DE4106752A1 - Vorrichtung zum liefern von abzapfluft aus einem flugzeuggasturbinentriebwerk - Google Patents
Vorrichtung zum liefern von abzapfluft aus einem flugzeuggasturbinentriebwerkInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf Flugzeuggasturbinentrieb
werkssysteme zum Liefern von Flugzeugsystemabzapfluft und
zum Anlassen des Flugzeugtriebwerks. Insbesondere betrifft
die Erfindung ein in ein Flugzeuggasturbinentriebwerk inte
griertes System zum effizienten Erfüllen dieser Funktionen
und außerdem zum Reduzieren des Luftwiderstands an Trieb
werksgondeln oder anderen Oberflächen durch Benutzen der
Laminarströmungsgrenzschichtluft als diejenige Luft, die
dem Flugzeugabzapfluftsystem zugeführt wird.
Bei modernen heutigen Flugzeugen werden Gasturbinentrieb
werke benutzt, die zusätzlich zum Vortrieb Sekundärfunk
tionen erfüllen, welche die Flugzeugsysteme erfordern.
Diese Sekundärfunktionen beinhalten elektrische Leistung,
hydraulische Leistung und Flugzeugabzapfluft. Die Ab
zapfluft wird normalerweise dem Triebwerksverdichter ent
nommen und nach dem Vorkühlen mit Triebwerksanluft in ei
nem Wärmetauscher verschiedenen Flugzeugssystemen zuge
führt, wie z. B. dem Triebwerksverkleidungs- und Flügelver
eisungsschutzsystem sowie dem Kabinendruck- und -kli
maregelsystem zum Steuern der Frische und der Temperatur
der Kabinenluft. Diese beiden Systeme werden im allgemeinen
als Vereisungsschutz- bzw. ECS(environmental control sy
stem)-System bezeichnet. Als Teil des Flugzeugluftführungs
systems wird Luft auch in umgekehrter Strömung zu dem
Triebwerk geleitet, wo sie einen Luftturbinentriebwerksan
lasser antreibt. Luft zum Triebwerkanlassen kann aus einem
Bodenfahrzeug, einer an Bord befindlichen Hilfsantriebsein
heit oder als Abzapfluft aus einem weiteren Triebwerk ge
wonnen werden.
Die Entnahme von Flugzeugabzapfluft aus dem Triebwerksver
dichter hat nachteilige Auswirkungen auf den Vortriebszy
klus und die Triebwerkslebensdauer. Luft, die in den Trieb
werksverdichter gesaugt wird, erzeugt einen Luftwiderstand
des Staus (Verlust an Bewegungsenergie). Der Triebwerksge
samtschub ist gleich der Triebwerksauslaßbewegungsenergie
minus dem Einlaß-Stau-Luftwiderstand. Triebwerksturbinen
leistung wird benötigt, um Luft zu verdichten und einen
schlechten Verdichterwirkungsgrad auszugleichen. Deshalb
ist mit Triebwerkabzapfluft (Luft, die keinen Schub er
zeugt) immer ein Extrabrennstoffverbrauch verbunden. Dieser
Extrabrennstoff, der in der Triebwerksbrennkammer verbrannt
wird, führt dazu, daß Gas mit höherer Temperatur der Trieb
werksturbine zugeführt und die Lebensdauer der Turbinen
laufschaufeln reduziert wird. Solche Nachteile müssen in
Kauf genommen werden, damit die Triebwerksturbine die Ex
traleistung liefern kann, die mit der Abzapfluft verbunden
ist. Es ist nicht möglich, ohne übermäßige Komplexität im
mer Luft aus der Triebwerksverdichterstufe abzuzapfen, die
exakt den korrekten Druck liefert, welcher für die Flug
zeugvereisungsschutz- und ECS-Systeme benötigt wird. Übli
cherweise sind nur zwei Abzapföffnungen vorgesehen. Das Er
gebnis ist deshalb, daß Luft abgezapft wird, bei welcher
die Mindestdruckerfordernisse überschritten sind, was zu
einer noch höheren Einbuße für den Triebwerkszyklus führt,
als es für die Flugzeugsysteme erforderlich wäre. Meistens
ist die Abzapfluft nicht nur auf einem Druck, der höher als
der erforderliche Druck ist, sondern sie ist auch zu heiß.
Aus Brandsicherheitsgründen wird die maximale Abzapfluft
temperatur üblicherweise auf 230 bis 260°C (450 bis 500°F)
begrenzt. Die Temperatursteuerung erfordert das Kühlen der
Abzapfluft mit einem Vorkühler. Bei den meisten modernen
Triebwerken wird Fanluft zum Kühlen der Verdichterab
zapfluft benutzt. Die Benutzung von Fanluft bringt einen
zusätzlichen Verbrauch an Brennstoff mit sich. Außerdem ist
der Vorkühler üblicherweise groß und erfordert eine Fan
lufthitze, die Luftwiderstand erzeugt. Ein übliches großes
Turbofan-Triebwerk wird etwa 3% zusätzlichen Brennstoff
verbrauchen und mit einer etwa 30°C (50°F) höheren Turbi
nentemperatur arbeiten, um die Flugzeugsystemabzapfluft zu
erzeugen. Die Erfindung befaßt sich mit diesen Problemen
und Nachteilen des Standes der Technik und der herkömmli
chen Vorrichtungen, die zum Liefern von Flugzeugabzapfluft
benutzt werden.
Ein zweiter Aspekt der Erfindung betrifft den mit Luft an
getriebenen Anlasser des Triebwerks. Luftanlasser sind üb
licherweise luftgetriebene Turbinen, die an dem Triebwerks
zubehörgetriebe montiert sind. Die Anlasserturbine dreht
sich mit sehr hoher Drehzahl und treibt das Triebwerk über
ein Planetengetriebesystem während der Triebwerksbeschleu
nigung bis unmittelbar unterhalb der Leerlaufdrehzahl an.
