DE2325592C2 - Anordnung zum Anfahren von Flugzeuggasturbinentriebwerken und zum Betreiben von Flugzeughilfsgeräten - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Anordnung zum Anfahren von Flugzeuggasturbinentriebwerken und zum Betreiben von Flugzeughüfsgeräten von mehrmotorigen Flugzeugen unter Verwendung von wenigstens zwei wahlweise mit Anzapfluft der Flugzeuggasturbinentriebwerke oder mit Gas aus einem turbinengetriebenen Verdichter und eine Brennkammer aufweisenden Hilfsgaserzeuger beaufschlagbaren Hilfsturbinen, welche mit einem aus Geräteträgerverteilergetriebe und Flugzeughilfsgeräten bestehenden Energieversorgungspaket durch eine Antriebswelle verbunden sind, und wobei der Hilfsgaserzeuger auch die Energie zum Anfahren der Flugzeuggasturbinentriebwerke liefert.

Eine solche Anordnung ermöglicht es, die Triebwerke eines Flugzeugs unabhängig von Bodengeräten anzulassen und dient zugleich dazu, Flugzeughilfsgeräte wie Generator, Hydraulikpumpe usw. auch unabhängig von den Flugzeugtriebwerken anzutreiben. Letzteres ist dabei nicht nur bei abgeschalteten Triebwerken am Boden, sondern je nach Flugzeugkonfiguration auch im Reiseflug von Interesse, da bei einer solchen Anordnung eine unmittelbare Abhängigkeit der zu betreibenden Hilfsgeräte, insbesondere des Generators, von der jeweiligen Drehzahl des bzw. der Flugzeugtriebwerke vermieden wird. Dies erlaubt es, auf ein sonst erforderliches vorgeschaltetes Regelgetriebe zur Konstanthaltung der Drehzahl des Generators zu verzichten.

So ist aus der GB-PS 11 36 584 eine Anordnung der eingangs genannten Art bekannt, bei der zunächst mit Hilfe eines separaten Hilfsgaserzeugers einerseits die Triebwerke des Flugzeugs angelassen werden und andererseits Hilfsturbinen betrieben werden, die ihrerseits über ein gemeinsames Geräteträgerverieilergetriebe diverse Flugzeughilfsgeräte antreiben. Nach dem erfolgten Anlassen der Flugzeugtriebwerke wird der Hilfsgaserzeuger abgeschaltet und die Hilfsturbinen werden mit Anzapfluft der Triebwerke weiterbetrieben. Bei Ausfall eines oder beider Triebwerke während des Fluges kann der Hilfsgaserzeuger erneut gestartet werden, und zum einen eine, wenn auch begrenzte, Manövrierfähigkeit des Flugzeugs aufrechterhalten und zum anderen die Flugzeugtriebwerke gegebenenfalls wieder anzulassen.

Alternativ dazu ist bei einer anderen Ausführungsform dieser bekannten Anordnung, die sich auf ein einmotoriges Flugzeug bezieht, die Möglichkeit vorgesehen, daß der Hilfsgaserzeuger auch nach der' Inbetriebnahme des Triebwerks weiterläuft und weiterhin die Hilfsturbine antreibt Bei dieser Ausführungsform v»ird nur bei Ausfall des Hilfsgaserzeugers Anzapfluft des Flugzeugtriebwerks zum Betreiben der Hilfsturbine eingesetzt Bei beiden Ausführungsformen tcann darüber hinaus der Hilfsgaserzeuger auch zur Klimatisierung der Flugzeugkabine eingesetzt werden.

Es ist weiterhin aus der GB-PS 7 18 694 bekannt, daß bei einem mehrmotorigen Flugzeug jedem der Triebwerke eine mit Triebwerksanzapfluft betriebene Hilfsturbine zugeordnet ist, die ihrerseits jeweils einen Generator antreibt Die Hilfsturbinen sind dabei untereinander über eine Welle mechanisch miteinander gekoppelt.

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Anordnung der eingangs genannten Art so auszubilden, daß sie ein Höchstmaß an Ausfallsicherheit aufweist, wobei insbesondere die Redundanz des Systems erhöht werden soll. Zugleich sollen Leitungen, die mit heißer Hochdruckluft beaufschlagt werden, möglichst vermieden werden. Schließlich soll die Anordnung eine möglichst weitgehende Freiheit hinsichtlich ihrer Unterbringung im Flugzeug erlauben.

