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Die
Erfindung betrifft Flugzeugtriebwerke des Turbinentriebwerktyps
und insbesondere ein Verfahren zum Regeln derartiger Triebwerke
in Jagdflugzeugen.
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Die
Erfindung betrifft insbesondere militärische Flugzeuge im Gegensatz
zu zivilen oder kommerziellen Flugzeugen und noch spezieller die
Klasse von Flugzeugen, die in die Klasse der Jäger fällt. Es ist bekannt, dass Jagdflugzeuge,
so wie sie momentan verstanden werden, für den Luftkampf ausgelegt sind.
Wegen der Natur dieser Flugmission vollzieht diese Klasse von Flugzeugen
typischerweise ziemlich abrupte Manöver, was eine häufige Betätigung des
Triebwerkelistungshebels zum Ändern
des Schubs des Triebwerks erfordert, um so bei sehr harten Bedingungen
zu beschleunigen, zu verzögern,
zu steigen, nach unten zu stürzen,
etc.
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Viele
Jägertriebwerke
sind mit Schubverstärkern
ausgerüstet,
und während
eines Luftkampfes arbeitet das Triebwerk von maximal schubverstärkter Leistung
bis 100% militärischer
Leistung (Schubverstärker
aus) bis Leerlauf. Die hier beschriebene Erfindung betrifft Triebwerkbetrieb
zwischen 100% militärischer
Leistung ("Mil") und Leerlauf und
beeinträchtigt
die schubverstärkte
Leistung oder den Triebwerkbetrieb im Nachbrennermodus nicht.
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Wenn
ein Flugzeug Kampfmanöver
vollzieht, führt
der Pilot typischerweise Leistungshebelbewegungen aus, die zu Exkursionen
bei Triebwerkdrehzahl, -temperatur und -luftströmung führen. Bei derartigen Manöverexkursionen
variieren die Rotordrehzahlen des Bläsers und des Hochdruckverdichterrotors
von einer Maximaldrehzahl bei militärischer Leistung ("military power" – 100% Schub) bis zu einer deutlich
niedrigeren Drehzahl, die "Reise" ("cruise" – 60% Schub) genannte wird,
oder einer noch niedrigeren Drehzahl, die "Leerlauf" ("idle" – 100% Schub) genannt wird.
Während
sich diese Rotordrehzahlen und Schubzustände während Manöverexkursionen ändern, ändern sich
auch die Teile variabler Geometrie des Triebwerks. Obwohl der Austrittsdüsenquer schnitt
konstant bleibt, ändern
sich die Winkel der variablen Leitschaufeln des Bläsers und
des Verdichters hoher Drehzahl mit der Rotordrehzahl.
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Das
Verhältnis
zwischen Brennstoffströmung und
Bläserdrehzahl
bei verschiedenen Ausströmdüsenquerschnitten
für eine
Gasturbinenmaschine ist in 1 gezeigt.
N1C-RPM, die Y-Achse der Darstellung, ist die Bläserdrehzahl (korrigiert für die Temperatur,
N1C) und die Haupttriebwerk-Brennstoffströmung ist die X-Achse. Die mit
dem Bezugszeichen E bezeichnete durchgezogene Linie ist die normale
Betriebslinie des Triebwerks. Für
jede Ausströmdüsen(Strahl)-Querschnittlinie
der in 1 gezeigten Parameter nehmen die Bläserrotordrehzahl
und der Strahlquerschnitt in der durch den Pfeil bezeichneten Richtung
zu. Der Fachmann wird leicht erkennen, dass, wenn die Brennstoffströmung entlang
der Betriebslinie zunimmt, N1C-RPM entlang einer Betriebslinie konstanten
Ausströmdüsenquerschnitts,
X bis O zunimmt.