Nachdem das Triebwerk gezündet hat, beginnt es seine eigene
Leistung zu erzeugen, und bei einer Drehzahl unterhalb der
Leerlaufdrehzahl beschleunigt es von dem Anlasser weg. Eine
mechanische Überholkupplung gestattet dem Anlasser das Aus
rücken, und anschließend wird die Anlasserluft abgeschal
tet, und die Anlasserturbine kommt zum Stillstand. Während
des übrigen Teils des Fluges wird der Anlasser nicht für
irgendeinen Zweck benutzt und stellt einfach zusätzliches
Gewicht dar, welches von dem Flugzeug mitgeschleppt wird.
Innerhalb eines sehr schmalen Flugprofils des Flugzeugs
kann der Anlasser manchmal für eine Nottriebwerksneuzündung
benutzt werden, aber nur bei Bedingungen, wo die Drehzahl
des durch den Fahrtwind angetriebenen Triebwerks niedrig
genug ist, damit die Anlasserkupplung eingerückt werden
kann, ohne daß es zu einer Beschädigung aufgrund einer so
genannten Brucheinrückung kommt. Die Triebwerksanlasser
können während normalen Flugzeugreiseflugbedingungen nicht
benutzt werden, wenn die einzige Möglichkeit zur Neuzündung
das sich frei im Fahrtwind drehende Triebwerk ist. Ein Vor
teil der Erfindung ist, daß sie den Betrieb des Luftanlas
sers während allen Flugzeugflugbedingungen gestattet, wo
durch die Verzögerung in der Triebwerksneuzündung vermieden
wird, die bei Flugbedingungen auftreten kann, welche für
schnelle Neuzündungen bei einem Triebwerksantrieb durch den
Fahrtwind ungünstig sind. Die Erfindung verbessert außerdem
die Lösung für das Neuzündungsproblem durch die Verwendung
der Anlasserturbine während allen Betriebsbedingungen als
Einrichtung zum Verbessern der Leistung des Hilfsab
zapfluftverdichters.
Ein dritter Aspekt der Erfindung betrifft das Kühlen des
Triebwerksraums. Kühlluft wird üblicherweise dem Trieb
werksfankanal entnommen und als Ventilationskühlluft für
Triebwerkszubehör benutzt, das außerhalb des Haupttrieb
werksgehäuses montiert ist. Das ist insbesondere für elek
tronische Steuereinrichtungen und elektrische Bauteile not
wendig. Kühlluft wird außerdem in Verbindung mit Verdich
ter- und Turbinenspielsteuersystemen benutzt, also Syste
men, welche den Spalt zwischen Laufschaufeln und benachbar
ten Gehäusewänden steuern, um Reibberührungen und übermäßi
ges Spiel zu verhindern. Ein weiterer Brennstoffeinspa
rungsvorteil einer Ausführungsform der Erfindung besteht
darin, die Turbine, die dem Triebwerksanlasser zugeordnet
ist, und den Hilfsabzapfluftverdichter als Einrichtung zum
Kühlen der Luft zu benutzen, die dann zur Kühlung des
Triebwerksraums, der elektronischen Steuereinrichtungen
oder der Spaltsteuereinrichtung benutzt werden kann.
Ein vierter Aspekt der Erfindung bezieht sich auf den aero
dynamischen Widerstand, der den Triebwerksgondeln, Außen
lastträgern und anderen Oberflächen im Luftströmungsweg zu
geordnet ist. Wenn Luft auf einer und über eine Oberfläche,
z. B. einer Triebwerksgondel, strömt, bildet sich fort
schreitend eine Niedergeschwindigkeitsgrenzschicht zuneh
mender Dicke aus. Innerhalb dieser Grenzschicht wird ein
Teil der Geschwindigkeitskomponente des Gesamtdruckes der
ungestörten Strömung in einen erhöhten statischen Druck um
gewandelt. Als Ergebnis des Anstiegs des statischen Drucks,
der Grenzschichtdicke und der Diffusion wird ein Punkt er
reicht, wo Gegendruck bewirkt, daß eine ansonsten laminare
Grenzschicht turbulent wird. In dem turbulenten Gebiet wird
ein beträchtlicher Teil des Gesamtdruckes in statische
Temperatur umgewandelt, was thermodynamisch als eine Zu
nahme der Entropie dargestellt wird. Zu der Zeit, zu der
die Grenzschicht die Oberfläche, oder in dem besonderen
Fall eines Flugzeuggasturbinentriebwerks das Ende der Gon
del, verläßt, tritt ein unwiederbringlicher Verlust an Ge
samtdruck auf. Der große Entropieanstieg, der mit Turbulenz
verbunden ist, ergibt sich auf Kosten der Luftbewegungs
energie. Turbulenz führt ebenfalls zu erhöhtem statischen
Druck, der die Intensität der nach hinten gerichteten
Druckkraft an der Oberfläche steigern kann. Wenn nun die
Grenzschichtdicke klein gehalten wird, treten Strömungsab
lösung und Turbulenz nicht auf, und der Luftwiderstand kann
beträchtlich reduziert werden. Eine Möglichkeit zum Vermei
den des Anstiegs der Grenzschichtdicke besteht darin,
Grenzschichtluft durch Löcher in der Oberfläche abzupumpen
oder abzuzapfen. Grenzschichtpumpen oder -verdichter wären
unter aerodynamischen Gesichtspunkten erwünscht, wegen der
relativ großen Luftströmungsleistungen, die mit wirksamem
Grenzschichtabpumpen oder -abzapfen verbunden sind, ist
dieses Prinzip bei modernen Flugzeugen und Triebwerken aber
nicht eingesetzt worden. Ein Problem, mit dessen Lösung
sich die Erfindung befaßt, ist deshalb der effektive und
wirtschaftliche Einsatz des Triebwerkshilfsverdichters zum
Abpumpen und Verdichten der Laminarströmungsgrenzschicht
luft.
