DE2833771C2 - Verstellbarer Lufteinlauf, insbesondere zweidimensionaler Schrägstoßdiffusor für Gasturbinenstrahltriebwerke zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen - Google Patents

Description

gesteuert werden und daß die Stellwinkel (Ob) der Luftfanglippe \2) im oberen Betriebsbereich (B) nach einem variablen Sollwert (η& als Verhältnis zwischen dem jeweiligen, über der oberen Rampe (la) vorherrschenden statischen Dr^-Ck (pse) und dem Gesamtdruck (p,) der Außenströmung so geregelt werden, daß die Lieferung der für das Triebwerk erforderlichen Luftdurchsatzmengen zur Erlangung des jeweils optimalen Schubs beim Überschallflug gewährleistet ist

2. Verstellbarer Lufteinlauf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Verstellung der Luftfanglippe (2) im unteren Betriebsbereich (A) ein Steuersignalrechner (21) vorgesehen ist, der in Abhängigkeit vom jeweiligen Flugmachwert (M) und vom Flugzeuganstellwinkel (α) arbeitet und ein Steuerungskennfeld aufweist, in dem rechnerisch und/oder durch Windkanal und/oder Flugversuche vorher ermittelte Soll-Steuerkurven (M], Μ-ι, Μ3...) gespeichert sind, die für relativ hohe, insbesondere maximale Luftdurchsätze des Triebwerks optimale Einlaufbedingungen garantieren.

3. Verstellbarer Lufteinlauf nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Regelung der Stellwinkel (ob) der Luftfanglippe (2) im oberen Betriebshereich (B) im Regelkennfeld, dessen eine Achse (Ordinate) vom genannten Druckverhältnis (^s) und 5a dessen andere Achse (Abszisse) vom Verstellwinkel (ob) bzw. von einem diesen proportionalen Wert (xb) bestimmt wird, Soll-Regellinien (ipe-Soll) gespeichert sind, deren Werte vorher rechnerisch und/oder durch Windkanal- und/oder Flugversuche ermittelt werden und daß beim Auftreten einer Regelabweichung durch Vergleich des jeweiligen Sollwerts (ηβ-SoIl) mit dem momentanen Istwert (^s-Ist) die Regelabweichung (Δηβ bzw. Δχβ) festgestellt und durch Änderung des Verstellwinkels (ob) zu Null geführt wird.

4. Verstellbarer Lufteinlauf nach Anspruch 1 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß die im Regelkennfeld verlaufenden Soll-Regellinien (^ß-SoIl) definierte Endkoordinaten, sog. Referenz-Punkte (^s-ReQ und (XB-Ref) aufweisen, die bestimmten bzw. ausgewählten Flugmachzahlen (M) und Flugzeuganstellwinkeln (α) entsprechen und daß bei einer Betriebszustandsänderung bzw. auftretenden Regelabweichung der entsprechende bzw. der am nächsten liegende Referenzpunkt (^a-Ref, xe-Ref) angesteuert wird.

5. Verstellbarer Lufteinlauf nach Anspruch 1, 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, daß bei einer Regelabweichung durch einen Referenzrechner (23) in Abhängigkeit von der jeweiligen Flugmachzahl (M) und dem jeweiligen Flugzeuganstellwinkel (λ) der Referenzpunkt (Vß-Ref) der anzusteuernden Soll-Regellinie (^B-Soll) bestimmt wird, der einem ersten Differenzrechner (28) zugeführt wird, in den gleichzeitig der Ist-Wert (xb-Isi bzw. <fe-Ist) des Verstellwinkels (ob) der Luftfanglippe (2) eingegeben wird, woraus der Differenzwert (z/A>Ref) errechnet wird, der einem Funktionsrechner (29) zur Ermittlung des zugehörigen Funktionswertes (^ß-Ref) zugeführt wird, der an einen zweiten Differenzrechner (30) weitergegeben wird und daß durch einen weiteren Referenzrechner (22) in Abhängigkeit von der jeweiligen Flugmaehzahl (M) und dem jeweiligen Flugzeuganstellwinkel (λ) der Referenzpunkt (ηβ-Ref) der anzusteuernden Soll-Regellinie (^e-SoII) bestimmt wird, der ebenfalls dem zweiten Differenzrechner (30) zugeführt wird, der von dem Wert (ηβ-Ref) den Wert (zfyß-Ref) subtrahiert, wodurch der neue Sollwert (^s-Soll) der Meß- bzw. Regelgröße (ηβ) gebildet wird, der einem Vergleichsrechner (16) zugeführt wird, welcher mit Hilfe des gemessenen Ist-Wertes (i?s-!st) der Rege!- bzw. Meßgröße die Regelabweichung (Δηβ) feststellt und einen Ausgangs-Funktionsrechner (33) ?.uführt, der das Regelsignal (Δχβ) ermittelt, das an eiiün Differenzwertfeststeller (25) weitergegeben wird, dem gleichzeitig der momentane Wert (xe-Ist) des Stellwinkcls (ob) zugeführt wird und der dann aus diesen beiden Werten die mechanische Verstellgröße errechnet.