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Ein
typisches Verfahren zum Regeln eines Gasturbinentriebwerks führt zu einer
Triebwerkbetriebslinie in einem Bläserauftrag, wie in 2 gezeigt,
die eine typischer Triebwerkbetriebslinie E aufgetragen gegen das
prozentuale Bläser-Konstruktionsdruckverhältnis (Ordinate)
und prozentualer Bläserkonstruktionsluftströmung (Abszisse)
für vorgegebene
Linien korrigierter Bläserdrehzahl
N1C zeigt. Für
typischer Triebwerktransienten zwischen mil-Leistung, 60% mil und
Leerlauf würde
die Vorgabe das Triebwerk entlang der Betriebslinie E von Punkt
G bis H (60% mil) bis M (Leerlauf) arbeiten lassen. Die Betriebslinie
E ist von der Strömungsabrisslinie
J (stall line) beabstandet, und die Differenz zwischen der Strömungsabrisslinie
J und der Betriebslinie E für
jede vorgegebene korrigierte Bläserdrehzahl
definiert den Strömungsabrissgrenzabstand
K. Auf einer prozentualen Basis ist der Strömungsabrissgrenzabstand K gleich
(% Bläserdruckverhältnis bei
Strömungsabriss – % Bläserdruckverhältnis bei Betriebszustand)/(%
Bläserdruckverhältnis bei
Betriebszustand). Je größer der
Strömungsabrissgrenzbereich
ist desto besser ist die Stabilität des Triebwerks, insbesondere
während
Transientenzuständen.
Wie 2 zeigt, führt
eine Drosseltransiente von Punkt G zu Punkt H zu einer Bläserluftströmungsexkursion
von über
10%. Unglücklicherweise bewirkt,
da der Triebwerkeinlass normalerweise so ausgelegt ist, dass er
genügend
Luft fängt,
um die korrekte Luftströmung
durch die Maschine bei militärischer
Leistung zu liefern, ein Verringern der Bläserluftströmung unter 100% ein "Überlaufen" von Luft an dem Einlass um das Triebwerk,
und die Größe dieser Überlaufluft
nimmt zu, wenn die Bläserluftströmung abnimmt.
Dieses sich ändernde Überlaufluft
beeinflusst das Luftströmungsfeld über und
unter den Flugzeugflächen,
was ein Buffeting oder Schütteln
des Flugzeugs bewirkt. Flugzeugschütteln lenkt einen Piloten während Kampfmanövern ab
und verursacht Rissbildung und Bruch der Halter und Schienen, welche
die Waffen an dem Flugzeug halten.
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Ein
weiteres Verfahren des Triebwerkbetriebs ist in EP-A-0 277 904 beschrieben.
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Benötigt wird
ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks bei einer
Teilleistung unter 100% mil Leistung, welches nicht dem Typ von Einlassüberlaufluft
für Schubänderungen
unterhalb militärischer
Leistung erzeugt.
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Gemäß der Erfindung
wird ein Verfahren zum Betreiben eines Gasturbinentriebwerks bereitgestellt,
wie in Anspruch 1 beansprucht.
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Gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform der
vorliegenden Erfindung wird ein Verfahren zum Beibehalten der Bläserluftströmung bei
100% für Drosseltransienten
von 100% militärischer
Leistung auf eine niedrigere Leistungseinstellung, beispielsweise
30% davon, durch Erhöhen
des Ausströmdüsenquerschnitts
geschaffen, wenn die Brennstoffströmung zu dem Triebwerk abnimmt,
bis die Austrittsdüse
ihre voll geöffnete
Position erreicht. Eine anschließende Verringerung der Treibstoffströmung erzeugt eine
korrespondierende Verringerung der Bläserluftströmung der Bläserdrehzahl N1C.
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Das
Verfahren der vorliegenden Erfindung führt deshalb nicht zu dem Typ
von Einlassüberlaufluft
für Schubänderungen
von militärischer
Leistung auf Teilleistung (i. e. 30% von mil Leistung), was den Gasturbinentriebwerken
des Stands der Technik inhärent
ist.
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Außerdem sind,
verglichen mit Gasturbinenmaschinen des Stands der Technik die niederzyklische
Ermüdungslebensdauer
von rotierenden Teilen und die Triebwerkstabilität, -arbeitsfähigkeit
und -leistung erhöht. Ähnlich ist
die Triebwerkschubtransientenzeit, verglichen mit Gasturbinenmaschinen
des Stands der Technik, verringert.