Zum Maximieren der Leistung der Erfindung befaßt sich die
bevorzugte Ausführungsform der Erfindung mit einem Problem,
das in Beziehung steht zu dem Anpassen der Hilfsverdichter
betriebskennlinie (Druckverhältnis und Strömung) an den für
die Flugzeugsysteme erforderlichen Plan für Druck und Strö
mung, welche normalerweise durch Triebwerksabzapfluft zur
Verfügung gestellt werden. Betriebsbedingungen ergeben sich
immer, wenn das System höhere Drücke bei geringeren Strö
mungen verlangt, als der Kompressor ohne Strömungsabriß
liefern kann (eine zu geringe Strömung für die Betriebs
drehzahl, die benötigt wird, um den verlangten Druck zu er
zeugen). Dem Verdichter muß gestattet werden, zusätzliche
Strömung zu liefern und Strömungsabriß zu vermeiden. Diese
zusätzliche Strömung stellt jedoch einen zusätzlichen Ver
lust sowohl hinsichtlich zusätzlicher Eingangsleistung des
Verdichters als auch hinsichtlich zusätzlichen Stau-Luftwi
derstands dar, welch letzterer damit verbunden ist, daß die
Luft an Bord des Triebwerks gebracht wird (außerdem zusätz
liche Fanleistung, wenn die Luftquelle der Fankanal ist).
Die bevorzugte Ausführungsform der Erfindung bietet eine
wirtschaftliche Brennstoffeinsparungslösung für dieses Pro
blem im Gegensatz zu dem einfachen Ableiten der unbenutzten
Strömung. Die Erfindung schafft eine Einrichtung zum Ent
nehmen von Leistung aus dieser zusätzlichen Strömung nach
deren Verdichtung. Darüber hinaus wird die Extraströmung,
nachdem sie durch die Luftturbine hindurchgegangen ist, die
auch zum Anlassen des Triebwerks benutzt wird, und nachdem
sie entspannt und ihre Nutzleistung entnommen worden ist, um
beim Antrieb des Verdichters zu helfen, zum Kühlen des
Triebwerksraums, der elektronischen Steuerung oder als Teil
des Spielsteuersystems benutzt.
Es ist deshalb ein Ziel der Erfindung, ein effizienteres
und langlebigeres Flugzeuggasturbinentriebwerk durch Redu
zieren oder Eliminieren der Triebwerksverdichterabzapfung
und des dieser zugeordneten Fanluftvorkühlers zu schaffen.
Weiter soll durch die Erfindung ein den Brennstoff mit
gutem Wirkungsgrad ausnutzendes System zum Versorgen der
Flugzeugvereisungsschutz- und ECS-Systeme mit Druckluft ge
schaffen werden.
Ferner soll durch die Erfindung das Triebwerk in die Lage
versetzt werden, im Flug schnell und zuverlässig wiederge
startet oder neugezündet werden zu können.
Weiter soll durch die Erfindung das Triebwerk mit einem An
lasser versehen werden, bei dem die Notwendigkeit einer
Brucheinrückung zur Neuzündung im Flug vermieden wird.
Ferner soll durch die Erfindung Kühlluft zum Kühlen des
Triebwerksraums, der elektronischen Steuerung oder als Teil
des Spielsteuersystems zur Verfügung gestellt werden.
Weiter soll durch die Erfindung der Luftwiderstand des
Flugzeugs reduziert werden, damit Brennstoff gespart wird.
Ferner sollen durch die Erfindung die Kosten und die Kom
plexität des Flugzeuggasturbinentriebwerks reduziert wer
den.
Schließlich sollen durch die Erfindung das Ventilsystem und
die Luftkanalführung, welche einem Flugzeuggasturbinen
triebwerk zugeordnet sind, vereinfacht werden.
Gemäß der Erfindung wird, kurz gesagt, ein Flugzeuggastur
binentriebwerk mit einem Hilfsdruckluftsystem versehen, das
einen Hilfsverdichter zum Liefern von Flugzeugabzapfluft
aufweist, die häufig als Kundenabzapfluft bezeichnet wird,
eine Einrichtung zum mechanischen Antreiben des Hilfsver
dichters von einem Rotor des Gasturbinentriebwerks aus und
eine Zyklusvariiereinrichtung zum Betreiben des Hilfsver
dichterzyklus unabhängig von dem des Flugzeug
gasturbinentriebwerkverdichters. In einer besondereren Aus
führungsform umfaßt die Zyklusvariiereinrichtung einen
drehzahlveränderlichen Antrieb, der mit dem Verdichter in
mechanischer Antriebsbeziehung ist und durch einen Gastur
binentriebwerksrotor angetrieben wird. Eine besondere
Ausführungsform beinhaltet eine Luftturbine, die auf einer
gemeinsamen Welle mit dem Hilfsverdichter montiert ist, und
eine Einrichtung zum Leiten von Luft zu der Turbine, um das
Gasturbinentriebwerk anzulassen, sowie ein elektronisches
Triebwerkssteuersystem zum Steuern des Systems.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung wird ein
Flugzeuggasturbinentriebwerk mit einer Gondel geschaffen,
die eine perforierte äußere Haut hat und mit einem ringför
migen Sammelraum unterhalb der perforierten Haut verbunden
ist. Der Sammelraum ist an einen Hilfsverdichter ange
schlossen, welcher die Grenzschicht aus dem perforierten
Teil der Gondel abpumpt oder abzapft. Die vom Verdichter
abgegebene verdichtete Luft wird zu einer Luftturbine ge
leitet, die ihrerseits in mechanischer Antriebsbeziehung zu
dem Verdichter steht. Der Verdichter wird über eine mecha
nische Verbindung durch einen drehzahlveränderlichen An
trieb angetrieben, welcher durch die Zapf- oder Zube
hörantriebswelle des Gasturbinentriebwerks angetrieben und
durch eine elektronische Steuerung gesteuert wird. In einer
Ausführungsform der Erfindung werden in dem Verdichter und
in der Turbine verstellbare Einlaßleitschaufeln und Düsen
benutzt, um die Systemleistung zu optimieren. In der bevor
zugten Ausführungsform befinden sich der Verdichter und die
Turbine auf derselben Welle wie eine Ausgangswelle des
drehzahlveränderlichen Antriebs. Kanäle mit Ventilen sind
vorgesehen, damit wenigstens ein Teil der Verdichterauslaß
luft einem Flugzeugabzapfkanal zugeführt werden kann, wo
sie benutzt werden kann, um den Flugzeugabzapfluftbedarf zu
decken, beispielsweise zur Klimaregelung und zum Verei
sungsschutz. Die übrige Luft wird in die Luftturbine gelei
tet und darin entspannt und erfüllt drei Aufgaben. Die er
ste besteht darin, dem Verdichter zu gestatten, mehr Luft
durchzulassen, als durch das Flugzeugabzapfsystem verlangt
wird, um so Verdichterströmungsabriß zu vermeiden. Die
zweite besteht darin, einem Teil der Verdichterströmung E
nergie zu entnehmen, und die dritte besteht darin, die
Strömung in der Turbine zu entspannen, um die Strömung zu
kühlen, und sie dann in den Triebwerksraum zu leiten, wo
sie zum Kühlen von Triebwerkszubehör und der elektronischen
Steuerung oder in Verbindung mit Triebwerksspielsteuersy
stemen benutzt werden kann.
Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden un
ter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es
zeigt
Fig. 1 eine Längsschnittansicht eines Gastur
binentriebwerks mit einer Gondel, die
einen perforierten vorderen Teil und
eine Ausführungsform des anlasserinte
grierten Grenzschichtabzapfsystems auf
weist,
Fig. 2 eine schematische Darstellung der be
vorzugten Ausführungsform, wobei die
Elemente und die diese verbindenden
Kanäle und Ventile der Erfindung insge
samt dargestellt sind, und
Fig. 3 eine Längsschnittansicht des Hilfsver
dichters und des drehzahlveränderlichen
Getriebes nach der Erfindung.
Fig. 1 zeigt ein übliches Gasturbinentriebwerk 2, das eine
Ausführungsform der Erfindung hat, bei der es sich um ein
anlasserintegriertes Grenzschichabzapfsystem handelt, wel
ches im folgenden abgekürzt auch mit SIBBS (Starter Inte
grated Boundary Bleed System) bezeichnet wird und dazu
dient, einen Teil der Grenzschicht aus der Gondel 10 abzu
zapfen oder abzupumpen. Die Gondel 10 des Triebwerks 2 hat
einen vorderen äußeren Gondelteil 14, der mit Perforationen
18 versehen ist, die in einen ringförmigen Sammelraum 20
führen, der eine Grenzschichtabzapfeinrichtung 22 bildet.
Alternativ kann der perforierte vordere Gondelteil 14 durch
eine poröse Haut oder durch eine Haut mit schmalen, in Seg
mente geteilten Schlitzen versehen werden, die in Umfangs
richtung um die Gondel verlaufen, um einen Teil der Grenz
schicht abzuzapfen und eine laminare Strömung über einem
wesentlichen Teil der Gondel zu erzwingen. Weiter hat das
Triebwerk 2 einen Hilfsverdichter 24 und eine Luftturbine
56 auf einem gemeinsamen Rotor 55 und einen drehzahlverän
derlichen Antrieb 36, welcher die Drehzahl der Verdichters
24 steuert. Die bevorzugte Ausführungsform ist eine Bau
gruppe, die im folgenden als Turboverdichtersystem 25 be
zeichnet wird und den Hilfsverdichter 24, die Luftturbine
56 und den drehzahlveränderlichen Antrieb 36 umfaßt, wobei
der Hilfsverdichter und die Luftturbine auf dem gemeinsamen
Rotor 55 befestigt sind, der mit der Abtriebswelle 33 des
drehzahlveränderlichen Antriebs 36 verbunden oder einstüc
kig mit derselben ausgebildet ist.
Gemäß Fig. 2 ist der Sammelraum 20 mit einem mit verstell
baren Leitschaufeln versehenen Verdichtereinlaß 28 des
Hilfsverdichters 24 verbunden. Der Hilfsverdichter 24 wird
über eine Welle 58, die in Fig. 1 schematisch durch den Ro
tor 55 dargestellt ist, durch den drehzahlveränderlichen
Antrieb 36 angetrieben, dessen Drehzahl durch eine elektro
nische Triebwerkssteuerung 46 geregelt wird. Alternativ
kann ein separater elektronischer oder hydromechanischer
Regler benutzt werden. Die Energie wird dem drehzahlverän
derlichen Antrieb 36 von einer Gasturbinentriebwerksrotor
welle 48 über ein inneres Getriebe 50 geliefert, das über
eine Zapfwelle 52 mit einem Zwischengetriebe 40 verbunden
ist, welches über eine Antriebswelle 41, bei der es sich um
eine biegsame Welle handelt, in Antriebsverbindung mit dem
drehzahlveränderlichen Antrieb 36 ist.
