DE2624281A1

DE2624281A1 - Brennstoffablasseinrichtung

Info

Publication number: DE2624281A1
Application number: DE19762624281
Authority: DE
Inventors: Donald Farley Sargisson; Barton Hunter Snow
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1975-06-02
Filing date: 1976-05-29
Publication date: 1976-12-16
Also published as: JPS521219A; FR2313265A1; IT1060789B; US4038817A

Description

Brennstoffablaßeinrichtung

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf Strahltriebwerksysteme und insbesondere auf Brennstoffsysteme von Strahltriebwerkflugzeugen mit Brennstoffablaßeinrichtungen.

Bei der Gestaltung von Flugzeugsystemen ist es üblich, Vorkehrungen für Brennstoffablaßvorgänge zu treffen, um das Gesamtgewicht des Flugzeugs wahlweise auf einen mit der Leistungsfähigkeit des Fahrwerks verträglichen Wert zu reduzieren. Dieses ist erforderlich, wenn ein Flugzeug dazu gezwungen ist, mit einer vollen Brennstoff beladung zu landen. Eine andere Anwendung für eine Brennstoffablaßeinrichtung ergibt sich im Fall einer Notlandung, vor der es zweckmäßig ist, die sich an Bord befindliche Brennstoffmenge zu reduzieren und hierdurch die Gefahr einer ausgeprägten Brandentwicklung zu vermindern. Bei Luftbetankungsflugzeugen ist es von großer Wichtigkeit, die Flugzeugtanks erst in der Luft vollständig zu füllen, so daß das teilweise betankte Flugzeug auf Flugfeldern mit kurzen Start- bzw. Landebahnen betrieben werden kann.

Die normale Lösung zura Ablassen von Brennstoff besteht darin, Ablaßhilf spumpen und ein zugeordnetes Leitungsnetz vorzusehen, um

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cen Brennstoff von den Flugzeugbrennstofftanks zu einer sicheren überbord- bzw. Außenstelle zu leiten, gewöhnlich im Heck des Flugzeugs oder an den Enden der Flügel. Ein solches System bedingt zusätzlich zu den Ventilen und dem Leitungssystem schwere Hilfspumpen, die nicht für andere Zwecke verwendbar sind. Das System beinhaltet somit einen bedeutenden Belastungsfaktor und eine Anlagen-Verteuerung. Außerdem führen brennstoffdichte Verbindungen in den Flugzeugzellen, die sonst keine Brennstoffleitungen enthalten, zu einer Vergrößerung des Gewichts und zu Sicherheitsproblemen. Um ferner festzustellen, wieviel Brennstoff abgelassen wurde, verläßt sich eine übliche Brennstoffablaßeinrichtung im allgemeinen auf vorliegende Brennstofftankmengenmesser, die gewöhnlich eine ungenaue Anzeige ergeben. Wenn andererseits die Strömungsmenge des abgelassenen Brennstoffs gemessen werden soll, muß ein gesondertes Meßgerät in das System eingebaut werden.

Eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht deshalb in der Schaffung einer Brennstoffablaßeinrichtung, die das Gewicht des Flugzeugs nicht wesentlich erhöht. Die Brennstoffablaßexnrxchtung soll ein Verwenden einer Ablaßhilfspumpe, einer besonderen Rohranlage sowie einer Meßvorrichtung und hiermit verbundene Sicherheitsprobieme eliminieren. Die Einrichtung soll während des Ablassens von Brennstoff keinen Brennstoff auf das Flugwerk bzw. die Zelle auftreffen lassen. Ferner soll die Einrichtung so gestaltet sein, daß sie während Verharrungszeiten des Flugzeugs am Boden und im Falle von Triebwerken mit einer Verstärkungseinrichtung während Betriebsperioden des Nachbrenners nicht betrieben werden kann. Die Brennstoffablaßexnrxchtung soll wirtschaftlich herzustellen und zweckmäßig anzuwenden sein.

Zur Lösung der gestellten Aufgabe wird nach einer Ausführungsform der Erfindung eine Leitung eingebaut, um den Brennstoffstrom von der Triebwerkbrennstofförderpumpe zum Heckrohr (tailpipe) des Triebwerks zu leiten, wo er abgelassen wird, ohne auf das Triebwerk oder Flugzeug aufzutreffen« Auf diese Weise werden Hilfspumpen und zugeordnete Rohrleitungen herkömmlicher Ablaßeinrichtungen eliminiert. Ferner bildet der vorhandene und einem jeden Triebwerk

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zugeordnete Strömungsmesser eine genaue Anzeige der abgelassenen Brennstoffmenge. Eine Steuerung bzw. Regelung des Brennstoffablaßstroms wird mittels eines Magnetventils aufrechterhalten, das wahlweise durch die Bedienungsperson geöffnet wird, wenn ein Ablassen des Brennstoffs vom Flugzeug erwünscht ist. Es ist ein Verblockungssystem vorhanden, um ein Betreiben des Ventils zu verhindern, wenn sich das Flugzeug am Boden befindet und wenn kein passender Brennstoffdruck für das Haupttriebwerk vorliegt.