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Eine
Ausführungsform
der vorliegenden Erfindern wird nun nur beispielhaft mit Bezugnahme
auf die begleitenden Zeichnungen beschrieben, für die gilt:
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1 ist
eine Darstellung, welche die Relation von Treibstoffströmung, Bläserdrehzahl
und Austrittsdüsenquerschnitt
für die
Gasturbinenmaschine zeigt;
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2 ist
eine Darstellung, welche einen Bläserauftrag einer typischen
Gasturbinenmaschine zeigt;
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3 ist
eine Ansicht, welche ein typisches Gasturbinentriebwerk zeigt, und
eine schematische Blockdiagrammdarstellung, welche die Regelung und
die zeitliche Ablaufplanung (scheduling) von Jagdflugzeugstrahltriebwerken
in Übereinstimmung mit
der Erfindung zeigt;
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4 ist
eine Darstellung, welche die Auswirkung des Verfahrens der vorliegenden
Erfindung auf den Triebwerkbetriebspunkt in dem Bläserauftrag einer
typischen Gasturbinenmaschine zeigt; und
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5 ist
eine Darstellung, welche die verbesserte Triebwerkleistung zeigt.
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Die
Erfindung zielt darauf ab, bei Triebwerken verwendet zu werden,
wo nicht nur die Strömung des
Treibstoffs zu der Brennereinrichtung des Triebwerks geregelt wird,
sondern wo auch der Querschnitt der Ausströmdüse während Schubtransienten geändert wird,
um die vorangehend aufgeführten Vorteile
zu erzielen.
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Das
Verfahren der vorliegenden Erfindung soll bei Triebwerken des Doppelspulen-Axialströmungstyps
verwendet werden, die zwischen einem vorbe stimmten Leerlaufschub
und einem vorbestimmten mil Leistungsschub betreibbar sind. (Das Triebwerk
hat auch die Fähigkeit,
in dem schubverstärkten
(Nachbrenner-)Betriebszustand zu arbeiten, dieser Betrieb wird jedoch
durch die vorliegende Erfindung nicht beeinflusst.) Wie es bei diesen
Konfigurationen üblich
ist, weist die erste Spule einen Bläser und manchmal einen Niederdruckverdichterabschnitt auf,
welche von einem Niederdruckturbinenabschnitt angetrieben werden,
und die zweite Spule weist einen Hochdruckverdichterabschnitt auf,
der von einem Hochdruckturbinenabschnitt angetrieben wird. Eine
Brennereinrichtung, typischerweise von dem rohrförmigen Typ, ist zwischen dem
Hochdruckverdichterabschnitt und dem Hochdruckturbinenabschnitt
angeordnet und dient dazu, das Arbeitsmedium des Triebwerks zu erhitzen
und zu beschleunigen, um die Gase ausreichend mit Energie zu beaufschlagen,
um so die Turbinen anzutreiben und Schub zu erzeugen. (Das Symbol
P3 gibt den Druck der Brennereinrichtung
an.)
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Wie
schematisch in 3 gezeigt, weist das Gasturbinentriebwerk,
welches generell mit dem Bezugszeichen 10 angegeben ist,
einen Triebwerkeinlass 13, einen Gasgeneratorabschnitt,
aufweisend einen Hochdruckverdichterabschnitt 11 in beabstandeter
Relation zu einem Hochdruckturbinenabschnitt 14 auf, und
der Hochdruckverdichterabschnitt 11 und der Hochdruckturbinenabschnitt 14 sind
durch eine Welle 16 hoher Drehzahl verbunden. Eine Gasgenerator-Brennereinrichtung 18 ist
dazwischen angeordnet und dient dazu, Treibstoff zu verbrennen,
um das Arbeitsmedium des Triebwerks mit Energie zu beaufschlagen.