Die bevorzugte Ausführungsform, die in Fig. 2 gezeigt ist,
hat einen Einlaßkanal 21, der den Hilfsverdichter 24 mit
dessen Luftversorgungssammelraum 20 verbindet. Eine alter
native Luftversorgung 11, für die Fankanalluft benutzt wer
den kann, steht in Fluidversorgungsverbindung mit dem Ein
laßkanal 21 über einen alternativen Luftversorgungskanal
13, und ein Ventil 15 ist zwischen dem Einlaßkanal 21 und
dem alternativen Luftversorgungskanal 13 angeordnet. Mit
Hilfe des Ventils 15 ist die Luftströmung zu dem Hilfsver
dichter 24 steuerbar, was gestattet, Luft aus dem alterna
tiven Luftversorgungskanal 11 zu benutzen, um bei Bedarf
eine höhere Einlaßströmungsdichte zu erzeugen. Der System-
oder Hilfsverdichter 24 und eine Luftturbine 56 sind auf
einer gemeinsamen Welle 58 befestigt, die mit der Ausgangs
welle 30 des drehzahlveränderlichen Antriebs 36 verbunden
ist oder ein Fortsatz derselben sein kann. Ein Kanal 60
leitet die Auslaßströmung des Hilfsverdichters 24 zu einem
verstellbaren Turbineneinlaß 57 der Luftturbine 56. Ein
Verdichterventil 61 ist in dem Kanal 60 stromabwärts des
Systemverdichters 24 angeordnet, und ein Turbinenventil 63
ist in dem Kanal 60 zwischen dem Verdichterventil 61 und
der Luftturbine 56 angeordnet. Ein Abzapfkanal 65 eines an
lasserintegrierten Grenzschichtabzapfsystems oder SIBBS
verbindet den Kanal 60 an einem Verbindungspunkt zwischen
dem Verdichterventil 61 und dem Turbinenventil 63 mit einem
Abzapfventil 68, von wo aus Druckluft entnommen wird, um
den Flugzeugabzapfluftbedarf zu decken, der schematisch
durch einen Block 70 in Fig. 2 dargestellt ist, beispiels
weise zum Vereisungsschutz und zur Klimaregelung. Während
des normalen Reiseflugbetriebes wird ein Teil der Druckluft
aus dem Systemverdichter 24 durch den SIBBS-Abzapfkanal 65
geleitet, um für verschiedene Flugzeugsystemerfordernisse
benutzt zu werden. Überschüssige Strömung aus dem Verdich
ter 24 wird der Luftturbine 56 über den mit verstellbaren
Leitschaufeln versehenen Turbineneinlaß 57 zugeleitet, wo
sie in der Turbine entspannt und dazu benutzt wird, etwas
Energie in das System zurückzuleiten, um beim Antrieb des
Verdichters 24 zu helfen. In der bevorzugten Ausführungs
form leitet ein Turbinenauslaßkanal 96 die aus der Lufttur
bine 56 ausströmende Luft, die darin entspannt und gekühlt
worden ist, zu einem Kühlkanal 90, in welchem sie dann bis
zu einem Punkt strömt, der sich innerhalb der Grundtrieb
werksverkleidung 71 in Fig. 1 befindet, um eine Kühlströ
mung zur Verwendung bei dem Triebwerkszubehör, dem elektro
nischen Steuersystem und dem Spielsteuersystem zu liefern.
Gemäß der schematischen Darstellung in Fig. 2 kann die
Luftturbine 56 auch zum Anlassen des Triebwerks am Boden
und im Flug benutzt werden, indem Anlaßluft entweder aus
einer Bodenanlaßluftquelle 82 oder aus einer an Bord be
findlichen Hilfsenergiequelle 84 oder aber eine Triebwerks
querabzapfluft 88 benutzt wird, um Druckluft über ein An
laßluftzufuhrventil 75 in den Flugzeugabzapfkanal 65 und
die Luftturbine 56 zu leiten. Die Abluft aus der Lufttur
bine 56 wird dann über einen Turbinenauslaßkanal 96 in den
Triebwerkskühlkanal 90 geleitet. Während des Anlassens des
Triebwerks 2 ist das Verdichterventil 61 geschlossen und
das Anlaßluftzufuhrventil geöffnet. Die Verdichtereinlaß
leitschaufeln 28 werden ebenfalls geschlossen, um die Lei
stung zu reduzieren, die an der Turbine 56 zum Antreiben
des Verdichters 24 abgezapft wird. Ein Hilfsverdichterab
laßventil 78 wird geöffnet, damit die Strömung aus dem Ver
dichter 24 durch dieses hindurch in den Triebwerkskühlkanal
90 gelangen kann.
Der drehzahlveränderliche Antrieb 36 hilft, den Vorteil der
optimalen Ausnutzung des Hilfsverdichters 24 und der Luft
turbine 56 und der Drehzahlanpassung des Hilfsverdichters
24 und der Luftturbine an die Triebwerksbetriebsbedingungen
zu erzielen. Er reduziert die erforderliche Triebwerksan
laßzeit, weil er mehr Leistung bei dem Spitzenturbinenwir
kungsgrad während des Anlassens des Triebwerks 2 liefern
kann. Ein weiterer Vorteil ist, daß die Luftturbine 56,
weil sie immer mit der Triebwerkswelle 48 über den dreh
zahlveränderlichen Antrieb 36 mechanisch verbunden ist, ein
Triebwerk, das im Flug abgeschaltet worden ist, ohne Bruch
einrückung schnell wiederstarten kann.
Die Erfindung beinhaltet speziellere Ausführungsformen, und
verschiedene Kombinationen von Typen des Hilfsverdichters
24 und der Luftturbine 56 können vorgesehen werden, um den
Wirkungsgrad zu maximieren und die Anpassung an die Be
triebsbedingungen des Flugzeugtriebwerks zu bewirken. Gemäß
der Darstellung in Fig. 3 umfaßt die bevorzugte Ausfüh
rungsform einen zweistufigen Axial- und Radialsystemver
dichter 24 sowie eine einstufige Luftturbine 56 mit Ra
dialeinströmstufe. Andere Alternativen, die vorgesehen wer
den können, sind ein mehrstufiger Axialsystemverdichter 24
und eine einstufige Axialluftturbine 56 oder ein einstufi
ger Radialsystemverdichter 24 und eine Axialimpulslufttur
bine 56.
In Fig. 3 ist der Turboverdichter 23 als eine einzelne Bau
gruppe oder Vorrichtung dargestellt, die den Hilfsverdich
ter 24 und die Luftturbine 56 umfaßt und mit dem drehzahl
veränderlichen Antrieb 36 durch insgesamt mit 205 bezeich
nete Flansche verbunden ist. Der Hilfsverdichter 24 hat
einen verstellbaren Verdichtereinlaß 28, der winkelver
stellbare Leitschaufeln 210 zum Steuern der Luftvorrotation
an dem Hilfsverdichter 24 aufweist. Der Hilfsverdichter 24
hat eine axiale erste Stufe, die insgesamt durch Axialver
dichterlaufschaufeln 220 und Axialleitschaufeln 230 darge
stellt ist, und eine Zentrifugalstufe, die als eine Radial
verdichterlaufschaufel 240 und als Diffusor mit einem Sta
tor 250 dargestellt ist. Die Laufschaufeln 220 und 240 sind
an dem Rotor 55 befestigt. Der Turboverdichter 23 weist
weiter eine Verdichterauslaßschnecke 260 auf, die die
Druckluft aus dem Diffusor 250 sammelt und in den Kanal 60
(in Fig. 2 gezeigt) leitet, der dann bei Bedarf einen Teil
der Druckluft aus dem Hilfsverdichter 24 oder SIBBS-Abzapf
kanal 65 in Fig. 2 zur Luftturbine 56 leitet.
