DE2413882C2 - Arrangement for starting up aircraft gas turbine engines and for operating aircraft auxiliary equipment - Google Patents

Arrangement for starting up aircraft gas turbine engines and for operating aircraft auxiliary equipment

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DE2413882C2 DE19742413882 DE2413882A DE2413882C2 DE 2413882 C2 DE2413882 C2 DE 2413882C2 DE 19742413882 DE19742413882 DE 19742413882 DE 2413882 A DE2413882 A DE 2413882A DE 2413882 C2 DE2413882 C2 DE 2413882C2
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    • B64D2013/0611—Environmental Control Systems combined with auxiliary power units (APU's)

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Anordnung zum Anfahren von Flugzeuggasturbinentriebwerken und zum Betreiben von Flugzeughilfsgeräten von mehrmotorigen Flugzeugen gemäß DE-PS 23 25 592.The invention relates to an arrangement for starting aircraft gas turbine engines and for operating aircraft auxiliary equipment of multi-engine aircraft according to DE-PS 23 25 592.

Bei der in dem genannten Patent beschriebenen Anordnung ist vorgesehen, daß jeweils ein eine turbinengetriebene Verdichterstufe und eine Brennkammer aufweisender Hilfsgaserzeuger sowie eine als Turbinenstufe ausgebildete Hilfsturbine zu einem Hilfsgasturbinentriebwerk zusammengefaßt sind. Ferner ist in dem genannten Patent vorgesehen, daß den Brennkammern der Hilfsgasturbinentriebwerke wahlweise Druckluft aus der Verdichterstufe oder Anzapfluft aus dem Flugzeugturbmentriebwerk zuführbar ist. In der Brennkammer der Hilfsgasturbinentriebwerke wird diese Luft dann durch Verbrennen von zugemischtem Flugbrennstoff in ihrem Energieinhalt erhöht. Die Drehzahl der Turbinenstufe der Hilfsgasturbinentriebwerke wird dabei im wesentlichen durch die Dosierung der Brennstoffzufuhr zur jeweiligen Brennkammer geregelt.In the arrangement described in the cited patent, it is provided that each one turbine-driven compressor stage and a combustion chamber having auxiliary gas generator and one as Turbine stage trained auxiliary turbine are combined to form an auxiliary gas turbine engine. Further is provided in said patent that the combustion chambers of the auxiliary gas turbine engines optionally Compressed air from the compressor stage or bleed air from the aircraft turbine engine can be supplied. In the combustion chamber of the auxiliary gas turbine engines is then mixed with this air by burning Aviation fuel increased in their energy content. The speed of the turbine stage of the auxiliary gas turbine engines is essentially determined by the metering of the fuel supply to the respective combustion chamber regulated.

Aufgabe der Erfindung ist es, den Gegenstand des Hauptpatents in weiterer Ausgestaltung so zu verbes-The object of the invention is to improve the subject matter of the main patent in a further embodiment.

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bO sern, daß die Hilfsgasturbinentriebwerke auch bei einer Unterbrechung der Brennstoffzufuhr in der Lage sind, die geforderten Funktionen, wie Anfahren der Flugzeugtriebwerke und Betreiben der Flugzeughilfsgeräte, zu erfüllen. bO sern that the auxiliary gas turbine engines are able to perform the required functions, such as starting the aircraft engines and operating the aircraft auxiliary equipment, even if the fuel supply is interrupted.

Die Erfindung löst diese Aufgabe durch die kennzeichnenden Merkmale des Patentanspruchs 1. Durch die erfindungsgemä3e Maßnahme ist es dabei möglich, die Hilfsgasturbinentriebwerke im Flug auch bei Fehlern, beispielsweise in der Brennstoffzuführung, mittels Triebwerksanzapfluft, wenn auch m.t verminderter Leistung, funktionsfähig zu erhalten. Zugleich weist die erfindungsgemäße Anordnung den Vorteil auf, daß die Hilfsgasturbinentriebwerke für den Antrieb der Flugzeughilfsgeräte am Boden als reine Druckluftturbine, die von einem bodengebundenen Drucklufterzeuger versorgt wird, beirieben werden können. Diese Betriebsart ist dann sinnvoll, wenn die Hilfsgasturbinentriebwerke keine schädlichen Abgase emittieren sollen, also z. B. in einem Hangar, oder wenn während der Erprobungsphase am Boden die Hilfsgasturbinentriebwerke durch niedrige Gastemperaturen geschont und die Lebensdauer der Hilfsturbine dadurch erhöht werden soll.The invention solves this problem with the characterizing features of claim 1. The measure according to the invention makes it possible to also use the auxiliary gas turbine engines in flight in the event of errors, for example in the fuel supply, by means of engine bleed air, albeit less Performance to keep working. At the same time, the arrangement according to the invention has the advantage that the auxiliary gas turbine engines for driving the aircraft auxiliary equipment on the ground as a pure compressed air turbine, which is supplied by a ground-based compressed air generator, can be operated. These Operating mode is useful if the auxiliary gas turbine engines should not emit harmful exhaust gases, so z. B. in a hangar, or if the auxiliary gas turbine engines on the ground during the testing phase Protected by low gas temperatures and the service life of the auxiliary turbine is increased as a result shall be.

