DE2555550A1 - Verfahren und vorrichtung zum abfuehlen des beginns eines pump- oder stroemungsabrisszustandes in einem turbinentriebwerk - Google Patents
Verfahren und vorrichtung zum abfuehlen des beginns eines pump- oder stroemungsabrisszustandes in einem turbinentriebwerkInfo
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Description
Verfahren und Vorrichtung zum Abfühlen des Beginns eines Pump- oder Strömungsabrißzustandes in einem Turbinentriebwerk
Die Erfindung bezieht sich auf Turbinentriebwerke und betrifft insbesondere ein Verfahren und eine Vorrichtung
zum Abfühlen, wann das Triebwerk in der Nähe eines Pumpoder Strömungsabrißzustandes arbeitet. Gemäß der Erfindung
wird außerhalb des Leerlaufes das Bevorstehen eines Strömungsabrisses und eines Pumpens in dem
Gebläse (Fan) oder in dem Verdichterteil des Triebwerkes abgefühlt, bevor ein vollständiges Abreißen der Luftströmung
im Triebwerk erfolgt. Durch Voraussehen oder Abfühlen des Beginns des Pumpens kann eine Änderung der
Stellgröße vorgenommen werden, um den tatsächlichen Strömungsabriß- oder Pumpzustand zu vermeiden, wodurch
die Triebwerkslebensdauer verlängert, eine starke Ver-
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schlechterung der Triebwerksleistung verhindert und der Betriebssicherheitsbereich von mit Turbinentriebwerken
ausgerüsteten Flugzeugen verbessert wird. Aus— serdem kann eine höhere Leistungsfähigkeit von einem
Triebwerk erhalten werden, welches wegen des Schutzes, den das Verfahren und die Vorrichtung nach der Erfindung
bieten, mit einem minimalen Spielraum für das Pumpen betrieben werden kann.
Das Verfahren und die Vorrichtung nach der Erfindung können außerdem vorteilhaft bei nicht in Flugzeugen
oder im Flug befindlichen Turbinentriebwerken und/oder bei Gebläse- und Verdichtereinstelltests angewendet
werden, während welchen absichtliche Pumpvorgänge hervorgerufen werden müssen, um die Pumplinie zu bestimmen
und festzulegen. Durch Kennzeichnen des Punktes, an welchem das Pumpen bevorsteht, noch dazu durch das Vermeiden
der mechanischen und/oder aerodynamischen Belastung, die durch den Pumpzustand hervorgerufen wird,
können viel mehr Daten und eine größere Gerätelebensdauer erhalten werden.
Die vorliegende Erfindung ist eine Verbesserung gegenüber der Pumpnähe-Anzeigeeinrichtung für Turbinentriebwerke,
die in der US-Patentanmeldung f SN 400 307,
"Near Surge Indicator for Turbine Engines" vom 24. September 1973 bereits vorgeschlagen ist. Bei dem älteren
Vorschlag sind zwei druckempfindliche Wandler mit Drucksonden verbunden, die in einem Triebwerksströmungskanal,
wie beispielsweise dem Gebläseauslaß kanal eines Bypass- oder Mantelstromtriebwerkes, angeordnet sind.
Einer der Druckgeber hat eine hohe Ansprechempfindlichkeit
und spricht auf einen Frequenzbereich von etwa 0 bis 1000 Hz an. Das Ausgangssignal dieses Druckgebers
mit hoher Ansprechempfindlichkeit wird durch ein Band-
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paßfliter hindurchgeleitet, vim die interessierenden Frequenzen,
ungefähr 10 bis 250 Hz, zu isolieren und um die Druckschwankungsfrequenzen außerhalb dieses Bereiches
zu dämpfen. Der andere Druckgeber hat eine niedrige Ansprechempfindlichkeit und spricht nur auf niedrige
Druckfrequenzen an. Das Ausgangssignal des Druckgebers mit der niedrigen Ansprechempfindlichkeit wird durch
ein Tiefpaßfilter hindurchgeleitet, um sämtliche Frequenzen oberhalb von etwa 1/4 Hz zu dämpfen und um nur
niedrige Frequenzen durch diesen hindurchzulassen, die dem stationären absoluten Druckwert äquivalent sind.
Das Verhältnis der Amplituden der Hochfrequenzdruckschwankungen zu dem stationären Signal wird in einem
Verhältnisrechner elektronisch berechnet und dieses Verhältnis wird ständig mit einem vorbestimmten Bezugsverhältnis
in einer Komparatorschaltung verglichen. Wenn das berechnete Verhältnis größer ist als das Bezugsverhältnis, wird das Bevorstehen oder das Vorhandensein
eines Pumpzustandes gemeldet und es kann eine Änderung der Stellgröße vorgenommen oder ein Warnsignal
erzeugt werden.
Der tatsächliche Beginn des Pumpens kann gemäß dem älteren Vorschlag ebenfalls abgefühlt werden, indem
durch den Druckgeber mit der hohen Ansprechempfindlichkeit
Frequenzen in dem Bereich von 10 Hz bis 90 Hz hindurchgeleitet und das· vorbestimmte Verhältnis entsprechend
modifiziert wird«
Die vorliegende Erfindung stellt eine Verbesserung des älteren Vorschlags dar und benutzt dasselbe Grundprinzip,
daß nämlich außerhalb des Leerlaufes dem Strömungsabriß und dem Gebläsepumpen eine Zunahme von Druckschwankungen
hoher Frequenz in dem Luftstrom hinter dem Gebläse vorausgeht. Bei dem älteren Vorschlag zeigen die
Druckschwankungen hoher Frequenz eine unterscheidende
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Kennung, die dazu benutzt werden kann, vor einem beginnenden
Pumpen zu warnen und automatisch Pumpverhütungsmaßnahmen einzuleiten.