Der Turboverdichter 23 hat eine Turbineneinlaßschnecke 270,
die Druckluft aus dem Verdichter 24 oder dem SIBBS-Abzapf
kanal 65 empfängt und sie zu dem mit verstellbaren Leit
schaufeln versehenen Turbineneinlaß 57 der Luftturbine 56
leitet. Der verstellbare Turbineneinlaß 57 weist Turbinen
einlaßleitschaufeln 280 und verstellbare Turbineneinlaßdü
senleitschaufeln 290 auf. Stromabwärts der verstellbaren
Düsenleitschaufeln 290 befinden sich Radialeinströmungstur
binenlaufschaufeln 300, die an dem gemeinsamen Rotor 55 be
festigt sind, um der komprimierten Luftströmung Energie zu
entnehmen, welche zur Luftturbine 56 geschickt wird, und
damit den gemeinsamen Rotor zu beaufschlagen. Stromabwärts
der Radialeinströmungsturbinenstufe befinden sich Streben
310, welche die bauliche Abstützung eines hinteren Lagers
316 des Turboverdichters bewirken. Eine Turbinenauslaß
schnecke 320 sammelt die Abluft aus der Luftturbine 56 und
leitet sie zu dem Turbinenauslaß 91 in Fig. 2.
In der in Fig. 3 gezeigten Ausführungsform ist der Turbo
verdichter 23 vorderhalb des drehzahlveränderlichen An
triebs 36 insgesamt an den Flanschen 205 befestigt, im Ge
gensatz zu der in Fig. 1 gezeigten Ausführungsform, wo sich
der drehzahlveränderliche Antrieb 36 vorderhalb des Turbo
verdichters 23 befindet. Die Lage des Turboverdichtersy
stems 25, welches den Hilfsverdichter 24 und die Lufttur
bine 56 umfaßt, hängt von den Bedürfnissen und dem verfüg
baren Raum des besonderen Flugzeuges und der Turbinentrieb
werksanlage ab. Das Verdichtersystem kann auch oberhalb des
Triebwerks angeordnet werden, zum Beispiel in dem Trieb
werkspylon.
Die Erfindung hat verschiedene Betriebsarten für verschie
dene Flugbetriebsbedingungen. In einer Ausführungsform der
Erfindung ist unter normalen Betriebsbedingungen, bei denen
das Gasturbinentriebwerk 2 läuft, das SIBBS so ausgelegt,
daß der Luftwiderstand an der Gondel 10 reduziert wird, in
dem die Grenzschicht von einem vorderen Teil der Gondel 14
oder von der gesamten Gondel abgezapft wird. Gemäß Fig. 2
wird das Verdichterventil 61 geöffnet und das Ventil 78 ge
schlossen. Der Hilfsverdichter 24 ist dann in der Lage, die
Grenzschicht von dem vorderen Teil 14 der Gondel 10 abzu
zapfen, indem er sie über die Perforationen 18 in den Sam
melraum 20 und dann in den Verdichtereinlaßkanal 21 saugt.
Der Hilfsverdichter 24 gibt dann Flugzeugabzapfluft über
den SIBBS-Abzapfkanal 65 an das Flugzeugabzapfventil 68 ab.
Das Flugzeug kann dann die Luft für herkömmliche Zwecke wie
Vereisungsschutz und Klimatisierung der Kabinenluft benut
zen.
Das Turboverdichtersystem 25 wird von dem Hochdruckrotor 48
des Gasturbinentriebwerks 2 aus über eine Reihe von An
triebswellen und Getrieben angetrieben. Zu Erläuterungs
zwecken zeigt die Ausführungsform in den Fig. 1, 2 und 3,
daß die Antriebsenergie dem Hochdruckrotor 48 durch ein in
neres Getriebe 50 entnommen und dann dem drehzahlveränder
lichen Antrieb 36 über eine Zapfwelle 52 und ein Zwischen
getriebe 40 zugeführt wird, das dann eine Antriebswelle 41
antreibt. Die Zapfwelle 52 ist eine Radialantriebswelle,
und das Zwischengetriebe 40 ist ein Winkelgetriebe, welches
die Antriebsenergie um 90° umlenkt. Andere Kraftübertra
gungsanordnungen und Arten von Kraftübertragungen können
benutzt werden, um die Antriebsenergie dem drehzahlverän
derlichen Antrieb 36 zuzuführen, zum Beispiel eine direkte
Anzapfung des Hochdruckrotors 48 oder ein Zwischengetriebe,
welches die Antriebsenergie um einen Winkel umlenkt, der
wesentlich kleiner als 90° ist und beispielsweise 35° be
trägt, so daß das Turboverdichtersystem 25 an einer beson
deren Stelle montiert werden kann.
In der bevorzugten Ausführungsform steuert die elektroni
sche Steuerung 46 die Drehzahl des Hilfsverdichters 24
durch Einstellen der Ausgangsdrehzahl des drehzahlveränder
lichen Antriebs 36 und berechnet außerdem die passende
Drehzahl, mit der der Hilfsverdichter 24 zu betreiben ist,
damit der gewünschte Druck und die gewünschte Durchflußlei
stung am Ausgang des Verdichters erzielt werden. Die elek
tronische Steuerung 46 sorgt außerdem für den Überdrehzahl-,
Übertemperatur- und Strömungsabrißschutz des Hilfsver
dichters 24 und der Luftturbine 56. In geringer Höhe wird,
wenn der Hilfsverdichter 24 bei reduzierter korrigierter
Strömung betrieben wird, der mit verstellbaren Leitschau
feln versehene Verdichtereinlaß 28 allmählich geschlossen,
aber nicht abgesperrt, um mehr Strömungsabrißspielraum für
den Hilfsverdichter 24 zu schaffen. Die überschüssige Strö
mung aus dem Hilfsverdichter 24 wird über den Kanal 60 zur
Luftturbine 56 geleitet, indem das Turbinenventil 63 geöff
net wird. Die Strömungsmenge, die durch die Luftturbine 56
hindurchgeht, wird beeinflußt, indem unter Verwendung der
elektronischen Steuerung 46 die verstellbaren Dü
senleitschaufeln des Turbineneinlasses 57 gesteuert werden.