Die in weiterer Ausgestaltung der Erfindung in den Ansprüchen 2 und 3 vorgeschlagenen Maßnahmen, die Verdichterstufe der Hilfsgasturbinentriebwerke jeweils als von der Hilfsturbine trennbar auszubilden ist, ist insofern besonders vorteilhaft, als dadurch gewährleistet ist, daß nahezu die gesamte in der Hilfsturbine erzeugte Leistung an die Nutzungsleistungswelle abgegeben wird. Dies ist insbesondere dann von Vorteil, wenn die Anlaßanlage der Hilfsgasturbinentriebwerke defekt ist und diese daher selbsttätig nicht in Betrieb genommen werden können.The measures proposed in a further embodiment of the invention in claims 2 and 3, the The compressor stage of the auxiliary gas turbine engines is to be designed as separable from the auxiliary turbine particularly advantageous in that it ensures that almost the entire in the auxiliary turbine generated power is delivered to the usage power wave. This is particularly advantageous if the starting system of the auxiliary gas turbine engines is defective and therefore does not operate automatically can be taken.

Im folgenden soll die Erfindung anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert werden. Die in der Figur gezeigte Anordnung entspricht dabei im wesentlichen der Darstellung gemäß F i g. 2 des zugehörigen Hauptpatents, wobei einander entsprechende Bauteile auch mit den gleichen Bezugszeichen versehen sind. In the following, the invention will be described in more detail with reference to an embodiment shown in the drawing explained. The arrangement shown in the figure corresponds essentially to the representation according to FIG F i g. 2 of the associated main patent, components that correspond to one another are also provided with the same reference numerals.

Die Figur zeigt den Aufbau eines Hilfsgasturbinentriebwerks, wie' es bei der Anordnung gemäß dem Hauptpatent Verwendung findet. Bei diesem Hilfsgasturbinentriebwerk ist auf einer Welle 30 eine Verdichterstufe 31 angeordnet. Vor der Verdichterstufe 31 ist ein Lufteinlauf 32 vorgesehen, der durch eine Sperrblende 33 oder eine Dralldrossel verschließbar ist. Die in der Verdichterstufe 31 komprimierte Frischluft gelangt über einen mit einem Absperrorgan 35 versehenen Kanal 34 zu einer Brennkammer 36, die in bekannter Weise Flugbrennstoff erhält. Über einen durch ein Ventil 38 absperrbaren Kanal 37, der vor dem Absperrorgan 35 vom Kanal 34 abgeht, kann der Verdichterstufe 31 Frischluft, z. B. für eine Klimaanlage, entnommen werden. Der Brennkammer 36 kann die notwendige Frischluft auch über einen mit einem Absperr- und Regelorgan 40 versehenen Kanal 39 zugeführt werden. Bei dem im Hauptpatent geschilderten Normalbetrieb wird nunmehr durch Verbrennen des eingespritzten Flugbrennstoffs der Energieinhalt der komprimierten Frischluft weiter erhöht, wobei die Brenngase nach der Verbrennung von der Brennkammer 36 über einen Kanal 41 zur Hilfsturbine 42 gelangen, wobei sie entspannt werden und dabei die Welle 30 antrieben. Die entspannten Abgase werden anschließend über ein Abgasrohr 43 ins Freie geleitet. Die gewünschte, zumThe figure shows the structure of an auxiliary gas turbine engine, as' it in the arrangement according to the Main patent is used. In this auxiliary gas turbine engine there is a compressor stage on a shaft 30 31 arranged. In front of the compressor stage 31, an air inlet 32 is provided, which is surrounded by a blocking screen 33 or a swirl throttle can be closed. The fresh air compressed in the compressor stage 31 passes over a channel 34 provided with a shut-off element 35 to a combustion chamber 36, which in a known manner Aviation fuel receives. Via a channel 37 which can be shut off by a valve 38 and which is in front of the shut-off element 35 going off from the channel 34, the compressor stage 31 fresh air, z. B. for an air conditioning system, taken will. The combustion chamber 36 can also supply the necessary fresh air with a shut-off and Regulating member 40 provided channel 39 are supplied. In the normal operation described in the main patent The energy content of the compressed fuel is now reduced by burning the injected aviation fuel Fresh air further increased, the combustion gases after combustion from the combustion chamber 36 via a Passage 41 to auxiliary turbine 42, wherein they are relaxed and thereby drive shaft 30. the Relaxed exhaust gases are then led outside via an exhaust pipe 43. The desired, for