Der Bläser-
und Niederdruckverdichterabschnitt 20 befindet sich in
beabstandeter Beziehung zu einem rückwärtigen Niederdruckturbinenabschnitt 24,
und der Bläser-
und Niederdruckverdichterabschnitt 20 sind mit dem Niederdruckturbinenabschnitt 24 durch
eine Welle 22 niedriger Drehzahl verbunden. Ein Drehzahlsensor 74 ist
in der Nähe
der Welle 22 niedriger Drehzahl positioniert, um die Rotationsgeschwindigkeit
der Welle 22 niedriger Drehzahl zu bestimmen. Der Hochdruckverdichterabschnitt 11 und
der Hochdruckturbinenabschnitt 14 sind zwischen dem Niederdruckverdichterabschnitt 20 und dem
Niederdruckturbinenabschnitt 24 angeordnet. Die Hochdruckspule
und die Niederdruckspule sind zwischen dem Einlass 13 und
der Ausströmdüse 31 varia blen
Querschnitts positioniert. Die Niederdruckspule und die Hochdruckspule
sind mechanisch nicht miteinander verbunden, sondern rotieren unabhängig.
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Das
Triebwerk weist auch einen Bypasskanal 15 und einen Schubverstärker 30 auf,
der das von dem Niederdruckturbinenabschnitt abgegebene Arbeitsmedium
des Triebwerks erhält.
Schließlich
wird das Arbeitsmedium des Triebwerks von dem Triebwerk durch die
Ausströmdüse variablen
Querschnitts (Aj) abgegeben. Ein geeigneter Betätiger 32 dient zum
Positionieren der variablen Flächen
der Ausströmdüse, um so
den Querschnitt der Abgabeöffnung
zu kontrollieren, der als eine Funktion der Betriebsplanung des
Triebwerks eingestellt wird. Der Bläser 20 saugt Luft
durch den Einlass 13 und liefert einen ersten Teil der
Luft an den Bypasskanal 15 und einen zweiten Teil der Luft
zu dem Hochdruckverdichterabschnitt 11. Wie in 3 gezeigt,
ist der Bypasskanal 15 radial außerhalb von dem Hochdruckverdichterabschnitt 11,
der Brennereinrichtung 18 und dem Hochdruckturbinenabschnitt 14 angeordnet
und dient zum Herumleiten eines Teils von Luft um den Hochdruckverdichterabschnitt 11,
die Brennereinrichtung 18 und den Hochdruckturbinenabschnitt 14 und
direkt zu dem Schubverstärkerabschnitt 30.
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Brennstoffströmung zu
der Brennereinrichtung 18 wird von einem Brennstoffsteuerventil 70 gesteuert,
welches selektiv die Menge an zu der Brennereinrichtung 18 strömendem Brennstoff
variiert. Der Querschnitt der Ausströmdüse 31 wird durch eine
Ausströmdüsensteuerung 72 gesteuert,
die selektiv den Ausströmquerschnitt
der Ausströmdüse 31 zwischen
einem vorbestimmten minimalen Querschnitt und einem vorbestimmten
maximalen Querschnitt variiert. Bei heutigen Flugzeugen wird generell
eine elektronische Steuerung verwendet, die eine Mehrzahl von Triebwerkbetriebsparametern überwacht
und Werte zum Einstellen der Brennstoffströmung und der variablen Geometrie
des Triebwerks berechnet, um einen optimalen Triebwerkbetrieb zu erzielen.
Die Erfindung berücksichtigt
die Existenz dieser Ablaufpläne,
seien sie durch elektronische, hydraulische oder hydromechanische
Steuerungen.
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Ein
typisches Planungsschema ist schematisch in 3 als Blockdiagramm
gezeigt. Man sollte jedoch verstehen, und der Fachmann wird das
erkennen, dass, sobald das Konzept verstanden ist, die Implementierung
der Erfindung leicht durch Änderungen
aufgenommen werden kann, die an existierenden Planungsmechanismen
vorgenommen werden. In einer digitalen Steuerung vom beispielsweise
kann ein geeigneter Chip entworfen und in die existierende Computeranordnung
integriert werden.