6. Verstellbarer Lufteinlauf nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß nach der Steuereinrichtung bzw. dem Steuersignalrechner (21) und nach der Regeleinrichtung bzw. dem Ausgangs-Funktionsrechner (33) ein Mach-Umschalter (24) vorgesehen ist, der im unteren Betriebsbereich (A) den Steuersignalrechner (21) und im oberen Betriebsbereich (B) den Ausgangs-Funktionsrechner (33) mit einer Sieuer-Regelsignalleitung (27) verbindet.

Die Erfindung bezieht sich auf einen verstellbaren Lufteinlauf, insbesondere zweidimensionalen Schrägstoßdiffusor für Gasturbinenstrahltriebwerke zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen, mit oberen Rampen und einer vorn am Lufteinlaufboden angelenkten, über eine Querachse schwenkbaren unteren Luftfangüppe.

Der Lufteinlauf eines Flugzeugs hat die Aufgabe, einen möglichst großen Teil der kinetischen Energie der anströmenden Luft unter Abbau ihrer Geschwindigkeit in Druckenergie umzuwandeln. Besonders bei höheren Flugmachzahlen kann dieser Energierückgewinn beachtlich sein. Um diesen zu optimieren, muß die aufge-

fangene und verdichtete Luft verlustarm und in homogenem Zustand dem Triebwerk, je nach dessen augenblickliche! Leistung in richtig dosierter Menge, zugeführt werden. Strömungsverluste ergeben sich hauptsächlich aus Luftreibung, Verdichtungsstößen und Überlaufwiderständen. Ein großes Augenmerk ist dabei auch auf die Widerstände der Außenströmung zu richten, die möglichst niedrig bleiben müssen. Luftinhomogenitäten resultieren in erster Linie aus Druckungleichförmigkeiten innerhalb der Strömung. Gelingt es, die aufge?eigten Schwierigkeiten zum größten Teil zu vermeiden, so erzeugt das aus Lufteinlauf und Gasturbinentriebwerk bestehende Antriebssystem in allen Leistungsbereichen Schub mit gutem Wirkungsgrad. Es ist dann in hohem Maße sichergestellt, daß Lufteinlauf und Triebwerk aerodynamisch stabil zusammenarbeiten.

Beim Start und sehr niedriger Fluggeschwindigkeit wird dem Triebwerk die Luft wegen des niedrigen Drucks am Einlaufende mit großem Volumen zugeführt, was besagt, daß der mechanisch engste Strömungsquerschnitt des Lufteinlaufs möglichst groß bemessen sein muß. Demgegenüber ist bei hohem Oberschallflug das Luflvolumen am Einlaufende aufgrund des großen Drucks extrem niedrig, was bedeutet, daß der mechanisch engste Strömungsquerschnitt möglichst klein bemessen sein muß, um im Eintrittsbereich des Lufteinlaufs die gewünschte Lage der Verdichtungsstöße einzuhalten. Außerdem wird heute von Hochleistungskampfflugzeugen mit Überschallflugfähigkeit speziell im Unterschallbereich Luftkampftauglichkeit verlangL Hierbei muß mit hohen Flugzeuganstellwinkeln operiert werden. Es muß daher beim Stari und im Unterschaliflug mit hohen Anstellwinkeln und maximalem Triebwerksluftdurchsatz die Luftfangfläche möglichst groß sein; dagegen muß diese für minimalen Luftdurchsatz im Überschallbereich, z. B. bei relativ hohen Lufttemperaturen und Teillastbetrieb sowie hohen Machzahlen klein sein. Diese divergierenden Forderungen können von einem Lufteinlauf mit fester Fangfläche nicht erfüllt werden, da dieser bei extremen Flugzeuganstellwinkeln im Unterschallflug infolge Abriß der Einlaufströmung an einer starren Einlauflippe zu Verdichterpumpen Anlaß gibt und bei niedrigem Triebwerksluftbedarf im Überschallbetrieb durch VerdichtungsstoßoszillaKon Einlaufbrummen hervorruft, was zu Instabilitäten des Antriebssystems führt. Da ein fester Lufteinlauf also nur einen eng begrenzten stabilen Arbeitsbereich aufweist, sieht man für Hochleistungstriebwerke einen verstellbarer Lufteinlauf vor, der in Abhängigkeit von verschiedenen Flugparametern gesteuert oder gersgelt wird.

