DE3201010A1 - Vorrichtung zum einregulieren der arbeitstemperaturen und zum synchronisieren der leitradgeschwindigkeiten von turbinen - Google Patents
Vorrichtung zum einregulieren der arbeitstemperaturen und zum synchronisieren der leitradgeschwindigkeiten von turbinenInfo
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Description
Die Erfindung betrifft ein Temperaturregel- und Leitradgeschwindigkelts-Synchroniersystem
für ein Mehrtürbinen-Flugzeug. Dieses System
kompensiert automatisch den Wirkungsgrad der Turbine und führt zu einer Veränderung der Höhe während des Steig- und Normalfluges.
Gemäß der US-PS 3 368 346 ist ein Verfahren auf dem einschlägigen für die Geschwindigkeitssynchronisation bekannt geworden. Bei diesem
System wird die Geschwindigkeit der Turbinen synchronisiert vermittels
überwachen und Vergleichen der Kompressordrücke mehrerer Turbinen. Eine Instrumentierung an der Turbine, die den geringsten
Druck entwickelt, führt dazu, daß ein Ventilteil geöffnet wird, so
daß eine erhöhte Brennstoffmenge der Brennkammer dieser Turbine zugeführt wird.
Die US-PS 3 864 287 beschreibt eine Anordnung, für das Steuern einer
Turvbogefcfläse Turbine zwecks Kompensieren von Vorgängen wie einer
Verschlechterung der Funktionsfähigkeit in Abhängigkeit von den
Betriebsstunden, vergrößerte Höhe oder erhöhte Leistungsentnähme.
Die Steuerung wird bewerkstelligt vermittels des Anwendens einer elektronischen Uberwachungseinheit, die die Turbineneinlaßtemperatur,
den Druck in der Verbrennungskammer, die Geschwindigkeit des Leitradrotors und hohe Rotorgeschwindigkeit überwacht.
Die einschlägigen Systeme nach dem Stand der Technik im Zusammenhang
mit Flugzeugen, die wenigstens ein paar Gasturbinen aufweisen, betreffen die Geschwindigkeitssynchronisation, üblicherweise wird
die Geschwindigkeitssynchronisation dadurch erreicht, daß die Leitradgeschwindigkeit jeder Turbine festgestellt und ein Vergleich
der Messungen ausgeführt wird. Wenn ein Unterschied vorliegt, wird ein Signal erzeugt, daß die Geschwindigkeit einer Turbine so einstellt,
daß die Differenz eliminiert wird. Oftmals wird dies so durchgeführt, daß eine Turbine als Hauptturbine und die andere
Turbine bzw. Turbinen als untergeordnete Turbine bzw. Turbinen bezeichnet werden.
Erfindungsgemäß wird ein ähnliches geschlossenes Geschwindigkeits-Synchronisationssystem
angewandt, jedoch ist jede Turbine mit einer Drosselventil-Einstellung versehen, die durch ein elektronisches
Signal betätigt werden kann. Weiterhin wird die Interturbinen-Tempe-
ratur jeder Turbine festgestellt und mit einer vorgewählten Arbeitstemperatur verglichen, die allgemein in Abhängigkeit von der Turbinenbewertung
ausgewählt wird. Wenn die Temperatur der Turbine sich gegenüber einem vorgewählten Wert verändert, wird ein Signal
erzeugt, das den Leistungshebel der Brennstoffsteuerung dieser Turbine einstellt zwecks Aufrechterhalten der gewünschten Temperatur.
Die Geschwindigkeit der anderen Turbine wird dann entsprechend synchronisiert.
Bei dem Betrieb wird der Pilot manuell das Drosselventil so einstellen,
daß die gewünschte Turbinenleistung erhalten wird, und an diesem Punkt wird die Temperatur ausgewählt und gespeichert.
Die Temperatursteuerung und das Geschwindigkeits-Synchronisationssystem
werden sodann in Funktion gesetzt und von dann an wird die gewünschte Temperatur während des Normalfluges aufrechterhalten.
Das Temperatureinstell/Synchronisationssystem (TT/S) überwacht
und führt zu einer geschlossenen Steuerung der Gasturbinen,wie sie an der ersten Leistungsturbinenstufe jeder Turbine des Flugzeuges
gemessen wird, wobei gleichzeitig die Leitradgeschwindigkeiten synchronisiert werden. Der Erfindungsgegenstand wird anhand
eines Flugzeuges mit zwei Turbinen erläutert. Erfindungsgemäß kann jedoch auch ein Flugzeug mit mehr als zwei Turbinen ausgerüstet
werden.