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Wie
in 3 gezeigt, überwacht
die vorangehend erwähnte
Triebwerkplanungssteuerung eine Mehrzahl von Triebwerkbetriebsparametern,
beispielsweise die Drehzahl der Niederdruckspule (N1), den Abgabedruck
(P3) des Hochdruckabschnitts, den Triebwerkeinlassdruck (P2) und
andere und berechnet Werte, um das Triebwerk automatisch zu betreiben,
um optimalen Triebwerkbetrieb zu erzielen, einschließlich des
Erfüllens
von Schubanforderungen, und dabei Triebwerkanomalitäten zu vermeiden wie
Pumpen, Reparaturüberschreitungen
und Ähnliches.
Wie bereits erwähnt,
dienen die Triebwerkplanungssteuerungen 44, 46, 48 dazu,
mindestens zwei Ausgangssignale zu erzeugen. Ein Ausgang ist die Gasgeneratorbrennstoffströmung (Wf),
die geeignet in dem Funktionsgenerator berechnet wird, der mit dem
Bezugszeichen 46 identifiziert ist. Das andere ist der
Querschnitt der Ausströmdüse (Aj),
der in dem Funktionsgenerator berechnet wird, der mit dem Bezugszeichen 48 bezeichnet
ist.
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Gemäß dem Verfahren
der vorliegenden Erfindung ist es das ideale Ziel, N1C oder die
geplante niedrige Rotordrehzahl von 100% militärischer Leistung bis soweit
wie möglich
hinunter in der Leistung oder im Schub innerhalb der physischen
Geometriegrenzen des Triebwerks zu halten. In diesem Beispielsfall
war es möglich,
N1C bei dem geplanten Wert (f(TT2)) bis hinunter auf 30% mil Leistung Schub
konstant zu halten, wobei bei diesem Punkt eine maximale Strahlquerschnittsgrenze
auftrat. Von diesem Punkt an nach unten im Schub bis Leerlauf, d.
h. 0% mil Schub, bewegt sich der Bläserbetriebspunkt entlang der
Linie F mit abnehmender Bläserrotordrehzahl,
bis er bei Flugleerlauf, was 0% von mil Leistungsschub ist, angetroffen
wird (4). Das ist der normale Betriebsweg des Triebwerks,
wie er durch diese Erfindung für
Schubtransienten während eines
Kampfes irgendwo in der Triebwerkflugeinhüllenden beschrieben ist.
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Es
gibt einen weiteren Teil der vorliegenden Erfindung, der sich mit
der Dauertriebwerkleistung während
des Abflug- und Rückflugschenkels
der Kampfmission befasst. Hier ist der PLA stationär, oder
er wird nur um wenige Grad + oder – bewegt, um während der
Reisemissionsschenkel eine konstante Flugzeuggeschwindigkeit zu
halten. Aus der vorangegangenen Diskussion über Transiententriebwerkbetrieb
und die Triebwerkbetriebslinie in dem Bläserauftrag, 4,
ist der Strahlquerschnitt am Beginn des Reiseflugs in einer offenen
Position, weiter offen, als das für Dauerreise- oder Warteflug
optimal ist. In der Steuerung 48 gibt es eine Logikschaltung
mit dem Effekt, dass, wenn der Triebwerkleistungshebel (PLA – engine
power lever) für
einen Zeitraum von beispielsweise einer Minute stationär ist oder
sich nur wenige Grad + oder – bewegt,
das Flugzeug sich nicht in einem Kampf befindet, sondern in Dauerreiseflug
ist. Wenn das der Fall ist, sollte sich der Strahlquerschnitt von
der weiter offenen Strahlquerschnittposition (z. B. 6,0 ft2) in eine mehr geschlossene Position (z.
B. 3,0 ft2) schließen, wo der beste schubspezifische
Brennstoffverbrauch ist. Der Strahlquerschnitt bleibt in dieser
mehr geschlossenen Position, bis der PLA nach außerhalb eines schwimmenden PLA-Totbandes
bewegt wird, welches lediglich für Reiseflug
zugelassen ist, beispielsweise + oder –5° um irgendeine Null-PLA-Position.
