DE69732258T2

DE69732258T2 - Verfahren zur Anzeige der Ausgangsleistung einer Turbine

Info

Publication number: DE69732258T2
Application number: DE69732258T
Authority: DE
Inventors: Arthur Laurence Littleover Rowe; Nikolaus Kurz
Original assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG; Rolls Royce PLC
Current assignee: Rolls Royce Deutschland Ltd and Co KG; Rolls Royce PLC
Priority date: 1996-11-20
Filing date: 1997-10-23
Publication date: 2005-06-02
Anticipated expiration: 2017-10-24
Also published as: DE69704921D1; DE69732258D1; EP1069296A2; CA2220172C; EP1069296B1; DE69704921T2; US5887419A; GB9624070D0; EP0844377A1; EP1069296A3; EP0844377B1; CA2220172A1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zur Anzeige der Ausgangsleistung einer Turbine eines Gasturbinentriebwerks.
Die Ausgangsleistung einer Turbine bei einem Gasturbinentriebwerk ist häufig schwierig genau zu bestimmen. Dies kann wiederum zu Ungenauigkeiten in Systemen führen, bei denen der bestimmte Turbinen-Leistungsausgang angewandt wird.
Die US-A-3854287 beschreibt ein Kontrollsystem für ein Gasturbinentriebwerk, bei dem die IST-Drehzahl der den Fan und die Fanturbine verbindenden Welle mit einem SOLL-Wert verglichen wird, der aus der Einlasstemperatur der Turbine und dem Druck innerhalb der Verbrennungseinrichtung des Triebwerks berechnet wird. Wenn jener Vergleich eine unerwünschte Differenz zwischen den beiden Werten zeigt, dann wird eine entsprechende Korrektur am Signal vorgenommen, welches die Brennstoffströmungsrate nach dem Triebwerk in der Weise bestimmt, dass die Änderung in jener Differenz auf einen annehmbaren Wert zurückgeführt wird.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zur Anzeige der Ausgangsleistung der Turbine eines Gasturbinentriebwerks zu schaffen, welches genau arbeitet und Parameter benutzt, die üblicherweise bei einem typischen Gasturbinentriebwerk überwacht werden.
Gemäß der vorliegenden Erfindung umfasst ein Verfahren zur Anzeige der Ausgangsleistung einer Turbine eines Gasturbinentriebwerks die folgenden Schritte: es wird der Druck innerhalb der Verbrennungseinrichtung des Gasturbinentriebwerks gemessen und es wird die Einlasstemperatur der Turbine gemessen, wobei eine Anzeige der Ausgangsleistung abgeleitet wird aus dem Produkt des gemessenen Wertes des Drucks innerhalb der Verbrennungseinrichtung und der Quadratwurzel des gemessenen Wertes der Einlasstemperatur der Turbine.
Das Gasturbinentriebwerk kann ein Fan-Mantelstrom-Gasturbinentriebwerk sein, bei dem die Turbine den Fan des Triebwerks antreibt.
Im Folgenden wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand der beiliegenden Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
1 ist eine schematische Schnittansicht der oberen Hälfte eines Fan-Mantelstrom-Gasturbinentriebwerks;
2 ist ein Diagramm des allgemeinen Übersichtsplans des Steuersystems des Fan-Mantelstrom-Gasturbinentriebwerks gemäß 1.
Gemäß 1 weist ein Fan-Mantelstrom-Gasturbinentriebwerk, das allgemein mit 10 bezeichnet ist, ein Kemtriebwerk 11 auf, das einen Vortriebsfan 12 antreibt. Das Kerntriebwerk 11 weist in Strömungsrichtung hintereinander einen Zusatzkompressor 13, einen Hochdruckkompressor 14, eine Verbrennungseinrichtung 15, eine Hochdruckturbine 16, eine Niederdruckturbine 17 und eine Abgasdüse 18 auf.