Das TT/S System arbeitet indem Signale bezüglich der Leitradgeschwindigkeit
und der Turbinentemperatur einer elektronischen Hauptsteuerungseinheit zugeführt werden. In Abhängigkeit von den
eintreffenden Signaldaten betätigt die Hauptsteuereinheit die Vestellorgane der Leiesturgshebel, die jeden Brennstoffhebel um
einen kleinen Betrag in jeder Richtung bewegen unter Korrigieren der Geschwindigkeit und der Temperatur. Das System weist eine
begrenzte Authorität auf und der Pilot kann jeder Zeit dasselbe außer Funktion setzen, indem einfach eine Bewegung der üroseelventile
erfolgt.
Um das System zu betätigen, benutzt der Pilot eine Mehrzahl an Schaltern und Meßvorrichtungen. Es liegen vor eine Steuerschalter
im Cockpit, der drei Lagen besitzt, und zwar "abgeschaltet",
"oinqestellt" und "Funktion", ein Paar Doppeianzeigeriampen, die
den Piloten informieren, ob die Turbinen zu schnell oder zu langsam
laufen, ein TemperaturauwShlschalter, der von dem Piloten zuvor auf die gewünschte Turbinentemperatur während des Fluges eingestellt
wird und Meßvorrichtungen, die die Ablesungen der Turbinentemperatur für jede Turbine ergeben (gemessen als Gastemperatur
oder MGT) .
Während des Startens hält der Pilot das TT/S System im "abgeschalteten"
Zustand. Nach dem Start wird die Leistung verringert und die Drosselventile werden auf die Bedingungen eines Normal-/Steigfluges
erneut eingestellt, wobei der Schalter in den "eingestellten" Zustand gelegt wird. Bei der "eingestellten" Arbeitsweise regelt
der Pilot manuell die Drosselventilhebel und beobachtet sowohl die Temperaturmeßvorrichtungen als auch die Doppelanzeigerlampen.
Die Temperaturmeßvorrichtungen werden überwacht, so daß die gemessene Gastemperatur (MGT) jeder Turbine sich bei oder unter dem
Wert befindet, der zuvor in der Temperaturauswahlvorrichtung emngestellt
worden ist. Sodann verringert der Pilot die Geschwindigkeit der schnelleren Turbine, wie sie durch die Doppelanzeiger-Lampen
angezeigt wird, so dß die Turbinen synchronisiert werden. Nachdem dies erreicht worden ist, schaltet der Pilot den Schalter
in die "Funktion" Lage. Bei der "Funktion"-Arbeitsweise übernimmt die Hauptsteuerungseinheit das Kommando. Das automatische System
legt automatisch die letzte festgestellte Temperatur jeder Turbine als einen Wert fest, der nicht überschritten werden soll. Weiterhin
werden die Einstellungen der Leistungshebel inkrementell angepaßt, um so zu der Geschwindigkeits-Synchronisation der Leiträder
zu führen.
Die Hauptsteuerungseinheit löst diese Aufgabe durch Anwenden eines
8-Bit Mikrokomputers mit 27 Eingangs/Ausgangsleitungen, einem 1024 Wortprogramm-Speicher, einem 64 χ 8 Ram Datenspeicher, einem
Oszillator und Taktgeberkrtises, einem 8-Bit Zeitgeber/Zähler und
einem 8-Bit zentralen Prozessoreinheit.
Die Meistersteuerungseinheit gibt Signale ab, die die Verstellorgane
der Leistungshebel betätigen. Ein Versteliorgan für die Leistungshebel ist in Serie mit dem Drosselventilhebel des Piloten
und dem Brennstoffsteuerventil an jeder Turbine verbunden. Jedes Verstellorgan}, für die Leistungshebel ist in der Lage, den
effektiven, zuvor eingestellten Wert des Hebels für die Brennstoff steuerung um einen geringen Betrag zu erhöhen oder zu verringern,
und zwar typischer Weise um sechs Grad in jeder Richtμng.
Bei einem Flugzeug mit mechanischem Verbindungsgestänge für die BrennstoffSteuersysteme kann eine Anpassung der Winkelstellungen
der Leistungshebel erzielt werden unter Anwenden eines magnetspulenbetätigten
Nockens.
Erfindungsgemäß kann der Pilot eine gewünschte Steigflug- oder Normalflug-Temperatur eingeben, das Drosselventil einstellen, und
sodann wird das System die Temperatur kontant und die Turbinen synchronisiert halten. Wis in dem Fall eines einzigen Synchronisierungssystems
behält das Drosselventil jeder Zeit das volle Kommando, unabhängig davon, ob das Anpaß- oder Einstellsystem angeschaltet
oder abgeschaltet ist. Der Vorteil dieses Systems bezüglich der Steuerung eines Mehrturbinen-Flugzeuges vermittels
des erfindungsgemäßen Systems liegt in folgendem:
1. Es sind keinerlei graphische Aufzeichnungen oder Komputer für
den normalen Flug nach dem Start erforderlich;
2. der Schubwert relativ zu dem maximalen zulässigen Wert ist auf einen Blick zu erkennen (MGT eingestellt gegen MGT maximaler
- Wert.