Wenn das schwimmende PLA Totband verletzt wird, kehrt das Triebwerk
zu seiner normalen Triebwerkbetriebslinie H' oder F in 4 zurück. Hier
wird der Fachmann erkennen, wie das Triebwerk während des in 4 gezeigten
Transientenbetriebs, der Ausnahme zu der in 4 gezeigten
normalen Betriebslinie, welche Reiseflug ist, arbeitet, wie die
Steuerung von Normalbetrieb auf Reiseflug übergeht, was die Ausnahme ist, und
wie die Steuerung von Reiseflug zurück auf Normalbetrieb geht.
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Es
gibt vier klare Vorteile für
das Steuern eines Triebwerks in der in 4 gezeigten
Weise, verglichen mit dem Stand der Technik. Zum einen ist die Antwortzeit
von 100% mil Leistung auf 30% mil Leistung oder 30% auf 100% momentan,
weil keine Bläserrotordrehzahländerung
erforderlich ist. Die Schubantwortzeit von 100% mil auf 30% mil
Schub auf Leerlaufschub ist um mindestens 50% verringert, weil die
Bläserrotordrehzahl-
und Bläserluftströmungsänderung,
die erforderlich sind, um diese Schubänderungen zu erzielen, mindestens
50% relativ zur Triebwerksteuerungen des Stands der Technik verkürzt sind.
Das Gleiche gilt für
Schubtransienten in die entgegengesetzte Richtung.
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Als
Zweites ist der Flugzeugeinlass-Überlaufluftwiderstand
bei Schubtransienten zwischen 100% mil Leistung und 30% mil Leistung
eliminiert, weil es keine Bläserrotordrehzahländerung
und keine Luftströmungsänderung
gibt. Der Überlaufwiderstand
ist um mindestens 50% für
Schubtransienten zwischen 100% mil Schub und 30% mil Schub und Leerlaufschub
verkürzt,
weil die Bläserrotordrehzahländerung
und Bläserluftströmungsänderung
um mindestens 50% relativ zur Triebwerksteuerungen des Stands der
Technik verkürzt
sind. Das Gleiche gilt für
Schubtransienten von mil Teilleistung auf 100% mil Leistung. Diese
ersten zwei Vorteile machen das Triebwerk nutzerfreundlicher und
fallen in die Kategorie von "qualitativen" Triebwerkverbesserungen.
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Als
Drittes gilt, dass für
militärische
Triebwerke in Jagdflugzeugen, die durch Triebwerksteuerungen des
Stands der Technik gesteuert werden, eine maximale Bläserrotordrehzahlexkursion
von 100% N1C nach unten auf 55% ist, wie in 2 gezeigt. Bei
der vorliegenden Erfindung ist die maximale Bläserrotordrehzahlexkursion von
100% N1C nach unten auf 80% N1C. Wie in 2 klar gezeigt,
wurde der maximale Betriebsbereich im Flug der Nieder-Rotor-RPM
von 45% auf 20% verringert. Das beinhaltet die Bläser- und
Niederdruckturbine. Deshalb können neue
Triebwerke, welche die vorliegende Erfindung beinhaltend, ausgelegt
sind, Triebwerkkomponenten benutzen, die für höhere Niveaus an Spitzenleistung ausgelegt
sind, weil der außerhalb
der Designgrenzen liegende Betriebsdrehzahlbereich halbiert wurde.
Auch erfahren größere Metallbauteile
des Bläsers
und der Niederdruckturbine (z. B. Scheiben und Gehäuse) einen
viel niedrigeren Dehnungsbereich, wenn sie mit der vorliegenden
Erfindung verglichen mit dem Stand der Technik betrieben werden.
Der signifikant verringerte Dehnungsbereich bedeutet, dass Scheiben
und Gehäuse
des Bläsers
und der Niederdruckturbine 10% bis 20% leichter ausgelegt werden
können
und dennoch die Triebwerklebensdaueranforderungen erreichen.