Der Fan 12 wird von einem Ringgehäuse 19 umschlossen, so dass er in einem Kanal 20 zu liegen kommt, der durch das Gehäuse 19 definiert wird. Der Fan 12 wird durch die Niederdruckturbine 17 über eine erste Hohlwelle 21 angetrieben, die sich in Längsrichtung des Triebwerks erstreckt. Die erste Welle 21 treibt außerdem den Zusatzkompressor 13 an. Eine zweite koaxial radial außerhalb der ersten Hohlwelle 21 gelagerte Hohlwelle 22 verbindet antriebsmäßig den Hochdruckkompressor 14 mit der Hochdruckturbine 16.
Im Betrieb komprimiert der Fan 12 Luft, die am stromaufwärtigen Ende des Gehäuses 19 eintritt (das linke Ende bei Betrachtung der 1). Die vom Fan 12 ausgeblasene komprimierte Luft wird in zwei axiale Strömungen unterteilt. Die äußerste Strömung wird vom Triebwerk 10 durch das stromabwärtige Ende des Gehäuses 19 ausgeblasen, um den hauptsächlichen Antriebsschub des Triebwerks 10 zu liefern. Die innerste Strömung wird in den Zusatzkompressor 13 geleitet, der dazu dient, den Druck der Strömung anzuheben. Die auf diese Weise komprimierte Luft wird dann durch den ringförmigen Verbindungskanal 23 nach dem Hochdruckkompressor 14 geleitet, wo der Druck weiter erhöht wird. Nach dem Austritt aus dem Hochdruckkompressor 14 wird die komprimierte Luft mit Brennstoff gemischt und die Mischung wird in der Verbrennungseinrichtung 15 verbrannt. Die resultierenden heißen Verbrennungsprodukte dehnen sich dann über die Hochdruckturbine 16 und die Niederdruckturbine 17 aus und treiben diese an, bevor die Verbrennungsprodukte durch die Abgasdüse 18 ausgestoßen werden.
Wenn das Triebwerk 10 im Betrieb ein Flugzeug antreibt, dann besteht die entfernte Möglichkeit, dass der Fan 12 durch einen Fremdkörper beschädigt wird, der durch das Triebwerk 10 eingesaugt ist. Im typischen Fall wäre ein solcher Fremdkörper ein Vogel. Obgleich der Fan 12 extrem robust ist, könnte er in einem solchen Ausmaß beschädigt werden, dass bei einer gegebenen Leistungshebeleinstellung nicht mehr genügend Schub erzeugt wird, um das Flugzeug sicher und in annehmbarer Weise anzutreiben. Ein weiteres mögliches Problem, das aus einer solchen Beschädigung des Fan 12 resultiert, besteht darin, dass die Drehzahl des Fan 12 ansteigt. Da der Zusatzkompressor 13 direkt mit dem Fan 12 verbunden ist, kann dies im Zusatzkompressor 13 zu einer Überdrehzahl führen, und zwar in einem solchen Ausmaß, dass er in den Pumpbetrieb übergeht. Ein Pumpen ist eine besonders unerwünschte unstabile Luftströmungsbedingung in einem Kompressor. Sie ist eine Folge eines plötzlichen Ansteigens (oder Abfalls) in der Massenluftströmung durch den Kompressor ohne eine kompensierende Änderung im Druckverhältnis.
Um zu gewährleisten, dass das Gasturbinentriebwerk 10 in annehmbarer Weise weiter arbeitet, nachdem sein Fan 12 in der Weise beschädigt wurde, erfolgt eine Steuerung durch ein Steuersystem gemäß der vorliegenden Erfindung, welches allgemein mit 24 in 2 dargestellt ist. Im Wesentlichen arbeitet das Steuersystem 24 durch Überwachung gewisser Triebwerksarbeitsparameter des Kerntriebwerks 11 und des Fan 12 und in Abhängigkeit von der Beziehung zwischen diesen Parametern, um eine Anzeige zu liefern, ob der Fan 12 beschädigt wurde. Wenn als Ergebnis eines solchen Vergleichs deutlich wird, dass der Fan 12 beschädigt wurde, dann wird die Brennstoffzufuhr nach dem Triebwerk 10 erhöht, bis bei einer gegebenen Leistungshebeleinstellung die Gesamtausgangsleistung des Triebwerks 10 wieder auf einen Wert zurückgestellt ist, der größer ist als ein vorbestimmter Wert.
