DE2725748C2

DE2725748C2 - Brennstoffregelanlage für ein Flugzeuggasturbinentriebwerk

Info

Publication number: DE2725748C2
Application number: DE2725748A
Authority: DE
Inventors: Lindsay Grahame Loughborough Leicester Dawson
Original assignee: Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce PLC
Priority date: 1976-06-24
Filing date: 1977-06-07
Publication date: 1982-02-25
Also published as: FR2356001A1; JPS5636291B2; IT1092454B; GB1530693A; DE2725748A1; JPS53309A; US4270346A

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Brennstoffregelanlage der im Oberbegriff des Patentanspruchs I angegebenen Gattung. Eine solche Brennstoffregelanlage ist aus der DE-AS 16 01599 bekannt Derartige Brennstoffregelanlagen werden in modernen Großraumflugzeugen benutzt, bei denen die Luftwiderstands-Geschwindigkeits-Kurve sehr ungewöhnlich und nicht genau bekannt ist Im allgemeinen ist der Gesamtschub des Triebwerks abhängig von der Fluggeschv/indigkeit, Und er kann sowohl abfallen als auch ansteigen, wenn Sich die Triebwerksdrehzahl ändert, und /war je nach den Parametern, die die Brennstoffanlage steuern. Die Form, in der die Schub-Geschwindigkeits-Kurve die Luftwiderstands-Geschwindigkeils- Kurve schneidet, beeinflußt die Geschwindigkeitsstabilität des Flugzeugs, da dann, wenn das Flugzeug mit einer Geschwindigkeit fliegt, bei der der Luftwiderstand ein Minimum ist, der Gesamtschub der Triebwerke die Luftwiderstandskräfte ausgleichen muß- Wenn sich der Schnittpunkt der Kurven ändert öder keifi definierter Schnittpunkt vorhanden ist, dann ändert sich die Fluggeschwindigkeit und die Instabilität wird erhöht Diese Instabilität ist eine Folge des schleifenden Schnittes und der Buckel der Kurven, wodurch ein Einpendeln auf einen stabilen

Wert unmöglich gemacht wird.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, eine Brennstoffregelanlage zu schaffen, die zur Erzeugung einer stabilen Reisefluggeschwindigkeit die Brennstoffzumessung eines Gasturbinentriebwerks mit der Fluggeschwindigkeit derart ändert, daß unstabile Betriebszustände vermieden werden.

Gelöst wir die gestellte Aufgabe durch die im Kennzeichnungsteil des Anspruchs 1 angegebenen

ίο Merkmale. Durch die Umschaltung wird erreicht, daß unter allen Flugbedingungen eine vorbestimmte Fluggeschwindigkeit aufrechterhalten werden kann.

Weitere zweckmäßige Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Nachstehend werden Ausführungsbeispieie der Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigt

F i g. 1 eine schematische Ansicht eines Gasturbinentriebwerks mit einer Brennstoffregelanlage gemäß der Erfindung,

F i g. 2 eine graphische Darstellung der Fluggeschwindigkeit als Funktion des Luftwiderstands und des Triebwerksgesamtschubs bei einem strahlgetriebenen Flugzeug.

ji F i g. 3 eine schematische Darstellung einer Ausführungsform einer Brennstoffregelanlage gemäß der Erfindung,

F i g. 4 eine scheinatische Darstellung einer abgewandelten Ausführungsform der Erfindung.

Zunächst wird auf Fig. 2 Bezug genommen. Die Beziehung zwischen Luftwiderstand und Geschwindigkeit für das gleiche Flugzeug ist allgemein nicht genau benannt, aber für eine Flugzeugtype verläuft die Beziehung im wesentlichen so wie dargestellt, wobei der

3i minimale Luftwiderstand bei Reisegeschwindigkeit liegt, und dies ist hierbei 0,75 bis 0,85 MACH. Es ist jedoch bekannt, daß die Kurve nicht glatt verläuft wie in der Zeichnung dargestellt, sondern daß sie verschiedene erhöhte und abgesenkte Abschnitte über die Länge besitzt, die sich bewegen oder iv 'hrer Größe ändern können.

