EP2201234A2 - Hydraulikantrieb, hydraulikversorgungs-vorrichtung, flugzeug mit einer hydraulikversorgungs-vorrichtung sowie verfahren zur konfiguration einer hydraulikversorgungs-vorrichtung - Google Patents

Hydraulikantrieb, hydraulikversorgungs-vorrichtung, flugzeug mit einer hydraulikversorgungs-vorrichtung sowie verfahren zur konfiguration einer hydraulikversorgungs-vorrichtung

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EP2201234A2
EP2201234A2 EP08802302A EP08802302A EP2201234A2 EP 2201234 A2 EP2201234 A2 EP 2201234A2 EP 08802302 A EP08802302 A EP 08802302A EP 08802302 A EP08802302 A EP 08802302A EP 2201234 A2 EP2201234 A2 EP 2201234A2
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EP
European Patent Office
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hydraulic
transmission
drive
engine
monitoring
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP08802302A
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French (fr)
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Jürgen Laude
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Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
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Publication date
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    • F05D2270/64—Hydraulic actuators

Definitions

  • the invention relates to a hydraulic drive, a hydraulic supply device, an aircraft with such a hydraulic supply device and a method for configuring a hydraulic supply device.
  • DE 692 08 257 T2 describes a turbofan engine which is suspended by means of a pylon on a wing of an aircraft.
  • a load transfer shaft is used to drive auxiliary aircraft of the aircraft.
  • a further shaft is coupled to the load transmission shaft, which drives a arranged in the interior of an engine pylon transmission on which the auxiliary machines are mounted.
  • an aircraft engine with a core engine and two fan rotors in which a arranged in the inlet housing of the high pressure compressor and connected to a high-pressure compressor shaft of the core engine (core-mounted) device output shaft (power shaft) for transmitting shaft power Ancillary equipment of the engine and the aircraft is provided.
  • a hydraulic drive for an aircraft comprising:
  • a transmission with a transmission drive shaft for rotational coupling with an engine output shaft of an engine associated with the hydraulic drive and with a transmission output shaft, a first hydraulic pump and a second hydraulic pump, each having a port for a pressure line and a port for a suction line of a hydraulic system and each having a hydraulic pump drive shaft respectively communicating with the transmission output shaft via a coupling device;
  • the transmission is installed in a transmission case
  • the first hydraulic pump and the second hydraulic pump are respectively installed in a pump housing attached to the transmission case, or both are installed together in a pump case attached to the transmission case.
  • the coupling device for coupling the first hydraulic pump to the transmission drive shaft or the coupling device for coupling the second hydraulic pump to the transmission output shaft may be a decoupled coupling.
  • the coupling device for coupling the first hydraulic pump to the transmission drive shaft and the coupling device for coupling the second hydraulic pump to the transmission output shaft (14) may be a decoupled coupling.
  • the first hydraulic pump and the second hydraulic pump each have a decoupled and coupleable coupling.
  • the hydraulic pumps each have a pump drive shaft, of which at least one via the one in the transmission housing (13a) arranged coupling with the transmission drive shaft can be coupled or decoupled from this.
  • the transmission has:
  • first transmission gear rotatably coupled to the transmission output shaft, an intermediate gear rotationally coupled to the first transmission gear and a second transmission gear rotationally coupled to the intermediate gear, a first clutch with which the pump drive shaft of the first hydraulic pump can be coupled to and decoupled from the first transmission wheel,
  • the hydraulic pumps may have an adjustable transmission. Also in the alternative embodiment with a provided outside the hydraulic pump gearbox, the transmission can be adjusted.
  • the transmission may be a push-pull transmission.
  • hydraulic pumps can be switched on and off by a monitoring and control device.
  • a hydraulic supply device of an aircraft is provided with a first and a second hydraulic system for operating actuators of the aircraft and a monitoring and control device, wherein the hydraulic supply device to a first hydraulic drive for coupling the same to a first engine and a second hydraulic drive Coupling the same to a second engine, wherein each hydraulic drive comprises: a transmission drive shaft for coupling the respective hydraulic drive to an engine output shaft of the respective associated engine, two coupled to a transmission output shaft hydraulic pumps each having a connection device for connecting the hydraulic pump to the Pressure line and the suction line of a hydraulic system.
  • the transmission in each case has a coupling device with which engagement or disengagement of one of the two hydraulic pumps and the respectively associated transmission output shaft (1a, 1b) can take place by means of an actuating device.
  • the transmission can each have two coupling devices, with the engagement or disengagement of both hydraulic pumps and the respective associated transmission drive shaft can be done by means of an actuator.
  • the monitoring and control device sends to a signal that it receives due to the failure of one of the two engines, activation signals for coupling the two clutches to the hydraulic drive, which is assigned to the non-failed engine.
  • the monitoring and control device monitors the coupling state of the clutches of the hydraulic drives and that the monitoring and control device in each case to the hydraulic drive, which is assigned to the non-failed engine:
  • a pressure switch is arranged in the pressure line downstream of each hydraulic pump and is functionally coupled to the monitoring and control device and sends a signal to the latter when the hydraulic pressure in the line of a hydraulic system falls below a predetermined pressure setpoint,
  • the monitoring and control device has a function with which a signal of the pressure switch due to the undershooting of the pressure setpoint in the pressure line of a hydraulic pump in the flow direction behind this a control signal to that clutch for disengaging the respective Sends hydraulic pump, which is assigned to the hydraulic pump that is on the suction line with the pressure switch that sent the signal.
  • each hydraulic system has a liquid reservoir with a fill level sensor functionally connected to the monitoring and drive device, which sends a signal to the monitoring and drive device when a fill level minimum value is undershot,
  • the monitoring and control device has a function with which a signal of the level sensor due to the undershooting of the minimum level value, a control signal is sent to the couplings of those hydraulic pumps which are connected to that hydraulic system, to which the liquid reservoir with the level sensor heard that sent the signal.
  • the monitoring and driving device may be generally operatively connected to each hydraulic pump and have a function by which the monitoring and driving device can send a drive signal to each hydraulic pump, due to which the hydraulic pump is turned off.
  • each of the two hydraulic systems has connection devices for supplying the actuators of retraction and extension mechanisms of landing gear of the aircraft.
  • the transmission may be a transfer case and the hydraulic pumps speed controlled.
  • the transmission is an adjusting that the monitoring and control device has a function by which the hydraulic pump, a target speed or a target speed range is specified that the monitoring and control device, the target speed or the Target speed range of a gearbox functionally connected to the gearbox transmitted, and that the transmission controller is designed such that it controls the transmission such that the respective hydraulic pump complies with the predetermined target speed or the predetermined target speed range.
  • the hydraulic supply device according to the invention may generally comprise two or more than two hydraulic drives according to an embodiment of the invention.
  • an aircraft having a hydraulic supply device and two engines each mounted on an engine pylon, having a plurality of hydraulic systems for operating actuators of the aircraft and a monitoring and control device for adjusting the hydraulic systems
  • the hydraulic power supply Device comprising: a hydraulic drive coupled to an engine via a drive shaft, wherein the hydraulic drive is arranged on an engine pylon and behind the engine burst region of the respective engine.
  • the engine burst region is located in an area in front of a conical shell of a straight circular cone whose tip lies in the center of the rearmost turbine wheel of the engine and whose half opening angle ⁇ is 10 degrees.
  • the aircraft may in particular comprise a hydraulic supply device according to an embodiment of the invention.
  • the monitoring and control device is functionally connected to a flight control function and functionally connected to each hydraulic pump
  • the monitoring and control device has a function which, in response to a signal from the flight control function indicating a cruise operating condition of the aircraft, sends a command signal to each hydraulic pump of a hydraulic system for disconnecting the latter Hydraulic pumps are driven by two different driven by one engine hydraulic system.
  • a method for reconfiguring or adjusting a hydraulic system of an aircraft, wherein a monitoring and control device of the aircraft is responsive to a signal from a flight control function indicative of a cruise operating condition, a command signal to two respective hydraulic pumps driving two different hydraulic systems, is sent to their shutdown, the hydraulic pumps are mechanically coupled to each one of two different engines and each case as one of a plurality of hydraulic pumps to each one of the two different engines.
  • the two hydraulic pumps of a hydraulic supply system which have been switched off due to the signal due to a cruising operating state, are switched back on as soon as a flight phase with increased energy and safety requirement is initiated or reached.
  • an aircraft monitoring and control device displays activation signals for engagement with a signal from an aircraft system function indicative of damage to one of a plurality of engines of the aircraft sends the two clutches to the hydraulic drive, which is assigned to the non-failed engine.
  • a method for reconfiguring or adjusting a hydraulic system of an aircraft in which a monitoring and control device of the aircraft monitors the coupling state of the clutches of the hydraulic drives and the monitoring and control device respectively to the hydraulic drive, the non-failed Engine is assigned: does not send an activation signal to activate one of the clutches of the hydraulic drive when the monitoring and control device considers both clutches of the hydraulic drive engaged;
  • the object of the invention is to provide a hydraulic drive, a hydraulic supply device, an aircraft with such a hydraulic supply device and a method for configuring a hydraulic supply device, with or with which an advantageous safety concept for an aircraft can be realized.
  • FIG. 1 shows a functional representation of an embodiment of a hydraulic supply device having a first hydraulic system and a second hydraulic system for supplying consumers coupled thereto;
  • FIG. 2 shows a side view of an engine with a shaft provided according to an exemplary embodiment of the invention for connecting an output shaft of the engine to a hydraulic drive
  • Figure 3 is a schematic sectional view of an embodiment of a hydraulic drive according to the invention with a transmission, a transmission drive shaft for coupling the transmission with an engine shaft, with two Engine pumps for operating in each case a hydraulic system and with two clutches, one of which is assigned to an engine pump.
  • the solutions according to the invention are in particular for an aircraft F with a first engine 1 and a second engine 2, which are attached to each one of the two wings 3 and 4, and with trolleys such as a nose gear and a main landing gear 5, which retractable by means of an adjustment mechanism and designed executable.
  • the aircraft F has a hydraulic supply device H with a first hydraulic system A and a second hydraulic system B.
  • a first hydraulic drive 10 and a second engine 2 are associated with a first engine 1.
  • the first hydraulic drive 10 is assigned to a first engine 1 and the second hydraulic drive 20 to a second engine 2.
  • the first hydraulic drive 10 is driven via a first drive shaft 1a from the first engine 1 and the second hydraulic drive 20 via a second drive shaft 2a from the second engine 2.
  • the drive shaft 1a, 2a is coupled to an engine shaft or turbine shaft and in particular a load transmission shaft of the respective associated engine 1, 2 and thus driven by the engine 1 and 2 respectively.
  • the drive shaft 1a, 2a can be coupled via a transmission with the respective engine shaft.
  • the first hydraulic drive 10 provided for the hydraulic supply device has a first hydraulic pump 11 and a second hydraulic pump 12 which can each be driven via the first drive shaft 1a.
  • One of the hydraulic pumps 11, 12 or each of the hydraulic pumps 11, 12 of the first hydraulic drive 10 is coupled via a respective clutch to a transmission 13 of the first hydraulic drive 10.
  • the second hydraulic drive 20 has a first hydraulic pump 21 and a second hydraulic pump 22 on, which can be driven via the second drive shaft 2a, and at least one of the hydraulic pumps 21, 22 of the second hydraulic drive 2 is coupled via a respective clutch to a transmission 23 of the second hydraulic drive 2.
  • the respective first hydraulic pump 11, 21 and the respective second hydraulic pump 12, 22 each have a connection for a pressure line and a connection for a suction line of a hydraulic system and in each case a hydraulic pump drive shaft.
  • the respective first hydraulic pump 11, 21 via the connection for the pressure line and a connection for the suction line to a first hydraulic system A and the respective second hydraulic pump 12, 22 also via such a connection for the pressure line and a connection for the suction line to a second hydraulic system B are connected.
  • the hydraulic supply device H has a first and a second hydraulic system A, B for operating actuators of the aircraft and a monitoring and control device (not shown in the figures) for controlling the hydraulic drives of the hydraulic supply device H to their operating conditions monitor, adjust and / or change.
  • a first hydraulic drive 10 driven by a first engine 1 and a second hydraulic drive 20 driven by a second engine 2 are provided.
  • the engines are mounted on the aircraft on opposite sides relative to the aircraft longitudinal axis, preferably in a symmetrical manner.
  • Each hydraulic drive 10, 20 has: a transmission drive shaft 1a or 2a for coupling to an engine output shaft of the respectively associated engine 1 or 2, two coupled to a transmission output shaft hydraulic pumps 11, 12 and 21, 22 with each of a connecting device 41 or 42 for connecting the hydraulic pump to the pressure line and the suction line of a hydraulic system A and B, respectively.
  • the transmission input shaft 1a or 2a may be identical to the engine output shaft or generally engine shaft.
  • the respective first hydraulic pumps 11, 21 each have a connection device for the pressure line and suction line of the respective hydraulic pump on the first hydraulic system A or hydraulic line system and likewise the respective second hydraulic pumps 12, 22 each with a connection device for the pressure line and suction line of the respective hydraulic pump connected to the second hydraulic system B or hydraulic line system.
  • each hydraulic drive 10, 20 has a hydraulic pump 11, 21 for operating the first hydraulic system A and a second hydraulic pump 12, 22 for operating the second hydraulic system B.
  • each hydraulic system A, B a plurality of consumers are supplied and driven, which can be in particular actuators A1, A2, A3, A4 or B1, B2, B3, B4 or one or more suspension adjustment mechanisms A5 and B5.
  • the chassis adjustment mechanisms A5 and B5 may be in particular a mechanism for extending and retracting a nose landing gear and / or mechanisms for extending and retracting the main landing gear of the aircraft.
  • each hydraulic drive 10, 20 is arranged with two hydraulic pumps 11, 12 and 21, 22, the clutches and the adjusting gear on an engine pylon and outside of the engine burst range EB of the aircraft F.
  • engine-burst region EB is understood as the region in which engine parts fly with a technically relevant probability when the engine breaks down during operation due to engine damage (engine burst case).
  • the engine burst region (EB) is considered as the region located in front of a conical shell of a right circular cone whose tip is at the center of the rearmost turbine wheel of the engine, in the vicinity of the respective hydraulic drive 10, 20 is arranged, and whose half opening angle is 10 degrees.
  • each hydraulic drive 10, 20 is realized as a structural unit.
  • a hydraulic drive 10, 20 may be structurally integrated in a housing.
  • hydraulic supply device H With the hydraulic supply device H according to the invention, a hydraulic supply of an aircraft with low expenditure on equipment and thus minimum error rate can be realized, which at the same time the usual safety requirements can fulfill.
  • a hydraulic supply device H can be used in particular a hydraulic drive according to the invention.
  • FIG. 2 shows an embodiment of a first hydraulic drive 10 as an example.
  • the second hydraulic drive 20 which is arranged on a different engine than the first hydraulic drive 10, constructed to be identical to the first hydraulic drive 10.
  • the first hydraulic drive 10 has a transmission 13, as the transfer case and can be designed as a variable speed or as a transmission with fixed or constant translation.
  • the drive shaft may be identical to a connecting shaft which is coupled to an engine shaft or load transmission shaft.
  • the first hydraulic pump 11 is coupled via a coupling 15 and the second hydraulic pump 12 via a coupling 16 to the output shaft 14 of the variable-speed transmission 13.
  • the clutches 15, 16 may each be part of the hydraulic pump.
  • the clutches 15, 16 are disposed outside of the hydraulic pumps 11, 12 and the transmission 13 within the transmission housing 13a.
  • the first clutch 15 couples a transmission-side shaft 31a and a pump drive shaft 17 of the first hydraulic pump 11, wherein the transmission-side shaft 31a is non-rotatably connected to an output shaft 14 of the transmission 13.
  • the second clutch 16 couples a transmission-side shaft 32a and a pump drive shaft 18 of the second hydraulic pump 12, the transmission-side shaft 32a being rotationally coupled via an intermediate gear 33 to an output shaft 14 of the transmission 13.
