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Die Erfindung bezieht sich auf Flugzeugturbinentriebwerke und
insbesondere auf die Steuerung und die Ablaufplanung des
Triebwerks, um gewisse Leistungsmerkmale innerhalb des
Flugspektrums zu erzielen.
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Die Erfindung befaßt sich insbesondere mit Militärflugzeugen
im Gegensatz zu Zivil- oder kommerziellen Flugzeugen und noch
genauer mit einer Klasse von Flugzeugen, die in die Jagdklasse
fällt. Bekanntlich sind Jagdflugzeuge, wie sie gegenwärtig im
Einsatz sind, für den Gefechtsbereich innerhalb des
Flugspektrums ausgelegt. Der Triebwerksbetrieb bei der Mach-Zahl 0,9
in einer Höhe von 15000 Fuß repräsentiert den Gefechtsbereich.
Wegen der Art ihres Flugeinsatzes werden bei dieser Klasse von
Flugzeugen üblicherweise ziemlich kräftige Manöver ausgeführt,
die viel Manipulation des Leistungshebels verlangen, um den
Schub des Triebwerks zu ändern, so daß bei sehr harten
Bedingungen beschleunigt und abgebremst wird. Wenn das Flugzeug
diese Manöver ausführt, wird der Pilot üblicherweise
Leistungshebelbewegungen ausführen, die als "Bodies, Chops,
Snaps" und dgl. bezeichnet werden und zu Auswanderungen der
Triebwerksdrehzahl, -temperatur und -luftströmung führen.
Unter solchen manöverbedingten Auswanderungen werden sich die
Rotordrehzahlen des Fan und der Hochdruckverdichterrotoren von
einem hohen Wert des Betriebsspektrums, der als
Zwischenleistung bezeichnet wird, auf einen niedrigen Wert verändern, der
als Teilleistung oder Leerlaufleistung bezeichnet wird.
Während sich diese Rotordrehzahlen und Schübe bei
manöverbedingten Auswanderungen verändern, bewegen sich die verstellbaren
Teile des Triebwerks ebenfalls. Die Fan- und
Hochdruckleitschaufelwinkel ändern sich mit der Rotordrehzahl,
und die verstellbare Schubdüse ändert ihre Position,
üblicherweise +5% bis +10% ab dem Zwischen-leistungsquerschnitt, wenn
sich das Triebwerk in Richtung auf Leerlaufleistung bewegt und
abgebremst wird. Der Schubdüsenquerschnitt schließt
normalerweise 5% bis 10%, wenn das Triebwerk beschleunigt.
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Die EP-A-0 005 135 ist ein Beispiel einer bekannten Steuerung
für ein Gasturbinentriebwerk, das eine verstellbare Schubdüse
hat.
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Ein weiteres Beispiel einer bekannten Steuerung für ein
Gasturbinentriebwerk, das eine verstellbare Schubdüse hat, ist
in der GB-A-1 159 217 beschrieben.
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Zum besseren Verständnis des Hintergrunds dieser Technologie
zeigen die Diagramme in Fig. 1 einen typischen Ablaufplan
eines Militärflugzeugtriebwerks, das zum Arbeiten bei der Mach-
Zahl 0,9 und in einer Höhe von 15000 Fuß ausgelegt ist. Die
Diagramme beschreiben die Drehzahl der Hochdruckverdichter-
und Fandruckrotoren (N2 bzw. N1), die Einlaßtemperatur der
Turbine, die Gesamtluftströmung an dem Faneinlaß (Wat2) und
den Querschnitt der Schubdüse (Aj) bei verschiedenen
Schubwerten. Diese Parameter sind typisch für ein Einwellen- oder
Mehrwellen-Axialturbinentriebwerk entweder mit Einfach- oder
mit Doppelstrom-Konfiguration; ein Beispiel für letztere ist
das F100-Triebwerk, das von Pratt & Whitney Aircraft, einer
Tochtergesellschaft von United Technologies Corporation, der
Inhaberin der vorliegenden Patentanmeldung, hergestellt wird.