Antrieb der Hilfsgeräte wie Generator, Hydraulikpumpe usw. erforderliche Leistung des Hilfsgasturbinentriebwerks kann einer Abtriebswelle 44 entnommen werden, die über ein Getriebe 45 mit der Welle 30 in Verbindung steht. An der Abtriebswelle 44 ist auch ein Antrieb 46 für an der Hilfsgasturbine angeordneten Verbraucher, wie Kraftstoffpumpe, Schmierölpumpe usw., vorgesehen.Drive of auxiliary equipment such as generator, hydraulic pump etc. required power of the auxiliary gas turbine engine can be taken from an output shaft 44 which is connected to the shaft 30 via a gear 45. On the output shaft 44 is also a Drive 46 for consumers arranged on the auxiliary gas turbine, such as fuel pumps, lubricating oil pumps etc., provided.

Abweichend von der Anordnung gemäß uem Hauptpatent ist bei der hier dargestellten Anordnung der Kana; 39 sowohl mit Anzapfluft aus dem Kompressorteil des hier nicht dargestellten Flugzeuggasturbinentriebwerks als auch, sofern sich das Flugzeug am Boden befindet, mit Druckluft aus einem bodengebundenen Drucklufterzeuger beaufschlagbar. Diese gelangt dann ebenfalls über die Brennkammer 36 in die Turbinenstufe 42 des Hilfsgasturbinentriebwerks. Am Eingang des Kanals 39 ist als Absperr- und Regelorgan 40 ein Ventil angeordnet. Ferner ist im Fall des hier dargestellten Ausführungsbeispiels die Verdichterstufe 31 durch eine Schaltkupplung 60 von der Welle 30 abtrennbar.The arrangement shown here differs from the arrangement according to the main patent the kana; 39 both with bleed air from the Compressor part of the aircraft gas turbine engine, not shown here, as well as, provided that the aircraft is located on the ground, can be acted upon with compressed air from a ground-based compressed air generator. This then also reaches the turbine stage 42 of the auxiliary gas turbine engine via the combustion chamber 36. At the entrance of the channel 39, a valve is arranged as a shut-off and regulating element 40. Further is in the case of the embodiment shown here, the compressor stage 31 can be separated from the shaft 30 by a clutch 60.

Soll nun das Flugzeugtriebwerk angelassen werden und ist aus einem der oben aufgeführten Gründe eine Einspritzung von Flugbrennstoff nicht möglich bzw. nicht erwünscht, so durchströmt die vom bodengebundenen Drucklufterzeuger gelieferte Luft zwar die Brennkammer 36, wird aber dort nicht aufgeheizt In diesem Fall wird die Verdichterstufe 31 von der Hilfsturbine 42 abgekoppelt, so daß letztere nahezu ihre volle Leistung an die Welle 44 abgibt Das gleiche gilt auch für den Fall, daß bei einem Ausfall vonShould the aircraft engine now be started and is one of the reasons listed above Injection of aviation fuel is not possible or not desired, so flows through the ground-based Compressed air generator supplied air to the combustion chamber 36, but is not heated there In this case, the compressor stage 31 is decoupled from the auxiliary turbine 42, so that the latter almost their delivers full power to the shaft 44 The same also applies in the event that in the event of a failure of

ίο Flugzeugtriebwerk und Gaserzeuger des Hilfsgasturbinentriebwerks im Fluge das Flugzeugtriebwerk mit Hilfe von fremderzeugten Treibgasen, die beispielsweise mittels eines Einkomponententreibstoffs erzeugt werden, erneut gestartet werden soll. Auch hierίο aircraft engine and gas generator of the auxiliary gas turbine engine in flight the aircraft engine with the help of externally generated propellant gases, for example are generated by means of a one-component fuel, is to be started again. Here too

is gelangen die Treibgase über den Kanal 39 und die Brennkammer 36 ohne Erwärmung in die Hilfsturbine 42.The propellant gases arrive via the channel 39 and the Combustion chamber 36 without heating in auxiliary turbine 42.