  • the intermediate gear 33 identical hydraulic pumps 11, 12 can be used in the hydraulic drive 10, 20.
  • the transmission-side shaft 32a of the second clutch 16 may also be coupled directly to an output shaft 14 of the transmission 13.
  • the second hydraulic pump 12 may also be located on one side of the transmission 13, which is located opposite to the side on which the first hydraulic pump 11 is arranged.
  • more than two hydraulic pumps are arranged in a hydraulic drive 10, 20, which are each rotationally coupled to the output shaft of the transmission 13.
  • the hydraulic pumps provided according to the invention can in particular have a power range between 100 and 200 liters / min. In special applications, however, a power range between 50 and 200 liters / min can be provided.
  • the clutches 15, 16 are generally designed as electrically switchable clutches and are functionally connected to a monitoring and control device that can generate commands for adjusting the clutches 15, 16 and send to change the respective adjustment state of the clutches to this.
  • a clutch 15, 16 By decoupling a clutch 15, 16, ie the displacement of a clutch in its uncoupled state, the associated hydraulic pump 11 and 12 is no longer driven by the engine to which the associated gear 13 is coupled.
  • the electrical control of the clutch allows in particular any engagement and disengagement even during the flight.
  • the clutches 15, 16 have in particular also a sensor device or sensors which are functionally connected to the monitoring and control device and on query by the monitoring and control device or automatically and these and the status of whether the clutch in its coupled or uncoupled state, give feedback.
  • the clutch 15, 16 or the clutch device is externally switched from the type, ie switchable by a monitoring and control device or other signal generator, and may be designed as a magnetic coupling or viscous coupling.
  • One of the two pumps of a hydraulic system can be disengaged during flight phases with lower power requirements and be engaged by an automatic or the pilots when needed again. As a result, fuel savings and less wear on the hydraulic pumps can be achieved.
  • the coupling may in particular comprise a torque limiting device.
  • the clutch can thus act as overload protection by slipping at too high torque and thus protects the pump and the engine from damage. Furthermore, with appropriate functions of the monitoring and control device and system components, in certain cases, and in particular when it is determined that the hydraulic pressure in a hydraulic system, in spite of running hydraulic pumps, e.g. due to fluid loss in the fluid reservoir of the hydraulic system falls below a predetermined minimum value, the hydraulic pumps connected to this hydraulic system are switched off in order to prevent any damage to the hydraulic pumps as far as possible.
  • the clutch as a switchable clutch can be designed in particular as a viscous coupling.
  • the hydraulic pumps 15, 16 for the hydraulic pumps, it is possible to arrange the hydraulic pumps on an engine and yet in a safe area thereof, thereby providing the drive of the hydraulic pumps through the engine.
  • the hydraulic pumps driven by an engine can be arranged outside the engine burst area.
  • only one of two hydraulic pumps is associated with a clutch, ie in this case only one of the two pumps can be decoupled from the engine shaft.
  • the transmission 13 of the hydraulic system 10, 20 may have a speed control with the aim of keeping the pump speed constant in the entire range of engine speed or at least in a predetermined speed range.
  • the speed of the pumps can thus be kept constant regardless of the engine speed.
  • a control unit or control unit which is operatively connected to the setting of the ratio of the transmission with this, as well as in the pump drive of the hydraulic pump integrated Drehiereaufêt, which is functionally connected to the transmission control unit, may be provided, wherein in the control unit Target speed or a target speed range is specified or supplied to the control unit and the transmission operation and time dependent so controls and adjusts that the hydraulic pump maintains a target speed with allowable deviations or a target speed range.
  • the transmission in the version as a variable speed can be designed as a thrust transmission.
  • the transmission is integrated in a transmission housing 13a.
  • the clutches when located outside the hydraulic pump housings, may be mounted in the transmission housing or on the transmission housing 13a.
  • the speed controller can be designed as an electronic control device with an actuator for adjusting the transmission.
  • the regulator device with the actuating device can be integrated within the transmission housing 13a or integrated in a regulator housing (not shown in the figure) attached to the transmission housing 13a and flanged to it, for example.
  • the transfer case, with which a transmission output shaft 14 is coupled as an input shaft to the two clutches 15, 16, can also be integrated within the transmission housing 13 a or in one of the Gear housing 13a attached and eg flanged to this transfer case housing (not shown in the figure) to be integrated.
  • the transmission controller may also be a functional part of the monitoring and control device, so that the monitoring and control device only sends positioning commands to the transmission 13 to adjust this.
  • the transmission drive shaft 1 a is coupled to a transfer case, which transmits the rotation of the transmission drive shaft 1 a to two input shafts 31 a, 32 a for the clutches 15 and 16 respectively.
  • the hydraulic pumps 11, 12 may include a speed controller as described in the paragraphs above.
  • the hydraulic supply device H has a first A and a second B hydraulic system, in particular for operating actuators of the aircraft, a monitoring and control device and two hydraulic drives.
  • a first hydraulic drive 10 is provided for coupling to an engine shaft of a first engine 1 and a second hydraulic drive 20 for coupling to an engine shaft of a second engine 2. It is provided in particular that the first engine 1 and the second engine 2 with respect to the aircraft longitudinal axis are arranged on opposite sides to each other.
  • Each hydraulic drive 10, 20 in this case has: a transmission drive shaft 1a; 2a for coupling the respective hydraulic drive 10, 20 to an engine output shaft of the respective associated engine 1; 2, two to a transmission output shaft coupled hydraulic pumps 11, 12 and 21, 22, each with a connecting device 41 and 42 for connecting the hydraulic pump to the pressure line and the suction line of a hydraulic system A, B.
  • the hydraulic drives 10, 20 after one of the inventively provided for these embodiments be formed.
  • an aircraft F is provided with a hydraulic supply device H and with two engines 1, 2 each mounted on an engine pylon, with a plurality of hydraulic systems A, B for operating actuators of the aircraft and a monitoring and control device provided for adjusting the hydraulic systems.
  • the hydraulic supply device H has: a hydraulic drive coupled to an engine 1, 2 via a drive shaft, which is located on an engine pylon and outside of the turbine engine (engine burst) region and / or behind the engine burst region EB of the engine respective engine 1; 2 is arranged.
  • Attachment to an engine pylon means that the hydraulic drive 10, 20 is mounted on a support member, and particularly within the engine pylon.
  • an adjusting or transfer case of the hydraulic drive may be mounted on the pylon.
  • the engine burst area EB is the area where the effects of engine damage with technically relevant likelihood can take effect.
  • the engine-burst region EB is located in particular in an area in front of a conical surface of a straight circular cone whose tip is located in the center of the rearmost turbine wheel of the engine and whose half opening angle ⁇ has at least 10 degrees.
  • the hydraulic supply device H may be formed according to one of the embodiments described herein.
  • the hydraulic drives of the hydraulic supply device H may be formed according to one of the embodiments described herein.
  • the aircraft according to the invention has at least one engine, which in particular can be a gas turbine engine. Furthermore, an accessory for converting mechanical shaft power of the engine into electrical, hydraulic and / or pneumatic energy can also be arranged on the transmission.
  • the hydraulic drive with or without the auxiliary unit can be fastened to the airframe of the aircraft outside the engine burst area and fire zone of the engine, whereby the airframe is understood in particular to be the supporting structure, fuselage and tail unit or the engine carrier.
  • an aircraft with at least one engine 1, 2, which may be in particular a gas turbine engine, and an airframe (Figure 3).
  • At the Airframe and in particular on the engine pylon 50 is at least one accessory 51, 52 attached to the conversion of mechanical shaft power of the engine 1, 2 in electrical, hydraulic and / or pneumatic energy.
  • the supply of the auxiliary unit 51, 52 takes place with mechanical shaft power via a drive connection 55, which is coupled to a drive or power transmission shaft of the engine 1.
  • the engine 1 is attached via an engine support or engine pylon 50 in front of and below a wing 54 of the airframe 56 of the aircraft F.
  • the accessories may be coupled to a transmission 13 that may be designed according to one embodiment of the invention and that may be driven by the drive connection 55, preferably in the form of a transmission drive shaft that is rotationally coupled to an engine shaft or power transmission shaft of the engine.
  • the transmission 13 may in particular be coupled to the low-pressure compressor of an engine (fan-mounted).
  • an electric generator 51 and a hydraulic pump 52 or more thereof may be provided which can be used in a hydraulic supply device H according to the invention.
  • a first end section 62 of the drive connection 55 can in this case be connected to the transmission 64 (Gearbox) associated with the engine 1 and a second end section 66 to the transmission 13 carrying the auxiliary devices 51, 52.
  • the drive shaft 1 a can run obliquely to a longitudinal axis L of the engine 1.
  • the drive connection 55 may also comprise two shaft sections 55a, 55b which are connected or coupled via an angle drive 68 attached to the airframe 56 on or within the engine carrier 50.
  • a first shaft portion 55a of the drive connection 55 in the illustrated embodiment extends approximately perpendicular and a second shaft portion 55b substantially parallel to the longitudinal axis L of the engine 4.
  • the shaft portions 55a, 55b are at an angle to each other.
  • a first end portion 71 of the first shaft portion 55a may be coupled to the engine shaft or an engine gearbox 64 and a second end portion 72 may be coupled to the angle driver 68.
  • a first end portion 73 of the second shaft portion 55b is coupled to the angle drive 68 and a second end portion 74 is coupled to the transmission 13.
  • the drive connection 55 can also generally comprise at least two shaft sections 55a, 5b be formed, which are each connected to each other via a gear or an angle drive.
  • the shaft sections 22a, 22b can continue to run at any angle to each other.
  • the drive connection 55, an angle drive 68, the transmission 13 and / or a secondary transmission, a coupling device assigned or upstream or downstream, with the disengagement and / or engagement of said components is possible.
  • several hydraulic pumps or generators can be operated in parallel as ancillary units, so that the reliability of the entire system can be significantly increased.
  • the monitoring and control device is functionally connected to a flight control function and functionally connected to each of at least two hydraulic pump of a hydraulic drive, wherein in each case at least one such hydraulic drive on two different engines is arranged and driven by the respective engine.
  • the monitoring and control device communicates according to an embodiment of the invention in a manner with the flight control function that sends a signal to the monitoring and control device when the aircraft is in cruising flight. This can be specified manually for the flight control function or it can be provided that the flight control function automatically determines a cruising operating state. To determine a cruise operating condition, sensor values may be used, such as a determined altitude.
  • the signal indicating a cruising operating state of the aircraft can be generated by the flight control function as soon as the ascertained altitude falls below a predetermined altitude. Due to the receipt of the signal indicating a cruising operating state of the aircraft by the monitoring and control device, this generates a command signal for switching off hydraulic pumps.
  • This shutdown signal then sends the monitoring and control device to a respective hydraulic pump of two hydraulic systems 10, 20 according to an embodiment of the invention, which are arranged on two different engines 1, 2, wherein on each hydraulic system 10, 20 two or more than two of the respective Engine 1, 2 driven hydraulic pumps 11, 12 are integrated. Alternatively, it can also be provided that only at a hydraulic system 10, 20, a hydraulic pump is switched off.
  • a hydraulic pump 11, 12 of a hydraulic system By switching off a hydraulic pump 11, 12 of a hydraulic system to one or more engines 1, 2, the fuel consumption in cruising flight is reduced.
  • these hydraulic pumps can be reactivated or switched on by the monitoring and control device, ie, put into operation, when the monitoring and control device has received a signal for leaving the cruise. In the example mentioned, this may be undershooting an altitude which represents the minimum cruise altitude for the aircraft between takeoff, landing or low flight and cruising flight.
  • the hydraulic pumps 11, 12 are designed such that they can be switched on and off by a monitoring and control device.
  • a method of reconfiguring or adjusting a hydraulic system of an aircraft wherein an aircraft monitoring and control device is responsive to a signal from a flight control function indicating the achievement of a low energy and safety requirement flight mode or cruising mode of operation , a command signal respectively to two hydraulic pumps 11, 12; 21, 22 which drive two different hydraulic systems A, B of a hydraulic supply system H, is sent to the shutdown.
  • the hydraulic pumps are mechanically coupled to one of two different engines 1, 2 and thereby in each case as one of a plurality of hydraulic pumps to each one of the two different engines 1, 2.
  • each hydraulic pump of two hydraulic drives which are driven by an engine, off or be switched on when more than two hydraulic drives are driven by an engine. It can be provided that these hydraulic drives operate two or more than two hydraulic systems of the aircraft. In the method is thus generally provided that the two hydraulic pumps 11, 12; 21, 22 of a hydraulic supply system H, which have been turned off due to the signal due to a cruise operating condition, are switched back on as soon as a Flight phase is initiated or achieved with increased energy and safety requirements.
  • the monitoring and control device may be designed so functional that the switching off of the hydraulic pumps 11, 12 of a hydraulic drive 10 is carried out alternately to achieve a substantially uniform wear of the two pumps.
  • the alternate turning on and off of two or more than two hydraulic pumps of a hydraulic drive may be provided on the basis of given time slices during cruise operation or from cruise to cruise.
  • the monitoring and control device can additionally have a monitoring function with which a state of the "defective" state is assigned to a hydraulic pump if the pressure switch in the pressure line which is connected to this hydraulic pump transmits a pressure value to the monitoring function during its operation of the hydraulic pump,
  • the monitoring and control device may be configured such that in this case the hydraulic pump rated as defective is no longer activated by the monitoring and control device At the same time it can be provided that the monitoring and control device no longer deactivates or deactivates that hydraulic pump which belongs to the hydraulic drive which is driven by the respective other engine and the same hydraulic line system A, B drives, which also drives the rated as "defective" hydraulic pump.
  • the monitoring and control device may include an engine burst reconfiguration function that detects an engine burst case, eg, by receiving a corresponding engine signal.
  • the monitoring and control device can assume an engine-burst case as given even if the pressure switch of two different hydraulic pumps of a hydraulic drive in a predetermined period indicate a drop in pressure in the pressure lines below a predetermined minimum pressure value.
  • the monitoring and drive device or the engine burst reconfiguration function may be configured to activate the hydraulic pumps drivable by the respective other and still intact engine. It can be provided that the monitoring and control device, only those hydraulic pumps sends an activation signal, of which it has a non-activated signal to turn them on, or that the monitoring and control device all hydraulic pumps of the other engine an activation signal sends to turn them on.
  • This may be provided in particular in conjunction with the function that makes a shutdown or switching on hydraulic pumps in cruise. This avoids that in the engine burst case, a hydraulic system A, B fails.
  • each of the two hydraulic systems A, B supplies actuators of retraction and extension mechanisms of landing gear of the aircraft.
  • the hydraulic systems A, B which are operated by the engine-driven hydraulic pumps, to actuate all the actuators of the retraction and extension mechanisms of the landing gear of the aircraft.
  • the trolleys are the e.g. be located below the junctions of the main wing on the fuselage main landing gear and the nose landing gear.
  • the hydraulic systems are operated exclusively by hydraulic pumps which are driven by the engines.
  • the invention provides the hydraulic drives with the hydraulic pump outside of the engine burst area EB and in particular to attach to the engine pylon. This makes it possible, in an engine burst case, to keep the hydraulic system responsible for the landing gear or the hydraulic system responsible for the landing gear at half power.
  • Each hydraulic system A, B has a liquid reservoir with a functionally connected to the monitoring and control device level sensor.
  • the filling level sensor transmits a signal to the monitoring and control device when a fill level minimum value is undershot.
  • the monitoring and control device has a function with which a signal of the level sensor is sent to the clutches of those hydraulic pumps which are connected to the one hydraulic system to which the one due to the undershooting of the minimum level value Liquid reservoir belongs to the level sensor that sent the signal.