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Diesen Diagrammen (Fig. 1) ist im wesentlichen zu entnehmen,
daß sich der Schubwert von dem Schub null (Leerlauf) bis
ungefähr 12000 Pfund Schub (Militärleistung) bei 0.9/15000 Fuß
ändert. Der Querschnitt der Öffnung der Schubdüse wird mit 3.0
Fuß² für Leerlauf und etwas kleiner, 2.8 Fuß², für
Zwischenleistungsbetrieb vorgewählt. Dieses sind optimale
Schubdüsenquerschnitte für stationären Triebwerksbetrieb. Der
Bezugsbuchstabe A repräsentiert in allen Diagrammen den
Militärleistungszustand (12000 Pfund Schub) während des normalen
Betriebes des Flugzeuges. Ein typisches Herunterschnellen im
gewünschten Schub würde bedeuten, daß die Leistung auf
vielleicht
etwa 2-4 Tausend Pfund Schub oder sogar Leerlauf
(Bezugsbuchstabe B) reduziert wird durch Reduzieren der der
Brennkammer des Triebwerks zugeführten Brennstoffmenge und
Erhöhen des Schubdüsenquerschnitts auf 3.0 Quadratfuß. Die
Drehzahlen N1 und N2, die Turbinentemperatur und die Luftströmung
werden auf Werten sein, die dem Schub entsprechen, der längs
des 3.0-Fuß²-Weges (E) abnimmt. Zum Beispiel würde bei
Leerlauf T4 auf etwa 1200º F sein. Die Drehzahlen N1 und N2 würden
auf etwa 5000 U/MIN bzw. 10000 U/MIN sein, und die
Triebwerksluftströmung würde auf etwa 100 Pfund/Sek. sein.
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Aus Vorstehendem ist zu erkennen, daß es bei einem typischen
Ablaufplan eine beträchtliche Verringerung der Drehzahl, der
Temperatur und der Luftströmung in dem Triebwerk gibt, wenn
das Triebwerk einen Übergang von Militärleistung auf
Leerlaufleistung ausführt. Ebenso gibt es eine beträchtliche Zunahme
der Drehzahl, der Temperatur und der Luftströmung, wenn das
Triebwerk einen Übergang von Leerlauf oder Teilleistung auf
Militärleistung ausführt, also genau das Gegenteil von dem
Übergang auf niedrige Leistung. Diese Ablaufplanung ist für
Jagdflugzeugtriebwerke exemplarisch und repräsentiert eine
typische Auswanderung der internen Triebwerksleistungskenndaten.
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Was außerdem bekannt ist, ist die Tatsache, daß die Bauteile
eines Triebwerks, die für ein Jagdflugzeug (Jagdklasse)
bestimmt sind, eine kürzere Lebensdauer haben als ein ähnliches
Teil, das in einem Triebwerk benutzt wird, welches zum
Antreiben von kommerziellen Flugzeugen, also nicht von
Jagdflugzeugen bestimmt ist. Offenbar sind die Stärke der
Schubübergangsvorgänge und die Schnelligkeit dieser Übergangsvorgänge bei
Militärtriebwerken ausgeprägter als bei
Nichtmilitärtriebwerken.
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Es ist festgestellt worden, daß das Triebwerk verbessert
werden kann, indem zusätzlich zu dem bislang bekannten und oben
beschriebenen Ablaufplan ein anderer Ablaufplan vorgesehen
wird, der allein während vorbestimmten Übergangszuständen
benutzt wird, so daß folgende Vorteile erzielt werden:
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1) verbesserte Zeitstandfestigkeit (LCF),
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2) verbesserte Triebwerks-Stabilität/Operabilität,
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3) verbesserte Leistungsfähigkeit, und
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4) reduzierte Triebwerksschubübergangszeit.
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Bei vorangehenden analytischen Studien ist festgestellt
worden, daß durch Ändern der Ablaufplanung des Triebwerks gemäß
der Erfindung die Wahrscheinlichkeit besteht, daß 1,4x- und
2,7x-F/M-Lebensdauervorteile der Hoch- bzw. Niederdruckrotoren
erzielt werden. Solche Vorhersagen basieren auf der
Abschätzung der hohen physikalischen Rotordrehzahl bei Leerlauf
über der Oberflächenströmungsbruchmechaniklebensdauer für das
ausgewertete Triebwerk.