Stattdessen oder zusätzlich kann das Ergebnis dieses Vergleichs benutzt werden, um andere das Verhalten des Triebwerks 10 bestimmende Charakteristiken zu ändern, damit gewährleistet wird, dass seine Gesamtausgangsleistung wieder auf einen Wert zurückgestellt wird, der größer ist als der vorbestimmte Wert. Die bevorzugte Charakteristik ist die Menge der komprimierten Luft, die an den Hochdruckkompressor 14 durch den Zusatzkompressor 13 abgegeben wird. Diese Menge wird durch Öffnung von einem oder mehreren Abzapfventilen 25 vermindert, die in dem ringförmigen Verbindungskanal 23 angeordnet sind, damit ein Teil der komprimierten Luft in die Atmosphäre austreten kann. Als Konsequenz hiervon wird das Druckverhältnis über dem Zusatzkompressor 13 auf einen Wert geändert, der in Übereinstimmung mit einem zufriedenstellenden Betrieb des Zusatzkompressors 13 ohne Pumpverhalten ist.
Es ist extrem wichtig, dass die gewählten Parameter eine betriebssichere Anzeige darüber liefern, ob eine Beschädigung des Fan 12 stattgefunden hat. Wenn eine Beschädigung des Fan 12 auftritt, hat dies einen relativ geringen Einfluss auf das Verhalten des Kerntriebwerks 11. Es ist daher erwünscht, eine Beschädigung des Fan 12 durch Vergleich von Parametern festzustellen, auf die man sich verlassen kann in ihrer genauen Anzeige des Verhaltens des Fan 12 und des Kerntriebwerks 11. Gemäß der vorliegenden Erfindung haben wir gefunden, dass die Leistungsausgänge des Fan 12 und der Niederdruckturbine 17 äußerst wirksame Parameter sind, um dies festzustellen.
Bei hoher Leistung korreliert der Leistungsausgang des Fan 12 sehr nahe mit der richtigen Drehzahl des Fan 12. Dies kann leicht aus den Parametern abgeleitet werden, die als N1 und T20 bekannt sind und die die Drehzahl der ersten Welle 21 bzw. die Gesamteinlasstemperatur des Triebwerks 10 angeben. Daher benutzen wir gemäß der vorliegenden Erfindung die Parameter N1 und T20, um eine Anzeige der Ausgangsleistung des Fan 12 zu liefern.
Es ist jedoch schwieriger, eine genaue Anzeige der Ausgangsleistung der Niederdruckturbine 17 zu erhalten. Die Leistung der Niederdruckturbine 17 ist von der Massenströmungsrate, der Temperatur und dem Ausdehnungsverhältnis im Kerntriebwerk abhängig, so dass: Leistung Niederdruckturbine = W44 × Cp × ΔT = W44 × Cp × TGT × ΔT/T44 (1)dabei ist W44 die Einlassströmung nach der Niederdruckturbine 17,
Cp ist die spezifische Wärme bei konstanter Temperatur
ΔT ist der Temperaturabfall über der Niederdruckturbine 17
TGT ist T44, und dies ist die Einlasstemperatur der Niederdruckturbine 17.
Wenn die Hochdruckturbine und die Niederdruckturbine gedrosselt werden (dies trifft bei hoher Leistung meist zu), dann ist W√T/P ein fester Wert an den Einlassebenen der beiden Turbinen 16 und 17, wenn W die Strömung und T die Temperatur und P der Druck ist.