Nach einer anderen Ausführungsform der Erfindung ist bei einem verstärkten System die Leitung so angeschlossen, daß sie den Fluidstrom statt von der Triebwerksförderpumpe von der Verstärkungsbzw. Nachbrennerpumpe leitet. Dies ist erwünscht, da die Verwendung der gesonderten Pumpe, oder Pumpen im Fall mehrerer triebwerke, ein Anwenden dünnerer Leitungen an dem Triebwerk ermöglicht., Nach einer weiteren Ausführungsform der Erfindung sind zusätzliche Verblockungen vorhanden;, tun ein Sünden der Verstärkungs- bzw. Wachbrennereinrichtung oder eine ümkehrschubbetriebsart während Äblaßbetriebsperioden zu vermeiden.

Diese sowie weitere Ziele, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung in Verbindung mit den Zeichnungen und Ansprüchen. In den Zeichnungen sind die bevorzugte Ausführungsform und abgewandelte Ausführungsbeispiele dargestellt, jedoch können zahlreiche weitere Abwandlungen und alternative Gestaltungen im Rahmen der vorliegenden Erfindung vorgenommen werden. Es zeigen:

Figur 1 - in einer schematischen Darstellung ein typisches Strahltriebwerk, bei· dem die vorliegende Erfindung anwendbar ist,

Figur 2 - in einer vereinfachten schematischen Darstellung die Ablaßeinrichtung entsprechend einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung,

Figur 3 - in einer schematischen Darstellung die Ablaßeinrichtung · mit zusätzlichen Besonderheiten im Zusammenhang mit dem Vorhandensein einer Verstärkungs- bzw. Nachbrennereinrichtung und

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Figur 4 - in einer vereinfachten elektrischen Schemadarstellung den Verblockungsabschnitt nach der vorliegenden Erfindung.

Gemäß Figur 1 weist ein Gasturbinentriebwerk 1o hintereinander längs der Triebwerksachse einen Kernkompressor 11, einen Brenner 12 und eine Hochdruckturb.ine 13 auf. Im Betrieb tritt Luft durch einen Einlaß 14 in das Gasturbinentriebwerk 1o ein. Der Einlaß 14 wird mittels einer geeigneten Verkleidung 16 gebildet, die den Kernkompressor 11 sowie die Hochdruckturbine 13 umgibt und ein Außengehäuse für das Triebwerk darstellt. Die in den Einlaß eintretende Luft wird durch den Drehvorgang der Kompressorschaufeln 18 verdichtet und danach mit Brennstoff gemischt sowie im Brenner 12 gezündet. Der sich ergebende hochenergetische Gasstrom strömt durch die Turbinenschaufeln 19, um den Kompressor 11 über eine Welle 21 anzutreiben. Nach dem Verlassen der Turbine 13 strömt die unter Druck gesetzte Luft durch einen Nachbrenner 22, wo sie mittels einer NachbrennerbrennstoffVersorgung 2 3 erneut mit Brennstoff gemischt und dann gezündet wird, um in einem hochenergetischen Zustand aus der Düse 24 zu strömen und dem Triebwerk einen Antriebsvorschub zu erteilen. Gewöhnlich befindet sich stromabwärts von der NachbrennerbrennstoffVersorgung ein Flammenhalter, der im allgemeinen ein Paar von ringförmigen sowie unter Radialabstand angeordneten V-Rinnen 26 aufweist, um zu verhindern, daß die Flamme durch die Düse nach außen geblasen wird.