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Demgemäß ist es ein Ziel der Erfindung, für ein Jagdflugzeug,
das durch ein Turbinentriebwerk angetrieben wird, eine
Steuerung zu schaffen, die die Zeitstandfestigkeit, die Triebwerks-
Stabilität/Operabilität, die Leistung und/oder das
Triebwerksschubübergangsverhalten verbessert.
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Dieses Ziel wird erreicht bei einer Steuerung gemäß dem
Oberbegriff des Patentanspruchs 1 durch die Merkmale des
kennzeichnenden Teils desselben.
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Ausführungsformen der Erfindung sind in den abhängigen
Ansprüchen beschrieben.
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Gemäß einem Aspekt der Erfindung wird ein sekundärer
Ablaufplan geschaffen, der allein benutzt wird während Manövern,
Übergangsschubbedingungen, der die Brennstoffzufuhr zu dem
Triebwerk entsprechend reduziert oder erhöht und den
Schubdüsenquerschnitt beträchtlich öffnet oder schließt, so
daß der Schub reduziert oder erhöht wird, während höhere Werte
der Rotordrehzahl, der Brenner- und Turbinentemperaturen sowie
der Triebwerksluftströmung bei Teilleistungs- oder
Leerlaufleistungsbedingungen
erzielt werden, als sonst durch den
primären Ablaufplan erzielt würden.
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Ein Merkmal der Erfindung ist es, ein sekundäres
Ablaufplanungssystem vorzusehen, das höhere Rotordrehzahlen
aufrechterhält, höhere Brennkammer/Turbine-Temperaturen und eine
Triebwerksluftströmung bei Teilleistung, die der
Verstellgeschwindigkeit des Leistungshebels entspricht, welcher im
Cockpit des Flugzeuges betätigt wird.
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Die vorstehenden und weitere Merkmale und Vorteile der
vorliegenden Erfindung werden aus der folgenden Beschreibung und den
beigefügten Zeichnungen deutlicher werden, wobei:
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Fig. 1 mehrere Diagramme zeigt, die eine Schar von Kurven für
verschiedene offene Querschnitte der Schubdüse für eine
Vielzahl von Triebwerksbetriebsparametern bei einem Betrieb über
dem Schubspektrum eines Gasturbinentriebwerks zeigen;
Fig. 2 eine Ansicht ist, die ein typisches
Gasturbinentriebwerk und als Blockschaltbild einen Schaltplan zeigt, der die
Funktion des primären Ablaufplans und des sekundären
Ablaufplans repräsentiert, die diese Erfindung veranschaulichen; und
Fig. 3 ein Diagramm ist, welches die Auswirkung dieser
Erfindung veranschaulicht, demonstriert an einer typischen Fan-
Karte eines Axialströmungsfan.
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Die Erfindung ist zur Verwendung bei Triebwerken des Typs
vorgesehen, für den das PW-F100-Triebwerk ein Beispiel ist, das
von Pratt & Whitney Aircraft, einer Tochtergesellschaft von
United Technologies Corporation, der Inhaberin dieser
Patentanmeldung, hergestellt wird, es ist aber klar, daß sich
die Erfindung nicht darauf beschränkt. Die Erfindung ist
jedoch zur Verwendung bei Turbinentriebwerken vorgesehen, bei
denen nicht nur die Brennstoffzufuhr zu dem Triebwerksbrenner
geregelt wird, sondern auch der Querschnitt der Schubdüse
während Schubübergangsvorgängen verändert wird, um die oben
aufgezählten Vorteile zu erzielen.