Um das Flugzeug mit konstanter Geschwindigkeit im Bereich des minimalen Luftwiderstands der Kurve zu fliegen, muß der Gesamtschub der Triebwerke gleich

4-, dem Luftwiderstand bei jener Geschwindigkeit sein. Die linien 10,11 und 12 veranschaulichen Triebwerksschub änderungen mit der Geschwindigkeit bei konstanten Gashebeleinstellungen bei drei unterschiedlichen Typen von Schubsteuerungen. Normalerweise wird der Schub

-,o durch Veränderung der Brennstoffströmung nach dem Triebwerk eingestellt. Es ist ersichtlich, daß alle drei Linien die Lufiwiderstandskurve am Punkt 13 schneiden. Die Linie 10 verläuft tangential und die Linien 11 und 12 kreuzen die Luftwiderstandskurve am Punkt 13.

Der Punkt 13 stellt daher die Reisegeschwindigkeit für das Flugzeug bei ungefähr 0,79 MACH dar. Wenn die Luftwiderstandskurve nicht glatt ist und Ausbeulungen über die Länge besitzt und sich die Lage und Größe dieser Ausbeulungen ändert, dann bewegt sich der Schnittpunkt der drei Linien, was zu Geschwindigkeits änderungen bei einer konstanten Gashebeleinstellung führt, und dies ist natürlich unerwünscht. Es ist ersichtlich, daß die Flüggeschwindigkeit gemäß der Linie 10 nicht sehr stabil ist, da der Punkt 13 auf dieser Linie nicht sehr ausgeprägt ist und die Fluggeschwindigkeit am meisten durch Änderungen der Luft.wider·' Standskurve beeinflußt wird, und zwar wegen der tangentialen Beziehung zur Kurve. Die Fluggeschwin-

digkeit gemäß der Linie 12 ist stabiler und am wenigsten durch Änderungen des Luftwiderstandes beeinflußt, weil sie einen sehr spitzen Schnittwinkel am Schnittpunkt mit der Luftwiderstandskurve hat Außerdem ist ersichtlich, daß bei Benutzung der Linie 12 bei ansteigender Fluggeschwindigkeit der Luftwiderstand den Schub übersteigt und des Flugzeug an Geschwindigkeit verliert und auf den Punkt 13 zurückfällt, und wenn die Fluggeschwindigkeit abfällt, dann überschreitet der Schub den Luftwiderstand und die Fluggeschwindigkeit wird automatisch wieder auf den Punkt 13 bei konstanter Gashebeleinstellung vorgerückt Auf diese Weise wird eine sehr stabile Geschwindigkeitssteuerung erlangt und es scheint, daß es sehr erwünscht ist, ein Brennstoffsystem zu benutzen, welches ein Verhältnis von Fluggeschwindigekit zu Gesamtschub gemäß der Linie 12 liefert

Ein ähnliches Ergebnis wird erlangt wenn die Linie 11 benutzt wird, aber wegen des schleifenden Schnitts mit der Luftwiderstandskurve ist der Punkt 13 nicht sehr ausgeprägt und der Unterschied zwischen Luftwiderstand und Schub ist geringer. !Die Linie wird auch mehr als die Linie 12 durch irgendwelche Ausbeulungen der Luftwiderstandskurve beeinflußt und zwar wiederum infolge des kleinen Schnittwinkels mit der Luftwiderstandskurve.

Die Veränderung des Gesamtschubes eines Gasturbinentriebwerks in Verbindung mit der Fluggeschwindigkeit kann auf verschiedene Weise gesteuert werden, da die Gesamtschubgleichung eines Gasturbinentriebwerks wie folgt lautet:

Gesamtschub = (P_n- P₀)A+ W(V₁- V)
darin bedeuten

A W V₁ V

Gesamtdruck über der Schubdüse
atmosphärischer Druck
Querschnittsfläche der Schubdüse
Luftmasse, die durch das Triebwerk strömt
i,irahlgeschwindigkeit an der Schubdüse
Fluggeschwindigkeit

So kann durch Änderung einiger dieser Faktoren der Gesamtschub des Triebwerks ein und derselben Fluggeschwindigkeit geändert werden und diese Faktoren weraen durch das Brennstoffsystem in Abhängigkeit von den Parametern geändert die das Brennstoffsystem steuern.

Von den Linien 10, 11 und 12 gemäß F i g. 2 wird die Linie 10 unter Benutzung einer Brennstoffregelanlage erzeugt das von dem folgenden Verhältnis abhängt:

Verdichteraustrittsdruck , ,
I oder

Triebwerkseinlaßdruck

P₁)

was die Brennstoffregelanlage konstant zu halten sucht.