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Viertens
gilt das gleiche Logikverfahren für die Hochdruckspule, den Hochdruckverdichter
und die Hochdruckturbine, weil die Rotorbetriebsdrehzahlexkursionen
um mindestens 50% gekürzt
sind. Die niederzyklische Ermüdungsauswirkung
auf die Scheiben und die Gehäuse
dieser Hochdruckspulenbauteile erlaubt es, 10% bis 20% von deren
Gewicht zu eliminieren, und diese Teile erzielen dennoch die Triebwerklebensdaueranforderungen.
Auch treten an der Hochdruckspule zwei neue sehr wichtige Triebwerkkonstruktionsparameter
in das Bild. Diese sind die Verdichterabgabetemperatur T3 und die
Turbineneinlasstemperatur T4. In und während der Schubverlangsamung
von mil Leistung auf Leerlauf kühlt
T3 signifikant ab (das wird als "Abschrecken" bzw. "Quench" bezeichnet. Dieses
Abschrecken des Verdichteraustrittsgehäuses und des Austrittsrotors bewirkt
ein Kühlen
und ein Schrumpfen im Durchmesser des Verdichtergehäuses und
der hinteren Verdichterscheibe.
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Das
Verdichtergehäuse
hat ein viel größeres Oberflächen-zu-Massen-Verhältnis als
eine hintere Verdichterscheibe. Das bewirkt, dass das Verdichtergehäuse viel
schneller abkühlt
als eine Verdichterscheibe und sich in ihrem Durchmesser viel schneller als
eine Verdichterscheibe verkleinert. Es kann zu einem mechanischen
Kontakt zwischen den hinteren Verdichterlaufschaufeln und dem hinteren
Verdichtergehäuse
kommen, was zu einem "Ausreiben" des Blattspitzenspiels
beim hinteren Verdichter führen kann.
Das Ergebnis des Ausreibens ist ein Verlust an Verdichtereffizienz
und Verdichterströmungsabriss-Grenzabstands.
Der Hauptantrieb dafür,
dass in dem hinteren Verdichtergehäuse das Spiel "zumacht", ist T3 und insbesondere
die Änderung
von T3 von mil Leistung auf Leerlaufleistung. Die Änderung
von T3 von mil Leistung auf Leerlaufleistung bei der vorliegenden
Erfindung ist 35% geringer als bei Triebwerksteuerungen des Stands
der Technik. Deshalb ist das Zumachen des Spiels 35% niedriger an dem
hinteren Ende des Verdichters. Das Zumachen des Spiels des hinteren
Verdichtergehäuses
zu der Laufschaufelspitze legt die eingebauten Spiele des hinteren
Verdichters fest. Mit einer 35%igen Verringerung in dem Zumachen
des Spiels des hinteren Verdichters kann der Verdichter nun mit
engeren eingebauten Spielen (d. h. 30% bis 35% knapper) gebaut werden.
Das führt
zu einem Hochdruckverdichter mit verbessertem Verdichter-Strömungsabrissgrenzabstand
und einem höheren
Niveau an Verdichtereffizi enz. Da es bei der vorliegenden Erfindung
kein Ausreiben selbst bei den krassesten T3-Exkursionen während eines
Transientenübergangs
gibt, hält
der Verdichter sein hoch effizientes Betriebsniveau über die
gesamte Lebensdauer des Triebwerks.
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Die
Situation ist ähnlich
für die
Hochdruckturbine. Die Leerlauf-T4 während eines schnellen Schubtransientenübergangs
ist signifikant höher (+300°F) (167°C) bei der
vorliegenden Erfindung, verglichen mit dem gleichen Triebwerk mit
einer Steuerung des Stands der Technik bei dem gleichen Leerlaufschub.
Diese um +300°F
(167°C)
höhere Transienten-Leerlauf-T4
ist eine 30%ige Verringerung in der Änderung von T4 von mil Leistung
auf Leerlaufleistung während
eines "bodie" (einem mil-zu-Leerlauf-zu-mil
Leistungstransientenübergang).