Aus der Fachzeitschrift »Oil Engine and Gas Turbine«, Band 32, September 1964, Seiten 36 bis 39 ist ein Übcrschallufteinlau/ als zweidimensionaler verstellbarer Schrägstoßdiffusor mit oberen mittleren beweglichen Rampen und einer Abblaseinrichtung im Einlaufende vor einem Gasturbinentriebwerk beschrieben. Die Verstellung der oberen beweglichen Rampen erfolgt dabei in Abhängigkeit von der jeweiligen Flugmachzahl, während die Luftabblasklappen dann geöffnet werden, wenr der Lufteinlauf in unerwünschter Weise in den unterkritischen Betriebszustand kommt, d. h., wenn der Lufteinlauf eine größere Luftmenge liefert als das Triebwerk augenblicklich benötigt.

Nach der DE-OS 23 58 926 ist ebenfalls ein verstellbarer ÜberschallufteinlLTf mit oberen beweglichen mittleren Rampen bekannt, deren jeweilige Stellung in Abhängigkeit von einer variablen Meßgröße geregelt wird, die das Verhältnis zwischen dem jeweiligen statischen Druck über den beweglichen Rampen und dem jeweiligen Gesamtdruck der Außenströmung bildet. Durch eine soiche Regelung wird erreicht, daß der Lufteinlauf die für das Triebwerk erforderlichen Luftdurchsatzmengen zur Erlangung des jeweils optimalen Schubs über den ganzen Betriebsbereich für den Überschallflug liefert Dieses Regelsystem weist dabei zwei Referenzrechner auf, die aus der jeweiligen Flugmachzahl und dem jeweiligen Anstellwinkel die jeweiligen Daten für die Endkoordinaten von gespeicherten Regellinien ermitteln, die sich aus Punkten zusammensetzen, die dem jeweiligen Verhältnis zwischen dem jeweiligen statischen Druck über den beweglichen Rampen und dem jeweiligen Gesamtdruck entsprechen.

Beide vorgenannten Konzeptionen von Lufteinläufen sind, was die Verstellung ihrer Einlaufgeometrie anlangt, insbesondere für den Überschallbetrieb ausgelegt und sind tür extreme Flugzustände ^:rn Unterschallbereich nicht spezialisiert

Aus der DE-PS 10 66 429 geht ein zweidimensionaler Überschallufteinlauf in Form eines doppelseitigen Schrägstoßdiffusors hervor, dessen Vorderkanten über und unter dem zentralen Stoßkeil als schwenkbare Luftfanglippen ausgebildet sind. Ein Verfahren und eine Anlage zur Steuerung oder Regelung für die gezeigten unteren und oberen Luftfanglippen nach irgendwelchen Parametern ist dort nicht offenbart
Hier setzt die Erfindung ein, deren Aufgabe darin besteht, für einen Lufteinlauf der eingangs genannten Art ein Verstellprogramm vorzuschlagen und eine zur Diirchführung desselben dienende Anlage zu schaffen, so daß über den gesamten Unterschall- und Überschallflugbereich auch bei extremen Flugzuständen einschließlich des Starts optimale Betriebsbedingungen des Lufteinlaufs durch Schaffung eines breiten Arbeitsbereiches zwischen den existierenden aerodynamischen Stabilitätsgrenzen, Lufteinlaufbrummen einerseits und Triebwerkspumpen andererseits, gewährleistet sind.

Gelöst wird diese Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch, daß der gesamte Schwenkbereich der Luftfanglippe funktionstechnisch in einen unteren subsonischentransonischen, winkelmäßig größeren Betriebsbereich zwischen einem unteren Stellpunkt und einem mittleren Stellpunkt und in einen oberen supersonischen, winkelmäßig kleineren Betriebsbereich zwischen dem mittleren Stellpunkt und einem oberen Stellpunkt aufgeteilt ist und daß die Größen der Stellwinkel ö_A der Luftfanglippe im unteren Betriebsbereich in Abhängigkeit von

so den Flugmachzahlen zwischen 0 und etwa 1,3 Mach sowie den jeweiligen Anstellwinkeln λ des Flugzeugs nach der Fimktionsgleichung

gesteuert werden und daß die Größen der Stellwinkel Ob der Luftfanglippe i.n oberen Betriebsbereich nach einem variablen Sollwert als Verhältnis zwischen dem jeweiligen, über der oberen Rampe vorherrschenden statischen Druck und dem Gesamtdruck der Außenströmung so geregelt werden, daß die Lieferung der für das Triebwerk erforderlichen Luftdurchsatzmengen zur Erlangung des jeweils optimalen Schubs beim Überschall-

bi flug gewährleistet ist. Der mittlere Stellpunkt (b) entspricht dabei der oder etwa der Position einer starr ausgeführten Luftfanglippe, d. h. sie bildet hier die »normale« Fortsetzung des Lufteinlaufbodens.