Bei den heutigen Turbinentrxebwerken liegen die Druckwerte, die abgefühlt werden müssen, in einem Bereich
2 2
von 0,2 kp/cm bis 7 kp/cm (3 bis 100 psi). Es hat sich gezeigt, daß zur Erzielung bester Ergebnisse mit
der Pumpnähe-Anzeigeeinrichtung gemäß dem älteren Vor-
schlag der nützliche Signalbereich von 0,2 kp/cm bis
2
1,4 kp/cm geht. Typische Druckfühler, die gegenwärtig verfügbar sind, haben eine Genauigkeit von plus oder minus zwei Prozent des vollen Skalenbereiches, so daß sogar bei den höchsten Drücken, die in dem Triebwerk auftreten, der Druck nur bis zu einer Genauigkeit von
1,4 kp/cm geht. Typische Druckfühler, die gegenwärtig verfügbar sind, haben eine Genauigkeit von plus oder minus zwei Prozent des vollen Skalenbereiches, so daß sogar bei den höchsten Drücken, die in dem Triebwerk auftreten, der Druck nur bis zu einer Genauigkeit von
2
plus oder minus 0,14 kp/cm abgefühlt werden kann. In sehr großen Höhen kann der Druck einen niedrigen Wert
plus oder minus 0,14 kp/cm abgefühlt werden kann. In sehr großen Höhen kann der Druck einen niedrigen Wert
2 haben, beispielsweise 0,2 kp/cm , und in diesem Fall
ist die Genauigkeit des Ausgangssignals der Druckfühler relativ gering. Außerdem erfordert die Vorrichtung gemäß
dem älteren Vorschlag die Berechnung eines Verhältnisses der Amplituden der Druckschwankungen hoher
Frequenz zu dem stationären Druck und die Genauigkeit dieser Verhältnisberechnung wird bei niedrigen Drücken
stark verringert.
Die Erfindung überwindet die Beschränkungen des älteren
Vorschlags, indem die Signalverhältnisberechnung beseitigt und an ihrer Stelle ein Triggerwert als eine
Funktion des stationären Druckes erzeugt wird. Die Druckschwankungen hoher Frequenz werden mit dem Triggerwert verglichen und Druckschwankungen hoher Frequenz,
welche den Triggerwert überschreiten, zeigen das Bevorstehen eines Strömungsabrisses oder Gebläsepumpens
außerhalb des Leerlaufs an. Diese Verbesserung gestattet
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einen zuverlässigeren Betrieb bei niedrigen Druckwerten, die in großer Höhe und unter Teillastbedingungen
auftreten.
In einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung sind
zwei Druckmeßwertwandler mit Drucksonden verbunden, die in einem Strömungskanal eines Bypass-Triebwerks
stromabwärts des Gebläses angeordnet sind und auf Druckschwankungen ansprechen, die in dem Luftstrom auftreten.
Ein Wandler hat eine hohe Ansprechempfindlichkeit und sein Ausgangssignal wird durch ein Bandpaßfilter
hindurchgeleitet, um die interessierenden hohen Frequenzen zu isolieren. Der andere Wandler hat eine
niedrige Ansprechempfindlichkeit und sein Ausgangssignal wird durch ein Tiefpaßfilter hindurchgeleitet,
um einen stationären Druckwert zu schaffen. Der stationäre Druckwert wird benutzt, um einen Triggerwert
festzulegen, der dann mit dem Hochfrequenzsignal verglichen wird, das in dem Bandpaßfilter erzeugt wird.
Wenn die Amplitude des Hochfrequenzdrucksignals größer ist als der Triggerwert, nähert sich das Triebwerk
einem Pump- oder Strömungsabrißzustand und es kann ein Warnsignal erzeugt werden, welches als ein Alarmsignal
dienen oder zur Änderung der Stellgröße benutzt werden kann.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in der Zeichnung dargestellt und wird im folgenden näher, beschrieben.
Es. zeigen:
Fig.. 1 ein Schema eines Bypass-Triebwerks, welches
die Anordnung der druckempfindlichen Wandler und ihre Verbindung mit der verbesserten
Pumpnähe-Anzeigeeinrichtung zeigt, und
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Fig. 2 ein Diagramm des in Fig. 1 erzeugten Triggerwertes als eine Funktion des stationären
Druckes.
Fig. 1 zeigt in schematischer Form einen Teil eines typischen Bypass-Triebwerkes 10 mit axialer Strömung.
In Bypass-Triebwerken wird Luft durch den Triebwerkseinlaß hindurch in die Fan- oder Gebläsestufe 12 geleitet,
in welcher die Luft mittels rotierender Gebläseschaufeln und feststehender Leitschaufeln verdichtet
wird. Es kann mehr als eine Gebläsestufe 12 vorgesehen sein. Ein Teil der Gebläseluft wird dann in einen
mehrstufigen Verdichter 14 geleitet, in welchem eine weitere Verdichtung der Luft erfolgt. Diese Luft
wird verbrannt und durch Turbinen hindurchgeleitet, welche die Gebläse- und Verdichterstufen antreiben,
und schließlich wird die Luft durch eine Düse hindurchgeleitet, so daß das Triebwerk einen Vortrieb erzeugt.