Die Abluft aus der Luftturbine 56 wird über den Turbinen
auslaßkanal 96 in einen Kühlkanal 90 geleitet, der in die
ser besonderen Ausführungsform innerhalb der Grundtrieb
werksverkleidung angeordnet ist, wie es in Fig. 1 gezeigt
ist, und wird zum Kühlen von verschiedenem Triebwerkszube
hör, der elektronischen Steuerungen und in Verbindung mit
den Triebwerksspielsteuersystemen benutzt.
Die Luftturbine 56 wird hauptsächlich zum Anlassen des
Triebwerks 2 benutzt und ist deshalb über den Kanal 60 und
den SIBBS-Abzapfkanal 65 mit dem Flugzeugluftkanal 70 ver
bunden. Im Falle einer Abschaltung des Triebwerks im Flug
und eines anschließenden Wiederstartens kann das gleichar
tige Verdichtersystem, zum Beispiel ein SIBBS-System, eines
weiteren Triebwerks, das in Betrieb ist, benutzt werden, um
Druckluft über das Flugzeugkanalsystem 70 zum Starten des
abgeschalteten Triebwerks zu liefern. Ein solches System
wird häufig als Querabzapfsystem bezeichnet.
Das Anlassen des Triebwerks 2 erfolgt, indem Luft über den
Flugzeugluftsystemkanal 70 in den SIBBS-Abzapfkanal 65 ge
leitet wird. Das Verdichterventil 61 wird geschlossen. Das
Ablaßventil 78 wird geöffnet, und der mit verstellbaren
Leitschaufeln versehene Verdichtereinlaß 28 wird nahezu
vollständig geschlossen, um die Energieabgabe an den Hilfs
verdichter 24 während des Anlaßvorganges zu minimieren. Das
Turbinenventil 63 wird allmählich geöffnet, um die Lufttur
bine 56 auf eine vorbestimmte Drehzahl zu bringen, die für
die vorliegenden Zwecke, so hat es sich gezeigt, bei etwa
25000 U/min liegt. Der drehzahlveränderliche Antrieb 36
wird durch die elektronische Triebwerkssteuerung 46 so
gesteuert, daß er ein nahezu konstantes Drehmoment an den
Triebwerksrotor 48 während der Anfangsphase der
Triebwerksdrehung abgibt. Oberhalb einer vorbestimmten
Zünddrehzahl, einer Drehzahl, bei der die Triebwerksbrenn
kammer gezündet werden kann, ohne daß es zu
Triebwerksverdichterströmungsabriß oder zu übermäßigen Tur
binentemperaturen kommt, stellt die elektronische Trieb
werkssteuerung 46 den drehzahlveränderlichen Antrieb 36 so
ein, daß eine konstante vorbestimmte Leistung an das Trieb
werk 2 abgegeben wird, und außerdem stellt sie den mit
verstellbaren Düsenleitschaufeln versehenen Turbineneinlaß
57 so ein, daß die Luftturbine 56 mit variabler Drehzahl
und konstanter Ausgangsleistung betrieben wird.
Claims (24)
1. Vorrichtung zum Liefern von Flugzeugabzapfluft aus ei
nem Flugzeuggasturbinentriebwerk (2), das einen Rotor
(48) hat, gekennzeichnet durch:
einen Hilfsverdichter (24),
eine Einrichtung (50, 52) zum mechanischen Antreiben des Hilfsverdichters (24) von dem Rotor (48) des Gasturbinentriebwerks (2) aus, und
eine Zyklusvariiereinrichtung (36) zum Betreiben des Zyklus des Hilfsverdichters (24) unabhängig von dem Zyklus des Flugzeuggasturbinentriebwerks (2).
einen Hilfsverdichter (24),
eine Einrichtung (50, 52) zum mechanischen Antreiben des Hilfsverdichters (24) von dem Rotor (48) des Gasturbinentriebwerks (2) aus, und
eine Zyklusvariiereinrichtung (36) zum Betreiben des Zyklus des Hilfsverdichters (24) unabhängig von dem Zyklus des Flugzeuggasturbinentriebwerks (2).
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Zyklusvariiereinrichtung einen drehzahlverän
derlichen Antrieb (36) in mechanischer Antriebsbezie
hung zu dem Hilfsverdichter (24) und in Antriebsver
bindung mit dem Gasturbinentriebwerksrotor (48) auf
weist.
3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet,
daß die Zyklusvariiereinrichtung ein elektronisches
Steuersystem (46) zum Steuern der Vorrichtung auf
weist.
4. Vorrichtung nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch eine
Luftturbine (56) auf einer gemeinsamen Welle (58) mit
dem Hilfsverdichter (24) und durch eine Einrichtung
(60), die in der Lage ist, einen Teil der Druckluft
aus dem Hilfsverdichter (24) der Luftturbine (56) zu
zuführen.
5. Vorrichtung nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch eine
Einrichtung (65, 68, 70) zum Versorgen der Luftturbine
(56) mit Anlaßdruckluft.
6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet,
daß die Anlaßdruckluft durch ein Triebwerksquerabzapf
system (88) geliefert wird.