Durch die Erfindung wird erreicht, daß im subsonischen-transonischen Flugbereich der anströmenden Luft in Abhängigkeit von den geflogenen Machzahlen und den Flugzeugansttllwinkeln eine variable, stets angepaßte Fangfläche mit einströmgünstiger Konfiguration angeboten wird, so daß Strömungsabrisse und damit Verdichterpumpen auch bei extremen Anstellwinkeln vermieden werden. Ferner arbeitet der Lufteinlauf gemäß der Erfindung im Überschallbetreb durch Anpassung des Lufteinlaufquerschnitts bzw. entsprechende Verstellung der Einlaufgeometrie für die vom Triebwerk geforderten Luftdurchsätze stets in einem Punkt etwas über dem kritischen Betriebspunkt, also leicht unterkritisch, d. h, jeweils in einem Punkt mit minimalem Widerstand, wodurch tatsächlich stets der maximale Druckrückgewinn bzw. Luftdurchsatz erlangt wird.

In Ausführung der Erfindung ist zur Verstellung der Luftrangiippe im unteren Betricuibcicicti ein Sieuersignalrechner vorgesehen, in den während des Fluges die jeweiligen Flugmachwerte und Flugzeuganstellwinkel eingegeben werden. Der Steuersignalrechner weist ein Steuerungskennfeld auf, in dem rechnerisch und/oder durch Windkanal- und/oder Flugversuche vorher ermittelte, optimale Luftdurchsatzwerte für das Tnebwerk garantierende Soll-Steuerkurven gespeichert sind.

Weiter sind in Ausführung der Erfindung zur Regelung der Verstellung der Luftfanglippe im oberen Betriebsbereich im Regelkennfeld, dessen eine Achse (Ordinate) vom genannten Druckverhältnis (99) und dessen andere Achse (Abszisse) vom Verstellwinkel bzw. von einem diesem proportionalen Wert bestimmt wird, Soll-Regellinien gespeichert, deren Werte vorher rechnerisch und/oder durch Windkanal- und/oder Flugversuche ermittelt wurden. Beim Auftreten einer Regelabweichung wird durch Vergleich des jeweiligen Sollwerts (:7s-So!!) nut dein momentanen Ist-Wert i«s-!st) die Regelabweichung festgestellt und durch Änderung des Verstellwinkels (ob) zu Null geführt.

Die im Regelkennfeld verlaufenden Soll-Regellinien weisen erfindungsgemäß definierte Endkoordinaten, sogenannte Referenzpunkte auf, die bestimmten bzw. ausgewählten Flugmachzahlen und Flugzeuganstellwinkeln entsprechen. Bei einer Betriebszustandsänderung bzw. auftretenden Regelabweichung wird der entsprechende bzw. am nächsten liegende Referenzpunkt einer Soll-Regelünie angesteuert

In Ausgestaltung der Erfindung ist die Regelungsanlage zum Verstellen der Luftfanglippe im oberen Betriebsbereich wie folgt aufgebaut und funktioniert auf folgende Weise:

Bei einer auftretenden Regelabweichung wird durch einen Referenzrechner in Abhängigkeit von der jeweiligen Flugmachzahl und dem jeweiligen Flugzeuganstellwinkel der eine Referenzwert des Referenzpunktes, nämlich der Referenzwert der Verstellwinkelgröße der anzusteuernden Soll-Regelünie bestimmt, der einem ersten Differenzrechner zugeführt wird, in den gleichzeitig der Ist-Wert des Verstellwinkels der Luftfanglippe eingegeben wird, woraus der Differenzwert errechnet wird, der einem Funktionsrechner zur Ermittlung des zugehörigem Funktionswertes der Meß- bzw. Regelgröße zugeführt wird, der an einen zweiten Differenzrechner weitergegeben wird. Durch emen weiteren Referenzrechne:r wird ebenfalls in Abhängigkeit von der jeweiligen Flugmachzahl und dem jeweiligen Flugzeugen-Stellwinkel der andere Referenzwert des Referenzpunktes, nämlich der Referenzwert der Meß- und Regelgröße der anzusteuernden Soll-Regelünie bestimmt, der ebenfalls dem zweiten Differenzrechner zugeführt wird, der von dem vorgenannten Referenzwert den vorgenannten Funktionswert der Meß- bzw. Regelgröße subtrahiert, wodurch der neue Soll-Wert der Meß- bzw. Regelgröße gebildet wird, der einem Vergleichsrechner zugeführt wird, welcher mit Hilfe des gemessenen Ist-Werts der Meß- bzw. Regelgröße die Regelabweichung bzw. das Regelsignal ermittelt, die an einem Ausgangsfunktionsrechner weitergegeben wird, der den äquivalenten Stellwinkelwert als Regelsignal errechnet, das einem Differenzwertfeststeller zusammen mit dem Ist-Wert des Verstellwinkels der Luftfanglippe zugeführt wird, worauf die ermittelte Winkelabweichung zu Null geführt wird.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist nach der Steuereinrichtung bzw. dem Steuersignalrechner und nach der Regeleinrichtung d. h., nach dem Ausgangs· iunsrcchricr ein Mac

ein Mach-Uüischalicr vorgesehen, der im unteren Betriebsbereich den Steuersignalrechner und im oberen Betriebsbereich den Ausgangsfunktionsrechner mit einer Steuer-Regelsignalleitung verbindet.