3. Die Wirkungen unterschiedlicher Beträge der Leistunqsentnalune
und abgeblasener Luft (wie z.B. wenn Enteisungsluft angewandt
wird) ergeben sich an der Temperatürmeßvorrichtung und können
automatisch durch das TT/S System kompensiert werden.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in den Zeichnungen dargestellt
und wird im folgenden näher beschrieben. Es zeigen:
Fig. 1 ein teilweise in Blockform ausgeführtes schematisch.es Diagramm
des erfindungsgemäßen Steuersystems für zwei Turbinen;
Fig. 2 ein schematisches Diagramm des Hauptsteuerabschnittes des in der Figur 1 gezeigten Systems;
Fig. 3 eine schematische Darstellung des Betätigungsteils der
Leistungshebel gemäß dem System nach Figur 1.
In der Figur 1 ist ein Temperaturregel-Synchronisierfe-Systern gezeigt,
das für die gleichzeitige Steuerung von zwei Turbinen 50 und 52 angewandt wird. Die Turbine 50 weist eine in einem ringförmigen
Gehäsue 56 umlaufende Leitradstufe 54 auf. Der durch die Leitradstufe 54 beschleunigte Luftstrom teilt sich. Die
Primärluft tritt in den Kanal 58 ein, während die Sekundärluft nach hinten durch die ringförmige Umströmleitung 60 fließt und
wird schließlich am hinteren Ende der Turbine als kalter Gasstrom abgegeben. Der primäre Luftstrom in dem Kanal 58 wird in der
Kompressorstufe 62 komprimiert und nach Hindurchtreten durch einen Diffusor tritt derselbe in die Verbrennungskammer 64 ein, wo
Brennstoff zugesetzt zwecks Ausbilden heißer Verbrennungsprodukte. Die aus der Verbrennungskammer 64 austretenden heißen Gase treiben
zunächst den Turbinen-Gaserzeuger 66 an. Die hierbei aufgenommene Leistung dient dem Antrieb des Kompressorabschnitts der Turbine.
Der von dem Turbinen-Gaserzeuger 66 nach hinten abfließende heiße Gasstrom treibt die Leistungsturbine 68 an. Die Leistungsturbine
68 ist über die Welle 70 und das Getriebe 72 mit der Leitradstufe 54 verbunden. Die Konfiguration der Turbine 52 ist hier so gezeigt,
daß dieselbe identisch mit derjenigen der Turbine 50 ist.
Erfindungsgemäß wird jede Turbine 50 und 52.mit zwei Sensoren versehen.
Hierbei handelt es sich einmal um einen Sensor, der die Umdrehungszahl (N1) der Leitradstufe 54 feststellt. Bei der praktischen
Ausführungsform stellt der Geschwindigkeitssensor 74 eine
magnetische Aufnahmevorrichtung dar. Der zweite Sensor überwacht die Gastemperatur des Leitrades der ersten Turbine (TT1). Derselbe
ist hier als Temperatursensor 76 wiedergegeben, der in typischer Weise ein Thermoelement ist.
Die Turbine 52 ist in ähnlicher Weise instrumentiert. Die Geschwindigkeit
(N2) der Leitradstufe der Turbine 52 wird durch den Geschwindigkeitssensor
78 überwacht. Die Gastemperatür (TT2) der
ersten Leistungsstufe der Turbine wird durch den Temperatursensor 80 überwacht.
Elektronische Signale, die die Leitradgeschwindigkeiten und die Turbinentemperaturen der zwei Turbinen wiedergeben, dienen als
Eingangssignale für die Hauptsteuerung 82. Die Signale werden durch allgemein bekannte Wandler erzeugt, wobei erforderlicehenfalls
entsprechende Signalverstärker vorliegen.
Der Hauptsteuerabschnitt arbeitet unter der Kontrolle des Flugzeugpiloten.
Der Pilot wird vor dem Start den gewünschten Grenzbereich der maximalen Temperatur für die Turbinen vermittels des Temperaturwählers
84 auswählen. Dies kann in typischer Weise eine kalibrierte einschlkägige Vorrichtung sein. Nachdem die Hauptsteuerung
82 im -abgeschalteten" Zustand belassen wird, wird der Pilot das Flugzeug starten unter Anwenden der manuell zu betätigenden
Drosselventile 86 und 88. Die Umdrehungszahl des Leitrades und die gemessene Gastemperatur (MGT) der ersten Leistungsturbinenstufe
ist zuvor bestimmt worden aufgrund der Umweltstemperatur, Gewicht des Flugzeuges, Höhe des Flugfeldes und Länge der Startbahn.
Es können mehrere graphische Aufzeichnungen angewandt oder die Information in einen Computer gespeichert werden. Es geht dabei
darum, die Lebensdauer der Turbine dadurch zu verlängern, daß nicht mehr Startschub als notwendig angeandt wird. Dies wird bezeichnet
als "flexibler Schub" oder "manipulierter Schub". Der maximale Schubwert muß erhalten werden bei einer gemessenen Gasturbine
unterhalb des Warnwertes.