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Da eine Beschreibung der Einzelheiten des Triebwerks für das
Verständnis der Erfindung nicht notwendig ist und der
Einfachheit und Zweckmäßigkeit halber hier weggelassen wird, mag es
genügen festzustellen, daß das Triebwerk von der
Zweiwellenaxialströmungsbauart ist. Wie bei diesen Konfigurationen
üblich weist die N2-Welle Stufen von Hochdruckverdichtern auf,
die durch die Hochdruckturbine angetrieben werden, und die N1-
Welle weist Stufen des Fan und Stufen von
Niederdruckverdichtern auf, die durch die Stufen der Niederdruckturbine
angetrieben werden. Ein Brenner, üblicherweise der
ringförmigen Bauart, ist zwischen dem Verdichterauslaß und dem
Turbineneinlaß angeordnet und dient zum Beschleunigen und Erhitzen
des Triebwerksarbeitsmediums, um den Gasen ausreichende
Energie zu geben, so daß sie die Turbinen antreiben und Schub
erzeugen.
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Gemäß der schematischen Darstellung in Fig. 2 weist das
insgesamt mit der Bezugszahl 10 bezeichnete Turbinentriebwerk den
Gasgeneratorabschnitt mit dem Hochdruckverdichter 11 und der
Hochdruckturbine 14 auf, die durch die Hochdruckwelle 16
miteinander verbunden sind. Die Gasgeneratorbrennkammer 18 ist
dazwischen angeordnet und dient zum Verbrennen von Brennstoff,
um dem Triebwerksarbeitsmedium Energie zu geben. Der
Fan/Niederdruckverdichter 20 ist durch eine Niederdruckwelle
22 mit der Niederdruckturbine 24 verbunden. Die Hochdruckwelle
und die Niederdruckwelle sind mechanisch nicht miteinander
verbunden, sondern drehen sich unabhängig.
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Das Triebwerk hat außerdem einen Schubverstärker 30, der das
Triebwerksarbeitsmedium empfängt, welches von der
Niederdruckturbine abgegeben wird. Schließlich wird das
Triebwerksarbeitsmedium aus dem Triebwerk über die verstellbare Schubdüse
(Aj) abgegeben, die insgesamt mit der Bezugszahl 31 bezeichnet
ist. Ein geeigneter Stellantrieb 32 dient zum Positionieren
der Schubdüsen, so daß der Querschnitt der Auslaßöffnung
gesteuert wird, der als Funktion des Triebwerksbetriebsplans
eingestellt wird.
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Es mag genügen festzustellen, daß die Brennstoffversorgung der
Brennkammer und der Querschnitt der Schubdüse gemäß einem
vorbestimmten Plan gesteuert werden, der so gewählt wird, daß ein
optimaler Triebwerksbetrieb über der Flugleistungshüllkurve
des Triebwerks erzielt wird. In modernen Flugzeugen wird im
allgemeinen ein elektronischer Regler benutzt, der eine
Vielzahl von Triebwerksbetriebsparametern überwacht und deren Wert
berechnet, um die Brennstoffzufuhr und die Triebwerksgeometrie
so einzustellen, daß ein optimaler Betrieb erzielt wird. Bei
der Erfindung wird von dem Vorhandensein dieses Plans
ausgegangen, sei es durch eine elektronische, hydraulische oder
hydromechanische Steuerung, und ein solcher Plan wird im
folgenden als der Primärplan bezeichnet.
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Zum besseren Verständnis der Erfindung wird nun wieder auf
Fig. 2 Bezug genommen, in der ein typisches Planungsschema
schematisch als Blockschaltbild dargestellt ist, um die beste
Ausführungsform zu zeigen. Es ist jedoch klar und dürfte dem
Fachmann ohne weiteres einleuchten, daß, nachdem das Prinzip
verstanden worden ist, die Realisierung der Erfindung leicht
durch Änderungen erfolgen kann, die an einem vorhandenen
Planungsmechanismus vorgenommen werden. In einer digitalen
Steuerung z.B. kann ein geeigneter Chip entworfen und in die
vorhandene Computeranlage integriert werden.