Ein weiterer Teil der verdichteten Gebläseluft wird in einen Bypass- oder Nebenstromkanal 16 geleitet, um
einen zusätzlichen Triebwerksschub zu erzeugen. Die Gebläseluft wird getrennt ausgestoßen oder wieder mit
dem Hauptluftstrom vermischt und dann durch die Düse ausgestoßen.
Zwei druckempfindliche Wandler sind mit Drucksonden verbunden,
die so angeordnet sind, daß sie den Druck in dem Gebläseauslaßkanal messen und sowohl auf Änderungen
der Amplitude als auch der Frequenz des Druckes der Luft ansprechen, welche durch die Gebläsestufe 12 hindurchgeht.
In Fig. 1 sind die Druckgeber als Drucksonden 18 und 20 dargestellt, die über Pneumatikleitungen
22 bzw. 24 mit Blöcken 26 und 28 verbunden sind, welche mit "Druckfühler mit niedriger Ansprechempfindlichkeit11
bzw. mit "Druckfühler mit hoher Ansprechempfindlichkeit" bezeichnet sind. Die Drucksonden 18 und 20 sind zwar
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gemäß der schematischen Darstellung in dem Gebläsenebenstromkanal
16 angeordnet, sie können jedoch an jeder geeigneten Stelle auf dem Gebläseauslaßweg
angeordnet sein. Die Anordnung der Drucksonden zwischen den Gebläse- und Verdichterstufen wird als Station 2,5
bezeichnet und das an diesem Punkt erzeugte Drucksignal wird mit P~ κ bezeichnet.
Der Druckgeber, der als Sonde 20 und Fühler 28 dargestellt ist, ist vorzugsweise ein Druckgeber mit hoher
Ansprechempfindlichkeit, welcher auf einen Bereich von Druckfrequenzen von etwa 0 Hz bis 1000 Hz und zumindest
von 0 Hz bis 100 Hz anspricht. Der Druckgeber, der als Sonde 18 und Fühler 26 dargestellt ist, ist
ein Druckgeber mit niedriger Ansprechempfindlichkeit, welcher auf niedrige Druckfrequenzen, beispielsweise
auf Frequenzen unter 10 Hz anspricht. Es ist zu erkennen, daß zwei Druckgeber 26 und 28 zu einem einzigen
Druckgeber zusammengefaßt werden können, welcher die gewünschte Ansprechempfindlichkeit über den gesamten
interessierenden Frequenzbereich hat, wobei die ausgewählten Frequenzen von Filtern geliefert werden.
Das Signal aus dem Druckfühler mit hoher Ansprechempfindlichkeit, der als Block 28 dargestellt ist, wird
durch einen nicht dargestellten Signalbehandlungsverstärker in ein Bandpaßfilter 30 geleitet, welches nur
die interessierenden Druckfrequenzen durchläßt, die ungefähr zwischen 10 Hz und 250 Hz liegen, und zwar
in Abhängigkeit von den genauen aerodynamischen Kenndaten des Gebläses. Die Druckfrequenzen außerhalb des
interessierenden Bereiches werden gedämpft. Das Ausgangssignal des Bandpaßfilters 30, das mit ΔΡ bezeichnet
ist, wird in einen Wechselstrom-Gleichstrom-Wandler 32 eingegeben, welcher das Wechselstromausgangs·
signal aus dem Druckfühler 28 in ein Gleichstromsignal
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zur anschließenden Verwendung umwandelt. Das Gleichstromausgangssignal
des Wandlers 32, welches zu der Amplitude der Drucksignale in dem von dem Filter 30 durchgelassenen
Frequenzbereich proportional ist/ wird dann durch einen nicht dargestellten Verstärkungsnormalisierungsverstärker
hindurchgeleitet und als eines der beiden Eingangssignale in einen Komparator 34 eingegeben.
Das Ausgangssignal aus dem Druckfühler mit niedriger Ansprechempfindlichkeit, der als Block 26 dargestellt
ist, wird ebenfalls durch einen nicht dargestellten Verstärker in ein Tiefpaßfilter 36 eingegeben, welches
auch ein Restausgleichselement enthalten kann. Das Tiefpaßfilter beseitigt alle Frequenzen oberhalb von
beispielsweise 1 Hz und vorzugsweise oberhalb von 1/4 Hz. Das Ausgangssignal des Tiefpaßfilters 36 ist im wesentlichen
ein Gleichstromsignal und hat eine Amplitude, die zu dem Absolutwert des stationären Druckes in dem
Gebläseauslaßkanal proportional ist. Das Ausgangssignal des Tiefpaßfilters 36 wird dann durch einen nicht
dargestellten Verstärkungsnormalisierungsverstärker hindurchgeleitet und anschließend in einen Funktionsgenerator
38 eingegeben, in welchem ein Bezugstriggerwertsignal ΔΡΤ als eine Funktion des absoluten stationären
Druckes P0 c erzeugt wird.