Im Anschluß an die erste Leistungsverringerung nach dem Starten
wird der Pilot das Temperaturregel/Synchronisationssystem (Τΐ/S)
in Funktion setzen. Hierdurch werden zwei Dinge erreicht. Zgnüchst
werden die Leitradgeschwindigkeiten N1 und N., sy-nchronisiert.
Zweitens wird die MGT beider Turbinen so überwacht und gesteuert, daß der zuvor in dem Temperaturwähler 84 eingestellte Wert nicht
überschritten wird. Die Hauptsteuerung 82 löst diese Aufgabe in Kombination mit den Betätigungsvorrichtungen 90 und 92 für die
Leistungshebel. Die Hauptsteuerung 82 signalisiert den Betätigungsvorrichtungen 90 und 92 über die Regelsignalleitungen PL. und PL9
Signalinstruktionen. Diese Betätigungsvorrichtung unter der r.agelung
der Regelsignäle wird über einen kleinen Betrag die zuvor durch den Piloten in die Drosselventile 86 und 88 eingestellten
- 10 -
- ίο -
Winkelwerte der Leistungshebel anpassen. Wenn somit TC. der durch
das Drosselventil 86 zuvor eingestellte Leistungshebel ist, wird das Brennstoff-Steuersignal 94, das der Turbine 50 zugeführt wird,
eine Einwirkung durch die Betätigungsvorrichtung 90 unter Instruktionen von dem Regelsignal PL., erhalten unter Abdecken eines Bereiches
TC1 + Δ TC1
Bei der praktischen Ausführungsform deckt Δ TC. den Bereich + 6°
bis -6 des Leistungshebelwinkels ab und dies entspricht + 10% Leistung.
Das Regelsignal PL2 ergibt ein ähnliches Eingangssignal, wodurch
die Betätigungsvorrichtung 92 in die Lage versetzt wird, die Einstellung TC2 des Leistungshebels um einen kleinen Betrag entweder
nach oben oder unten zu verändern. In dieser Weise werden die beiden Turbinen bezüglich der Geschwindigkeit synchronisiert
gehalten und gleichzeitig werden deren gemessene Gastemperature^
unter dem Wert gehalten, der zuvor in dem Temperaturwähler 84 eingestellt worden ist.
Die Art und Weise, in der die Hauptsteuerung 82 und die Betätigungsvorrichtung
90 diese Aufgaben lösen, wird nachfolgend unter Bezugnahme auf die Figuren 2 und 3 erläutert. Die Figur 2 ist eine shematische
Darstellung der Hauptsteuerung 82 zusammen mit den damit zusammenarbeitenden Einheiten. Ein Mikrocomputer 100 bildet das
Herz' der Hauptsteuereinheit. Bei der praktischen Ausführungsform handelt es sich bei dem Mikrocomputer 100 um einen 8-Bit Intel
Type 8748. Dieser Computer kann durch den Benutzer programmiert werden und besitzt einen löschbarem Eprom-Programmspeicher, der
für Prototypen- und Vorproduktionssysteme vorgesehen ist. Die
Pin-kompatible Intel Type 8048 mit vom Hersteller programmiertem ROM ist geeigneter, wenn die erfindungsgemäße Vorrichtung in
größeren Stückzahlen hergestellt wird. Die in der Figur 2 wiedergegebenen Zahlen 12-38 beziehen sich auf die Mikrocomputer-Pin-Nummern,
siehe Seite 365 der Veröffentlichung Microcomputer D.A.T.A.
Book, 5. Ausgabe, veröffentlicht bei Cordura Publications Inc.,
Pinebook, N.J. 07058).
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Elektrische Energie wird de * Hauptsteuerung 82 durch den Anschluß
98 zugeführt, der in Verbindung mit dem Schalter 102 steht. Dieser
Schalter 102 weist drei Lagen auf, und zwar O bedeutet "abgeschaltet";
S bedeutet "eingestellt" und E bedeutet "Funktion". Ein logischer Modul 104 führt die "eingestellt" und "Funktion" Kommandos
den verschiedenen Elementen in dem Hauptsteuerungspult zu und die gezeigten Doppelpfeile, die den logischen Modul 104 mit
dem Mikrocomputer 100 verbinden, sind lediglich symbolhaft für die Leitungsführung dieser Kommandos zu verstehen. Ein die Geschwindigkeit
der Leitradstufe der Turbine 50 wiedergebender Impulsstrom tritt in den Anschluß 106 ein. Der die Geschwindigkeit
der Leitradstufe der Turbine 52 wiedergebende Impulsstrom tritt in den Anschluß 108 ein. Eine die Temperatur der ersten
Leistungsstufe der Turbine 50 wiedergebende analoge Spannung tritt in den Anschluß 110 ein. Ih ähnlicher Weise tritt die die
Temperatur von der ersten Leistungsstüfe der Turbine52 wiedergebende analoge Spannung in den AnscMuß 112 ein. Die an den Anschlüssen
110 und 112 vorliegenden analogen Spannungen werden in digitale Bit-Ströme in A-bis-DTKonvertern 111 und 113 umgewandelt,
bevor ein Eintritt in den Mikrocomputer 100 erfolgt. Die Komparatoren 114 und 116 ergeben Stufen-Funktionseingaben in den Mikrocomputer,
wenn die Temperatur entweder der Turbine 50 oder 52 dem Wert entspricht, der zuvor durch den Piloten an dem Temperaturwähler
84 eingestellt worden ist.