Die Erfindung löst diese Aufgabe durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruchs 1. Durch den erfindungsgemäß vorgesehenen Einsatz von jeweils aus einer Hilfsturbine und einem Hilfsgaserzeuger bestehenden Hilfsgasturbinentriebwerken, denen jeweils ein separates Energieversorgungspaket zugeordnet ist, werden quasi autonome Energieerzeugereinheiten geschaffen, die es ermöglichen, in einem Flugzeug zwei vollständig voneinander getrennte Energieversorgungskanäle vorzusehen. Da diese nicht von einem gemeinsamen Hilfsgaserzeuger abhängen, wird nicht nur die Redundanz des Systems erhöht vielmehr können diese Energieerzeugereinheiten praktisch auch an beliebiger Stelle im Flugzeug untergebracht werden, wodurch nicht zuletzt auch die Zugänglichkeit und die Wartungsmöglichkeiten verbessert werden.

Dadurch, daß ferner bei der erfindungsgemäßen Anordnung die Flugzeugtriebwerken entnommene Anzapfluft den Brennkammern der Hilfsgasturbinentriebwerke zugeführt wird, wird zudem die Möglichkeit geschaffen, der Anzapfluft in der Brennkammer auf an sich bekannte Weise Flugbrennstoff beizumischen, wobei durch dessen Verbrennung die Anzapfluft in

ihrem Energieinhalt verbessert werden kann. Dies gestattet es, die Anzapfluft bereits dem Mitteldruckteil des Triebwerkskompressors zu entnehmen, so daß aufgrund der erheblich niedrigeren Temperaturen der an dieser Stelle entnommenen Anzapfluft mit heißen Gasen beaufschlagte Leitungen weitgehend vermieden werden.

Bei der weiteren Ausgestaltung der Erfindung nach Anspruch 2 ergibt sich der Vorteil, daß bei Ausfall eines Triebwerkes das an diesem Triebwerk hängende m Energieversorgungspaket von dem noch in Betrieb befindlicheT Triebwerk weiter angetrieben wird. Die Transmissionswelle zwischen beiden Geräteträgerverteilergetrieben, die einen Überlastschutz in Gestalt einer Rutschkupplung oder einer Sollbruchstelle aufweist, verhindert jedoch, daß im Falle des Blockierens auf einer Seite der Transmissionswelle eine Zerstörung auf der anderen Seite auftritt Durch den Einbau von Schalt- oder Schlupfkupplungen zwischen beiden Geräteträgerverteilergetrieben besteht die Möglichkeit, beide Seiten fest oder mit Schlupf zu kuppeln oder zu trennen.

Für die weitere Ausgestaltung der Erfindung nach Anspruch 3 ergibt sich für die Energieversorgung des Flugzeugs im Falle des Ausfalls sämtlicher Triebwerke der Vorteil, daß einer oder beide Energieversorgungskreise durch das Notenenergieversorgungspaket für einen weiteren Zeitraum versorgt werden.

Im folgenden soll die Erfindung anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert werden. Es zeigt

F i g. 1 einen Teil einer Anordnung gemäß der Erfindung in schematischer Darstellung und

F i g. 2 einen Schnitt durch ein Hilfsgasturbinentriebwerk. wie es bei der Anordnung gemäß F i g. 1 verwendet wird.

Aus der Darstellung gemäß F i g. 1 geht die Zuordnung der bei der erfindungsgemäßen Anordnung vorgesehenen Komponenten zueinander hervor, wobei die Darstellung im wesentlichen auf die einem der Flugzeugtriebwerke zugeordneten Komponenten beschränkt ist. Eine entsprechend aufgebaute, hier nicht dargestellte Anordnung, ist auch für ein zweites Triebwerk des Flugzeugs vorgesehen.

Im einzelnen besteht die in Fig. 1 gezeigte Anordnung zunächst aus einem Flugzeuggasturbinentriebwerk 1, einem Hilfsgasturbinentriebwerk 2, einem separaten Energieversorgungspaket 3 sowie einem Notenergieversorgungspaket 4. Ferner ist bei der hier dargestellten Anordnung zusätzlich ein Klimapaket 5 vorgesehen.