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Abstract

Hydraulikantrieb (10, 20) für ein Flugzeug (F), aufweisend: ein Getriebe (13), eine erste Hydraulikpumpe (11; 21) und eine zweite Hydraulikpumpe (12; 22), wobei das Getriebe (13) in einem Getriebegehäuse (13a) eingebaut ist und wobei die erste Hydraulikpumpe (11; 21) und die zweite Hydraulikpumpe (12; 22) jeweils in einem Pumpengehäuse (11a; 12a) eingebaut sind, das an dem Getriebegehäuse (11a) angebracht ist, oder beide zusammen in einem Pumpengehäuse eingebaut sind, das an dem Getriebegehäuse (11a) angebracht ist; Hydraulikversorgungs-Vorrichtung mit einem ersten (A) und einem zweiten (B) Hydrauliksystem zum Betreiben von Stellantrieben des Flugzeugs und eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung, mit einem ersten Hydraulikantrieb (10) zur Ankopplung desselben an ein erstes Triebwerk (1) und einem zweiten Hydraulikantrieb (20) zur Ankopplung desselben an ein zweites Triebwerk (2) aufweist, wobei jeder Hydraulikantrieb (10, 20) aufweist: eine Getriebe-Antriebswelle (1a; 2a) zur Ankopplung des jeweiligen Hydraulikantriebes (10, 20) an eine Triebwerk-Ausgangswelle des jeweils zugeordneten Triebwerks (1; 2) und zwei an eine Getriebe-Ausgangswelle gekoppelte Hydraulikpumpen (11, 12; 21, 22) mit jeweils einer Anschlussvorrichtung (41, 42) zum Anschluss der Hydraulikpumpe an die Druckleitung und die Saugleitung eines Hydrauliksystems (A, B); Flugzeug mit einer solchen Hydraulikversorgungs-Vorrichtung sowie ein Verfahren zur Konfiguration einer Hydraulikversorgungs-Vorrichtung.