Die Geschwindigkeit beider Turbinen wird dem Piloten visuell vermittels
der Anzeigelampen 118, 120, 122 und 124 dargeboten. Wenn die Anzeigelampe 118 leuchtet, so daß ein nach oben gerichteter
Pfeil sichtbar ist, weiß der Pilot, daß die Turbine 50 schneller laufen sollte. Wenn die Lampe 120 leuchtet, sollte die Geschwindigkeit
der Turbine 50 verringert werden. In gleicher Weise gilt, daß bei Leuchten der Lampe 122 die Turbine 52 beschleunigt werden
sollte. Wenn die Lampe 124 leuchtet, sollte die Turbine 52 verlangsamt
werden. Bei der praktischen Ausführnngsform ist die Programmierung des Mikrocompeuters so eingestellt, daß bei Abgleich
der Leitradgeschwindigkeiten innerhalb eines halben Prozents die Anzeigelampen verlöschen. Es versteht sich, daß die Anzeigelampen
118, 120, 122 und 124 die erforderlichen DC-Treiber auf-
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weisen, so daß das niedrige Ausgangssignal des Mikrocomputers 100 in der Lage die Lampen zu erleuchten.
Die Betätigungsvorrichtungen 90 und 92 für die Drosselventile empfingen ihre Instruktionen von dem Mikrocomputer über die Leitungen
21, 22, 23 und 24. Rückkopplungssignale von diesen Betätigungsvorrichtungen
werden über die Leitungen 16 und 17 für die Betätigungsvorrichtung
90 und über die Leitungen 12 und 13 für die Betätigungsvorrichtung 92 gesandt.
Funktionell arbeitet das Temperaturregel/SynchDonisiersystem (TT/S)
wie folgt. Nach der anfänglichen Steigephase des Fluges wird der Pilot den Schalter 102 auf die "eingestellte" Lage schalten. Diese
Einstellung ermöglicht es, daß die Hauptsteuerung 82 die Leitradgeschwindigkeit jeder Turbine und die gemessene Gastemperatur überwacht,
die sich aufgrund der Einstellung der Hebel 86 und 88 ergibt. Während dieser Phase werden die Betätigungsvorrichtungen 90
und 92 in ihre mittlere oder Nullage gebracht und verbleiben in derselben. Gleichzeitig zeigen die Anzeigelampen 118, 120, 122
und 124 dem Piloten, ob die Leitradgeschwindigkeiten der zwei Turbinen innerhalb des Mitnahmebereiches des TT/S-Systems liegen.
Nachdem der Pilot die Steuerhebel der Drosselventile eingestellt hat zwecks Erreichen des angestrebten MGT-Wertes, der an dem
Temperaturwähler 84 zuvor eingestellt worden ist, sowie die Leitradgeschwindigkeiten
innerhalb des Mitnehmerbereiches der Synchronisiervorrichtung
liegen (plus oder minus 1/2 % bei derpraktischen
Ausf; hrungsform) wird der Pilot den Schalter 102 in die "Funktion"-
U
Eiage bringen.
Eiage bringen.
Bei der "Funktion" Arbeitsweise wird das TT/S System unter der . Anweisung der Hauptsteuerung 82 die zuletzt überwachten MGT Werte
als Bezugswerte festlegen und die Betätigungsvorrichtungen 90 und 92 in jeder Richtung antreiben zwecks genauer Einstellung jeder
der Leistungshebelwellen für die Brennstoffsteuerung. Immer dann,
wenn die Leitradgeschwindigkeiten N^ und N2 bei den Bezugstemperaturen
nicht synchronisiert sind, wird das TT/S System immer die Leistungseinstellung der schneller arbeitenden Turbinen verringern
unter Anpassen an die Leitradgeschwindigkeit der langsamer arbeitenden Turbine, um so zu einer Synchronisation der Leitradgeschwindigkeiten
zu führen. Hierdurch kann die Temperatur dieser Turbine
- 13 -
unter deren Bezugswert verringert werden. In keinem Fall wird jedoch
die Arbeitstemperatur jeder Turbine den festgelegten Be/.uqswert,
innerhalb der Grenzwerte des TT/S Systems, übersehrieten.