Infolgedessen ist: W√T/P = K = > WT α P√T (2)d. h., der Enthalpiefluss der Niederdruckturbine 17 ist proportional zu P√T. Außerdem ist das Expansionsverhältnis der Hochdruckturbine 16 festgelegt und damit wird P44 proportional zu P30 (dies ist der Druck innerhalb der Verbrennungseinrichtung 15). Für das gleiche Niederdruck-Expansionsverhältnis gilt: Leistung Niederdruckturbine α P44√TGT α P30√TGT (3) Korrekte Niederdruckturbinen-Leistung α P30√TGT/δ20√θ 20 (4)
Dabei ist
Im Normalbetrieb ist das Expansionsverhältnis der Niederdruckturbine 17 eine Funktion der richtigen Fan-Drehzahl und der richtigen Mach-Zahl, d. h. die gleichen Parameter, von denen die richtige Fanleistung abhängt. Veränderungen in diesem Expansionsverhältnis können daher durchgeführt werden, wenn diese Parameter verglichen werden. P30√TGT/δ20√θ 20 = f(N1√θ 20 Mach-Zahl) (5)
Es ist daher ersichtlich, dass eine Beziehung zwischen dem Leistungsausgang der Niederdruckturbine 17, ausgedrückt als P30√TGT/δ₂₀θ₂₀ und dem Leistungsausgang des Fan, ausgedrückt als f(N1√θ ₂₀ Mach-Zahl) besteht. Ein Vergleich der Fan-Ausgangsleistung, wie oben beschrieben abgeleitet und der Niederdruckturbinen-Ausgangsleistung, wie oben beschrieben abgeleitet, muss berücksichtigen, dass infolge seiner Massenkraft die Drehzahl des Fan 12 (und demgemäß die Ausgangsleistung) hinter der Leistung der Niederdruckturbine 17 während des unstetigen Zustands des Triebwerksbetriebs zurückbleibt. Dieser Effekt kann als eine Verzögerung erster Ordnung beschrieben werden, und die Zeitkonstante τ hiervon ist eine Funktion der korrigierten Fan-Drehzahl und des Gesamteinlassdruckes P20.
Demgemäß kann die Beziehung zwischen dem Leistungsausgang der Niederdruckturbine 17, ausgedrückt als P30√ΤGT/(δ₂₀θ₂₀) und dem Leistungsausgang des Fan, ausgedrückt als f(N1√θ ₂₀ Mach-Zahl) gesetzt werden. LAG(P30√ΤGT/(δθ20), τ) = f(N1/√θ 20 Mach-Zahl) (6)
Abweichungen von dieser Beziehung zeigen eine Änderung im Verhalten entweder des Fan 12 oder der Niederdruckturbine 17 an. Da sich das Verhalten der Niederdruckturbine 17 normalerweise nicht merklich verschlechtert, ergibt die Beziehung eine hoch wirksame Möglichkeit, eine Beschädigung des Fan 12 festzustellen, und diese Feststellung ist relativ unempfindlich gegenüber Änderungen im Verhalten des Kerntriebwerks 11.
Im Folgenden wird im Einzelnen auf das Steuersystem 24 Bezug genommen. Ein für die Leistungshebeleinstellung des Triebwerks 10 repräsentatives Signal 25 wird einer Signalverarbeitungseinheit 26 zugeführt. Die Signalverarbeitungseinheit 26 empfängt außerdem Signale 27, die für die Flugbedingungen repräsentativ sind, denen das Flugzeug ausgesetzt ist, das durch das Triebwerk 10 angetrieben wird. Insbesondere sind diese Flugbedingungen die Geschwindigkeit (ausgedrückt als Mach-Zahl) und Höhe. Die Einheit 26 verarbeitet die Signale 25 und 27 und liefert ein Ausgangssignal 28, das als N1-Befehl bezeichnet wird. Das N1-Befehlssignal ist im Wesentlichen repräsentativ der Drehzahl der ersten Hohlwelle 21, die notwendig wäre, um einen Gesamtleistungsausgang vom Triebwerk 10 zu erhalten in Übereinstimmung mit dem befohlenen Leistungsausgang, der durch das Leistungshebeleinstell-Eingangssignal 25 repräsentiert ist.