Das Verbrennungssystem 12 enthält innere und äußere Mäntel 27 und 28, und es ist strömungsmäßig über einen Einlaßführungsflügel 29 mit dem Kernkompressor 11 verbunden. Der Brennstoff wird dem Brenner 12 über ein Düsenglied 31 und eine Brennstoffversorgungsleitung 32 zugeführt. Wenn der Brennstoffluß als System betrachtet wird, wobei die Grenze zwischen dem Triebwerk und dem Flugzeug durch die gestrichelte Linie in Figur 1 repräsentiert wird, kommt der Brennstoff von den Brennstofftanks des Flugzeugs und fließt längs der Leitung 33 zur Triebwerksförderpumpe 34. Hier wird der Brennstoff unter Druck gesetzt und längs einer Leitung 36 zur Hauptbrennstoffpumpe 37 geleitet, die den Brennstoff in die Brenn-

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stoffVersorgungsleitung 32 pumpt. Wenn das Triebwerk ein Verstärkungs- bzw. Nachbrennersystem enthält, versorgt die Triebwerksförderpumpe 34 auch über eine Leitung 38 eine Verstärkungs- bzw. Nachbrennerbrennstoffpumpe 39, die den Brennstoff zur Nachbrenner-Brennstoff versorgungsleitung 23 leitet. Es sind selbstverständlich zahlreiche Regelungs- und Steuerungssysteme vorhanden, die den Brennstoffluß zum Haupttriebwerksbrenner und zum Nachbrenner modulieren bzw. beeinflussen, doch sind diese nicht in Figur 1 dargestellt. Es ist darauf hinzuweisen, daß die Triebwerksförderpumpe aus Figur 1 durch eine am Flugzeug angeordnete Flugwerk-Förderpumpe ersetzt werden kann, die den Brennstoff direkt zur Hauptbrennstoff pumpe 37 am Triebwerk fördert.

Die vorliegende Erfindung befaßt sich mit der Brennstoffüberführung von der Triebwerksförderpumpe 34 oder alternativ von der Flugwerk-Förderpumpe (nicht dargestellt) über eine Leitung 41 zum Heckrohr (tailpipe) 4o des Triebwerks. In der Leitung 41 befindet sich ein Ventil 42, um den Brennstoffluß zum Heckrohr wahlweise ein- oder auszuschalten und damit Brennstoff abzulassen, wenn es erwünscht ist. Ein besseres Verständnis dieses Teils des Systems ergibt sich in Verbindung mit einer Beschreibung von Figur 2.

Im Betrieb gelangt Brennstoff vom Flugzeug über die Brennstoffleitung 33 zur Triebwerksförderpumpe 34, die den Brennstoff durch die Leitung 36 zur Hauptbrennstoffpumpe 37 weiter pumpt. Von dort gelangt der Brennstoff durch die Leitung 43 zur Hauptbrennstoffregelung 44 des Triebwerks, die nach einem vorbestimmten Plan bzw. Programm den Brennstoffluß durch die Leitung 32 zum Hauptbrenner regelt. Es ist normalerweise ein Brennstoffströmungsmesser (nicht dargestellt) vorgesehen, um die Brennstoffmenge anzuzeigen, die aus dem Brennstofftank strömt.

Nach der vorliegenden Erfindung ist eine zweite Leitung 41 mit dem Auslaß der Triebwerksförderpumpe 34 verbunden, um wahlweise über eine Ablaßleitung 46, und daher zum Nachbrennerbereich, Brennstoff vom Flugzeug abzulassen. Der Brennstoffluß von der Leitung wird vorzugsweise so eingestellt, daß der Brennstoff ohne Auftreffen

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auf metallische Teile des Triebwerks oder Flugzeugs aus dem offenen Heckrohr spritzt. Der Druckabfall von der Triebwerksförderpumpe 34 bis zum Heckrohr ist vorzugsweise entsprechend bemessen, um eine passende Ablaßströmungsgeschwindigkeit bei einer ausreichenden Hemmung bzw. Drosselung zu bilden, um sicher zu sein, daß das Triebwerksbrennstoffsystem einen geeigneten Brennstoffdruck für einen fortgesetzten normalen Flug erhält. Die Brennstoffströmung in der Ablaßleitung 46 wird durch das normalerweise geschlossene Magnetventil 42 gesteuert. Um das Ventil zu öffnen, betätigt der Pilot einen das Ventil erregenden Schalter. Als Sicherheitsmaßnahme verbindet eine Aktivierungsleitung 47 die Hauptbrennstoff leitung 43 mit dem Servoventil 42, so daß dieses durch den Druck in der Hauptbrennstoffleitung 43 beeinflußt wird. Hierdurch ist sichergestellt, daß das Magnetventil nicht öffnet, wenn nicht das Triebwerk mit einer passenden Brennstoffversorgung arbeitet. Als weitere Vorsichtsmaßnahme ist ein Rückschlagventil 48 vorzugsweise in der Leitung 41 installiert, um einen Brennstoffrückstrom zu verhindern, wenn der Auslaßdruck in der Ablaßleitung 46 den Brennstoff druck von der Triebwerksförderpumpe 34 übersteigt.