Die Figur 3 zeigt wie das Verstellorgan für den Leistungshebel mit
einem mechanischen Steuersystem für den Brennstoff arbeitet. Der Drosselhebel 86 des Piloten ist über ein mechanisches Verbindungsgestänge 126 mit dem Hebelarm 28 für das Steuerventil der Turbine
50 verbunden. An einer geeigneten Stelle des Verbindungsgestänges
126 liegt eine Unterbrechung vor, wo gegenüberliegend zueinander
angeordnete Druckstangenenden gegen einen .keilförmigen Nocken 130
durch die Feder 132 gehalten werden. Eine Bewegung des keilförmigen Nocteens 130 erfolgt rechtwinklig zu dem Verbindungsgestänge
126. Somit dient die Bewegung des Nockens 130 in das Verblndnngsgestänge 126 dazu, die Entfernung zwischen dem Drosselhebel 86 und
dem Hebel 128 des BrennstoffSteuerventils zu verlängern, währendein
zurückziehen des Nockens 130 zu einer Verkürzung des Verbindungsgestänges führt. Die Lage des Nockens 130 wird durch die
Magnetspule 134 gesteuert.
Wenn der Schalter 102 - siehe die Figur 2- in der "eingestellten" Lage ist, erhält die Magnetspule einen Befehl dahingehend, daß der
keilförmige Nocken 130 eine derartige Lage eingenommen hat, daß
dessen Mittellinie oder Nullzustand in Linie mit den Druckstabende des mechanischen'Verbindungsgestänges 126 vorliegt. Nach Vorliegen
des Nockens 130 in dessen Nullage kann der Pilot sodann den Hebel 86 des Drosselventils so einstellen, daß die Temperatur- und Leitradgeschwindigkeitsbedingungen
erreicht werden, wie sie anhand des Temperaturmessers 126 und des Messers für die Umlaufgeschwindigkeit
- nicht gezeigt - überwacht werden. Nachdem die manuell eingestellten Kriterien erreicht sind, wird der Pilot sodann den
Schalter 102 in die "Funktion"-Lage drehen. Sodann folgt alles weitere durch die Hauptschaltung ö2. Unter der Leitung der Hauptsteuerung
wird die Magnetspule 134 zu einer Bewegung nach vorne oder hinten führen, wodurch der keilförmige Nocken 130 weg von
der Nullage um einen Betrag bewegt wird, der gerade ausreichend ist, um die Geschwindigkeits- und Temperaturcharakteriktika zu
steuern.
- 14 -
Die vier Verbindungsleitungen zwischen der Hauptsteuerung und der Magnetspule 134 lassen sich am besten anhand der Figur 2 erläutern.
Die aus dem Mikrocomputer 100 auf der Leitung 21 kommenden Signale sagen dem Verstellorgan 90 des Drosselventils die Brennstoffzuführung
für die Turbine 50 zu erhöhen. Die auf der Leitung 23 vorliegenden Signale sagen dem Verstellorgan 90 für das Drosselventil,
die Brennstoffzuführung fürdie Turbine 50 zu verringern.
Wenn die Hauptschaltung 82 in der "eingestellten" Lage vorliegt, ergibt die Rückkopplung von dem Verstellorgan 90 längs der Leitungen
12 und 13 eine Information betreffend den Nullzustand des Nockens 130, siehe die Figur 3. Ein auf auf der Leitung 12 vorliegendes
Stufensignal zeigt an, daß der Nocken ausreichend weit in der Richtung seiner zunehmenden Dicke bewegt worden ist, während
ein Signal auf der Leitung 13 eine ausreichende Bewegung in der Richtung der abnehmenden Dicke des Keils angibt.
Die Bewegung des Verstellorgans 92 wird in ähnlicher Weise erreicht.
Von dem Mikrocomputer 100 längs der Leitung 22 kommende Daten signalisieren den Verstellorgan 92 die Brennstoffzuführung zu der
Turbine 52 zu erhöhen. Auf der Leitung 24 vorliegende Signale signalisieren, daß das Verstellorgan 92 die Brennstoffzuführung
zu der Turbine 52 verringern soll. Auf den Leitungen 16 und 17 vorliegende Rückkopplungssignale sagen dem Mikrocomputer, wann
das Verstellorgan 92 die Nullage ausgehend von einem ursprünglichen Zustand an jeder Seite der Mitteillinie erreicht hat. Es
versteht sich, daß der Signalverarbeiter und/Oder Line-Treiber für den Mikrocomputer-Modul erforderlich sein können, um eine richtige
Anpassung zu den Modulen des Verstellorgans fürden Leistungshebel zu bewerkstelligen, wobei die letzteren meistens
direkt an den Turbinen befestigt sind.