Unter normalen Triebwerksbetriebsbedingungen wird das N1-Befehlssignal 28 einer Einheit 29 zugeführt, die das N1-Befehlssignal 28 mit einem Signal 30 vergleicht, das repräsentativ ist der IST-Drehzahl der ersten Hohlwelle 21. Die Einheit 29 liefert ein Ausgangssignal 51, das die Brennstoffströmung nach dem Triebwerk 10 so einstellt, dass dann, wenn SOLL-Wert und IST-Wert von N1 nicht übereinstimmen, die Brennstoffströmung nach dem Triebwerk 10 moduliert wird, bis eine Übereinstimmung auftritt.
Wenn der Fan 12, wie oben beschrieben, einer Beschädigung unterworfen ist, dann kann das Triebwerk 10 infolgedessen nicht in der Lage sein, einen Gesamtleistungsausgang gemäß jenem zu erzeugen, der durch das Befehlseinstellsignal 25 (SOLL-Signal) für den Leistungshebel bestimmt wird, weil eine unzureichende Brennstoffströmung nach dem Triebwerk erfolgt. Um Vorkehrungen für diesen Eventualfall zu schaffen, wird ein weiteres Signal 31 dem N1-Befehlssignal 28 (SOLL-Signal) über eine Zusatzeinheit 32 hinzugefügt. So wird das weitere Signal 31 nur dann dem N1-Befehlssignal 28 zugeführt, wenn der Triebwerksfan 12 einer Beschädigung unterworfen wurde, was zu einem Gesamtleistungsausgang des Triebwerks 10 führen würde, der unter einen vorbestimmten Wert für eine gegebene Leistungshebeleinstellung abfällt.
Das weitere Signal 25 wird durch eine Korrekturschaltung erzeugt, die allgemein mit 52 bezeichnet ist. Die Korrekturschaltung 52 empfängt als Eingang das IST-N1-Signal 30, das repräsentativ ist der IST-Drehzahl der ersten Hohlwelle 21. Jenes Signal 30 wird dann mit einem Signal 33 multipliziert, das repräsentativ ist für |/√θ₂₀ 20 (wie oben definiert) und die Multiplikation wird von einem Multiplikator 33 durchgeführt, um ein N1C-Signal 35 zu liefern, das repräsentativ ist für die korrigierte Drehzahl der ersten Hohlwelle 21.
Auf das N1C-Signal 35 wirkt ein Signalprozessor 36 ein, der außerdem ein für die Flugzeugflughöhe repräsentatives Signal 37 empfängt und auf dieses einwirkt, um ein Ausgangssignal 38 zu erzeugen, das eine Funktion jener zwei Parameter ist. Auf ein für die Flugzeuggeschwindigkeit 39 repräsentatives Signal (ausgedrückt als Mach-Zahl Mn) wirkt eine Signalverarbeitungseinheit 40 ein, um ein Ausgangssignal 41 zu erzeugen, das eine Funktion der Flugzeuggeschwindigkeit ist. Zu jenem Signal 41 wird dann über eine Additionseinheit 42 das Ausgangssignal 38 hinzugefügt.