Description

Hydraulikantrieb, Hydraulikversorgungs-Vorrichtung, Flugzeug mit einer
Hydraulikversorgungs-Vorrichtung sowie Verfahren zur Konfiguration einer
Hydraulikversorgungs-Vorrichtung
Die Erfindung betrifft einen Hydraulikantrieb, eine Hydraulikversorgungs-Vorrichtung, ein Flugzeug mit einer solchen Hydraulikversorgungs-Vorrichtung sowie ein Verfahren zur Konfiguration einer Hydraulikversorgungs-Vorrichtung.
In der DE 692 08 257 T2 ist ein Mantelstromgasturbinentriebwerk beschrieben, das mittels eines Pylon an einem Flügel eines Flugzeugs aufgehängt ist. Eine Lastübertragungswelle wird dazu verwendet, Hilfsmaschinen des Flugzeugs anzutreiben. Dazu ist an der Lastübertragungswelle eine weitere Welle gekoppelt, die ein im Inneren eines Triebwerkspylon angeordneten Getriebes antreibt, an dem die Hilfsmaschinen angebracht sind.
Aus der DE 41 31 713 A1 ist beispielsweise ein Flugtriebwerk mit einem Kerntriebwerk und zwei Fanrotoren bekannt, bei dem eine im Eintrittsgehäuse des Hochdruckverdichters angeordnete und mit einer Hochdruckverdichterwelle des Kerntriebwerks (Core-Mounted) verbundene Geräteabtriebswelle (Power-Shaft) zur Übertragung von Wellenleistung an Nebenaggregate des Triebwerks und des Flugzeugs vorgesehen ist.
Diese Aufgabe wird mit den Merkmalen der unabhängigen Patentansprüche gelöst. Weitere Ausführungsformen sind in den auf diese rückbezogenen Unteransprüchen angegeben.
Erfindungsgemäß ist ein Hydraulikantrieb für ein Flugzeug vorgesehen, aufweisend:
ein Getriebe mit einer Getriebe-Antriebswelle zur Drehkopplung mit einer Triebwerk-Ausgangswelle eines dem Hydraulikantrieb zugeordneten Triebwerks und mit einer Getriebe-Abtriebswelle, eine erste Hydraulikpumpe und eine zweite Hydraulikpumpe, die jeweils einen Anschluss für eine Druckleitung und einen Anschluss für eine Saugleitung eines Hydrauliksystems und jeweils eine Hydraulikpumpen-Antriebswelle aufweisen, die jeweils mit der Getriebe-Abtriebswelle über eine Kopplungsvorrichtung in Verbindung stehen,
wobei das Getriebe in einem Getriebegehäuse eingebaut ist und wobei die erste Hydraulikpumpe und die zweite Hydraulikpumpe jeweils in einem Pumpengehäuse eingebaut sind, das an dem Getriebegehäuse angebracht ist, oder beide zusammen in einem Pumpengehäuse eingebaut sind, das an dem Getriebegehäuse angebracht ist .
Die Kopplungsvorrichtung zur Kopplung der ersten Hydraulikpumpe mit der Getriebe- Antriebswelle oder die Kopplungsvorrichtung zur Kopplung der zweiten Hydraulikpumpe mit der Getriebe-Abtriebswelle kann eine entkoppelbare Kupplung sein. Alternativ kann die Kopplungsvorrichtung zur Kopplung der ersten Hydraulikpumpe mit der Getriebe-Antriebswelle und die Kopplungsvorrichtung zur Kopplung der zweiten Hydraulikpumpe mit der Getriebe-Abtriebswelle (14) eine entkoppelbare Kupplung sein.
Dabei kann die erste Hydraulikpumpe und die zweite Hydraulikpumpe jeweils eine entkoppelbare und koppelbare Kupplung aufweisen. Alternativ dazu kann vorgesehen sein, dass die Hydraulikpumpen jeweils eine Pumpen-Antriebswelle aufweisen, von denen zumindest eine über jeweils eine im Getriebegehäuse (13a) angeordnete Kupplung mit der Getriebe-Antriebswelle koppelbar oder von dieser entkoppelbar ist.
Bei diesem Ausführungsbeispiel kann insbesondere vorgesehen sein, dass das Getriebe aufweist:
ein erstes Übertragungsrad, das drehfest mit der Getriebe-Abtriebswelle gekoppelt ist, ein Zwischenrad, das mit dem ersten Übertragungsrad drehgekoppelt ist und ein zweites Übertragungsrad, das mit dem Zwischenrad drehgekoppelt ist, eine erste Kupplung, mit der die Pumpen-Antriebswelle der ersten Hydraulikpumpe mit dem ersten Übertragungsrad koppelbar und von diesem entkoppelbar ist,
eine zweite Kupplung, mit der die Pumpen-Antriebswelle der zweiten Hydraulikpumpe mit dem zweiten Übertragungsrad koppelbar und von diesem entkoppelbar ist.
Die Hydraulikpumpen können ein verstellbares Getriebe aufweisen. Auch bei der alternativen Ausführungsform mit einem außerhalb der Hydraulikpumpen vorgesehenen Getriebe kann das Getriebe verstellbar sein. Insbesondere kann das Getriebe ein Schubgliedergetriebe sein.
Weiterhin kann vorgesehen sein, dass die Hydraulikpumpen durch eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung einschaltbar und abschaltbar sind.
Erfindungsgemäß ist auch eine Hydraulikversorgungs-Vorrichtung eines Flugzeugs mit einem ersten und einem zweiten Hydrauliksystem zum Betreiben von Stellantrieben des Flugzeugs und eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung vorgesehen, wobei die Hydraulikversorgungs-Vorrichtung einen ersten Hydraulikantrieb zur Ankopplung desselben an ein erstes Triebwerk und einen zweiten Hydraulikantrieb zur Ankopplung desselben an ein zweites Triebwerk aufweist, wobei jeder Hydraulikantrieb aufweist: eine Getriebe-Antriebswelle zur Ankopplung des jeweiligen Hydraulikantriebes an eine Triebwerk-Ausgangswelle des jeweils zugeordneten Triebwerks, zwei an eine Getriebe-Ausgangswelle gekoppelte Hydraulikpumpen mit jeweils einer Anschlussvorrichtung zum Anschluss der Hydraulikpumpe an die Druckleitung und die Saugleitung eines Hydrauliksystems. Dabei kann auch vorgesehen sein, dass das Getriebe jeweils eine Kupplungsvorrichtung aufweist, mit der ein Ein- oder Auskuppeln von einer der beiden Hydraulikpumpen und der jeweils zugehörigen Getriebe- Abtriebswelle (1a, 1b) mittels einer Betätigungsvorrichtung erfolgen kann. Das Getriebe kann jeweils zwei Kupplungsvorrichtungen aufweisen, mit der ein Ein- oder Auskuppeln beider Hydraulikpumpen und der jeweils zugehörigen Getriebe-Antriebswelle mittels einer Betätigungsvorrichtung erfolgen kann. Weiterhin kann vorgesehen sein, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung auf ein Signal, das diese aufgrund des Ausfall eines der beiden Triebwerke empfängt, Aktivierungssignale zum Einkuppeln der beiden Kupplungen an den Hydraulikantrieb sendet, der dem nicht ausgefallenen Triebwerk zugeordnet ist.
Alternativ dazu kann vorgesehen sein, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung den Kupplungszustand der Kupplungen der Hydraulikantriebe überwacht und dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung jeweils an den Hydraulikantrieb, der dem nicht ausgefallenen Triebwerk zugeordnet ist:
wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung beide Kupplungen des Hydraulikantriebs als eingekuppelt ansieht, kein Aktivierungssignal zur Aktivierung einer der Kupplungen des Hydraulikantriebs sendet,
wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine der Kupplungen des Hydraulikantriebs als ausgekuppelt ansieht, ein Aktivierungssignal zur Einkupplung dieser Kupplung an den jeweiligen Hydraulikantrieb sendet,
wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung beide Kupplungen des Hydraulikantriebs als ausgekuppelt ansieht, an beide Kupplungen des jeweiligen Hydraulikantriebs jeweils ein Aktivierungssignal zur Aktivierung beider Kupplungen zur Einkupplung beider Kupplungen sendet.
Bei diesen Ausführungsformen kann weiterhin vorgesehen sein,
dass in der Druckleitung stromabwärts jeder Hydraulikpumpe jeweils ein Druckschalter angeordnet ist, der funktional mit der Überwachungs- und Ansteuervorrichtung gekoppelt ist und der ein Signal an diese sendet, wenn der Hydraulikdruck in der Leitung eines Hydrauliksystems einen vorbestimmten Druck-Sollwert unterschreitet,
dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine Funktion aufweist, mit der auf ein Signal des Druckschalters aufgrund der Unterschreitung des Druck- Sollwertes in der Druckleitung einer Hydraulikpumpe in Strömungsrichtung hinter dieser ein Steuersignal an diejenige Kupplung zur Auskupplung der jeweiligen Hydraulikpumpe sendet, die derjenigen Hydraulikpumpe zugeordnet ist, die an der Saugleitung mit dem Druckschalter, der das Signal gesendet hat.
Weiterhin kann für die Hydraulikversorgungs-Vorrichtung vorgesehen sein,
dass jedes Hydrauliksystem einen Flüssigkeits-Vorratsbehälter mit einem mit der Überwachungs- und Ansteuervorrichtung funktional verbundenen Füllstandssensor aufweist, der ein Signal an die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung sendet, wenn ein Füllstands-Minimalwert unterschritten wird,
dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine Funktion aufweist, mit der auf ein Signal des Füllstandssensors aufgrund der Unterschreitung des Füllstands-Minimalwerts ein Steuersignal an die Kupplungen derjenigen Hydraulikpumpen gesendet wird, die an dasjenige Hydrauliksystem angeschlossen sind, zu dem der Flüssigkeits-Vorratsbehälter mit dem Füllstandssensor gehört, der das Signal gesendet hat.
Die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung kann generell mit jeder Hydraulikpumpe funktional verbunden sein und eine Funktion aufweisen, mit der die Überwachungsund Ansteuervorrichtung ein Ansteuerungssignal an jede Hydraulikpumpe senden kann, aufgrund der die Hydraulikpumpe abgeschaltet wird.
Auch kann bei den erfindungsgemäßen Ausführungsformen der Hydraulikversorgungs- Vorrichtung vorgesehen sein, dass jedes der zwei Hydrauliksysteme Anschlussvorrichtungen zur Versorgung der Stellantriebe von Einzieh- und Ausfahrmechanismen von Fahrwerken des Flugzeugs aufweist.
Das Getriebe kann ein Verteilergetriebe und die Hydraulikpumpen drehzahlgeregelt sein.
Weiterhin kann vorgesehen sein, dass das Getriebe ein Verstellgetriebe ist, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine Funktion aufweist, mit der der Hydraulikpumpe eine Soll-Drehzahl oder ein Soll-Drehzahlbereich vorgegeben wird, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung die Soll-Drehzahl oder den Soll- Drehzahlbereich einem mit dem Getriebe funktional verbundenen Getriebe-Regler übermittelt, und dass der Getriebe-Regler derart gestaltet ist, dass dieser das Getriebe derart regelt, dass die jeweilige Hydraulikpumpe die vorgegebene Solldrehzahl oder den vorgegebenen Soll-Drehzahlbereich einhält.
Das erfindungsgemäße Hydraulikversorgungs-Vorrichtung kann generell zwei oder mehr als zwei Hydraulikantriebe nach einer erfindungsgemäßen Ausführungsform aufweisen.
Nach einem weitern Aspekt der Erfindung ist ein Flugzeug mit einer Hydraulikversorgungs-Vorrichtung und mit zwei jeweils an einem Triebwerks-Pylon angebrachten Triebwerken vorgesehen, mit mehreren Hydrauliksystemen zum Betreiben von Stellantrieben des Flugzeugs und einer Überwachungs- und Ansteuervorrichtung zur Einstellung der Hydrauliksysteme, wobei die Hydraulikversorgungs-Vorrichtung aufweist: einen an ein Triebwerk über eine Antriebswelle gekoppelten Hydraulikantrieb, wobei der Hydraulikantrieb an einem Triebwerks-Pylon und hinter dem Engine-Burst-Bereich des jeweiligen Triebwerks angeordnet ist.
Insbesondere ist vorgesehen, dass der Engine-Burst-Bereich in einem Bereich vor einem Kegelmantel eines geraden Kreiskegels gelegen ist, deren Spitze im Mittelpunkt des hintersten Turbinenrads des Triebwerks liegt und deren halber Öffnungswinkel α 10 Grad beträgt.
Das Flugzeug kann insbesondere eine Hydraulikversorgungs-Vorrichtung nach einer erfindungsgemäßen Ausführungsform aufweisen.
Dabei kann vorgesehen sein,
dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung funktional mit einer Flugsteuerungsfunktion und funktional mit jeder Hydraulikpumpe verbunden ist,
dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine Funktion aufweist, die auf ein Signal von der Flugsteuerungsfunktion, das einen Reiseflug-Betriebszustand des Flugzeugs anzeigt, ein Kommandosignal an jeweils eine Hydraulikpumpe eines Hydrauliksystems zu deren Abschaltung sendet, wobei die Hydraulikpumpen zwei unterschiedlichen von jeweils einem Triebwerk angetriebenen Hydrauliksystem angetrieben wird.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Verfahren zur Rekonfiguration oder Einstellung eines Hydrauliksystems eines Flugzeugs vorgesehen, bei dem eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung des Flugzeugs auf ein Signal von einer Flugsteuerungsfunktion, das einen Reiseflug-Betriebszustand anzeigt, ein Kommandosignal jeweils an zwei Hydraulikpumpen, die zwei unterschiedliche Hydrauliksysteme antreiben, zu deren Abschaltung gesendet wird, wobei die Hydraulikpumpen mechanisch an jeweils einem von zwei unterschiedlichen Triebwerken und dabei jeweils als eine von mehreren Hydraulikpumpen an jeweils einem der zwei unterschiedlichen Triebwerke angekoppelt sind.