7. Vorrichtung zum Abzapfen von Grenzschichtluft und zum
Liefern von Flugzeugabzapfluft aus einem Flugzeug
gasturbinentriebwerk (2), gekennzeichnet durch
eine Abzapfeinrichtung (22) zum Sammeln von Grenz schichtluft von der äußeren Haut eines Flugzeuges,
einen Hilfsverdichter (24) in Fluidversorgungsverbin dung mit der Abzapfeinrichtung (22) zum Verdichten der von der Abzapfeinrichtung (22) gelieferten Abzapfluft,
eine erste Kanaleinrichtung (60, 61), über die wenig stens ein Teil der verdichteten Luft aus dem Hilfsver dichter (24) weitergeleitet wird, um den Flugzeugab zapfluftbedarf zu decken, und
eine Kraftübertragungseinrichtung (36, 50, 52), die den Hilfsverdichter (24) mit dem Rotor (48) des Gasturbinentriebwerks (2) so verbindet, daß der Hilfs verdichter (24) durch den Rotor (48) des Triebwerks (2) angetrieben wird.
eine Abzapfeinrichtung (22) zum Sammeln von Grenz schichtluft von der äußeren Haut eines Flugzeuges,
einen Hilfsverdichter (24) in Fluidversorgungsverbin dung mit der Abzapfeinrichtung (22) zum Verdichten der von der Abzapfeinrichtung (22) gelieferten Abzapfluft,
eine erste Kanaleinrichtung (60, 61), über die wenig stens ein Teil der verdichteten Luft aus dem Hilfsver dichter (24) weitergeleitet wird, um den Flugzeugab zapfluftbedarf zu decken, und
eine Kraftübertragungseinrichtung (36, 50, 52), die den Hilfsverdichter (24) mit dem Rotor (48) des Gasturbinentriebwerks (2) so verbindet, daß der Hilfs verdichter (24) durch den Rotor (48) des Triebwerks (2) angetrieben wird.
8. Vorrichtung nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch eine
alternative Luftversorgung (11) in wahlweiser Fluid
versorgungsverbindung mit dem Hilfsverdichter (24) und
durch ein Wählventil (15), das zwischen der Abzapfein
richtung (22) und der alternativen Luftversorgung (11)
angeordnet ist, wobei das Wählventil (15) in Fluidver
sorgungsverbindung mit dem Hilfsverdichter (24) ist
und die Luftströmung von der Abzapfeinrichtung (22)
und der alternativen Luftversorgung (11) zu dem Hilfs
verdichter (24) steuert.
9. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet,
daß die Kraftübertragungseinrichtung (36, 50, 52)
einen drehzahlveränderlichen Antrieb (36) aufweist,
der in Antriebsbeziehung zwischen dem Triebwerksrotor
(48) und dem Hilfsverdichter (24) angeordnet ist.
10. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet,
daß eine Luftturbine (56) in Antriebsverbindung mit
dem Hilfsverdichter (24) ist und daß eine zweite Ka
naleinrichtung (57, 63) vorgesehen ist, um einen zwei
ten Teil der verdichteten Luft aus dem Hilfsverdichter
(24) zu der Luftturbine (56) zu leiten, um die Luft
turbine (56) anzutreiben.
11. Vorrichtung nach Anspruch 9, gekennzeichnet durch eine
Luftturbine (56), die in Antriebsverbindung mit dem
Hilfsverdichter (24) ist.
12. Vorrichtung nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch
eine zweite Kanaleinrichtung (57, 63) zum Leiten eines
zweiten Teils der verdichteten Luft aus dem Hilfsver
dichter (24) zu der Luftturbine (56) zum Antreiben der
Luftturbine (56).
13. Vorrichtung nach Anspruch 12, gekennzeichnet durch
eine Anlaßluftversorgungseinrichtung (82, 84, 88) zum
Versorgen der Luftturbine (56) mit Anlaßluft.
14. Vorrichtung nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch ein
elektronisches Steuersystem (46) zum Steuern des dreh
zahlveränderlichen Antriebs (36).
15. Vorrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet,
daß das elektronische Steuersystem (46) die erste und
die zweite Kanaleinrichtung (57, 60, 61, 63) und die
Anlaßluftversorgungseinrichtung (82, 84, 88) wahlweise
steuert.
16. Vorrichtung nach Anspruch 15, gekennzeichnet durch
eine erste Ventileinrichtung (61, 63, 75) zum Auswäh
len entweder von Anlaßluft oder von Hilfsverdichter
auslaßluft zur Versorgung der Luftturbine (56).
17. Vorrichtung nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet,
daß das Anlaßluftversorgungssystem (82, 84, 88) eine
Einrichtung (75) aufweist zum wahlweisen Benutzen von
Bodenanlaßluft (82) oder von im Flug verfügbarer An
laßluft (88) zum Versorgen der Luftturbine (56) mit
Anlaßluft.
18. Vorrichtung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet,
daß die zweite Ventileinrichtung (75) durch die elek
tronische Steuerung (46) gesteuert wird.
19. Vorrichtung nach Anspruch 15, gekennzeichnet durch
eine erste Ventileinrichtung (75) zum Auswählen entwe
der von Anlaßluft oder von Hilfsverdichterauslaßluft
zur Versorgung der Luftturbine (56).
20. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 10 bis 19, ge
kennzeichnet durch eine Ablaßeinrichtung (78) zum
wahlweisen Leiten eines dritten Teils der verdichteten
Luft aus dem Hilfsverdichter (24) zu einem Ablaß, wo
bei die Ablaßeinrichtung ein Ablaßventil (78) aufweist
zum Steuern des weiterzuleitenden dritten Teils der
verdichteten Luft.
21. Vorrichtung nach Anspruch 20, gekennzeichnet durch
eine Luftturbinenauslaßeinrichtung mit einem Turbinen
auslaßkanal (96) zum Leiten von wenigstens einem Teil
der Auslaßströmung der Luftturbine (56) zu der Ablaß
einrichtung stromabwärts des Ablaßventils (78).
22. Vorrichtung nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet,
daß die Ablaßeinrichtung eine Kühleinrichtung ist und
daß der Ablaß ein Bereich des Triebwerks (2) ist, der
Kühlung erfordert.
23. Vorrichtung nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet,
daß der Bereich des Triebwerks (2), der Kühlung
erfordert, sich innerhalb der Grundtriebwerksverklei
dung (71) befindet.
24. Vorrichtung nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet,
daß der Bereich des Triebwerks (2), der Kühlung erfor
dert, ein Bereich ist, in dem sich Triebwerkszubehör
befindet.
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