Fig. 2 zeigt ein Diagramm der Änderung des Triggerwertes
ΔΡΤ in Abhängigkeit von dem Absolutwert des stationären
Druckes P0 „. Der Triggerwert wird so geformt,
daß Ungenauigkeiten beseitigt werden, welche sich bei dem Betrieb der Pumpnähe-Anzeigeeinrichtung in großen
Höhen und unter Teillastbedingungen ergeben. Bei den
niedrigen Drücken, d.h. unter 0,35 kp/cm ist der Trig-
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gerwert AP„ eine Konstante, welche das Erfassen von
Druckschwankungen hoher Frequenz gestattet, ohne durch die üngenauigkeit des Niederfrequenzdruckfühlers beeinflußt
zu werden. In dem mittleren Bereich, d.h. zwi-
2 2
sehen ungefähr 0,35 kp/cm und 1f4 kp/cm wird ΔΡΤ
gleich einer Konstanten mal P0 j. gesetzt, welche gestattet,
ein Äquivalent APm/Po c zu schaffen. Gemäß
Fig. 2 beträgt die Konstante, die als Beispiel gezeigt ist, O,4.
In den hohen Druckbereichen, typischerweise oberhalb
von 1,4 kp/cm , in welchen die Druckwerte im allgemeinen über denjenigen liegen, die für die Pumpnähe-Anzeigeeinrichtung
von Interesse sind, aber innerhalb der Grenzen, die durch die Druckgeber toleriert werden
müssen, wird ΔΡΤ auf einen hohen Wert angehoben, um
eine ungewollte Erfassung von Störungen zu vermeiden, beispielsweise von Druckspitzen, die durch Schuberhöhungsvorrichtungen,
wie sie typischerweise in Bypass-Triebwerken
benutzt werden, erzeugt werden.
Die gerätemäßige Ausführung der in Fig.2 innerhalb des
Blockes 38 dargestellten Kurve kann durch bekannte verfügbare elektronische Schaltungen erfolgen.
Das Ausgangssignal des Funktionsgenerators 38, d.h. das Signal ΔΡ™ wird dann als ein zweites Eingangssignal
dem Komparator 34 zugeführt. Der Komparator 34 vergleicht das Hochfrequenzsignal ΔΡ mit dem Triggerwertsignal ΔΡΤ
und, wenn das Hochfrequenzsignal ΔΡ den Triggerwert Δ Ρ™ übersteigt, erzeugt der Komparator 34 ein Ausgangssignal.
Das Ausgangssignal kann einer Triebwerkssteuervorrichtung zugeführt werden, welche eine Änderung des
Stellwertes verlangt, um das Pumpen zu verhindern oder zu mindern, oder das Signal kann zum Auslösen eines Alarms
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benutzt werden. Die Stellgrößenänderung könnte das Aufmachen von Öffnungen in dem Triebwerk, das Öffnen der
Gasgenerator- und/oder der Gebläse-Nebenstromdüsen, das Verringern der Kraftstoffzufuhr oder das Zurückstellen
von einstellbaren Gebläse- und/oder Verdichterleiträdern beinhalten. Der Alarm könnte ein Lichtzeichen oder ein
Summton sein oder aber eine Markierung, welche das Rückstellen einer Steuervorrichtung anzeigt.
Der Vorteil der Verwendung des Triggerwertes im Gegensatz zu der Verhältnisberechnung besteht darin, daß
ein Betrieb bei niedrigen Druckwerten möglich ist, bei welchen Druckfühler besonders ungenau sind. Der Betrieb
kann außerdem oberhalb derjenigen Druckwerte gesperrt werden, die über dem interessierenden Bereich
liegen. Die Schaltungsausführung ist einfacher als bei der Verhältnisberechnung und außerdem rauschärmer,
was eine bessere Genauigkeit ergibt.
Mit Hilfe der Erfindung kann das Pumpen in einem Turboluftstrahltriebwerk
in einem Zeitpunkt vorausgesehen werden, der viel früher liegt als bei bekannten Anordnungen.
Durch Messen der aerodynamischen Kenndaten des Triebwerkes in dem Gebläseauslaßteil ist eine größere Realzeitwarnung
verfügbar, bevor das Pumpen in dem Triebwerk tatsächlich auftritt, wodurch mehr Zeit zur Verfügung
steht, um die Änderung der Stellgröße zur Vermeidung des Pumpens vorzunehmen.
Die Erfindung ist zwar in ihrer bevorzugten Ausführungsform für die Verwendung in dem Gebläseauslaßströmungsweg
eines Bypass-Triebwerkes beschrieben worden, es ist jedoch zu erkennen, daß die erfindungsgemäße Lehre bei
einem Turboluftstrahltriebwerk oder bei der Verdichter-
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stufe eines Turbinentriebwerkes, bei welchem die Drucksonden
in dem Verdichterauslaßströmungsweg angeordnet würden, anwendbar ist. Die Form des Triggersignals würde
entsprechend geändert und der Frequenzbereich des Bandpaßfilters würde so eingestellt werden, daß es nur diejenigen
Frequenzen durchläßt, die als repräsentativ für die speziellen aerodynamischen Kenndaten des Triebwerkes
festgelegt sind.
Die Erfindung ist zwar in bezug auf elektronische Schaltungen beschrieben worden, es versteht sich jedoch,
daß auch mechanische Bauteile, Fluidik-Bauteile oder andere Bauteile verwendet werden können und daß im Rahmen
der Erfindung in der Kombination und Anordnung der Pumpanzeigeeinrichtung und ihres Betriebsverfahrens weitere
Änderungen vorgenommen werden können.