Bei einem Überschallufteinlauf mit variabler Geometrie bestimmen die Stellungen der beweglichen Verstellorgane die jeweiligen Luftdurchsatzmengen in Kilogramm pro Sekunde, die jeweils das Produkt aus dem vom Lufteinlauf erarbeiteten Druckrückgewinn und dem mo: v;ntanen Einlaufquerschnitt darstellen. Dieses Produkt erreicht sein Maximum, wie weiter vorne bereits erläutert worden ist, dann, wenn der Lufteinlauf im leicht unterkritischen Bereich mi: geringstem Widerstand arbeitet.

Es ist heute noch mit Rücksicht auf die während des Betriebes erforderlichen höchst unterschiedlichen Lufidurchsatzmengen äußerst schwierig, die Verstellorgane immer so zu stellen, daß der Lufteinlauf auch optimal arbeitet, da die definitive Regelgröße »Luftdurchsatz mit höchstmöglichem Druckrückgewinn« während des Fluges praktisch nicht meßbar ist und somit als direkte Regelgröße ausscheiden muß.

Praktisch gesehen zeichnet sich daher die Erfindung dadurch aus, daß die möglichen optimalen Durchsatzwerte vorher, wenn auch mit größerem meßtechnischem Aufwand annähernd genau bestimmt werden, und daß ausgehend von diesen Werten die erfindungsgemäße variable Regelgröße bzw. Meßgröße im Flugbetrieb stellvertretend für den praktisch auftretenden optimalen Luftdurchsatz als Soll-Wert benutzt, d. h. in Funktion zu den entsprechenden Winkeln der Luftfanglippe gesetzt wird und diese nach dem vorgeschlagenen Regelgesetz gestellt wird. Als besonderer Vorteil is. der Umstand zu sehen, daß die Ist-Werte der benutzten Regelgröße im praktischen Flugbetrieb auf einfache Weise gemessen werden können. Das gleiche gilt für die Bestimmung der Endkoordinaten für die jeweilige Regelsollinie durch die Möglichkeit der genauen Messung der Rugmachzahlen und der Flugzeuganstellwinkel sowie für die Möglichkeit der exakten Feststellung der Luftfanglippen-Istwinkel, woraus die Sollwerte der Regelgröße ermittelt werden können.

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

F i g. 1 eine Steuerungs- und Regelanlage für die verstellbare Luftfangiippe eines Lufteinlaufs in Schema,

Fig. la die Luftfanglippe und deren gesamten Verstellbereich gemäß F i g. 1 in vergrößertem Maßstab,

Fig.2 ein Kennfeld für die Steuerung der Luftfangiippe im subsonischen und transonischen Geschwindigkeitsbereich A und

F^; i g. 3 ein Kennfeld für die Regelung der Luftfanglippc im supersonischen Geschwindigkeitsbereich B.

Wie aus F i g. I hervorgeht, ist der Lufteinlauf als einseitiger Schrägstoßdiffusor mit einem vorgezogenen oberen starren Stoßkeil 1 mit einer oberen Rampe la und einer unleren beweglichen Luftfanglippe 2 ausgeführt. P^:?se ist vorn am Einlaufboden 3 über eine Querachse 4 abgelenkt und weist hochgezogene Seitenteile 2a auf. Dadurch ist die Luftfanglippe 2 schaufeiförmig gestaltet. Im subsonischen-transonischen Geschwindigkeitsbereich (0 bis etwa 1,3 Mach) wird die Luftfanglippe 2 im Betriebsbereich A zwischen einem unteren Stcllpunkt a und einem mittleren Stellpunki b verstellt, der einem Verstellwinkel von 0° gleichkommt. Hier nimmt die verstellbare Luftfanglippe 2 die »Normallage«, d. h.. die Position einer starren Luftfanglippe ein. Der Verstellwinkel ό_Α erreicht im Stellpunkt a sein Maximum. Im supersonischen Geschwindigkeitsbereich (ab etwa 1,3 Mach) wird die Luftfanglippe 2 im Betriebsbercich B zwischen dem mittleren Stellpunkt b und einem oberen Stellpunkt c verstellt. Der Verstellwinkel Sb erreicht im Stellpunkt csein Maximum.