Dabei kann vorgesehen sein, dass die zwei Hydraulikpumpen eines Hydraulikversorgungs-Systems, die aufgrund des Signals aufgrund eines Reiseflug- Betriebszustands abgeschaltet worden sind, wiedereingeschaltet werden, sobald eine Flugphase mit erhöhten Energie- und Sicherheitserfordernis eingeleitet wird oder erreicht ist.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Verfahren zur Rekonfiguration oder Einstellung eines Hydrauliksystems eines Flugzeugs vorgesehen, bei dem eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung des Flugzeugs auf ein Signal von einer Flugzeugsystemfunktion, das einen Schaden an einem von mehreren Triebwerken des Flugzeugs anzeigt, Aktivierungssignale zum Einkuppeln der beiden Kupplungen an den Hydraulikantrieb sendet, der dem nicht ausgefallenen Triebwerk zugeordnet ist.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Verfahren zur Rekonfiguration oder Einstellung eines Hydrauliksystems eines Flugzeugs vorgesehen, bei dem eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung des Flugzeugs den Kupplungszustand der Kupplungen der Hydraulikantriebe überwacht und die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung jeweils an den Hydraulikantrieb, der dem nicht ausgefallenen Triebwerk zugeordnet ist: kein Aktivierungssignal zur Aktivierung einer der Kupplungen des Hydraulikantriebs sendet, wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung beide Kupplungen des Hydraulikantriebs als eingekuppelt ansieht,
ein Aktivierungssignal zur Einkupplung dieser Kupplung an den jeweiligen Hydraulikantrieb sendet, wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine der Kupplungen des Hydraulikantriebs als ausgekuppelt ansieht,
an beide Kupplungen des jeweiligen Hydraulikantriebs jeweils ein Aktivierungssignal zur Aktivierung beider Kupplungen zur Einkupplung beider Kupplungen sendet, wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung beide Kupplungen des Hydraulikantriebs als ausgekuppelt ansieht.
Aufgabe der Erfindung ist, einen Hydraulikantrieb, eine Hydraulikversorgungs- Vorrichtung, ein Flugzeug mit einer solchen Hydraulikversorgungs-Vorrichtung sowie ein Verfahren zur Konfiguration einer Hydraulikversorgungs-Vorrichtung bereitzustellen, mit dem oder mit der ein vorteilhaftes Sicherheitskonzept für ein Flugzeug realisierbar ist.
Im Folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung an Hand der beigefügten Figuren beschrieben, die zeigen:
Figur 1 eine Funktionsdarstellung einer Ausführungsform einer Hydraulikversorgungs-Vorrichtung mit einem ersten Hydrauliksystem und einem zweiten Hydrauliksystem zur Versorgung von an dieser angekoppelten Verbrauchern,
Figur 2 eine Seitenansicht eines Triebwerks mit einer nach einem Ausführungsbeispiel der Erfindung vorgesehenen Welle zur Verbindung einer Ausgangswelle des Triebwerks mit einem Hydraulikantrieb,
Figur 3 eine schematische Schnittdarstellung einer erfindungsgemäßen Ausführungsform eines Hydraulikantriebs mit einem Getriebe, einer Getriebe- Antriebswelle zur Kopplung des Getriebes mit einer Triebwerkswelle, mit zwei Triebwerkspumpen zum Betreiben jeweils eines Hydrauliksystems und mit zwei Kupplungen, von denen jeweils eine einer Triebwerkspumpe zugeordnet ist.
Die erfindungsgemäßen Lösungen sind insbesondere für ein Flugzeug F mit einem ersten Triebwerk 1 und einem zweiten Triebwerk 2, die an jeweils einem der beiden Flügel 3 bzw. 4 angebracht sind, und mit Fahrwerken wie einem Bugfahrwerk und einem Hauptfahrwerk 5, die mittels einer Verstellmechanik einziehbar und ausführbar gestaltet sind. Das Flugzeug F weist eine Hydraulikversorgungs-Vorrichtung H mit einem ersten Hydrauliksystem A und einem zweiten Hydrauliksystem B auf. Weiterhin sind einem erstem Triebwerk 1 ein erster Hydraulikantrieb 10 und einem zweiten Triebwerk 2 ein zweiter Hydraulikantrieb 20 zugeordnet.
Nach der Erfindung ist, wie auch in der schematischen Funktionsdarstellung einer Ausführungsform einer Hydraulikversorgungs-Vorrichtung nach der Figur 2 gezeigt, der erste Hydraulikantrieb 10 einem ersten Triebwerk 1 und der zweite Hydraulikantrieb 20 einem zweiten Triebwerk 2 zugeordnet. Dabei wird der erste Hydraulikantrieb 10 über eine erste Antriebswelle 1 a von dem ersten Triebwerk 1 und der zweite Hydraulikantrieb 20 über eine zweite Antriebswelle 2a von dem zweiten Triebwerk 2 angetrieben. Die Antriebswelle 1a, 2a ist mit einer Triebwerkwelle oder Turbinenwelle und insbesondere einer Lastübertragungswelle des jeweils zugeordneten Triebwerks 1 , 2 gekoppelt und somit von dem Triebwerk 1 bzw. 2 angetrieben. Die Antriebswelle 1a, 2a kann über ein Getriebe mit der jeweiligen Triebwerkwelle gekoppelt sein.
Für die Hydraulikversorgungs-Vorrichtung können insbesondere Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Hydraulikantriebs 10, 20 vorgesehen sein. Ein Ausführungsbeispiel der Hydraulikversorgungs-Vorrichtung wird an Hand der Figur 1 beschrieben: Der für die Hydraulikversorgungs-Vorrichtung vorgesehene erste Hydraulikantrieb 10 weist eine erste Hydraulikpumpe 11 und eine zweite Hydraulikpumpe 12 auf, die jeweils über die erste Antriebswelle 1a angetrieben werden können. Eine der Hydraulikpumpen 11 , 12 oder jede der Hydraulikpumpen 11 , 12 des ersten Hydraulikantriebs 10 ist über jeweils eine Kupplung an ein Getriebe 13 des ersten Hydraulikantriebs 10 gekoppelt. In analoger Weise weist der zweite Hydraulikantrieb 20 eine erste Hydraulikpumpe 21 und eine zweite Hydraulikpumpe 22 auf, die über die zweite Antriebswelle 2a angetrieben werden können, und ist zumindest eine der Hydraulikpumpen 21 , 22 des zweiten Hydraulikantriebs 2 über jeweils eine Kupplung an ein Getriebe 23 des zweiten Hydraulikantriebs 2 gekoppelt. Die jeweils erste Hydraulikpumpe 11 , 21 und die jeweils zweite Hydraulikpumpe 12, 22 weisen jeweils einen Anschluss für eine Druckleitung und einen Anschluss für eine Saugleitung eines Hydrauliksystems und jeweils eine Hydraulikpumpen-Antriebswelle auf. Somit kann die jeweils erste Hydraulikpumpe 11 , 21 über den Anschluss für die Druckleitung und einen Anschluss für die Saugleitung an ein erstes Hydrauliksystem A und die jeweils zweite Hydraulikpumpe 12, 22 ebenfalls über einen solchen Anschluss für die Druckleitung und einen Anschluss für die Saugleitung an ein zweites Hydrauliksystem B angeschlossen werden.
Die erfindungsgemäße Hydraulikversorgungs-Vorrichtung H weist ein erstes und ein zweites Hydrauliksystem A, B zum Betreiben von Stellantrieben des Flugzeugs und eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung (in den Figuren nicht gezeigt) zur Ansteuerung der Hydraulikantriebe der Hydraulikversorgungs-Vorrichtung H auf, um deren Betriebszustände zu überwachen, einzustellen und/oder zu ändern. Zum Betreiben der Hydrauliksysteme A, B ist einen erster, von einem ersten Triebwerk 1 angetriebener Hydraulikantrieb 10 und ein zweiter, von einem zweiten Triebwerk 2 angetriebener Hydraulikantrieb 20 vorgesehen. Die Triebwerke sind am Flugzeug auf in Bezug auf die Flugzeug-Längsachse einander gegenüber liegenden Seiten vorzugsweise in symmetrischer Weise angebracht. Jeder Hydraulikantrieb 10, 20 weist auf: eine Getriebe-Antriebswelle 1 a bzw. 2a zur Ankopplung an eine Triebwerk- Ausgangswelle des jeweils zugeordneten Triebwerks 1 bzw. 2, zwei an eine Getriebe- Ausgangswelle gekoppelte Hydraulikpumpen 11 , 12 bzw. 21 , 22 mit jeweils einer Anschlussvorrichtung 41 bzw. 42 zum Anschluss der Hydraulikpumpe an die Druckleitung und die Saugleitung eines Hydrauliksystem A bzw. B. Die Getriebe- Antriebswelle 1a bzw. 2a kann identisch mit der Triebwerk-Ausgangswelle oder allgemein Triebwerkswelle sein. Wie aus der Figur 1 ersichtlich ist, sind die jeweils ersten Hydraulikpumpen 11 , 21 mit jeweils einer Anschlussvorrichtung für die Druckleitung und Saugleitung der jeweiligen Hydraulikpumpe an dem ersten Hydrauliksystem A oder Hydraulik-Leitungssystem und ebenso die jeweils zweiten Hydraulikpumpen 12, 22 mit jeweils einer Anschlussvorrichtung für die Druckleitung und Saugleitung der jeweiligen Hydraulikpumpe an dem zweiten Hydrauliksystem B oder Hydraulik-Leitungssystem angeschlossen. Somit weist jeder Hydraulikantrieb 10, 20 eine Hydraulikpumpe 11 , 21 zum Betreiben des ersten Hydrauliksystems A und eine zweite Hydraulikpumpe 12, 22 zum Betreiben des zweiten Hydrauliksystems B auf.
Mit jedem Hydrauliksystem A, B werden eine Mehrzahl von Verbrauchern versorgt und angetrieben, die insbesondere Stellantriebe A1 , A2, A3, A4 bzw. B1 , B2, B3, B4 oder ein oder mehrere Fahrwerk-Verstellmechanismen A5 bzw. B5 sein können. Die Fahrwerk-Verstellmechanismen A5 bzw. B5 können insbesondere ein Mechanismus zu Ein- und Ausfahren eines Bugfahrwerks und/oder Mechanismen zum Ein- und Ausfahren des Hauptfahrwerks des Flugzeugs sein.
Nach einem Aspekt der Erfindung ist jeder Hydraulikantrieb 10, 20 mit jeweils zwei Hydraulikpumpen 11 , 12 bzw. 21 , 22, den Kupplungen und dem Verstellgetriebe an einem Triebwerks-Pylon und außerhalb des Engine-Burst-Bereichs EB des Flugzeugs F angeordnet. Als Engine-Burst-Bereich EB wird in diesem Zusammenhang der Bereich verstanden, in dem Triebwerksteile mit einer technisch relevanten Wahrscheinlichkeit fliegen, wenn sich das Triebwerk aufgrund eines Triebwerkschadens bei laufendem Betrieb zerlegt (Engine-Burst-Fall). Insbesondere wird der Engine-Burst-Bereich (EB) als der Bereich angesehen, der vor einem Kegelmantel eines geraden Kreiskegels gelegen ist, deren Spitze im Mittelpunkt des hintersten Turbinenrads des Triebwerks liegt, in dessen Nähe der jeweilige Hydraulikantrieb 10, 20 angeordnet ist, und deren halber Öffnungswinkel 10 Grad beträgt.
Generell kann dabei vorgesehen sein, dass jeder Hydraulikantrieb 10, 20 als Baueinheit realisiert ist. Dabei kann ein Hydraulikantrieb 10, 20 konstruktiv in einem Gehäuse integriert sein.
Mit der Hydraulikversorgungs-Vorrichtung H nach der Erfindung ist eine Hydraulikversorgung eines Flugzeugs mit geringem Geräteaufwand und somit minimaler Fehlerrate realisierbar, die gleichzeitig übliche Sicherheitsanforderungen erfüllen kann. Für eine solche Hydraulikversorgungs-Vorrichtung H kann insbesondere ein Hydraulikantrieb nach der Erfindung eingesetzt werden.
Ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Hydraulikantriebs ist in der Figur 2 dargestellt, die als Beispiel eine Ausführungsform eines ersten Hydraulikantriebs 10 zeigt. Bei einer erfindungsgemäßen Hydraulikversorgungs-Vorrichtung H kann der zweite Hydraulikantrieb 20, der dabei an einem anderen Triebwerk als der erste Hydraulikantrieb 10 angeordnet ist, baugleich gebildet sein wie der erste Hydraulikantrieb 10. Der erste Hydraulikantrieb 10 weist ein Getriebe 13 auf, das als Verteilergetriebe und dabei als Verstellgetriebe oder als Getriebe mit feststehender oder konstanter Übersetzung ausgebildet sein kann. Als Eingangswelle für das Getriebe 13 ist eine Antriebswelle 1a und als Ausgangswelle desselben eine Abtriebswelle 13a vorgesehen. Die Antriebswelle kann identisch mit einer Verbindungswelle sein, die an eine Triebwerkswelle oder Lastübertragungswelle angekoppelt ist.
Generell ist bei einem erfindungsgemäßen Hydraulikantrieb die erste Hydraulikpumpe 11 über eine Kupplung 15 und die zweite Hydraulikpumpe 12 über eine Kupplung 16 mit der Abtriebswelle 14 des Verstellgetriebes 13 gekoppelt. Dabei können die Kupplungen 15, 16 jeweils Teil der Hydraulikpumpe sein. In dem Ausführungsbeispiel der Figur 2 sind die Kupplungen 15, 16 außerhalb der Hydraulikpumpen 11 , 12 und am Getriebe 13 innerhalb der Getriebegehäuses 13a angeordnet. Dabei kuppelt die erste Kupplung 15 eine getriebeseitige Welle 31a und eine Pumpen-Antriebswelle 17 der ersten Hydraulikpumpe 11 , wobei die getriebeseitige Welle 31a drehfest mit einer Abtriebswelle 14 des Getriebes 13 verbunden ist. Weiterhin kuppelt die zweite Kupplung 16 eine getriebeseitige Welle 32a und eine Pumpen-Antriebswelle 18 der zweiten Hydraulikpumpe 12, wobei die getriebeseitige Welle 32a über ein Zwischenrad 33 mit einer Abtriebswelle 14 des Getriebes 13 drehgekoppelt ist. Durch die Verwendung des Zwischenrads 33 können baugleiche Hydraulikpumpen 11 , 12 in dem Hydraulikantrieb 10, 20 verwendet werden. Alternativ kann die getriebeseitige Welle 32a der zweiten Kupplung 16 auch direkt mit einer Abtriebswelle 14 des Getriebes 13 drehgekoppelt sein. Gemäß einer weiteren Alternative kann die zweite Hydraulikpumpe 12 auch auf einer Seite des Getriebes 13 gelegen sein, die entgegen gesetzt zu der Seite gelegen ist, auf der die erste Hydraulikpumpe 11 angeordnet ist.