Wie es bereits erwähnt wurde, können Flugzeugsysteme eine Triebwerksförderpumpe 34 oder eine Flugwerk-Förderpumpe (nicht dargestellt) oder aber beide Pumpen haben. Wenn eine Flugwerk-Förderpumpe (airframe boost pump) vorgesehen ist, die einen ausreichenden Ablaßdruck hat, kann eine in gestrichelten Linien dargestellte Brennstoffversorgungsleitung 49 vorgesehen sein, um Brennstoff in die Ablaßleitung 46 zu leiten. Bei diesem Aufbau würde ferner vermieden, daß die Größe der triebwerksgetriebenen Förderpumpe 34 vergrößert werden muß, um den erwünschten Brennstoffablaßstrom zu erzielen. Es ist darauf hinzuweisen, daß die Einrichtung vorzugsweise so gestaltet ist, daß bei jeder Triebwerksleistungseinstellung zwischen Leerlauf- und maximaler Drehzahl Brennstoff abgelassen v/erden kann.

Wenn das Triebwerksystem eine Verstärkungs- bzw. Nachbrennereinrichtung enthält, um die Leistungsfähigkeit während bestimmter Betriebsperioden zu verstärken, sind zusätzliche Elemente erforder-

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lieh, wie es in Figur 3 dargestellt ist. Eine Versorgungsleitung 38 führt den Brennstoff vom Auslaß der Triebwerksförderpumpe 34 zu einer Verstärkungs- bzw. Nachbrennerbrennstoffpumpe 39, die den Brennstoff weiter unter Druck setzt, um ihn über eine Leitung 53 zu einer Verstärkungs- bzw. Nachbrennerbrennstoffregelung 6o und somit zur Nachbrenner-Brennstoffversorgungsleitung 23 (siehe Figur 1) zu leiten. Wenn eine Verstärkungseinrichtung bzw. ein Nachbrenner benutzt wird, kann eine zusätzliche Förderpumpe 54 im Haupttriebwerksbrennstoffsystern erwünscht sein, um den durch das Verstärkungs- bzw. Nachbrennersystem verursachten Druckabfall aufzuheben.

Bei derartig verstärkten Systemen ist es erwünscht, gewisse Verblockungen zu haben, um einen gleichzeitigen Verstärkungsbetrieb und Brennstoffablaßbetrieb zu vermeiden. Um ein Ablassen des Brennstoffs während des Betriebes der Verstärkungs- bzw. Nachbrennereinrichtung zu verhindern, befindet sich ein druckbetriebenes Sperrventil 56 in der Ablaßleitung stromaufwärts von dem Servoventil 42. Das Sperrventil 56 ist mit der Verstärkungs- bzw. Nachbrennerbrennstoff leitung 53 über eine Querleitung 57 verbunden. Im Betrieb des Verstärkungs- bzw. Nachbrennersystems führt der Druck an der Leitung 53 zu einem Schließen des Ventils 56, das so lange geschlossen gehalten wird, bis ein Abschalten des Verstärkungssystems erfolgt. Um im Betrieb des Ablaßsystems eine Brennstoffversorgung der Verstärkungseinrichtung zu verhindern, wird von der Haupttriebwerksbrennstoffregelung 44 ein Signal über eine Leitung 58 zu einem Servoventil 59 geleitet, um jeglichen Brennstoffluß zur Verstärkungseinrichtung abzuschalten. Hierdurch wird sichergestellt, daß im Heckrohr keine Zündung von versprühtem Brennstoff auftritt. Eine weitere Sicherheit gegenüber einer Verbrennung beruht auf der nachfolgend erörterten Zündverblockung. Es kann eine weitere Verblockung vorgesehen sein, um gleichzeitige Umkehrschub- und Brennstoffablaßbetriebsarten zu vermeiden. Ein solcher Aufbau könnte durch herkömmliche Mittel gebildet werden, wie es dem Fachmann geläufig'ist.