Betätigt wird die Luftfanglippe 2 mittels eines hydraulischen Stellzylinders 5, dessen Kolbenstange 6 an einem starr mit der Luftfanglippe 2 verbundenen Winkelhebel 7 angelenkt ist. Der Stoßkeil 1 weist einen Spalt 8 für die sog. Bleed-Strömung 9 auf, die in den Raum 10 oberhalb des Stoßkeils 1 eintritt und durch ein Gitter 11 wieder ins Freie gelangt. Mit Hilfe einer Drucksonde 12 wird der üb^r den gesamten Betriebsbereich des Lufteinlaufs sich ändernde statische Druck pse dieser Bleed-Strömung 9 gemessen und in einen Umrechner 13 eingegeben, der die gemessenen pneumatischen Werte in elektrische Werte umrechnet und an eine Recheneinrichtung 14 weitergibt. Mittels einer weiteren Drucksonde 15 wird der jeweilige Gesamtdruck p, der Außenströmung gemessen und ebenfalls dem Umrechner i3 zugeführt, der ihn an die Recheneinrichtung 14 weitergibt. Diese ermittelt aus den beiden Werten pse und p, das dimensionslose Verhältnis 7B-ISt, das einem Vergleichsrechner 16 zugeführt wird, auf den später noch näher eingegangen wird.

Durch eine zweite Drucksonde 17 wird der statische Druck p, der Außenströmung gemessen und gleichzeitig mit dem Gesamtdruck p, über den Umrechner 13 in eine Recheneinrichtung 18 eingegeben, welche den Wert p_R—p,lp<, stellvertretend für die Flugmachzahl, ermittelt. Eine weitere Sonde 19 stellt den jeweils geflogenen Flugzeuganstellwinkel cc fest.

Wie aus Fig. 1 weiter zu entnehmen ist, weist die Steuer- und Regelanlage auf der Eingangsseite einen Machwertrechner 20 auf, der in Abhängigkeit vom jeweils gemessenen Wert pr und vom jeweiligen Anstellwinkel λ die tatsächliche Flugmachzahl M ermittelt, die an einen Steuersignalrechner 21. einen ^F-Ref
rechner 22, einen xa-Referenzrechner 23 und einen Machwert-Umschalter 24 weitergegeben wird. An den Steuersignalrechner 21 und die Rechner 22 und 23 werden gleichzeitig die gemessenen Fiugzeuganstellwinkel α übermittelt

Wie aus dem Diagramm gemäß F i g. 2 hervorgeht, ist das dort gezeigte Steuerungskennfeld für den unteren Betriebsbereich A der Luftfanglippe 2 dadurch charakterisiert daß auf der Ordinate die Flugzeuganstellwinkel α und auf der Abszisse die Stellwinkel Sa tür die Luftfanglippe 2 bzw. die entsprechenden Steuersignalwerte xa aufgetragen sind, während im Steuerungskennfeld selbst eine Anzahl von Linien Mt,M2,Mi... verlaufen. Der Steuersignalrechner 21 ermittelt also, da M\ < Mi < M] ist. nach der Funktion

das jeweilige Steuersignal a,\-SoII (entspricht o_r\-So\\) und gibt es über eine Steuersignalleitung 26 und den Mach-Umschalter 24 und eine gemeinsame Steuer-Regelsignalleitung 27 an einen Differenzwertfeststeller 25 weiter, dem gleichzeitig der momentane Stellwinkel ö,\- Ist bzw. ΧΛ-lst der Luftfanglippe 2 zugeführt wird. Aus diesen beiden Werten wird Δχ_Α errechnet, d. h., letztlich das physikalische Maß in mm für den Weg der Kolbenstange 6 oder in Volumeneinheiten der Hydraulikflüssigkeit für den Stellzylinder 5 festgestellt. Diesem wird dann die entsprechende Menge Hydraulikflüssigkeit zugeführt, so daß die Regelabweichung Δχ_Α zu Null geführt werden kann. Beim Steuern der Luftfanglippe 2 im Betriebsbereich A steht der Machwert-Umschalter 24 so, daß die Steuersignalleitung 26 mit der Steuer-Regelsignalleitung 27 elektrisch verbunden ist.

Im Diagramm gemäß Fig. 2 ist im Steuerungskennfeld eine obere aerodynamische Grenze G 3 eingetragen, die (nach oben) nicht überschritten werden darf, um durch Strömungsabriß am bzw. im Lufteinlauf nicht Triebwerkspumpen hervorzurufen. Man sieht daraus, daß durch maximales Herunterziehen der Luftfanglippe 2 trotz extrem hoher Anstellwinkel α noch brauchbare Lufteinlaufverhäitnisse für das Triebwerk erreicht werden. Das gleiche gilt für relativ hohe Machzahlen (M₃) im subsonischen Bereich, wo noch mit relativ hohen Anstellwinkeln λ gearbeitet werden kann.