Wenn die Turbinen vor dem Landen des Flugzeuges gedrosselt werden,
kehren die Verstellorgane der Leistungshebel automatisch in die Nullage zurück. Vom Standpunkt der Sicherheit aus, ist dies wichtig.
Wenn z.B. das Verstellorgan einer Turbine ausder Nullage in
Richtung einer verringerten Geschwindigkeit verschoben ist, würde das Ergebnis darin bestehen, daß die Turbine mit gefährlich geringer
Umlaufgeschwindigkeit während des Gleitvorganges arbeitet. Indem die Verstellorgane automatisch in denNUllzustand immer dann . zurück-
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kehren, wenn der Pilot die Turbinen drosselt, wird während einer positive Steuerung des Flugzeuges während der Landung erzielt.
Im Rahmen der Erfindung können Abwandlungen und Modifizierungen
durchgeführt werden, und so wird z.B. das Anwenden von Turbinen ausgerüstet mit einer elektronischen Brennstoffsteuerung lediglich
Veränderungen in der Art und Weise erforderlich machen, in der die Verstellorgane für die Leistungshebel ihren Funktionen erfüllen.
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Claims (7)
- PATENTANWALT "ViOOO BERLIN 33 2 1 82MANFRED MIEHE falkenried*Telefon: (030) 83119 50Diplom-Chemiker Tclcßrammc: INDUSPROP HkRLlNTelex: Ollis 443ÜS/16/2464AVCO CORPORATION 127b King Street, Greenwich, Conn. 06830 USAVorrichtung zum Einregulieren der Arbeitstemperaturen und zum Synchronisieren der Leitradgeschwindigkeiten von TurbinenPatentansprücheI1J Vorrichtung zum Einregulieren der Arbeitstemperaturen und zum Synchronisieren der Leitradgeschwindigkeiten von Turbinen, die in Mehrturbinen-Flugzeugen angewandt werden, wobei jede Turbine einen Lufteinlaß, Verbrennungsgas-Auslaß, einen Niederdruckkompressor mit einer Leitradstufe, einen Hochdruckbompressor angetrieben durch eine erste Turbinenstufe, eine zweite Turbinenstufe für den Antrieb der Leitradstufe und eine Brennkammer aufweist, in die Brennstoff für das Erzeugen heißer Gase unter Antrieb der Turbine eingeführt wird, wobei jede Brennkammer einen Brennstoffsteuerungsventil für die Steuerung des zugeführtern Brennstoffs aufweist, sowie die Brennstoffzuführung zu jeder Turbine auf die Einstellung des Drosselventilhebels des Piloten anspricht, gekennzeichnet durch die Kombination der nachfolgenden Merkmale:a) eine Anordnung für das Messen der Leitradgeschwindigkeit jeder Turbine und das Erzeugen eines ersten Satzes entsprechender elektronischer Signale;b) eine Anordnung, die auf die Temperatur des Gasstroms der ersten Turbinenstufe jeder Turbine anspricht unter Erzeugen eines zweiten Satzes entsprechender elektronischer Signale;c) eine Anordnung für das Vorsehen eines dritten elektronischen Signals, das einen Hinweis ergibt auf eine nicht zu überschreitende Temperatur der ersten Turbinenstufe;d) ein Verstellorgan für den Leistungshebel, der in Serie verbunden ist zwischen dem Drosselventilhebel des Piloten und dem Brennstoff steuerventil jeder Turbine, wobei dieses Verstellorgan in der Lage ist den zuvor eingestellten Wert des Leistungshebels ausreichend zu erhöhen und zu verringern unter Aufrechterhalten der Geschwindigkeitssynchronisation und der Temperatursteuerung der zugeordneten Turbine während des Normalfluges des Flugzeugs unde) eine Hauptsteuerungseinheit für das Betätigen der Verstellorgane der Leistungshebel unter Regeln der Brennstoffzuführung zu jeder Turbine aufgrund elektronischer Signaldaten, die einen Hinweis ergeben auf die Leitradgeschwindigkeit der Turbine, der gemessenen Gastemperatur jeder ersten Turbinenstufe und den vorgesehenen, nicht zu überschreitenden Temperaturen der ersten Turbinenstufe.
- 2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Anordnung für das Messen der Leitradgeschwindigkeit jeder Turbine eine magnetische Aufnahmevorrichtung aufweist.
- 3. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die auf die Temperatur des Gasstroms in jeder ersten Turbinenstufe ansprechende Anordnung ein Thermoelement und einen Analog-Digitalkonverter aufweist.
- 4. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Verstellorgan für die Leistungshebel vermittels Magnetspulen angetriebenen Nocken aufweist.
- 5. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Verstellorgane für die Leistungshebel in der Lage sind den zuvor eingestellten Wert des Drosselventilhebels um einen Betrag von bis zu + 6 Grad einzustellen.