Die Summe 43 der beiden Signale 38 und 41 wird dann durch eine Multiplikationseinheit 45 mit einem Signal 44 multipliziert, das repräsentativ ist für den Ausdruck δ₂₀√θ ₂₀. Das resultierende Signal 46 wird einer Additions/Subtraktionseinheit zugeführt, die dazu dient, von dem Signal 46 ein Signal 48 zu subtrahieren, welches repräsentativ ist für den Ausdruck P30V√TGT und das die Verzögerung berücksichtigt, die eine Folge der Massenkraft des Fan 12 ist, die hinter der Ausgangsleistung der Niederdruckturbine 17 zurückbleibt. Das resultierende Signal 49 wird dann einer Signalverarbeitungseinheit 50 zugeführt, die auf das Signal einwirkt, indem in einer Tabelle nachgeschlagen wird, die P30V√TGT benutzt, um ein Ausgangssignal 31 zu erzeugen, das für ΔN1 repräsentativ ist. ΔN1 ist die Differenz zwischen der IST-Drehzahl der ersten Hohlwelle 21 und der SOLL-Drehzahl, die notwendig ist, um einen Leistungsausgang vom Triebwerk 10 zu bewirken, der mit der Triebwerks-Leistungshebeleinstellung übereinstimmt, wie durch das Signal 25 angegeben.
Das ΔN1-Signal 31 wird dann der Additionseinheit 32 zugeführt, wo es zu dem N1-Befehlssignal 28 addiert wird. Wenn das ΔN1-Signal Null ist, wie es dann der Fall ist, wenn das Triebwerk 10 normal arbeitet, dann wird das Ausgangssignal 53 von der Additionseinheit 32 das gleiche wie sein N1-Befehlseingangssignal 28. Wenn jedoch das N1-Signal 31 größer als Null ist, was einen Triebwerks-Leistungsverlust anzeigt, dann ist das Ausgangssignal 53 der Additionseinheit 32 repräsentativ für das N1-Befehlssignal 28 plus einem weiteren Signal 31. Unter diesen Umständen ist das Ausgangssignal 53 der Additionseinheit effektiv ein N1-Befehlssignal, das modifiziert wurde, um die Ungleichförmigkeit zu berücksichtigen, die besteht zwischen der Triebwerks-Ausgangsleistung, die durch das Leistungshebeleinstellsignal 25 eingestellt wurde und der IST-Triebwerksausgangsleistung, die von jenem Leistungshebeleinstellsignal herrührt. Demgemäß wird im Falle einer das Betriebsverhalten des Triebwerks begrenzenden Beschädigung des Fan 12 das Brennstoffströmungs-Befehlsausgangssignal 51 von der Einheit 29 auf einen Wert erhöht, der mit jenem übereinstimmt, mit dem das Triebwerk 10 eine Gesamtausgangsleistung erzeugt, die mit der übereinstimmt, die normalerweise bei einer gegebenen Leistungshebeleinstellung erwartet wird.
Stattdessen oder zusätzlich kann das Ausgangssignal 49 benutzt werden, um den Betrieb der Abzapfventile 25 einzuleiten. So werden im Falle einer Beschädigung des Fan 12, die zu einem Pumpen des Zusatzkompressors 13 führen könnte, die Abzapfventile 25 geöffnet, um das Druckverhältnis über dem Zusatzkompressor 13 zu ändern und um dadurch einen solchen Pumpvorgang zu verhindern.

Claims

Verfahren zur Anzeige der Ausgangsleistung einer Turbine (17) eines Gasturbinentriebwerks (10) mit den folgenden Schritten: es wird der Druck innerhalb der Verbrennungseinrichtung (15) des Gasturbinentriebwerks (10) gemessen und es wird die Einlasstemperatur der Turbine (17) gemessen, dadurch gekennzeichnet, dass die Anzeige der Ausgangsleistung der Turbine abgeleitet wird aus dem Produkt des Messwertes des Drucks innerhalb der Verbrennungseinrichtung (15) und der Quadratwurzel des gemessenen Wertes der Einlasstemperatur der Turbine (17).
Verfahren zur Anzeige der Ausgangsleistung einer Turbine eines Gasturbinentriebwerks nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass das Gasturbinentriebwerk (10) ein Fan-Mantelstrom-Gasturbinentriebwerk ist und dass die Turbine (17) den Fan (12) des Triebwerks antreibt.