Dagegen zeigt die Phantomkurve G 4, daß bei den angegebenen Geschwindigkeiten Mt, M2, Mj ... ohne Verstellung der Luftfanglippe, also bei starrer unterer Luftfangiippe, nur relativ kieine Anstellwinkel λ zulässig wären, ansonsten Triebwerkspumpen auftritt.
Die Linien Mt, M₂, M₃ ... stellen daher Soll-Steuerkurven dar, die für relativ hohe, insbesondere maximale Luftdurchsätze des Triebwerks in Abhängigkeit vom jeweiligen Fiugzeuganstellwinkel α die Verstellwinkel Oa markieren, die von der Steuen-igsanlage angesteuert werden. Das Steuerungsgesetz

ÖA-fl-TT

besagt daß mit steigendem Anstellwinkel χ die Steuergröße Xa und damit auch der Stellwinkel Sa zunimmt, d. h., die Luftfanglippe 2 wird weiter nach unten gezogen, während mit steigender Flugmachzahl M die Steuergröße xa und damit auch der Stellwinkel Sa abnimmt und umgekehrt

:- 55 Es muß dafür Sorge getragen werden, daß bei der jeweils geflogenen Machzahl der jeweils maximale Anstellwinkel χ nicht überschritten wird oder daß zumindest beim Überschreiten dies signalisiert wird.

Das in F i g. 3 dargestellte Regelkennfeld für den oberen Betriebsbereich B der Luftfanglippe 2 ist charakterisiert durch den variablen Verhältniswert ηβ, dessen Werte auf der Ordinate aufgetragen sind, und dem variablen Wert xb, der proportional ist dem jeweiligen Stellwinkel Sb der Luftfanglippe 2 und auf der Abszisse aufgetragen ist Von den unendlich vielen Luftdurchsatzwerten sind der Übersichtlichkeit wegen nur vier Luftdurchsatzkurven L-, bis L₄ eingetragen, wobei Li>L₂>L₃>L4 ist. Das Regelkennfeld bzw. der Be-

triebsbereich der aus Triebwerk und Lufteinlauf bestehenden Antriebsanlage wird durch die beiden aerodynamischen Bereiche G 1 für das »Einlaufbrummen« und G 2 für das »Trebwerkspumpen« begrenzt. Smtx bezeichnet die Linie des maximalen Schubs des Triebwerks. ä7ff-Soll bedeutet jeweils eine Linie für die variable Meßgröße bzw. Regelgröße, nach der die Luftfanglippenwinkel ob im Betriebsbereich B gestellt werden, d. h., s^ß-Soll ist die variable Führungsgröße, die jeweils den Luftfanglippenwinkel ob diktiert, der ein optimales Arbeiten des Lufteinlaufs garantiert; dies gilt über den gesamten Betriebsbereich. Mit anderen Worten, ^e-SoII und der Soll-Fanglippenwinkel (Jb-SoII) stehen in Funktion zueinander und bilden jeweils eine Leitsollinie des Reglers im Regelkennfeld. Wie bereits weiter vorn erwähnt, wird der jeweils optimale Stellwinkel für die Luftfanglipne 2 vorher rechnerisch und durch Prüfstands- und Flugversuche ermittelt und hierzu das in Funktion stehende jpe-Soll als Meßcode im Regler registriert. Der Wert lye-Soll bildet daher zum Stellwinkel Ob der Luftfanglippe 2, stellvertretend für diesen, die proportionale Meß- bzw. Regelgröße.

Wie bereits darauf hingewiesen, sind im Regler eine Anzahl von Soll-Regellinien qe gespeichert. Der Übersichtlichkeit wegen ist in F i g. 3 nur eine solche Linie ^B-Soll eingetragen.

Die Regellinien ^s-Soll weisen Endpunkte, sog. Referenzpunkte auf, welche die Endkoordinaten für die Werte i7fl-Ref und xs-Ref markieren. Bestimmt werden diese Referenzpunkte und damit auch die Charakteristik der jeweiligen sye-Sollinie durch die jeweilige Flugmachzahl M bzw. den Rechenwert p«=p/pj und dem jeweiligen Anstellwinkel ec des Flugzeugs. Das in F i g. 3 gezeigte Diagramm basiert z. B. etwa auf der Machzahl Ai= 1,9 und dem Anstellwinkel =34°· Für jede anderen Flugmachzahlen und jede anderen Flugzeuganstellwinkel gelten anderen sye-Sollinien.

Als Ergebnis des erfindungsgemäßen Regelungskonzepts verlaufen günstigerweise die beiden Linien S_m„ und ^B-Soll nahe nebeneinander.