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Claims (10)
1. Anzeigeeinrichtung für ein Turbinentriebwerk, gekennzeichnet durch eine Druckabfühleinrichtung, die
in einem Strömungskanal des Triebwerkes angeordnet ist und Signale erzeugt, welche eine Funktion der Gasdruckschwankungen
darin sind/ durch ein Bandpaßfilter, welches
so angeschlossen ist, daß es die Signale empfängt, und welches nur die für das Pumpen des Triebwerks charakteristischen
Signalkomponenten hoher Frequenz durchläßt, durch ein Tiefpaßfilter, welches ebenfalls so angeschlossen
ist, daß es die Signale empfängt und welches nur die den stationären Druck anzeigenden Signalkomponenten
niedriger Frequenz durchläßt, durch eine Einrichtung zur Erzeugung eines Triggersignals aus den Signalkomponenten
niedriger Frequenz, und durch einen Komparator zum Vergleichen der Signalkomponenten hoher Frequenz mit
dem Triggersignal und zum Erzeugen eines Ausgangssignals, wenn die Amplitude der Signalkomponenten hoher
Frequenz die Amplituden des Triggersignals überschreitet.
2. Anzeigeeinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Druckabfühleinrichtung einen ersten Druckgeber mit hoher Ansprechempfindlichkeit und einen
zweiten Druckgeber mit niedriger Ansprechempfindlichkeit
enthält.
3. Anzeigeeinrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die durch den ersten Druckgeber erzeugten
Signale dem Bandpaßfilter zugeführt werden und daß die durch den zweiten Druckgeber erzeugten Signale dem Tiefpaßfilter
zugeführt werden.
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4. Anzeigeeinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3,
dadurch gekennzeichnet, daß das Bandpaßfilter so abgestimmt ist, daß es Signalkomponenten in dem ungefähren
Bereich von 10 Hz bis 250 Hz durchläßt.
5. Anzeigeeinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalkomponenten niedriger
Frequenz, die von dem Tiefpaßfilter durchgelassen werden, unterhalb etwa 1 Hz liegen.
6. Anzeigeeinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
dadurch gekennzeichnet, daß die Druckabfühleinrichtung in dem Gebläseluftstromkanal eines Bypass-Triebwerkes
angeordnet ist.
7. Anzeigeeinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zur Erzeugung
eines Triggersignals ein Funktionsgenerator ist.
8. Anzeigeeinrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Funktionsgenerator ein Triggersignal
erzeugt, welches bei niedrigen Amplituden der Signalkomponenten niedriger Frequenz konstant ist, welches
mit Zwischenamplituden der Signalkomponenten niedriger Frequenz linear ansteigt und welches bei hohen Amplituden
der Signalkomponenten niedriger Frequenz einen hohen
konstanten Wert hat.
9. Verfahren zum Feststellen des BevorStehens des Pumpens in einem Turboluftstrahltriebwerk, gekennzeichnet
durch folgende Schritte:
Erzeugen von Signalen, welche die Gasdruckschwingungen anzeigen, die in einem Strömungskanal des Triebwerkes
auftreten.
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Modifizieren der Gasdruckschwingungssignale, indem aus ihnen die Frequenzkomponenten entfernt werden, die für
das bevorstehende Pumpen in dem Triebwerk nicht charakteristisch sind.
Bilden eines stationären Drucksignals aus den Gasdruckschwingungssignalen,
Erzeugen eines Triggersignals aus dem stationären Drucksignal, und
Vergleichen des Triggersignals mit den modifizierten Gasdruckschwingungssignalen.
10. Verfahren nach Anspruch 9, gekennzeichnet durch folgenden weiteren Schritt:
Erzeugen eines Ausgangssignals, welches das Bevorstehen des Pumpens in dem Triebwerk anzeigt, wenn die modifizierten
Gasdruckschwingungssignale das Triggersignal überschreiten.