Figur 4 zeigt eine elektrische Schaltung für das notwendige Ver-

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blockungssystem eines verstärkten Triebwerks. Um das Ablaßsystem zu aktivieren, müssen ein Ablaßschalter 61 und ein weiterer Schalter 62 geschlossen sein. Der Ablaßschalter 61 wird vom Piloten betätigt, und der weitere Schalter 62 wird automatisch geöffnet, wenn sich das Flugzeug am Boden befindet, sowie automatisch geschlossen, wenn das Flugzeug abhebt. Im Schließzustand dieser beiden Schalter werden eine Ablaßschaltspule 63 erregt und das Solenoid 42 aktiviert, um den Brennstoff in der zuvor beschriebenen Weise abzulassen. Gleichzeitig wird eine Solenoidspule 64 erregt, so daß das Magnetventil 59 die Verstärkungs- bzw. Nachbrennerbrennstoff pumpe 39 absperrt. Es wird auch eine Relaisspule 66 betrieben, um einen Kontakt zum Entregen der Verstärkungs- bzw. Nachbrennerzündung zu schließen und hierdurch einen Zündvorgang während des Brennstoffablaßbetriebes zu vermeiden. Obwohl das Brennstoffablaßverfahren dergestalt ist, daß eine Selbstzündung des abgelassenen Brennstoffs unwahrscheinlich ist, erhöht diese Verblockung die Sicherheit, daß keine zufällige Zündung des abgelassenen Brennstoffs auftritt.

- Ansprüche -

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Claims

Ansprüche

1.jBrennstoffablaßeinrichtung für ein Flugzeugstrahltriebwerk mit einer Brennstoffversorgungspumpe zum Pumpen von Brennstoff zum Triebwerk, gekennzeichnet durch mit dem Auslaß der Brennstcffversorgungspumpe (34) verbundene Leitungsmittel (41) zum Ablassen des Brennstoffs während bestimmter Flugperioden und durch in den Leitungsmitteln (41) angeordnete Ventilmittel (42) zum wahlweisen Regulieren des Brennstoffablaßstroms.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Brennstoffversorgungspumpe (34) eine vom Triebwerk betriebene Förderpumpe aufweist.

3. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Ventilmittel (42) ein von einer Bedienungsperson zu aktivierendes Magnetventil aufweisen.

4. Einrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Magnetventil (42) in Abhängigkeit vom Druck in der Hauptbrennstoff leitung (36) des Triebwerks servobetrieben ist.

5. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Brennstoff in das Heckrohr (4o) des Triebwerks abgelassen wird.

6. Einrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch ein in der Leitung (41) befindliches Rückschlagventil (48) zum Verhindern eines Rückstroms von den Ventilmitteln (42) zu der Brennstoffversorgungspumpe (34).

7. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Leitung (41) in bezug auf die Kapazität der Brennstoffversorgungspumpe (34) und die Brennstofferfordernisse des Triebwerks so bemessen ist, daß das Triebwerk während Brennstoffablaßbetriebsperioden für einen richtigen Betrieb ausreichend Brennstoff erhält.

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- 1ο -

8. Einrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine von den Pumpmitteln (34) versorgte Verstärkungs- bzw. Nachbrennereinrichtung (22) .

9. Einrichtung nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch Mittel (58, 59, 64) zum Verhindern eines Betriebes der Verstärkungs- bzw. Nachbrennereinrichtung (22) während Brennstoffablaßbetriebsperioden.

10. Einrichtung nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch Mittel (56, 57) zum Verhindern einer Einleitung des Brennstoffablaßbetriebes während Betriebsperioden der Verstärkungs- bzw. Nachbrennereinrichtung (22) .

11. Einrichtung nach Anspruch To, dadurch gekennzeichnet, daß diese Mittel ein in der Leitung (41) angeordnetes Servoventil (56) enthalten, das in Abhängigkeit von dem der Verstärkungsbzw. Nachbrennereinrichtung (22) zugeführten Brennstoffdruck aktiviert wird.

12. Einrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß diese Mittel ein Magnetventil (59) enthalten, das während eines Brennstoffablaßbetriebes aktiviert wird, um die Brennstoffzufuhr zur Verstärkungs- bzw. Nachbrennereinrichtung (22) abzuschalten.

13. Verfahren zum Ablassen von Brennstoff von einem Flugzeug mit einer Brennstoffversorgungspumpe zum Pumpen von Brennstoff zu einem Triebwerk, dadurch gekennzeichnet, daß eine Ablaßleitung von der Brennstoffversorgungspumpe zu einer Ablaßstelle des Flugzeugs geführt wird und daß zumindest ein erheblicher Teil der Auslaßströmung der Brennstoffversorgungspumpe durch die Ablaßleitung gepumpt wird, um Brennstoff nach außen abzuführen.

14. Verfahren nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Ablaßleitung und damit der abgelassene Brennstoff zum Heckrohr (tailpipe) des Triebwerks geführt werden.

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15. Verfahren nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß das Triebwerk eine Verstärkungs- bzw. Nachbrennereinrichtung enthält, deren Betrieb während des Brennstoffablaßbetriebes unterbunden wird.

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