Wie aus Fig. 1 weiter ersichtlich wird im Xb-Referenzrechner 23 in Abhängigkeit von der jeweiligen Flugmachzahl M und dem jeweiligen Flugzeuganstellwinkel λ der jeweilige Endkoordinatenwert xa-Ref errechnet, dasselbe geschieht im ηβ -Referenzrechner 22 für den Endkoordinatenwert ηβ-Ref. In der Praxis sieht das so aus, daß die beiden Rechner 22 und 23 aufgrund der gemessenen Werte Flugmachzahl Mund Flugzeuganstellv.'inkel α die den gemessenen Werten am nächsten kommenden Endkoordinaten ^s-Ref und x-Ref ansteuern. Der festgestellte Wert xe-Ref wird in einem Vergleichsrechner 28 zusammen mit dem Wert Xß-Ist (momentaner Ist-Wert des Verstellwinkels ob der Luftfanglippe 2 im Betriebsbereich B) eingegeben und aus diesen beiden Werten der Differenzwert ^Xs-Ref errechnet Dieser Wert wird einem Funktionsrechner 29 zugeführt, in dem die Soll-Regellinien ^e-Soll gespeichert sind Der Funktionsrechner 29.. da ηβ eine Funktion von Xb ist, errechnet den funktionell dazugehörigen Wert J^ß-Ref. Dieser Differenzwert wird einem SoIlwertrechner 30 zusammen mit dem Wert ä^ß-Ref zugeführt und durch Subtraktion der jeweilige Regel-Sollpunkt #B-Soll ermittelt Dieser Wert s^s-Soll wird an den Vergleichsrechner 16 weitergegeben, dort mit dem ηβ-Istwert verglichen und hieraus die Regelabweichung Δη β festgestellt Die Einrichtungen 31 und 32 bilden den dynamischen Teil des Reglers und in einem nachfolgenden Ausgangsfunktionsrechner 33 wird aufgrund des funktionellen Zusammenhanges zwischen ηβ und Xn(A)) aus dem 178-Solhyert der xe-Sollwert ermittelt. Dieser wird über die Regelsignalleitung 34 und den Mach-Umschalter 24 sowie über die Steuer-Regelsignalleitung 27 dem Differenzwertfeststeller 25 zugeführt, dem gleichzeitig der momentane Stellwinkel ob bzw. der xe-lstwert eingegeben wird. Aus diesen beiden Werten wird Δχ» errechnet, d. h., wie bei den Steuerungsvorgängen im Betriebsbereich A, das physikalische Maß in mm für den Weg der Kolbenstange 6 oder in Volumeneinheiten der Hydraulikflüssigkeit für den Stellzylinder 5 festgestellt. Diesem wird dann die erforderliche Menge Hydraulikflüssigkeit zugeführt, so daß die Regelabweichung A*n zu Null geführt werden kann.

Im Diagramm gemäß Fig.3 ist eine Änderung der Leistung von einem Betriebspunkt Pi an einem Betriebspunkt Pa mit geringerer Leistung bzw. geringcrem Luftdurchsatz aufgezeigt. Dabei wird während des Regelvorganges der vorhergehende Verstellwinkelwert XB2 um den Differenzwert Δχβ (Zuwachs) vergrößert und zu dem Wert Xm geführt, d. h, der Verstellwinkcl <h wird vergrößert, indem die Luftfanglippe 2 weiter nach oben geschwenkt wird, wodurch die Lufteinlauffangfläche verkleinert wird.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (1)

Patentansprüche:

1. Verstellbarer Lufteinlauf, insbesondere zweidimensionaler Schrägstoßdiffusor für Gasturbinenstrahltriebwerke zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen, mit oberen Rampen und einer vorn am Lufteinlaufboden angelenkten, über eine Querachse schwenkbaren unteren Luftfangüppe, dadurch gekennzeichnet, daß der gesamte Schwenk- to bereich der Luftfangüppe (2) funktionstechnisch in einen unteren subsonischen-transonischen, winkelmäßig größeren Betriebsbereich (Aj zwischen einem unteren Stellpunkt (a) mit dem Stellwinkel (dU-max) und einem mittleren Stellpunkt (b) mit dem Stellwinkel (Oaj—0°) und in einem oberen supersonischen, winkelmäßig kleineren Betriebsbereich (^zwischen dem mittleren Stellpunkt (b) und einem oberen Stellpunkt (c) msi dem Stellwinkel (<fe-max) aufgeteilt ist und daß die Stellwinkel (άλ) der Luftfangüppe (2) im unteren Betriebsbereich (A) in Abhängigkeit von den Flugmachzahlen (M) zwischen 0 und etwa Iß Mach sowie den jeweiligen Anstellwinkeln (α) des Flugzeugs nach der Funktionsgleichung