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Families Citing this family (125)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DK139916B (da) * | 1975-08-12 | 1979-05-14 | Nordisk Ventilator | Apparat til detektering af stallingtilstand for en aksialventilator. |
US4196472A (en) * | 1977-09-09 | 1980-04-01 | Calspan Corporation | Stall control apparatus for axial flow compressors |
US4164034A (en) * | 1977-09-14 | 1979-08-07 | Sundstrand Corporation | Compressor surge control with pressure rate of change control |
US4164035A (en) * | 1977-09-14 | 1979-08-07 | Sundstrand Corporation | Surge control for variable speed-variable geometry compressors |
US4164033A (en) * | 1977-09-14 | 1979-08-07 | Sundstrand Corporation | Compressor surge control with airflow measurement |
EP0024823A1 (de) * | 1979-08-22 | 1981-03-11 | Imperial Chemical Industries Plc | Verfahren und Apparat zur Kontrolle des Pumpens eines Kompressors |
FR2467308A1 (fr) * | 1979-10-12 | 1981-04-17 | Borg Warner | Dispositif de suppression de pompage pour systeme commande par un compresseur |
DE3226849A1 (de) * | 1982-07-17 | 1984-03-22 | Robert Bosch Gmbh, 7000 Stuttgart | Vorrichtung zum ueberwachen eines drucksensors |
US4550564A (en) * | 1984-03-19 | 1985-11-05 | United Technologies Corporation | Engine surge prevention system |
FR2661745B1 (fr) * | 1990-05-04 | 1995-06-30 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | Procede et dispositif de mesure de pressions instationnaires. |
US5517852A (en) * | 1994-11-02 | 1996-05-21 | Standard Aero Limited | Diagnostic performance testing for gas turbine engines |
US6244831B1 (en) * | 1998-08-12 | 2001-06-12 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Control device for variable displacement pump |
US6354806B1 (en) * | 2000-03-27 | 2002-03-12 | Micon Systems, Llc | Compressor incipient surge detection system |
US6865935B2 (en) * | 2002-12-30 | 2005-03-15 | General Electric Company | System and method for steam turbine backpressure control using dynamic pressure sensors |
US8667688B2 (en) | 2006-07-05 | 2014-03-11 | United Technologies Corporation | Method of assembly for gas turbine fan drive gear system |
US7704178B2 (en) | 2006-07-05 | 2010-04-27 | United Technologies Corporation | Oil baffle for gas turbine fan drive gear system |
US8753243B2 (en) | 2006-08-15 | 2014-06-17 | United Technologies Corporation | Ring gear mounting arrangement with oil scavenge scheme |
US8858388B2 (en) | 2006-08-15 | 2014-10-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine gear train |
US9976437B2 (en) | 2006-08-15 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Epicyclic gear train |
US10107231B2 (en) | 2006-08-15 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with geared architecture |
EP2074306A1 (de) | 2006-10-12 | 2009-07-01 | United Technologies Corporation | Integrierte gebläsedüse mit variablem querschnitt und schubumkehrvorrichtung mit doppelfunktionskaskade |
US20080273961A1 (en) | 2007-03-05 | 2008-11-06 | Rosenkrans William E | Flutter sensing and control system for a gas turbine engine |
US7905702B2 (en) * | 2007-03-23 | 2011-03-15 | Johnson Controls Technology Company | Method for detecting rotating stall in a compressor |
US11486311B2 (en) | 2007-08-01 | 2022-11-01 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
US11149650B2 (en) | 2007-08-01 | 2021-10-19 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
US11346289B2 (en) | 2007-08-01 | 2022-05-31 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
US20150377123A1 (en) | 2007-08-01 | 2015-12-31 | United Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
US11242805B2 (en) | 2007-08-01 | 2022-02-08 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
US9701415B2 (en) | 2007-08-23 | 2017-07-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle |
US9957918B2 (en) | 2007-08-28 | 2018-05-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine front architecture |
US20140157754A1 (en) | 2007-09-21 | 2014-06-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine compressor arrangement |
US20140174056A1 (en) | 2008-06-02 | 2014-06-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine |
US9885313B2 (en) | 2009-03-17 | 2018-02-06 | United Technologes Corporation | Gas turbine engine bifurcation located fan variable area nozzle |
US9995174B2 (en) | 2010-10-12 | 2018-06-12 | United Technologies Corporation | Planetary gear system arrangement with auxiliary oil system |
US10605167B2 (en) | 2011-04-15 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine front center body architecture |
US9523422B2 (en) | 2011-06-08 | 2016-12-20 | United Technologies Corporation | Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine |
US9239012B2 (en) | 2011-06-08 | 2016-01-19 | United Technologies Corporation | Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine |
US9631558B2 (en) | 2012-01-03 | 2017-04-25 | United Technologies Corporation | Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine |
US9506422B2 (en) | 2011-07-05 | 2016-11-29 | United Technologies Corporation | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines |
US9909505B2 (en) | 2011-07-05 | 2018-03-06 | United Technologies Corporation | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines |
US9938898B2 (en) | 2011-07-29 | 2018-04-10 | United Technologies Corporation | Geared turbofan bearing arrangement |
US9416677B2 (en) | 2012-01-10 | 2016-08-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine forward bearing compartment architecture |
US20130186058A1 (en) | 2012-01-24 | 2013-07-25 | William G. Sheridan | Geared turbomachine fan and compressor rotation |
US8869508B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-10-28 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine variable area fan nozzle control |
US9394852B2 (en) | 2012-01-31 | 2016-07-19 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle with wall thickness distribution |
US10415468B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer system |