Wenn demgemäß die Fluggeschwindigkeit ansteigt,

steigt Pi an und die Brennstoffregelanlage bewirkt, daß Php ansteigt und zwar in einem Maße, daß das

Verhältnis konstant bleibt

Ein Ansteigen von Php bewirkt ein Ansteigen der Drehzahl des Triebwerks mit einem entsprechenden Ansteigen von Fn. W, Vj und V₁ und als Endergebnis wird ein geringes Ansteigen des Gesamtschubes bei der Geschwindigkeit des Flugzeugs erreicht.

Die Linie 11 wird erzeugt indem eine Brennstoffregelanlage benutzt wird, die eine konstante Triebwerksdrehzahl für jede Drosselöffnung litfert Wenn die Fluggeschwindigkeit ansteigt, dann steigt auch P; an, was zur Folge hat, daß Pm Wund V₁ ansteigen. Verhöht sich ausreichend, aber um eine geringe Verminderung des Gesamtschubes für das Flugzeug zu erhalten, steigt die Geschwindigkeit an.

Die Linie 12 wird erzeugt indem eine Brennstoffregelanlage benutzt wird, welches wiederum abhängig ist von dem Druckverhältnis

Verdichteraustrittsdruck

Umgebungsdruck

Die Regelanlage sucht eine stabile Fluggeschwindigkeit aufrecht zu erhalten. Demgemäß erhöht sich mit vergrößernderFluggeschwindigkeitauchP/undauchPH/» wächst Die Brennstoffregelanlage vermindert dann die " >u Brennstoffströmimg, um Php wieder herzustellen (da F₁. konstant ist), was einen Abfall der Drehzahl des Triebwerks zur Folge hat.

Die einzige wesentliche Änderung der Gesamtschubgleichung ist ein Ansteigen von V mit einer definitiven Verminderung des Gesamtschubs.

Wie erwähnt scheint es, daß die Benutzung einer Brennstoffregelanlage die eine Fluggeschwindigkeit gegenüber dem Tr ebwerksgesamtschub gemäß der Linie 12 liefert, sehr erwünscht wäre. Jedoch ist dieses

^m Verhältnis~r—nicht für alle Betriebsbedingungen eines

Flugtriebwerks geeignet. Bei niedrigeren Fluggeschwindigkeiten, beispielsweise beim Start oder beim Steigflug.

-.daß der Triebwerksschub bei konstanter

Gashebeleinstellung absinkt, im Gegensatz zu~r—wa>·

einen tatsächlich konstanten Schub für eine konstante Gashebeleinstellung bei niedrigen Fluggcschw ndigkei-

⁴ⁿ ten liefern würde. Außerdem bewirkt ~~ einen in·,

w .sentlichen konstanten Schub für sich ändernde Umgebungstemperaturen, im Gegensatz zu der Steuerung auf konstante Triebwerksgeschwindigekit gemäß 4-) Linie 11, was ein Abfallen des Schubs bewirkt wenn die Umgebungstemperatur ansteigt.

'HP

Das Verhältnis —— liefert daher eine höchst er

wünschte Arbeitscharakteristik außer dann, wenn bei Reisegeschwindigkeit, eine Geschwindigkeitsinstabilität auftritt.

Gemäß der Erfindung sind daher zwei Arbeitsweisen vorgesehen: nämlich einmal mit einer Steuerung gemäß , ,, .... Pur , , ..„ Par ueiii verhältnis—-—und zum anderen gemäß

bewirkt—
r> ι·.

Steuerjng gemäß—— wird daher im bereich der

Reisegeschwindigkeit durch eine Steuerung gemäß

fur
—r -ersetzt, so rfaß das Triebwerk die Vorteile beider

R,

Steuerungsarten erhält.