- 6. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichn e t , daß die Vorrichtung zu einer Temperatureinsteilung und Geschwindigkeitssynchronisation eines Flugzeuges mit zwei Turbinen führt.3 2 0 10 1 Π
- 7. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Vesstellorgan für den Leistungshebel in den Nullzustand zurückkehrt, wenn der Pilot den Drosselventilhebel vorbereitend auf eine Landung zurücknimmt.
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Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4875168A (en) * | 1987-12-22 | 1989-10-17 | United Technologies Corporation | Engine speed control apparatus |
US4934825A (en) * | 1987-12-22 | 1990-06-19 | United Technologies Corporation | Propeller phase control apparatus |
US5006993A (en) * | 1988-11-18 | 1991-04-09 | The Boeing Company | Automatic throttle controller for aircraft with intermixed engines |
DE4329346A1 (de) * | 1993-02-08 | 1994-08-11 | Witt & Sohn Gmbh & Co | Oberflächeneffektfahrzeug |
GB0224625D0 (en) * | 2002-10-23 | 2002-12-04 | Honeywell Normalair Garrett | Method of balancing the supply of bleed air from a plurality of engines |
US7845157B2 (en) | 2004-12-01 | 2010-12-07 | United Technologies Corporation | Axial compressor for tip turbine engine |
DE602004019710D1 (de) | 2004-12-01 | 2009-04-09 | United Technologies Corp | Fernbetätigung für eine verstellbare stufe eines verdichters für einen turbinenmotor |
WO2006059968A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Counter-rotating gearbox for tip turbine engine |
US8641367B2 (en) | 2004-12-01 | 2014-02-04 | United Technologies Corporation | Plurality of individually controlled inlet guide vanes in a turbofan engine and corresponding controlling method |
EP1825117B1 (de) | 2004-12-01 | 2012-06-13 | United Technologies Corporation | Turbinentriebwerk mit von einem differentialgetriebe angetriebenem fan und verdichter |
US8096753B2 (en) | 2004-12-01 | 2012-01-17 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine and operating method with reverse core airflow |
EP1825177B1 (de) | 2004-12-01 | 2012-01-25 | United Technologies Corporation | Aufblasbares ablassventil für eine turbomaschine und verfahren zur steuerung von ablassluft |
WO2006060000A1 (en) | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Variable fan inlet guide vane assembly, turbine engine with such an assembly and corresponding controlling method |
WO2006059982A1 (en) * | 2004-12-01 | 2006-06-08 | United Technologies Corporation | Remote engine fuel control and electronic engine control for turbine engine |
EP1828683B1 (de) | 2004-12-01 | 2013-04-10 | United Technologies Corporation | Brennkammer für turbinenmotor |
US7921635B2 (en) | 2004-12-01 | 2011-04-12 | United Technologies Corporation | Peripheral combustor for tip turbine engine |
US7854112B2 (en) | 2004-12-01 | 2010-12-21 | United Technologies Corporation | Vectoring transition duct for turbine engine |
WO2006110124A2 (en) | 2004-12-01 | 2006-10-19 | United Technologies Corporation | Ejector cooling of outer case for tip turbine engine |
FR2902408B1 (fr) | 2006-06-19 | 2008-08-08 | Eurocopter France | Equilibrage en puissance de deux turbomoteurs d'un aeronef |
JP4903086B2 (ja) * | 2007-05-22 | 2012-03-21 | トッパン・フォームズ株式会社 | 紙捌き装置 |
US8967945B2 (en) | 2007-05-22 | 2015-03-03 | United Technologies Corporation | Individual inlet guide vane control for tip turbine engine |
JP2009067586A (ja) * | 2007-09-18 | 2009-04-02 | Toppan Forms Co Ltd | 紙捌き装置 |
DE102010020024B4 (de) | 2010-05-10 | 2016-05-25 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Triebwerkssynchronisierverfahren |
GB2524775B (en) | 2014-04-02 | 2017-11-15 | Rolls Royce Plc | Aircraft vapour trail control system |
US10801361B2 (en) | 2016-09-09 | 2020-10-13 | General Electric Company | System and method for HPT disk over speed prevention |
FR3058278B1 (fr) * | 2016-10-27 | 2020-02-28 | Safran Electrical & Power | Systeme pour l'alimentation d'actionneurs electriques embarques dans un aeronef |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US299630A (en) * | 1884-06-03 | Heistet eichling | ||
GB724196A (en) * | 1950-11-08 | 1955-02-16 | Gen Motors Corp | Improved control system for an aircraft power plant |
US3174284A (en) * | 1963-02-19 | 1965-03-23 | United Aircraft Corp | Power management fuel control for plural gas turbine engines |
US4147035A (en) * | 1978-02-16 | 1979-04-03 | Semco Instruments, Inc. | Engine load sharing control system |
-
1981
- 1981-12-28 SE SE8107800A patent/SE8107800L/xx not_active Application Discontinuation
-
1982
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