US10724431B2 (en) | 2012-01-31 | 2020-07-28 | Raytheon Technologies Corporation | Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine |
US8863491B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
US10240526B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
US10287914B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
US20130192240A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Peter M. Munsell | Buffer system for a gas turbine engine |
US20150192070A1 (en) | 2012-01-31 | 2015-07-09 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US8935913B2 (en) | 2012-01-31 | 2015-01-20 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US9169781B2 (en) | 2012-01-31 | 2015-10-27 | United Technologies Corporation | Turbine engine gearbox |
US20130192251A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Peter M. Munsell | Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine |
US10113434B2 (en) | 2012-01-31 | 2018-10-30 | United Technologies Corporation | Turbine blade damper seal |
US10400629B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-09-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
US20130192191A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Frederick M. Schwarz | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
US20150345426A1 (en) | 2012-01-31 | 2015-12-03 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
US9593628B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-03-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine variable area fan nozzle with ice management |
US20130192198A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Lisa I. Brilliant | Compressor flowpath |
US9835052B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-12-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
US10107191B2 (en) | 2012-02-29 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Geared gas turbine engine with reduced fan noise |
US8790075B2 (en) | 2012-03-30 | 2014-07-29 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine geared architecture axial retention arrangement |
US10138809B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-11-27 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with a high ratio of thrust to turbine volume |
US10125693B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-11-13 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with power density range |
US20150308351A1 (en) | 2012-05-31 | 2015-10-29 | United Technologies Corporation | Fundamental gear system architecture |
US8572943B1 (en) | 2012-05-31 | 2013-11-05 | United Technologies Corporation | Fundamental gear system architecture |
EP3456943B1 (de) | 2012-09-28 | 2021-08-04 | Raytheon Technologies Corporation | Strömungsmessendes t-rohr mit geteilter zone |
US20160138474A1 (en) | 2012-09-28 | 2016-05-19 | United Technologies Corporation | Low noise compressor rotor for geared turbofan engine |
CA2886359C (en) | 2012-10-08 | 2018-11-27 | United Technologies Corporation | Geared turbine engine with relatively lightweight propulsor module |
EP2909460A4 (de) | 2012-10-09 | 2016-07-20 | United Technologies Corp | Turbogebläsemotor mit verbesserter bedienbarkeit mit veränderlichen verdichterabschnittleitschaufeln |
JP6071449B2 (ja) * | 2012-11-14 | 2017-02-01 | 三菱重工業株式会社 | 軸流式回転機械の状態監視システム、及び軸流式回転機械 |
US9932933B2 (en) | 2012-12-20 | 2018-04-03 | United Technologies Corporation | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size |
US9920653B2 (en) | 2012-12-20 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size |
US10436120B2 (en) | 2013-02-06 | 2019-10-08 | United Technologies Corporation | Exhaust nozzle for an elongated gear turbofan with high bypass ratio |
WO2014158439A1 (en) | 2013-03-12 | 2014-10-02 | United Technologies Corporation | Flexible coupling for geared turbine engine |
US10605172B2 (en) | 2013-03-14 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Low noise turbine for geared gas turbine engine |
US11719161B2 (en) | 2013-03-14 | 2023-08-08 | Raytheon Technologies Corporation | Low noise turbine for geared gas turbine engine |
US10724479B2 (en) | 2013-03-15 | 2020-07-28 | United Technologies Corporation | Thrust efficient turbofan engine |
US9885282B2 (en) | 2013-03-15 | 2018-02-06 | United Technologies Corporation | Turbofan engine bearing and gearbox arrangement |
JP6122671B2 (ja) * | 2013-03-19 | 2017-04-26 | 三菱重工業株式会社 | 回転機械のディフューザ、及び、回転機械 |
EP2994628A4 (de) | 2013-05-09 | 2017-01-18 | United Technologies Corporation | Stirnteil für turbofantriebwerk |
WO2014182546A2 (en) | 2013-05-09 | 2014-11-13 | United Technologies Corporation | Turbofan engine front section |
CN103452605A (zh) * | 2013-09-02 | 2013-12-18 | 哈尔滨热电有限责任公司 | 基于dcs系统的背压保护控制方法 |
CN103485838A (zh) * | 2013-09-03 | 2014-01-01 | 哈尔滨热电有限责任公司 | 300mw高背压机组供热抽汽量改变时保护安全裕度及背压保护控制方法 |
EP3058202A4 (de) | 2013-10-16 | 2017-06-28 | United Technologies Corporation | Turbogebläsemotor mit gezielter modularer wirkung |
CN103485835A (zh) * | 2013-10-30 | 2014-01-01 | 哈尔滨热电有限责任公司 | 300mw高背压机组系统的背压保护控制方法 |
WO2015112212A2 (en) | 2013-11-01 | 2015-07-30 | United Technologies Corporation | Geared turbofan arrangement with core split power ratio |
US10502163B2 (en) | 2013-11-01 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Geared turbofan arrangement with core split power ratio |
US8869504B1 (en) | 2013-11-22 | 2014-10-28 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine gearbox arrangement |
US10495106B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-12-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015175073A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
WO2015126449A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP4279706A3 (de) | 2014-02-19 | 2024-02-28 | RTX Corporation | Gasturbinenmotorschaufel |
WO2015126715A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10570916B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-02-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