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Gemäß der Darstellung in Fig. 2 dient ein
Änderungsgeschwindigkeitssensor 40 zum Messen der Verstellgeschwindigkeit des
Leistungshebels 42, der üblicherweise von dem Cockpit des
Flugzeuges aus betätigt wird. Eine Änderungsgeschwindigkeit,
die kleiner als ein vorbestimmter Wert ist, z.B. 50º/Sekunde
in jeder Richtung, wird bewirken, daß das Eingangssignal durch
die Primärplansteuereinrichtung 44 verarbeitet wird.
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Eine geeignete elektronische Digitalsteuerung kann die EEC-104
sein, die von der Hamilton Standard Division von United
Technologies, der Inhaberin dieser Patentanmeldung, hergestellt
wird. Der Primärplan überwacht, wie oben erwähnt, eine
Vielzahl von Triebwerksbetriebsparametern wie die Rotordrehzahl
(N1), den Verdichterauslaßdruck (P3), den
Verdichtereinlaßdruck (P2.5) und andere und berechnet deren Wert, um das
Triebwerk automatisch so zu betreiben, daß der optimale
Triebwerksbetrieb erzielt wird, während Pumpen, Übertemperatur und
dgl. vermieden werden. Die Primärplansteuereinrichtung 44
dient, wie erwähnt, zum Erzeugen von zwei Ausgangssignalen.
Eines ist die Brennstoffmenge (Wf), die in dem
Funktionsgenerator, der mit der Bezugszahl 46 bezeichnet ist, geeignet
berechnet wird. Die andere ist der Querschnitt der Schubdüse
(Aj), der in dem Funktionsgenerator berechnet wird, welcher
mit der Bezugszahl 48 bezeichnet ist. Der tatsächliche Plan
ist in den Diagrammen in Fig. 1 dargestellt. Ein typischer
Plan für die "Bodys" und "Snaps" ist, wie in der obigen
Beschreibung erwähnt, durch die Kurve für die 3.0-Fuß²-Öffnung
von Aj dargestellt, wo der Leistungshebel zwischen Militär-
und Leerlaufeinstellungen manipuliert wird.
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Gemäß der Erfindung, wird, wenn die Verstellgeschwindigkeit
des Leistungshebels 42 größer ist als ein vorbestimmter Wert,
z.B. 50º/Sekunden, das Eingangssignal dann durch den
Sekundärplan verarbeitet, der hier als die MAJ-IC-Betriebsart
bezeichnet wird, was eine Abkürzung für Maximal-AJ-Leerlauf-Steuerung
ist. Obgleich sie als zwei separate Steuereinheiten gezeigt
ist, könnte, wie oben erwähnt, die MAJ-IC-Betriebsart ohne
weiteres in der elektronischen Digitalsteuerung realisiert
werden. Der Plan wird in dieser Betriebsart so geändert, daß
die Brennstoffmenge, die dem Triebwerk zugeführt wird, dem
Plan folgen wird, der durch die Kurve 6.35 Fuß² gekennzeichnet
ist, welche in dem Funktionsgenerator 50 der
MAJ-IC-Betriebsart angegeben ist. Aj wird aktiviert werden, um ihn auf 6.35
Fuß² zu öffnen, statt der 3.0 Fuß², welches der Wert des
bislang
bekannten Plans war, wie er in dem Funktionsgenerator 52
gezeigt ist.
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Der neue Plan, der durch die MAJ-IC-Betriebsart geschaffen
wird, ist in Fig. 1 gezeigt und durch die gestrichelte Linie D
dargestellt.
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Es ist ohne weiteres zu erkennen, daß aufgrund des
MAJ-IC-Betriebsart-Plans alle Triebwerksbetriebsparameter nun auf einem
viel höheren Wert für Auswanderungen ab der Militärleistung
hin zur Leerlaufleistung sind, als sie aufgrund des
Primärplans sind. Die T4-Auswanderung ist 30% reduziert. Die N2- und
N1-Drehzahl-Auswanderungen sind um 45% bzw. 66% reduziert, und
die Triebwerksluftströmungsauswanderung wird von 146 pps auf
55 pps reduziert. Das wird ohne Änderung der Schuberzeugung
des Triebwerks erreicht und hat deshalb keine nachteilige
Auswirkung auf die Flugzeugmanövrierbarkeit. Einer der Vorteile
ist offenbar, daß die Auswanderungen für diese Manöver
gegenüber den Auswanderungen für die identischen Manöver, wenn
allein der Primärplan benutzt wird, reduziert werden. Das hat
den Vorteil, daß die Zeitstandfestigkeit verbessert wird, da
die Beanspruchung der Triebwerksbauteile einen weniger
scharfen Zyklus durchläuft, insbesondere in dem heißen
Abschnitt des Triebwerks.