Wieder bewirkt diese niedrige T4-Leerlaufabschreckung in einem durch
den Stand der Technik gesteuerten Triebwerk ein schnelleres durchmessermäßiges Schrumpfen
des Turbinengehäuses
als der Turbinenscheibe oder der Turbinenscheiben, und es kann zu
einem starken Turbinenspitzenspiel-Ausreiben kommen. Das führt zu Einbußen bei
beiden, der Hochdruckturbineneffizienz und dem Verstopfen von manchen
Turbinenkühlpassagen
in den Turbinenlaufschaufelspitzen und Kränzen, was wiederum zu einer
rapiden Verschlechterung dieser Teile infolge nicht ausreichender
Kühlung
führt.
Die vorliegende Erfindung verringert die Änderung in T4 (d. h. Turbinenabschreckung)
während
eines bodie um 30%, was wiederum das Zumachen des Laufschaufel-zu-Gehäuse-Spiels
um 30% verringert. Mit dieser signifikant verringerten Änderung
im T4 während
eines schnellen Schub-Transientenübergangs kann die Hochdruckturbine
mit engeren Laufschaufelspitzen-zu-Kranz-Spielen gebaut werden, was das Hochdruckturbineneffizienz-Betriebsniveau über die gesamte
Triebwerklebensdauer verbessert.
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Die
neue Steuerung der vorliegenden Erfindung hat auch einen größeren positiven
Effekt auf die Triebwerk-Leistungsbeibehaltung. Der Hauptverursacher
für Triebwerk-Leistungsverschlechterung
mit angesammelter Laufzeit ist der Verlust an Komponenteneffizienz
infolge von Laufschaufelspitzenspiel-Ausreiben, wozu es bei größeren Schubtransientenübergängen kommt.
Die neue Steuerung der vorliegenden Erfindung eliminiert Laufschaufelspitzen-Anrei ben,
wie es vorangehend beschrieben wurde, was zu einem Beibehalten der
Triebwerkkomponenten-Effizienzniveaus bei Laufzeit und Normalbetrieb
führt,
was deutlich den Verlust bei Gesamttriebwerkleistung mit angesammelter
Laufzeit verringert, wie in 5 gezeigt.
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Bei
einem Versuch, den Verlust an Triebwerkleistung (Schub), der in 5 gezeigt
ist, auszugleichen, wird die Turbineneinlasstemperatur T4 des Triebwerks
erhöht.
Das Betreiben des Triebwerks bei einer erhöhten Temperatur T4 ermüdet die
Turbinenteile mit einer höheren
Geschwindigkeit und verringert die Nutzlebensdauer dieser Teile.
Außerdem verbrennt
das Betreiben des Triebwerks bei einer erhöhten T4 mehr Brennstoff. Ein
Triebwerk, welches die vorliegende Erfindern nutzt und bei höheren Bauteil-Effizienzniveaus
läuft,
ist in der Lage, bei verringerten T4-Niveaus zu laufen, und Teile
des heißen Abschnitts
halten länger
und erreichen die volle Konstruktionslebensdauer. Ein Triebwerk,
welches die vorliegende Erfindung inkorporiert, verbrennt auch weniger
Treibstoff, und das Flugzeug hat eine größere Reichweite.
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Zusammengefasst
sind die Vorteile der vorliegenden Erfindung: (1) schnellere Schubtransientenübergänge; (2)
Eliminieren/Verringern von Einlassüberlaufen und Flugzeugschütteln (aircraft
buffeting); und (3) engere Triebwerkspiele ohne Ausreiben, was zu
einem strömungsabrissfreien
Triebwerk, höheren
Bauteil-Effizienzniveaus,
deutlich verbesserter Triebwerkleistungsbeibehaltung, niedrigeren Betriebsturbinentemperaturen,
größerer Flugzeugreichweite
(verringerter TSFC) und längerer
Lebensdauer der Teile des Heißabschnitts
führt.