Fig. 1 zeigt ein Gasturbinentriebwerk 20 mit einem Lufteinlaß 22, einem Verdichter 24, einer Verbrennungseinrichtung 26, einer Turbine 28 und einem Strahlrohr 30 sowie einer Schubdüse 32. Es werden die Messungen folgender Größen vorgenommen: Lufteinlaßdruck (Pi), Verdichterzwischendruck Pc, Verdichteraustrittsdruck Php und Umgebungsdruck P₀. Diese Messungen werden

durch eine Meßeinrichtung 34 geliefert und die Fluggeschwindigkeit V wird von einer Meßeinrichtung 36 geliefert. Die Brennstoffregelanlage weist einen Brennstofftank 38, eine Pumpe 40, einen Brennstoffregler 42 und eine Brennstoffleitung 43 auf, die eine Anzahl von Brennstoffinjektordüsen steuert (nicht dargestellt), die in der Verbrennungseinrichtung 26 angeordnet sind. Der Brennstoffregler 42 wird normalerweise mit den Werten von Php und Pi gespeist, die wie beschrieben benutzt werden, um die Brennstoffströmung nach den Brennstoffdüsen zu steuern. Der Wert Pi wird über ein Ventil 44 zugeführt. Eine die Machzahl aufrecht erhaltende Vorrichtung 46 wird mit den Drücken von R, und Pc gespeist und P_c wird benutzt um P_n auf einen auswertbaren Wert KP_n zu bringen. Der Wert von KP_n wird ebenfalls dem Ventil 44 geliefert. So kann durch Änderung der Einstellung des Ventils 44 entweder Pi oder KPpdem Brennstoffregler 42 geliefert werden. Das Ventil 44 kann eine Einrichtung sein, die auf den niedrigsten Wert einsteih, so dau jeweils der kleinere Wert von KP₀ oder Pi dem Regler 42 zugeführt wird, oder das Ventil 44 kann in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit durch eine Umschaltvorrichtung 48 gesteuert werden, die mit dem Wert V der Meßeinrichtung 36 gespeist wird, oder das Ventil 44 kann manuell durch den Gashebel 50 des Flugzeugführers gesteuert werden.

Die F i g. 3 zeigt die die Machzahl aufrecht erhaltende Vorrichtung 46 im einzelnen. Sie besteht aus einer Kammer 52, in der ein Hebel 54 gelagert ist, der um einen Schwenkzapfen 56 schwenkbar ist. Mit dem Hebel 54 ist ein evakuierter Balg 58 verbunden und außerdem ein Balg 60, der mit Luft unter Umgebungsdruck Pr>über die Leitung 82 gespeist wird. Am entgegengesetzten Ende des Hebels 54 befindet sich ein Ventil welches einen Speisekanal 62 schließt, der Luft unter dem Druck P- liefert (Verdichterzwischendruck).

Wenn P„ ansteigt, dann dreht sich der Hebel 54 im Gegenuhrzeigersinn um den Schwenkzapfen 56, so daß das Ende des Speisekanals 62 geöffnet wird und Luft unter dem Druck P, in die Kammer 52 einströmen kann. Umgekehrt dreht sich der Hebel bei Verminderung des Druckes P„ im Gegenuhrzeigersinn und sperrt schließlich die Strömung von Luft unter dem Druck P_r nach der Kammer 52. Der Druck in der Kammer 52 ist daher dem Druck Po proportional, besitzt jedoch einen höheren Wert, da P„ normalerweise nicht hoch genug ist, um ihn im Brennstoffregler 42 ausnutzen zu können. Die Luft in der Kammer52 strömt dann durch die Leitungen 64 und 68 nach dem Ventil 44 und der Druck, der in das Ventil 44 eintretenden Luft beträgt KP₀, wobei der Wert von K über eine Öffnung 70 einstellbar ist Eine Drosselentlüftungsleitung 66 ist für jene Zeitabschnitte vorgesehen, wenn KPo nicht in Betrieb ist Außerdem ist ein Sicherheitsventil 72 für den Fall vorgesehen, daß der Druck KPo übermäßig hoch werden sollte. Das Ventil 44

kann als einfacher Kolbenschieber bekannter Bauart ausgebildet sein. Es wird jeweils der kleinere der Werte von Pi oder KP₀ benutzt, da das Flugzeug bei jeder einzelnen Drosseleinstellung nur den geringsten Schub s benötigt. Auf diese Weise wird bis herauf zur

Flugzeugreisegeschwindigkeit— ^-dem Brennstoffreg-

ler 42 auf parallelen Schublinien zugeführt, aber mit einem größeren Schub als die Linie 10, um den höheren lö Luftwiderstand bei niedrigeren Geschwindigkeiten zu überwinden, und wenn P/ ansteigt und größer als KP₀ wird, dann wird KP₀ automatisch dem Regler 42 zugeführt und das Triebwerk wird durch das Verhältnis —^-auf einer Linie parallel zu der Linie 12 gesteuert.