US10557477B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-02-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
EP3108122B1 (de) | 2014-02-19 | 2023-09-20 | Raytheon Technologies Corporation | Turboluftstrahltriebwerk mit getriebefan und niederdruckverdichterschaufeln |
EP3108104B1 (de) | 2014-02-19 | 2019-06-12 | United Technologies Corporation | Gasturbinenmotor-tragfläche |
EP3108120B1 (de) | 2014-02-19 | 2021-03-31 | Raytheon Technologies Corporation | Gasturbinentriebwerk mit einer getriebearchitektur und einer spezifischen festen schaufelstruktur |
EP3108113A4 (de) | 2014-02-19 | 2017-03-15 | United Technologies Corporation | Gasturbinenmotor-tragfläche |
US10280843B2 (en) | 2014-03-07 | 2019-05-07 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with integral front support and carrier |
US9879608B2 (en) | 2014-03-17 | 2018-01-30 | United Technologies Corporation | Oil loss protection for a fan drive gear system |
US9976490B2 (en) | 2014-07-01 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Geared gas turbine engine with oil deaerator |
US10060289B2 (en) | 2014-07-29 | 2018-08-28 | United Technologies Corporation | Geared gas turbine engine with oil deaerator and air removal |
US9915225B2 (en) | 2015-02-06 | 2018-03-13 | United Technologies Corporation | Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine |
US9470093B2 (en) | 2015-03-18 | 2016-10-18 | United Technologies Corporation | Turbofan arrangement with blade channel variations |
US10371168B2 (en) | 2015-04-07 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Modal noise reduction for gas turbine engine |
US9874145B2 (en) | 2015-04-27 | 2018-01-23 | United Technologies Corporation | Lubrication system for gas turbine engines |
CN104949838A (zh) * | 2015-05-19 | 2015-09-30 | 成都诚邦动力测试仪器有限公司 | 一种基于带通滤波电路的发动机测控系统 |
US10458270B2 (en) | 2015-06-23 | 2019-10-29 | United Technologies Corporation | Roller bearings for high ratio geared turbofan engine |
US10233773B2 (en) | 2015-11-17 | 2019-03-19 | United Technologies Corporation | Monitoring system for non-ferrous metal particles |
US10508562B2 (en) | 2015-12-01 | 2019-12-17 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with four star/planetary gear reduction |
US10073002B2 (en) * | 2016-03-03 | 2018-09-11 | United Technologies Corporation | Flutter detection sensor |
CN105888743B (zh) * | 2016-04-12 | 2017-11-07 | 国网上海市电力公司 | 一种超临界机组deh侧一次调频方法 |
DE102016225661A1 (de) * | 2016-12-20 | 2018-06-21 | Robert Bosch Gmbh | Turboverdichtervorrichtung |
US10669948B2 (en) | 2017-01-03 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Geared turbofan with non-epicyclic gear reduction system |
US10738646B2 (en) | 2017-06-12 | 2020-08-11 | Raytheon Technologies Corporation | Geared turbine engine with gear driving low pressure compressor and fan at common speed, and failsafe overspeed protection and shear section |
US10724445B2 (en) | 2018-01-03 | 2020-07-28 | Raytheon Technologies Corporation | Method of assembly for fan drive gear system with rotating carrier |
US11092020B2 (en) | 2018-10-18 | 2021-08-17 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor assembly for gas turbine engines |
US11781506B2 (en) | 2020-06-03 | 2023-10-10 | Rtx Corporation | Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines |
US11814968B2 (en) | 2021-07-19 | 2023-11-14 | Rtx Corporation | Gas turbine engine with idle thrust ratio |
US11754000B2 (en) | 2021-07-19 | 2023-09-12 | Rtx Corporation | High and low spool configuration for a gas turbine engine |
US11719245B2 (en) | 2021-07-19 | 2023-08-08 | Raytheon Technologies Corporation | Compressor arrangement for a gas turbine engine |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR1353595A (fr) * | 1963-01-16 | 1964-02-28 | Snecma | Dispositif anti-pompage pour empêcher les turbomachines de décrocher |
US3392739A (en) * | 1963-06-25 | 1968-07-16 | Bendix Corp | Pneumatic engine fuel control system |
US3671134A (en) * | 1967-09-27 | 1972-06-20 | Gen Electric | Fluidic signal detection and prevention of stall in compressors for gas turbine engines |
US3677000A (en) * | 1970-04-27 | 1972-07-18 | Faulkner C Thomson | System for the detection and control of compressor stall |
US3868625A (en) * | 1972-12-20 | 1975-02-25 | United Aircraft Corp | Surge indicator for turbine engines |
-
1974
- 1974-12-11 US US05/531,636 patent/US3935558A/en not_active Expired - Lifetime
-
1975
- 1975-12-10 BE BE162607A patent/BE836477A/xx unknown
- 1975-12-10 DE DE19752555550 patent/DE2555550A1/de active Pending
- 1975-12-11 SE SE7513981A patent/SE7513981L/xx unknown
- 1975-12-11 NO NO754197A patent/NO754197L/no unknown
- 1975-12-11 DK DK562475A patent/DK562475A/da unknown
- 1975-12-11 FR FR7537900A patent/FR2294329A1/fr active Granted
- 1975-12-11 IT IT30183/75A patent/IT1054671B/it active
- 1975-12-11 NL NL7514478A patent/NL7514478A/xx not_active Application Discontinuation
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
NL7514478A (nl) | 1976-06-15 |
SE7513981L (sv) | 1976-06-14 |
BE836477A (fr) | 1976-04-01 |
FR2294329A1 (fr) | 1976-07-09 |
DK562475A (da) | 1976-06-12 |
NO754197L (de) | 1976-06-14 |
US3935558A (en) | 1976-01-27 |
IT1054671B (it) | 1981-11-30 |
FR2294329B1 (de) | 1979-08-31 |
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---|---|---|
DE2555550A1 (de) | Verfahren und vorrichtung zum abfuehlen des beginns eines pump- oder stroemungsabrisszustandes in einem turbinentriebwerk | |
EP1759103B1 (de) | Verfahren zum betrieb eines verdichters einer gasturbine bei verdunstungskühlung der verdichteransaugluft | |
DE2802247C2 (de) | ||
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DE60203560T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung für kontinuierliche Vorhersage, Überwachung und Regelung der Verdichterstabilität durch Bestimmung von Indikatoren für umlaufende Strömungsablösung und Pumpen | |
US3006144A (en) | arnett etal | |
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