Bei einem anderen Ausführungsbeispiel sind mehr als zwei Hydraulikpumpen in eine Hydraulikantrieb 10, 20 angeordnet, die jeweils mit der Abtriebswelle des Getriebes 13 drehgekoppelt sind.
Die erfindungsgemäß vorgesehenen Hydraulikpumpen können insbesondere einen Leistungsbereich zwischen 100 und 200 Liter/min haben. In speziellen Anwendungsfällen kann jedoch auch ein Leistungsbereich zwischen 50 und 200 Liter/min vorgesehen sein.
Die Kupplungen 15, 16 sind generell als elektrisch schaltbare Kupplungen ausgeführt und sind funktional mit einer Überwachungs- und Ansteuervorrichtung verbunden, die Kommandos zur Verstellung der Kupplungen 15, 16 generieren und zur Änderung des jeweiligen Verstellzustands der Kupplungen an diese senden kann. Durch Entkupplung einer Kupplung 15, 16, d.h. das Versetzen einer Kupplung in ihren entkuppelten Zustand, wird die zugeordnete Hydraulikpumpe 11 bzw. 12 nicht mehr vom Triebwerk, an dem das zugehörige Getriebe 13 angekoppelt ist, angetrieben. Die elektrische Ansteuerung der Kupplung erlaubt insbesondere ein beliebiges Ein- und Auskuppeln auch während des Fluges. Die Kupplungen 15, 16 weisen insbesondere auch eine Sensorvorrichtung oder Sensoren auf, die funktional mit der Überwachungs- und Ansteuervorrichtung verbunden sind und auf Abfrage durch die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung oder selbsttätig and diese über den Status darüber, ob sich die Kupplung in ihrem gekuppelten oder entkuppelten Zustand befindet, Rückmeldung geben. Umgekehrt wird diejenige Hydraulikpumpe 11 , 12, die über das Getriebe 13 und die Kupplung im Kupplungszustand vom Triebwerk 1 angetrieben. Die Kupplung 15, 16 oder die Kupplungseinrichtung ist von der Art her fremdgeschaltet, d.h. von einer Überwachungs- und Ansteuervorrichtung oder einem anderen Signalgeber schaltbar, und kann als Magnetkupplung oder auch Viskosekupplung ausgeführt sein. Bei einer Integration des erfindungsgemäßen Hydraulikantriebs 10, 20 mit entsprechenden Flugzeugsystem-Funktionen ergeben sich dadurch folgende Vorteile: Das Triebwerk kann bei ausgekuppelten Triebwerkspumpen angelassen werden, so dass eine geringere Anlasserleistung benötigt wird.
Eine der beiden Pumpen eines Hydrauliksystems kann während Flugphasen mit geringerem Leistungsbedarf ausgekuppelt werden und durch eine Automatik oder die Piloten bei Bedarf wieder eingekuppelt werden. Dadurch kann eine Treibstoffersparnis und weniger Verschleiß bei den Hydraulikpumpen erreicht werden.
Die Kupplung kann insbesondere eine das Drehmoment begrenzende Vorrichtung aufweisen. Die Kupplung kann dadurch als Überlastsicherung wirken, indem sie bei zu hohem Drehmoment durchrutscht und damit die Pumpe und das Triebwerk vor Schäden schützt. Weiterhin kann bei entsprechenden Funktionen der Überwachungsund Ansteuervorrichtung und Systemkomponenten in bestimmten Fällen und insbesondere, wenn festgestellt wird, dass der Hydraulikdruck in einem Hydrauliksystem trotz laufender Hydraulikpumpen z.B. durch Flüssigkeitsverlust im Flüssigkeitsreservoir des Hydrauliksystems unter einen vorgegebenen Minimalwert sinkt, die an diesem Hydrauliksystem angeschlossenen Hydraulikpumpen abgeschaltet werden, um eine Beschädigung der Hydraulikpumpen möglichst zu verhindern.
Die Kupplung als schaltbare Kupplung kann insbesondere als Viskosekupplung ausgeführt sein.
Durch das Vorsehen der Kupplungen 15, 16 für die Hydraulikpumpen ist es möglich, die Hydraulikpumpen an einem Triebwerk und dennoch in einem sicheren Bereich von diesem anzuordnen und dabei den Antrieb der Hydraulikpumpen durch das Triebwerk vorzusehen. Insbesondere können dabei die von einem Triebwerk angetriebenen Hydraulikpumpen außerhalb des Engine-Burst-Bereichs angeordnet werden. Dadurch kann weiterhin eine Vereinfachung von Hydrauliksystemen hinsichtlich der Reduzierung von notwendigen Komponenten zur Erfüllung üblicher Sicherheitsanforderungen erreicht werden. Bei einem anderen Ausführungsbeispiel ist nur einer von zwei Hydraulikpumpen eine Kupplung zugeordnet, d.h. in diesem Fall kann nur eine der beiden Pumpen von der Triebwerkswelle entkoppelt werden.
Das Getriebe 13 des Hydrauliksystems 10, 20 kann eine Drehzahlregulierung mit dem Ziel aufweisen, die Pumpendrehzahl im gesamten Bereich der Triebwerksdrehzahl konstant oder zumindest in einem vorgegebenen Drehzahlbereich zu halten. Die Drehzahl der Pumpen kann damit unabhängig von der Triebwerksdrehzahl konstant gehalten werden. Zur Regelung der Drehzahl kann eine Kontrolleinheit oder Regeleinheit, die zur Einstellung der Übersetzung des Getriebes mit diesem funktional verbunden ist, sowie ein im Pumpenantrieb der Hydraulikpumpe integrierter Drehzahlaufnehmer, der funktional mit der Getriebe-Regeleinheit verbunden ist, vorgesehen sein, wobei in der Regeleinheit eine Soll-Drehzahl bzw. ein Soll- Drehzahlbereich vorgegeben ist oder dieser zugeführt wird und die Regeleinheit das Getriebe betriebs- und zeitabhängig derart ansteuert und einstellt, dass die Hydraulikpumpe eine Soll-Drehzahl mit zulässigen Abweichungen bzw. einen Soll- Drehzahlbereich einhält.
Das Getriebe in der Ausführung als Verstellgetriebe kann als Schubgliedergetriebe ausgeführt sein.
Weiterhin ist das Getriebe in einem Getriebegehäuse 13a integriert. Die Kupplungen, wenn diese außerhalb der Hydraulikpumpen-Gehäuse angeordnet sind, können in dem Getriebegehäuse oder an dem Getriebegehäuse 13a angebracht sein. Der Drehzahlregler kann als elektronische Reglervorrichtung mit einer Betätigungsvorrichtung zur Verstellung des Getriebes ausgeführt sein. Die Reglervorrichtung mit der Betätigungsvorrichtung kann innerhalb des Getriebegehäuses 13a integriert oder in einem an dem Getriebegehäuse 13a angebrachten und z.B. an diesem angeflanschten Reglergehäuse (in der Figur nicht dargestellt) integriert sein. Das Verteilergetriebe, mit dem eine Getriebe-Abtriebswelle 14 als Eingangswelle an die beiden Kupplungen 15, 16 angekoppelt wird, kann ebenfalls innerhalb des Getriebegehäuses 13a integriert oder in einem an dem Getriebegehäuse 13a angebrachten und z.B. an diesem angeflanschten Verteilergetriebe-Gehäuse (in der Figur nicht dargestellt) integriert sein.
Der Getriebe-Regler kann auch funktionaler Bestandteil der Überwachungs- und Ansteuervorrichtung sein, so dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung lediglich Stellkommandos an das Getriebe 13 sendet, um dieses einzustellen.
In einem weiteren Ausführungsbeispiel ist die Getriebe-Antriebswelle 1 a mit einem Verteilergetriebe gekoppelt, das die Drehung der Getriebe-Antriebswelle 1 a auf zwei Eingangswellen 31a, 32a für die Kupplungen 15 bzw. 16 überträgt. Bei dieser Ausführungsform können die Hydraulikpumpen 11 , 12 eine Drehzahlregler wie in den Absätzen zuvor beschrieben, aufweisen.
Die erfindungsgemäße Hydraulikversorgungs-Vorrichtung H weist ein erstes A und ein zweites B Hydrauliksystem insbesondere zum Betreiben von Stellantrieben des Flugzeugs, eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung sowie zwei Hydraulikantriebe auf. Von den Hydraulikantrieben ist ein erster Hydraulikantrieb 10 zur Ankopplung an eine Triebwerkswelle eines ersten Triebwerks 1 und ein zweiter Hydraulikantrieb 20 zur Ankopplung an eine Triebwerkswelle eines zweiten Triebwerks 2 vorgesehen. Dabei ist insbesondere vorgesehen, dass das erste Triebwerk 1 und das zweite Triebwerk 2 in Bezug auf die Flugzeug-Längsachse auf entgegen gesetzt zueinander liegenden Seiten angeordnet sind. Jeder Hydraulikantrieb 10, 20 weist dabei auf: eine Getriebe-Antriebswelle 1a; 2a zur Ankopplung des jeweiligen Hydraulikantriebs 10, 20 an eine Triebwerk-Ausgangswelle des jeweils zugeordneten Triebwerks 1 ; 2, zwei an eine Getriebe-Ausgangswelle gekoppelte Hydraulikpumpen 11 , 12 bzw. 21 , 22 mit jeweils einer Anschlussvorrichtung 41 bzw. 42 zum Anschluss der Hydraulikpumpe an die Druckleitung und die Saugleitung eines Hydrauliksystems A, B. Insbesondere können die Hydraulikantriebe 10, 20 nach einer der erfindungsgemäß für diese vorgesehenen Ausführungsformen gebildet sein.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Flugzeug F mit einer Hydraulikversorgungs-Vorrichtung H und mit zwei jeweils an einem Triebwerks-Pylon angebrachten Triebwerken 1 , 2, mit mehreren Hydrauliksystemen A, B zum Betreiben von Stellantrieben des Flugzeugs und einer Überwachungs- und Ansteuervorrichtung zur Einstellung der Hydrauliksysteme vorgesehen. Es können dabei zwei oder auch mehr als zwei Hydrauliksysteme A, B vorgesehen sein. Dabei weist die Hydraulikversorgungs-Vorrichtung H auf: einen an ein Triebwerk 1 , 2 über eine Antriebswelle gekoppelten Hydraulikantrieb, der an einem Triebwerks-Pylon und außerhalb des Turbinendrehkreises (Engine Burst-Bereich) und/oder hinter dem Engine-Burst-Bereich EB des jeweiligen Triebwerks 1 ; 2 angeordnet ist. Die Anbringung an einem Triebwerks-Pylon bedeutet, dass der Hydraulikantrieb 10, 20 an einem Trägerteil und insbesondere innerhalb des Triebwerks-Pylons angebracht ist. Insbesondere kann ein Verstellgetriebe oder Verteilergetriebe des Hydraulikantriebs an dem Pylon angebracht sein. Der Engine-Burst-Bereich EB ist derjenige Bereich, in dem die Auswirkungen eines Triebwerkschadens mit technisch relevanter Wahrscheinlichkeit wirksam werden können. Der Engine-Burst-Bereich EB ist dabei insbesondere in einem Bereich vor einem Kegelmantel eines geraden Kreiskegels gelegen, deren Spitze im Mittelpunkt des hintersten Turbinenrads des Triebwerks liegt und deren halber Öffnungswinkel α mindestens 10 Grad aufweist. Weiterhin kann die Hydraulikversorgungs-Vorrichtung H nach einer der hierin beschriebenen Ausführungsformen gebildet sein. Die Hydraulikantriebe der Hydraulikversorgungs- Vorrichtung H können nach einer der hierin beschriebenen Ausführungsformen gebildet sein.
Das erfindungsgemäße Luftfahrzeug hat zumindest ein Triebwerk, das insbesondere ein Gasturbinentriebwerk sein kann. An dem Getriebe kann weiterhin auch ein Nebenaggregat zur Umwandlung von mechanischer Wellenleistung des Triebwerks in elektrische, hydraulische und/oder pneumatische Energie angeordnet sein.
Erfindungsgemäß kann der Hydraulikantrieb mit oder ohne das Nebenaggregat am Flugwerk des Luftfahrzeugs außerhalb der Engine-Burst-Bereich und Feuerzone des Triebwerks befestigt sein, wobei unter Flugwerk insbesondere das Tragwerk, Rumpfwerk und Leitwerk oder der Triebwerksträger verstanden wird.
Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung ist alternativ oder zusätzlich dazu ein Flugzeug mit zumindest einem Triebwerk 1 , 2, das insbesondere einem Gasturbinentriebwerk sein kann, und einem Flugwerk vorgesehen (Figur 3). Am Flugwerk und insbesondere am Triebwerks-Pylon 50 ist zumindest ein Nebenaggregat 51 , 52 zur Umwandlung von mechanischer Wellenleistung des Triebwerks 1 , 2 in elektrische, hydraulische und/oder pneumatische Energie befestigt. Die Versorgung des Nebenaggregats 51 , 52 erfolgt mit mechanischer Wellenleistung über eine Antriebsverbindung 55, die mit einer Antriebs- oder Leistungsübertragungswelle des Triebwerks 1 gekoppelt ist. Das Triebwerk 1 ist über einen Triebwerksträger oder Triebwerks-Pylon 50 vor und unterhalb einer Tragfläche 54 des Flugwerks 56 des Flugzeugs F befestigt. Die Nebenaggregate können an ein Getriebe 13 angekoppelt sein, das nach einem Ausführungsbeispiel der Erfindung gestaltet sei kann und das von der Antriebsverbindung 55 vorzugsweise in Form einer Getriebe-Antriebswelle, die mit einer Triebwerkswelle oder Leistungsübertragungswelle des Triebwerks drehgekoppelt ist, angetrieben werden kann. Das Getriebe 13 kann insbesondere an den Niederdruckverdichter eines Triebwerks gekoppelt sein (Fan-Mounted). Als Nebenaggregate kann z.B. ein elektrischer Generator 51 und eine Hydraulikpumpe 52 oder mehrere derselben vorgesehen sein, die in einer Hydraulikversorgungs- Vorrichtung H nach der Erfindung verwendet werden können. Ein erster Endabschnitt 62 der Antriebsverbindung 55 kann dabei mit einem dem Triebwerk 1 zugeordneten Getriebe 64 (Gearbox) und ein zweiter Endabschnitt 66 mit dem die Nebenaggregate 51 , 52 tragenden Getriebe 13 verbunden. Die Antriebswelle 1a kann schräg zu einer Längsachse L des Triebwerks 1 verlaufen. Die Antriebsverbindung 55 kann auch zwei Wellenabschnitte 55a, 55b aufweisen, die über einen am Flugwerk 56 am oder innerhalb des Triebwerkträgers 50 befestigten Winkeltrieb 68 verbunden oder gekoppelt sind. Ein erster Wellenabschnitt 55a der Antriebsverbindung 55 verläuft bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel etwa senkrecht und ein zweiter Wellenabschnitt 55b im Wesentlichen parallel zu der Längsachse L des Triebwerks 4. Generell verlaufen bei einem Ausführungsbeispiel die Wellenabschnitte 55a, 55b winklig zueinander. Ein erster Endabschnitt 71 des ersten Wellenabschnitts 55a kann an die Triebwerkswelle oder ein Triebwerks-Getriebe 64 und ein zweiter Endabschnitt 72 mit dem Winkeltrieb 68 gekoppelt sein. Ein erster Endabschnitt 73 des zweiten Wellenabschnitts 55b ist mit dem Winkeltrieb 68 und ein zweiter Endabschnitt 74 ist mit dem Getriebe 13 gekoppelt. Bei diesem Ausführungsbeispiel kann die Antriebsverbindung 55 generell auch aus mindestens zwei Wellenabschnitten 55a, 5b gebildet sein, die jeweils über ein Getriebe oder einen Winkeltrieb miteinander verbunden sind. Die Wellenabschnitte 22a, 22b können weiterhin unter beliebigen Winkel zueinander verlaufen. Auch kann die Antriebsverbindung 55, einem Winkeltrieb 68, dem Getriebe 13 und/oder einem Nebengetriebe eine Kupplungseinrichtung zugeordnet oder vor- oder nachgeschaltet sein, mit der ein Auskuppeln und/oder Einkuppeln der genannten Komponenten möglich ist. Ferner können mehrere Hydraulikpumpen oder Generatoren als Nebenaggregate parallel betrieben werden, so dass die Ausfallsicherheit der Gesamtanlage erheblich erhöht werden kann.
Bei dem erfindungsgemäßen Flugzeug oder der erfindungsgemäßen Hydraulikversorgungs-Vorrichtung H nach einem oder mehreren der vorgenannten Ausführungsbeispiele ist die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung funktional mit einer Flugsteuerungsfunktion und funktional mit jeder von zumindest zwei Hydraulikpumpe eines Hydraulikantriebs verbunden, wobei an zwei verschiedenen Triebwerken jeweils zumindest ein solcher Hydraulikantrieb angeordnet und von dem jeweiligen Triebwerk angetrieben wird. Die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung kommuniziert nach einem Ausführungsbeispiel der Erfindung in einer Weise mit der Flugsteuerungsfunktion, dass diese der Überwachungs- und Ansteuervorrichtung ein Signal sendet, wenn sich das Flugzeug im Reiseflug befindet. Dies kann der Flugsteuerungsfunktion manuell vorgegeben sein oder es kann vorgesehen sein, dass die Flugsteuerungsfunktion einen Reiseflug-Betriebszustand automatisch ermittelt. Für die Feststellung eines Reiseflug-Betriebszustands können Sensorwerte verwendet werden, wie z.B. eine ermittelte Flughöhe. In diesem Fall kann das einen Reiseflug- Betriebszustand des Flugzeugs anzeigende Signal von der Flugsteuerungsfunktion erzeugt werden, sobald die ermittelte Flughöhe eine vorgegebene Flughöhe unterschreitet. Aufgrund des Empfangs des einen Reiseflug-Betriebszustand des Flugzeugs anzeigenden Signals durch die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung generiert diese ein Kommandosignal zur Abschaltung von Hydraulikpumpen. Dieses Abschaltungssignal sendet dann die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung an jeweils eine Hydraulikpumpe von zwei Hydrauliksystemen 10, 20 nach einer erfindungsgemäßen Ausführungsform, die an zwei unterschiedlichen Triebwerken 1 , 2 angeordnet sind, wobei an jedem Hydrauliksystem 10, 20 zwei oder mehr als zwei von dem jeweiligen Triebwerk 1 , 2 angetriebenen Hydraulikpumpen 11 , 12 integriert sind. Alternativ kann auch vorgesehen sein, dass nur an einem Hydrauliksystem 10, 20 ein Hydraulikpumpe abgeschaltet wird. Durch das Abschalten einer Hydraulikpumpe 11 , 12 eines Hydrauliksystems an einem oder mehreren Triebwerken 1 , 2 wird der Treibstoffverbrauch im Reiseflug reduziert. Umgekehrt ist bei diesem Ausführungsbeispiel vorgesehen, dass diese Hydraulikpumpen durch die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung wieder aktiviert oder eingeschaltet, d.h. in Betrieb genommen werden können, wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung ein Signal für das Verlassen des Reiseflugs erhalten hat. Dies kann im genannten Beispiel das Unterschreiten einer Flughöhe sein, die die Reiseflug-Minimalhöhe für das Flugzeug zwischen Start, Landung oder Niedrigflug und Reiseflug darstellt. Hierzu sind die Hydraulikpumpen 11 , 12 derart ausgeführt, dass diese durch eine Überwachungsund Ansteuervorrichtung einschaltbar und abschaltbar sind.
Erfindungsgemäß ist also ein Verfahren zur Rekonfiguration oder Einstellung eines Hydrauliksystems eines Flugzeugs vorgesehen, bei dem eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung des Flugzeugs auf ein Signal von einer Flugsteuerungsfunktion, das das Erreichen einer Flug-Betriebsart mit geringem Energie- und Sicherheitserfordernis oder einen Reiseflug-Betriebszustand anzeigt, ein Kommandosignal jeweils an zwei Hydraulikpumpen 11 , 12; 21 , 22, die zwei unterschiedliche Hydrauliksysteme A, B eines Hydraulikversorgungs-Systems H antreiben, zu deren Abschaltung gesendet wird. Dabei kann insbesondere vorgesehen sein, dass die Hydraulikpumpen mechanisch an jeweils einem von zwei unterschiedlichen Triebwerken 1 , 2 und dabei jeweils als eine von mehreren Hydraulikpumpen an jeweils einem der zwei unterschiedlichen Triebwerke 1 , 2 angekoppelt sind. Alternativ kann bei Erreichen der Reiseflug-Mindestbedingung bzw. bei Verlassen des Reiseflugs vorgesehen sein, dass auch jeweils eine Hydraulikpumpe von zwei Hydraulikantrieben, die von einem Triebwerk angetrieben werden, ab- oder zugeschaltet werden, wenn mehr als zwei Hydraulikantrieben von einem Triebwerk angetrieben werden. Dabei kann vorgesehen sein, dass diese Hydraulikantriebe zwei oder mehr als zwei Hydrauliksysteme des Flugzeugs betreiben. Bei dem Verfahren ist also generell vorgesehen, dass die zwei Hydraulikpumpen 11 , 12; 21 , 22 eines Hydraulikversorgungs-Systems H, die aufgrund des Signals aufgrund eines Reiseflug- Betriebszustands abgeschaltet worden sind, wiedereingeschaltet werden, sobald eine Flugphase mit erhöhten Energie- und Sicherheitserfordernis eingeleitet wird oder erreicht ist.
Die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung kann derart funktional gestaltet sein, dass das Abschalten der Hydraulikpumpen 11, 12 eines Hydraulikantriebs 10 wechselweise erfolgt, um einen weitgehend gleichmäßigen Verschleiß der beiden Pumpen zu erreichen. Das abwechselnde Ein- und Ausschalten von zwei oder mehr als zwei Hydraulikpumpen eines Hydraulikantriebs kann aufgrund vorgegebener Zeitscheiben während des Reisflug-Betriebs oder von Reiseflug zu Reiseflug vorgesehen sein.
Durch das Vorsehen eines Druckschalters in der Druckleitung hinter einer Hydraulikpumpe kann im Betrieb überprüft werden, dass die jeweilige Hydraulikpumpe intakt ist. Die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung kann zusätzlich eine Überwachungsfunktion aufweisen, mit der einer Hydraulikpumpe der Zustand „defekt" zugeteilt wird, wenn bei ihrem laufenden Betrieb der Hydraulikpumpe der Druckschalter in der Druckleitung, die an diese Hydraulikpumpe angeschlossen ist, einen Druckwert an die Überwachungsfunktion übermittelt, bei dem die Überwachungsfunktion ermittelt, dass ein Druckabfall in der Druckleitung über einen vorgegebenen Grenzwert hinaus vorliegt, feststellt. Die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung kann derart gestaltet sein, dass in diesem Fall die als defekt bewertete Hydraulikpumpe nicht mehr von der Überwachungs- und Ansteuervorrichtung aktiviert wird. Gleichzeitig kann vorgesehen sein, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung diejenige Hydraulikpumpe nicht mehr deaktiviert oder abschaltet, die dem Hydraulikantrieb zugehört, die von dem jeweils anderen Triebwerk angetrieben wird, und die dasselbe Hydraulik- Leitungssystem A, B antreibt, das auch die als „defekt" bewertete Hydraulikpumpe antreibt. Alternativ oder zusätzlich kann bei dem Zuordnen des Zustands „defekt" an eine Hydraulikpumpe vorgesehen sein, dass eine Funktion der Überwachungs- und Ansteuervorrichtung ein Steuersignal an die der als „defekt" angesehenen Hydraulikpumpe zugeordneten Kupplung sendet, um diese Kupplung in den entkuppelten Zustand zu bringen, so dass die betreffende Hydraulikpumpe nicht mehr vom jeweiligen Treibwerk angetrieben wird. Weiterhin kann die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine Engine-Burst- Rekonfigurationsfunktion aufweisen, die einen Engine-Burst-Fall z.B. durch Empfang eines entsprechenden Triebwerksignals erkennt. Alternativ oder zusätzlich kann die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung einen Engine-Burst-Fall auch dann als gegeben annehmen, wenn die Druckschalter zweier verschiedener Hydraulikpumpen eines Hydraulikantriebs in einem vorgegebenen Zeitraum einen Abfall des Druckes in den Druckleitungen unter einen vorgegebenen minimalen Druckwert anzeigen. Die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung oder die Engine-Burst- Rekonfigurationsfunktion kann derart gestaltet sein, dass die von dem jeweils anderen und noch intakten Triebwerk antreibbaren Hydraulikpumpen aktiviert werden. Dabei kann vorgesehen sein, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung, nur denjenigen Hydraulikpumpen ein Aktivierungssignal, von denen sie ein Nicht-Aktiviert- Signal hat, sendet, um diese einzuschalten, oder dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung allen Hydraulikpumpen des jeweils anderen Triebwerks ein Aktivierungssignal sendet, um diese einzuschalten.
Dies kann insbesondere in Verbindung mit der Funktion vorgesehen sein, die im Reiseflug eine Abschaltung oder Umschaltung on Hydraulikpumpen vornimmt. Dadurch wird vermieden, dass im Engine-Burst-Fall ein Hydrauliksystem A, B ausfällt.
Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung kann vorgesehen sein, dass jedes der zwei Hydrauliksysteme A, B Stellantriebe von Einzieh- und Ausfahrmechanismen von Fahrwerken des Flugzeugs versorgt. Insbesondere kann vorgesehen sein, dass die Hydrauliksysteme A, B, die von den von Triebwerken angetriebenen Hydraulikpumpen betrieben werden, sämtliche Stellantriebe der Einzieh- und Ausfahrmechanismen der Fahrwerke des Flugzeugs betätigt. Die Fahrwerke sind das z.B. unterhalb der Anschlussstellen des Hauptflügels am Flugzeugrumpf angeordnete Hauptfahrwerk und das Bugfahrwerk sein.
Nach einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel werden die Hydrauliksysteme ausschließlich durch Hydraulikpumpen betrieben, die durch die Triebwerke angetrieben werden. Speziell ist erfindungsgemäß vorgesehen, die Hydraulikantriebe mit dem Hydraulikpumpen außerhalb des Engine-Burst-Bereichs EB und dabei insbesondere am Triebwerks-Pylon anzubringen. Dadurch ist es möglich, bei einem Engine-Burst- FaII das für die Fahrwerke zuständigen Hydrauliksysteme oder das für die Fahrwerke zuständige Hydrauliksystem mit halber Leistung am Leben zu erhalten.
Jedes Hydrauliksystem A, B weist einen Flüssigkeits-Vorratsbehälter mit einem mit der Überwachungs- und Ansteuervorrichtung funktional verbundenen Füllstandssensor auf. Nach der Erfindung kann zusätzlich vorgesehen sein, dass der Füllstandssensor ein Signal an die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung sendet, wenn ein Füllstands- Minimalwert unterschritten wird. Dabei kann weiterhin vorgesehen sein, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine Funktion aufweist, mit der auf ein Signal des Füllstandssensors aufgrund der Unterschreitung des Füllstands-Minimalwerts ein Steuersignal an die Kupplungen derjenigen Hydraulikpumpen gesendet wird, die an dasjenige Hydrauliksystem angeschlossen sind, zu dem der Flüssigkeits- Vorratsbehälter mit dem Füllstandssensor gehört, der das Signal gesendet hat.