öder auf der Linie 12 je nach der Gashebelstellung, und tatsächlich erfolgt die Steuerung auf der Linie 12 bei Reisegeschwindigkeit.
Der Wert von K ist im Idealfall das Stoßverhältnis

von -y und dieser Wert ist nur bei einer MACH-Zahl richtig. So wird ein Wert von K von 1,5 bei dem Ausführungsbeispiel benutzt, was annähernd MACH 0,79 entspricht, oder dem Punkt 13 in dem Diagramm nach Fig. 2. Auf diese Weise wird die —fr-Steuerung

KP₀

etwa an der Stelle 13 umgeschaltet

Fig.4 stellt eine abgewandelte Anordnung der die MACK Zahl aufrechterhaltenden Vorrichtung 46 dar, und zwar eine Vorrichtung in Gestalt eines Fluidics ohne sich bewegende Teile. Die Vorrichtung weist einen Strahlkollektor 74 mif, dem der Di\ick P_c aus der Leitung 62 zugeführt wird. P_o-Luft wird aus der Leitung 82 zugeführt Aus dem Kanal 76 strömt Luft unter einem Druck proportional zu P₀. Ein Kanal 78, der die Leitungen 82 und 76 verbindet, weist eine variable Öffnung 80 auf, um den Wert für K einstellen zu können. Der Druck KP₀ wird dem Ventil 44 über die Leitung 68 zugeführt In der Leitung 68 ist außerdem ein Sicherheitsventil 72 vorgesehen.

Vorstehend wurde die Erfindung anhand einer Anordnung beschrieben, bei der Php (VerdichteraustrittsdriiLk) als steuernder Parameter benutzt wird, und P, (Verdichterzwischendruck) wurde in der Vorrichtung 46 benutzt aber es können auch andere Drücke des Triebwerks, die sich mit den Arbeitsbedingungen des Triebwerks ändern, benutzt werden, z.B. bei einem Dreiwellentriebwerk: Der Niederdruckverdichteraustrittsdruck. der Hochdruckturbineneinlaßdruck, der Hochdruckturbinenaustrittsdruck, der Zwischendruckturbinenaustrittsdruck, der Niederdruckturbinentrittsdruck. der Strahlrohrdruck oder der Schubdüsenoruck. Der Druck Php ist jedoch zu bevorzugen, da es der höchste verfügbare Druck ist und so eine genaue Steuerung vorgenommen werden kann.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Brennstoffregelanlage für ein Flugzeug-Gasturbinentriebwerk mit einer ersten Reglercharakteristik, die bei gleichbleibender Leistungsvorgabe eine Vergrößerung der Brennstoffzumessung bewirkt, wenn die Fluggeschwindigkeit zunimmt, dadurch gekennzeichnet, daß eine zweite Reglercharakteristik vorgesehen ist, die bei gleichbleibender Leistungsvorgabe eine Verkleinerung der Brennstoffzumessung bewirkt, wenn die Fluggeschwindigkeit zunimmt, und daß eine steuerbare Umschaltvorrichtung (44) vorgesehen ist, die den Wechsel von einer Reglercharakteristik zur andern ermöglicht.

2. Brennstoffregelanlage nach Anspruch 1, bei der die erste Reglercharakteristik durch Konstanthalten des Verhältnisses eines für das Leistungsniveau des Flugzeug-Gasturbinentriebwerks kennzeichnenden Triebwerksdrucks (z. B. Verdichteraustrittsdruck) zu einem von der Fluggeschwindigkeit abhängigen Triebwerksdruck (z. B. Verdichtereinirittsdruck) erzielt wird, dadurch gekennzeichnet, daß zum Erzeugen der zweiten Reglercharakteristik der von der Fluggeschwindigkeit abhängige Triebwerksdruck durch einen weder von der Fluggeschwindig keit noch von dem Leistrngsniveau abhängigen Druck (z. B. proportional zum Umgebungsdruck) ersetzt wird.

3. Brennstoffregelanlage nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Umschaltv Errichtung (44) manuell oder in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit steuerbar ist.

4. Brennstoffregelanlage nach Anspruch 2, da durch gekennzeichnet, daß die Umschaltvorrichtung (44) als Minimalwertgatter für den von der Fluggeschwindigkeit abhängigen Triebwerksdruck und den weder von der Fluggeschwindigkeit noch von dem Leistungsniveau abhängigen Druck ausge bildet ist.