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Es ist geschätzt worden, daß, da der resultierende
Beanspruchungsbereich der Triebwerksteile (heiß und kalt) zwischen
Militär und Leerlauf beträchtlich reduziert worden ist, die
Niederzyklusermüdungsstärke dieser transienten Triebwerksbetriebe
bei der Triebwerksteillebensdauer reduziert werden wird,
wodurch die Lebensdauer um etwa 39% verlängert wird, die
Triebwerksstabilität etwa 24% erhöht wird und die
Schubübergangszeit etwa 42% reduziert wird.
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Ein weiterer Vorteil ist die Verbesserung der
Triebwerksstabilität, was am besten unter Bezugnahme auf das Diagramm in Fig.
3 verständlich wird, das eine übliche Fan-Karte für einen
Axialfan
darstellt. Die Triebwerksbetriebskennlinie E ist, wie
erwähnt, über dem Druckverhältnis (PR) (Ordinate) und der
Luftströmung (Wac) (Abszisse) für bestimmte Kennlinien der
korrigierten Drehzahl (N/ Θ) aufgetragen. Die
Betriebskennlinie E hat, wie angegeben, Abstand von der
Strömungsabrißkennlinie F, und die Differenz zwischen der
Strömungsabrißkennlinie und der Betriebskennlinie definiert für jede gegebene
korrigierte Fandrehzahl den Strömungsabrißspielraum. Je größer
der Strömungsabrißspielraum ist, umso besser ist die
Triebwerksstabilität, insbesondere während Übergangsvorgängen.
Der typische Plan für diese Transienten, die durch den
Primärplan erzeugt werden, würde das Triebwerk längs der
Betriebskennlinie E von dem Punkt G bis H betreiben. Die
MAJ-IC-Betriebsart würde den Plan für dieselben Transienten so
verändern, daß es längs der gestrichelten Linie K von dem Punkt G
zu dem Punkt M betrieben wird. Die Vergrößerung im
Strömungsabrißspielraum liegt auf der Hand. Somit wird die Stabilität
des Triebwerks während dieser Trnsienten von Haus aus
verbessert. Der Hochdruckverdichter erhält ebenfalls eine
beträchtliche Strömungsabrißspielraumzunahme in der MAJ-IC-Betriebsart
(vgl. die Fan-Karte für ähnliche Resultate).
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Da unter dem MAJ-IC-Betriebsart-Plan das Triebwerk bei höheren
Drehzahlen und Temperaturen arbeitet, wird dessen Ansprechen
auf einen Bedarf an erhöhter Leistung offenbar beträchtlich
besser sein. Das wird die Triebwerksschubübergangszeit
reduzieren, was bei einem Jagdflugzeug sehr erwünscht ist.
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Um zu verhindern, daß es unnötigerweise zu einem ungewollten
Überverbrauch an Brennstoff kommt, d.h. um von der
MAJ-IC-Betriebsart auf die Primärbetriebsart umzuschalten, wenn der
transiente Betrieb nicht vollständig benutzt wird, ist ein
Zeitgeber vorgesehen. Wenn der Leistungshebel 42 für eine
vorbestimmte Zeitspanne inaktiv ist, beispielsweise für 1 Minute,
und der Plan in der MAJ-IC-Betriebsart ist, wird der Zeitgeber
66 das Eingangssignal automatisch von dem
Änderungsgeschwindigkeitssensor
40 auf den Primärplan 44 legen. Das Triebwerk
wird daher auf der 3.0-Fuß²-Kurve des Betriebsplans arbeiten.