Die Drehzahlregelung der Hilfsturbine 42 wird in beiden Fällen dadurch realisiert, daß in AbhängigkeitThe speed control of the auxiliary turbine 42 is implemented in both cases in that as a function

von der Turbinendrehzahl der Öffnungsquerschnitt des Regelventils 40 verändert wird. Letzteres kann auch durch ein variables Turbinenleitgitter ersetzt werden.the opening cross-section of the control valve 40 is changed by the turbine speed. The latter can also be replaced by a variable turbine guide grille.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen1 sheet of drawings

Claims (3)

1 Patentansprüche:1 claims: 1. Anordnung zum Anfahren von Flugzeuggasturbinentriebwerken und zum Betreiben von Flugzeughilfsgeräten von mehrmotorigen Flugzeugen unter ^ Verwendung von wenigstens zwei wahlweise mit Anzapfluft der Flugzeuggasturbinentriebwerke oder mit Gas aus einem einen turbinengetriebenen Verdichter und eine Brennkammer aufweisenden Hilfsgaserzeuger beaufschlagbaren Hilfsturbinen, >" welche mit einem aus Geräteträgerverteilergetriebe und Flugzeughilfsgeräten bestehenden Energieversorgungspaket durch eine Antriebswelle verbunden sind, wobei der Hilfsgaserzeuger auch die Energie zum Anfahren der Flugzeuggasturbinentriebwerke liefert, bei der jeder Hilfsturbine ein Hilfsgaserzeuger, mit dem zusammen jeweils ein Hilfsgasturbinentriebwerk gebildet ist, und ein separates Energieversorgungspaket zugeordnet ist und den Brennkammern der HiJfsgasturbinentriebwerke wahlweise -n Druckluft aus deren Verdichter oder Anzapfluft der Flugzeuggasturbinentriebwerke zuführbar ist, gemäß DE-PS 2325592, dadurch gekennzeichnet, daß den Hilfsturbinen (42) an Stelle von Anzapfluft der Flugzeuggasturbinentriebwerke 2^ (1) auch Druckluft von einem bodengebundenen Drucklufterzeuger zuführbar ist, wobei zur Drehzahlregelung der Hilfsturbinen (42) an sich bekannte Regelorgane (40) im Zufuhrweg (39) für die Anzapfluft oder die vom Drucklufterzeuger geliefer- J° te Druckluft angeordnet sind.1. Arrangement for starting aircraft gas turbine engines and for operating aircraft auxiliary equipment of multi-engine aircraft using at least two optionally with bleed air from the aircraft gas turbine engines or with gas from a turbine-driven compressor and a combustion chamber having auxiliary gas generator, Aircraft auxiliary equipment are connected to the existing energy supply package by a drive shaft, the auxiliary gas generator also supplying the energy for starting the aircraft gas turbine engines, in which each auxiliary turbine has an auxiliary gas generator, with which an auxiliary gas turbine engine is formed, and a separate energy supply package and is assigned to the optional combustion chambers of the auxiliary gas turbine engines . n Compressed air from the compressor or bleed air of the aircraft gas turbine engines can be supplied, according to DE-PS 2325592, thereby geke It is noted that the auxiliary turbines (42) can also be supplied with compressed air from a ground-based compressed air generator instead of bleed air from the aircraft gas turbine engines 2 ^ (1) Bleed air or the compressed air supplied by the compressed air generator are arranged. 2. Anordnung nach Anspruch 1, bei der die Hilfsturbine jeweils auf einer gemeinsamen Welle mit der Verdichterstufe des Hilfsgaserzeugers angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, daß die i> Hilfsturbine (42) jeweils von der Verdichterstufe (31) abtrennbar ist.2. Arrangement according to claim 1, wherein the auxiliary turbine in each case on a common shaft is arranged with the compressor stage of the auxiliary gas generator, characterized in that the i> Auxiliary turbine (42) can be separated from each of the compressor stage (31). 3. Anordnung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Hilfsturbine (42) jeweils durch eine Schaltkupplung (60) von der Verdichterstufe (31) ·»« abtrennbar ist.3. Arrangement according to claim 2, characterized in that the auxiliary turbine (42) each by a Clutch (60) from the compressor stage (31) · »« is detachable.
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