Claims

Patentansprüche
1. Hydraulikantrieb (10, 20) für ein Flugzeug (F), aufweisend:
ein Getriebe (13) mit einer Getriebe-Antriebswelle (1a; 2a) zur Drehkopplung mit einer Triebwerk-Ausgangswelle eines dem Hydraulikantrieb (10, 20) zugeordneten Triebwerks (1; 2) und mit einer Getriebe-Abtriebswelle (14),
eine erste Hydraulikpumpe (1 1 ; 21) und eine zweite Hydraulikpumpe (12; 22), die jeweils einen Anschluss für eine Druckleitung und einen Anschluss für eine Saugleitung eines Hydrauliksystems und jeweils eine Hydraulikpumpen- Antriebswelle (17, 18) aufweisen, die jeweils mit der Getriebe-Abtriebswelle (14) über eine Kopplungsvorrichtung in Verbindung stehen,
wobei das Getriebe (13) in einem Getriebegehäuse (13a) eingebaut ist und wobei die erste Hydraulikpumpe (11 ; 21) und die zweite Hydraulikpumpe (12; 22) jeweils in einem Pumpengehäuse (11a; 12a) eingebaut sind, das an dem Getriebegehäuse (11a) angebracht ist, oder beide zusammen in einem Pumpengehäuse eingebaut sind, das an dem Getriebegehäuse (11a) angebracht ist.
2. Hydraulikantrieb (10, 20) nach dem Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Kopplungsvorrichtung zur Kopplung der ersten Hydraulikpumpe (11 ; 21) mit der Getriebe-Antriebswelle (1a, 2a) oder die Kopplungsvorrichtung zur Kopplung der zweiten Hydraulikpumpe (12; 22) mit der Getriebe-Abtriebswelle (14) eine entkoppelbare Kupplung ist.
3. Hydraulikantrieb (10, 20) nach dem Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Kopplungsvorrichtung zur Kopplung der ersten Hydraulikpumpe (11 ; 21) mit der Getriebe-Antriebswelle (1a; 2a) und die Kopplungsvorrichtung zur Kopplung der zweiten Hydraulikpumpe (12; 22) mit der Getriebe-Abtriebswelle (14) eine entkoppelbare Kupplung ist.
4. Hydraulikantrieb (10, 20) nach dem Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Hydraulikpumpe (11 ; 21) und die zweite Hydraulikpumpe (12; 22) jeweils eine entkoppelbare und koppelbare Kupplung aufweisen.
5. Hydraulikantrieb (10, 20) nach dem Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Hydraulikpumpen (11 , 12) jeweils eine Pumpen-Antriebswelle (17, 18) aufweisen, von denen zumindest eine über jeweils eine im Getriebegehäuse (13a) angeordnete Kupplung (15, 16) mit der Getriebe-Antriebswelle (1a; 1 b) koppelbar oder von dieser entkoppelbar ist.
6. Hydraulikantrieb (10, 20) nach dem Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Getriebe(13) aufweist:
ein erstes Übertragungsrad (31), das drehfest mit der Getriebe-Abtriebswelle (14) gekoppelt ist, ein Zwischenrad (33), das mit dem ersten Übertragungsrad (31) drehgekoppelt ist und ein zweites Übertragungsrad (32), das mit dem Zwischenrad (33) drehgekoppelt ist,
eine erste Kupplung (15), mit der die Pumpen-Antriebswelle (17) der ersten Hydraulikpumpe (11) mit dem ersten Übertragungsrad (31) koppelbar und von diesem entkoppelbar ist,
eine zweite Kupplung (16), mit der die Pumpen-Antriebswelle (18) der zweiten Hydraulikpumpe (12) mit dem zweiten Übertragungsrad (32) koppelbar und von diesem entkoppelbar ist.
7. Hydraulikantrieb (10, 20) nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Hydraulikpumpen (11 , 12) ein verstellbares Getriebe aufweisen.
8. Hydraulikantrieb (10, 20) nach einem der voranstehenden Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Getriebe (13) ein verstellbares Getriebe ist.
9. Hydraulikantrieb (10, 20) nach dem Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das Getriebe(13) ein Schubgliedergetriebe ist.
10. Hydraulikantrieb (10, 20) nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Hydraulikpumpen (11 , 12) durch eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung einschaltbar und abschaltbar sind.
11. Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) eines Flugzeugs mit einem ersten (A) und einem zweiten (B) Hydrauliksystem zum Betreiben von Stellantrieben des Flugzeugs und eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung, wobei die Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) einen ersten Hydraulikantrieb (10) zur Ankopplung desselben an ein erstes Triebwerk (1) und einen zweiten Hydraulikantrieb (20) zur Ankopplung desselben an ein zweites Triebwerk (2) aufweist, wobei jeder Hydraulikantrieb (10, 20) aufweist: eine Getriebe-Antriebswelle (1a; 2a) zur Ankopplung des jeweiligen Hydraulikantriebes (10, 20) an eine Triebwerk- Ausgangswelle des jeweils zugeordneten Triebwerks (1 ; 2), zwei an eine Getriebe- Ausgangswelle gekoppelte Hydraulikpumpen (11 , 12; 21 , 22) mit jeweils einer Anschlussvorrichtung (41 , 42) zum Anschluss der Hydraulikpumpe an die Druckleitung und die Saugleitung eines Hydrauliksystems (A, B).
12. Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) nach dem Anspruch 11 , dadurch gekennzeichnet, dass das Getriebe (13; 23) jeweils eine Kupplungsvorrichtung aufweist, mit der ein Ein- oder Auskuppeln von einer der beiden Hydraulikpumpen und der jeweils zugehörigen Getriebe-Abtriebswelle (1a, 1 b) mittels einer Betätigungsvorrichtung erfolgen kann.
13. Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) nach dem Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass das Getriebe (13; 23) jeweils zwei Kupplungsvorrichtungen aufweist, mit der ein Ein- oder Auskuppeln beider Hydraulikpumpen und der jeweils zugehörigen Getriebe-Antriebswelle (1a, 1b) mittels einer Betätigungsvorrichtung erfolgen kann.
14. Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) nach dem Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung auf ein Signal, das diese aufgrund des Ausfall eines der beiden Triebwerke (1 , 2) empfängt, Aktivierungssignale zum Einkuppeln der beiden Kupplungen an den Hydraulikantrieb (10, 20) sendet, der dem nicht ausgefallenen Triebwerk (1 , 2) zugeordnet ist.
15. Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) nach dem Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung den Kupplungszustand der Kupplungen der Hydraulikantriebe (10, 20) überwacht und dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung jeweils an den Hydraulikantrieb (10, 20), der dem nicht ausgefallenen Triebwerk (1 , 2) zugeordnet ist:
wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung beide Kupplungen des Hydraulikantriebs als eingekuppelt ansieht, kein Aktivierungssignal zur Aktivierung einer der Kupplungen des Hydraulikantriebs sendet, wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine der Kupplungen des Hydraulikantriebs als ausgekuppelt ansieht, ein Aktivierungssignal zur Einkupplung dieser Kupplung an den jeweiligen Hydraulikantrieb sendet,
wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung beide Kupplungen des Hydraulikantriebs als ausgekuppelt ansieht, an beide Kupplungen des jeweiligen Hydraulikantriebs jeweils ein Aktivierungssignal zur Aktivierung beider Kupplungen zur Einkupplung beider Kupplungen sendet.
16. Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) nach einem der Ansprüche 13 bis 15, dadurch gekennzeichnet,
dass in der Druckleitung stromabwärts jeder Hydraulikpumpe jeweils ein Druckschalter angeordnet ist, der funktional mit der Überwachungs- und Ansteuervorrichtung gekoppelt ist und der ein Signal an diese sendet, wenn der Hydraulikdruck in der Leitung eines Hydrauliksystems einen vorbestimmten Druck-Sollwert unterschreitet,
dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine Funktion aufweist, mit der auf ein Signal des Druckschalters aufgrund der Unterschreitung des Druck- Sollwertes in der Druckleitung einer Hydraulikpumpe in Strömungsrichtung hinter dieser ein Steuersignal an diejenige Kupplung zur Auskupplung der jeweiligen Hydraulikpumpe sendet, die derjenigen Hydraulikpumpe zugeordnet ist, die an der Saugleitung mit dem Druckschalter, der das Signal gesendet hat.
17. Hydraulikversorgungs- Vorrichtung (H) nach einem der Ansprüche 11 bis 16, dadurch gekennzeichnet,
dass jedes Hydrauliksystem (A, B) einen Flüssigkeits-Vorratsbehälter mit einem mit der Überwachungs- und Ansteuervorrichtung funktional verbundenen Füllstandssensor aufweist, der ein Signal an die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung sendet, wenn ein Füllstands-Minimalwert unterschritten wird,
dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine Funktion aufweist, mit der auf ein Signal des Füllstandssensors aufgrund der Unterschreitung des Füllstands-Minimalwerts ein Steuersignal an die Kupplungen derjenigen Hydraulikpumpen gesendet wird, die an dasjenige Hydrauliksystem angeschlossen sind, zu dem der Flüssigkeits-Vorratsbehälter mit dem Füllstandssensor gehört, der das Signal gesendet hat.
18. Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) nach einem der Ansprüche 11 bis 17, dadurch gekennzeichnet, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung mit jeder Hydraulikpumpe funktional verbunden ist und eine Funktion aufweist, mit der die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung ein Ansteuerungssignal an jede Hydraulikpumpe senden kann, aufgrund der die Hydraulikpumpe abgeschaltet wird.
19. Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) nach einem der Ansprüche 11 bis 18, dadurch gekennzeichnet, dass jedes der zwei Hydrauliksysteme (A, B) Anschlussvorrichtungen zur Versorgung der Stellantriebe von Einzieh- und Ausfahrmechanismen von Fahrwerken des Flugzeugs aufweist.
20. Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) nach einem der Ansprüche 11 bis 19, dadurch gekennzeichnet, dass das Getriebe (13) ein Verteilergetriebe ist und dass die Hydraulikpumpen drehzahlgeregelt sind.
21. Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) nach einem der Ansprüche 18 bis 20, dadurch gekennzeichnet, dass das Getriebe (13) ein Verstellgetriebe ist, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine Funktion aufweist, mit der der Hydraulikpumpe eine Soll-Drehzahl oder ein Soll-Drehzahlbereich vorgegeben wird, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung die Soll-Drehzahl oder den Soll- Drehzahlbereich einem mit dem Getriebe funktional verbundenen Getriebe-Regler übermittelt, und dass der Getriebe-Regler derart gestaltet ist, dass dieser das Getriebe derart regelt, dass die jeweilige Hydraulikpumpe die vorgegebene Solldrehzahl oder den vorgegebenen Soll-Drehzahlbereich einhält.
22. Flugzeug (F) mit einer Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) und mit zwei jeweils an einem Triebwerks-Pylon angebrachten Triebwerken (1 , 2), mit mehreren Hydrauliksystemen zum Betreiben von Stellantrieben des Flugzeugs und einer Überwachungs- und Ansteuervorrichtung zur Einstellung der Hydrauliksysteme, wobei die Hydraulikversorgungs-Vorrichtung aufweist: einen an ein Triebwerk (1 , 2) über eine Antriebswelle gekoppelten Hydraulikantrieb (10, 20), wobei der Hydraulikantrieb (10, 20) an einem Triebwerks-Pylon und hinter dem Engine-Burst-Bereich (EB) des jeweiligen Triebwerks (1 ; 2) angeordnet ist.
23. Flugzeug (F) nach dem Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, dass der Engine-Burst-Bereich (EB) in einem Bereich vor einem Kegelmantel eines geraden Kreiskegels gelegen ist, deren Spitze im Mittelpunkt des hintersten Turbinenrads des Triebwerks liegt und deren halber Öffnungswinkel (α) 10 Grad beträgt.
24. Flugzeug (F) nach dem Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, dass die Hydraulikversorgungs-Vorrichtung (H) nach einem der Ansprüche 10 bis 19 gebildet ist.
25. Flugzeug (F) nach einem der Ansprüche 21 bis 23, dadurch gekennzeichnet, dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung funktional mit einer Flugsteuerungsfunktion und funktional mit jeder Hydraulikpumpe verbunden ist,
dass die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine Funktion aufweist, die auf ein Signal von der Flugsteuerungsfunktion, das einen Reiseflug-Betriebszustand des Flugzeugs anzeigt, ein Kommandosignal an jeweils eine Hydraulikpumpe eines Hydrauliksystems zu deren Abschaltung sendet, wobei die Hydraulikpumpen zwei unterschiedlichen von jeweils einem Triebwerk angetriebenen Hydrauliksystem angetrieben wird.
26. Verfahren zur Rekonfiguration oder Einstellung eines Hydrauliksystems eines Flugzeugs, bei dem eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung des Flugzeugs auf ein Signal von einer Flugsteuerungsfunktion, das einen Reiseflug-Betriebszustand anzeigt, ein Kommandosignal jeweils an zwei Hydraulikpumpen (11 , 12; 21 , 22), die zwei unterschiedliche Hydrauliksysteme (A, B) antreiben, zu deren Abschaltung gesendet wird, wobei die Hydraulikpumpen mechanisch an jeweils einem von zwei unterschiedlichen Triebwerken (1 , 2) und dabei jeweils als eine von mehreren Hydraulikpumpen an jeweils einem der zwei unterschiedlichen Triebwerke (1 , 2) angekoppelt sind.
27. Verfahren nach dem Anspruch 26, dadurch gekennzeichnet, dass die zwei Hydraulikpumpen (11 , 12; 21 , 22) eines Hydraulikversorgungs-Systems (H), die aufgrund des Signals aufgrund eines Reiseflug-Betriebszustands abgeschaltet worden sind, wiedereingeschaltet werden, sobald eine Flugphase mit erhöhten Energie- und Sicherheitserfordernis eingeleitet wird oder erreicht ist.
28. Verfahren zur Rekonfiguration oder Einstellung eines Hydrauliksystems eines Flugzeugs, bei dem eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung des Flugzeugs auf ein Signal von einer Flugzeugsystemfunktion, das einen Schaden an einem von mehreren Triebwerken des Flugzeugs anzeigt, Aktivierungssignale zum Einkuppeln der beiden Kupplungen an den Hydraulikantrieb (10, 20) sendet, der dem nicht ausgefallenen Triebwerk (1 , 2) zugeordnet ist.
29. Verfahren zur Rekonfiguration oder Einstellung eines Hydrauliksystems eines Flugzeugs, bei dem eine Überwachungs- und Ansteuervorrichtung des Flugzeugs den Kupplungszustand der Kupplungen der Hydraulikantriebe (10, 20) überwacht und die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung jeweils an den Hydraulikantrieb (10, 20), der dem nicht ausgefallenen Triebwerk (1 , 2) zugeordnet ist:
kein Aktivierungssignal zur Aktivierung einer der Kupplungen des Hydraulikantriebs sendet, wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung beide Kupplungen des Hydraulikantriebs als eingekuppelt ansieht,
ein Aktivierungssignal zur Einkupplung dieser Kupplung an den jeweiligen Hydraulikantrieb sendet, wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung eine der Kupplungen des Hydraulikantriebs als ausgekuppelt ansieht,
an beide Kupplungen des jeweiligen Hydraulikantriebs jeweils ein Aktivierungssignal zur Aktivierung beider Kupplungen zur Einkupplung beider Kupplungen sendet, wenn die Überwachungs- und Ansteuervorrichtung beide Kupplungen des Hydraulikantriebs als ausgekuppelt ansieht.
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9719428B2 (en) * 2007-11-30 2017-08-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine with pylon mounted accessory drive
FR2944261B1 (fr) * 2009-04-14 2013-01-04 Airbus France Systeme de generation de puissance electrique pour aeronef a propulsion arriere
FR2977637B1 (fr) * 2011-07-04 2015-07-24 Hispano Suiza Sa Boitier de relais d'accessoires d'une turbine a gaz integrant des moyens de desaccouplement
FR2979957B1 (fr) * 2011-09-13 2014-02-14 Snecma Procede de suivi du rendement volumetrique d'une pompe hp d'un systeme de regulation hydraulique de turbomachine
BR112016016078B8 (pt) * 2014-01-29 2022-11-08 Nuovo Pignone Srl Sistema e método para acionar um compressor alternado
US9759094B2 (en) * 2015-06-24 2017-09-12 General Electric Company Pump for a turbine engine
DE102017124049B4 (de) * 2017-10-16 2023-02-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Flugzeug mit einem Strahltriebwerk
DE102017124043A1 (de) 2017-10-16 2019-04-18 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strahltriebwerk mit einer Anbindungsvorrichtung
FR3123377B1 (fr) 2021-05-27 2023-05-19 Safran Aircraft Engines Ensemble de supportage d’une boite d’accessoires d’une turbomachine d'aéronef

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2296006A (en) 1938-11-28 1942-09-15 Wagner Herbert Driving means for mechanism for multimotored airplanes
US2409159A (en) * 1944-08-26 1946-10-08 Allis Chalmers Mfg Co Elastic fluid conditioning apparatus
DE854893C (de) * 1944-11-05 1952-11-06 Daimler Benz Ag Anlasseinrichtung an Flugzeugen mit mehr als zwei an den Tragfluegeln angeordneten Triebwerken
GB626036A (en) * 1947-08-08 1949-07-07 Bristol Aeroplane Co Ltd Improvements in or relating to gas-turbine engines
US2509813A (en) 1947-09-29 1950-05-30 Stratos Corp Emergency disconnect means for auxiliaries
US2978869A (en) * 1956-11-01 1961-04-11 Bristol Siddeley Engines Ltd Engine accessory mounting arrangements
US2978209A (en) * 1957-09-02 1961-04-04 Rolls Royce Aircraft gas-turbine power plant installation
US3220218A (en) 1963-12-30 1965-11-30 Gen Electric Device for disconnecting engine driven aircraft accessories
FR2152362B1 (de) * 1971-09-07 1974-05-10 Snecma
US3965673A (en) * 1973-05-19 1976-06-29 Vereinigte Flugtechnische Werke-Fokker Gesellschaft Mit Beschrankter Haftung Apparatus for starting aircraft engines and for operating auxiliary on-board power generating equipment
US4068470A (en) * 1974-11-08 1978-01-17 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Gas turbine engine with convertible accessories
DE2519152C2 (de) * 1975-04-30 1982-11-25 Vereinigte Flugtechnische Werke Gmbh, 2800 Bremen Vorrichtung zum Anlassen von Flugzeugtriebwerken und zum Betreiben von Flugzeughilfsgeräten
US4456425A (en) 1980-11-20 1984-06-26 General Electric Company Modular inlet gearbox for a gas turbine engine
US4542722A (en) * 1983-12-19 1985-09-24 Sundstrand Corporation Combined engine-starter and accessory drive system
US4900231A (en) * 1986-05-30 1990-02-13 The Boeing Company Auxiliary compressor air supply for an aircraft
US4864812A (en) * 1987-11-13 1989-09-12 Sundstrand Corporation Combined auxiliary and emergency power unit
US4936748A (en) * 1988-11-28 1990-06-26 General Electric Company Auxiliary power source in an unducted fan gas turbine engine
FR2662756B1 (fr) * 1990-06-05 1992-08-14 Snecma Dispositif de transmission etanche entre deux arbres coaxiaux montes dans des boitiers fixes l'un a l'autre, autorisant une intervention rapide notamment en cas de fuite.
US5687561A (en) 1991-09-17 1997-11-18 Rolls-Royce Plc Ducted fan gas turbine engine accessory drive
GB9119852D0 (en) * 1991-09-17 1991-10-30 Rolls Royce Plc Ducted fan gas turbine engine accessory drive system
DE4131713A1 (de) 1991-09-24 1993-04-08 Mtu Muenchen Gmbh Zusatzverdichter fuer fantriebwerke mit hohem bypass-verhaeltnis
US6023134A (en) 1996-10-25 2000-02-08 Daimlerchrysler Aerospace Airbus Gmbh Power conversion system for bi-directional conversion between hydraulic power and electrical power
US6142418A (en) * 1998-05-12 2000-11-07 Hamilton Sundstrand Corporation Multi-path secondary power system for an aircraft
JP2000344200A (ja) * 1999-06-07 2000-12-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 機体の補助動力装置および補助動力装置付き機体
US7500365B2 (en) 2005-05-05 2009-03-10 United Technologies Corporation Accessory gearbox
US7805947B2 (en) 2005-05-19 2010-10-05 Djamal Moulebhar Aircraft with disengageable engine and auxiliary power unit components
GB0518576D0 (en) 2005-09-12 2005-10-19 Airbus Uk Ltd Improvements in and relating to aircraft wings and fuel tanks

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2009036970A2 *

Also Published As

Publication number Publication date
RU2010115183A (ru) 2011-10-27
US9022318B2 (en) 2015-05-05
WO2009036970A2 (de) 2009-03-26
CA2699693A1 (en) 2009-03-26
CN101802368B (zh) 2015-06-17
JP2010538888A (ja) 2010-12-16
BRPI0816826A2 (pt) 2015-03-10
WO2009036970A3 (de) 2009-12-03
DE102007044229A1 (de) 2009-03-19
US20100193631A1 (en) 2010-08-05
CN101802368A (zh) 2010-08-11

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