Auf den Aufbau des Hilfsgasturbinentriebwerks 2 wird anhand von F i g. 2 noch im einzelnen eingegangen. Zunächst ist das Hilfsgasturbinentriebwerk 2 über eine Zapfleitung 6 mit dem Flugzeuggasturbinentibbwerk 1 verbunden. Die Anzapfluft wird dabei dem Mitteldruckteil des Kompressors des Triebwerks 1 entnommen und über ein Rückschlagventil 7 dem Hilfsgasturbinentriebwerk 2 zugeführt

Das Hilfsgasturbinentriebwerk 2 ist an ein Geräteträgerverteilergetriebe 8 angeflanscht, welches die aufgenommene Leistung auf die Flugzeughilfsgeräte, in diesem Fall den Generator 9, die Hydraulikpumpen 10 und H₁ die Kraftstoffpumpe 12 sowie gegebenenfalls auf das Klimapaket 5 verteilt. Das Klimapaket 5 setzt sich dabei im einzelnen aus einem Kompressor 13, einer Kühlturbine 14 und einem Gebläse 15 zusammen, wobei diese Komponenten auf einer gemeinsamen Welle 16 angeordnet sind. Ferner gehört noch ein Wärmetauscher 21 dazu.

Der Kompressor 13 ist über Leitungen 17,18 und 19, letztere mit einem Absperrventil 20 versehen, mit dem Flugzeuggasturbinenwerk 1 verbunden, entweder direkt mit den Turbinenschaufeln des Triebwerks oder mit einer separaten, hier nicht dargestellten Anlaßluftturbine.

Auf den weiteren Aufbau des Kümapakets 5 sowie das Zusammenwirken der darin enthaltenen Komponenten zur Klimatisierung der Flugzeugturbine soll an dieser Stelle nicht näher eingegangen werden.

Das Notenergieversorgungspaket 4 besteht aus einer Gasturbineneinheit 22, einer Luftturbine 23, einem Generator 24 sowie bedarfsweise einer Hydraulikpumpe 25. Im Fall des hier dargestellten Ausführungsbeispiels besteht die Gasturbineneinheit 22 aus einem Gaserzeuger mit Hydrazin sowie einer davon beaufschlagten Turbine. Ober zwei Absperrventile 26 und 27 sowie die Zweigleitung 28 ist das Notenergieversorgungspaket 4 entweder mit einer oder aber mit beiden Hilfsgasturbinentriebwerke pneumatisch wirksam verbindbar.

Das hier dargestellte Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Anordnung bezieht sich auf ein zweimotoriges Flugzeug, wobei jedem der beiden Flugzeugtriebwerke ein separates Energieversorgungspaket 3 bzw. 3' zugeordnet ist. Wie bereits erwähnt, ist dabei das zweite Flugzeugtriebwerk mit dem dazugehörigen Hilfsgasturbinentriebwerk sowie den Hilfsgeräten nicht dargestellt. Die zugehörigen Geräteträgerverteilergetriebe 8 und 8' können wahlweise durch nicht dargestellte Schalt- oder Schlupfkupplungen und durch eine Transmissionswelle 29 miteinander verbunden werden, so daß bedarfsweise Leistung von einem Energieversorgungspaket zum anderen fließen kann. Die Transmissionswelle 29 weist einen in der Zeichnung nicht dargestellten Überlastschutz auf, der in einer Rutschkupplung oder Sollbruchstelle bestehen kann. Dadurch wird im Falle des Blockierens einer Seite eine Zerstörung von Bauteilen oder Geräten auf der anderen Seite vermieden.

Die Abbildung gemäß Fig.2 zeigt im Schnitt den Aufbau eines Hilfsgasturbinentriebwerks 2, wie es bei der erfindungsgemäßen Anordnung Verwendung findet. Bei diesem Hilfsgasturbinentriebwerk ist auf einer Welle 30 eine Verdichterstufe 31 angeordnet Vor der Verdichterstufe 31 ist ein Lufteinlauf 32 vorgesehen, der durch eine Sperrblende 33 oder eine Dralldrossel verschließbar ist. Die in der Verdichterstufe 31 komprimierte Frischluft gelangt über einen mit einem Absperrorgan 35 versehenen Kanal 34 zu einer Brennkammer 36, die in bekannter Weise Flugbrennstoff erhält. Über einen durch ein Ventil 38 absperrbaren Kanal 37, der vor dem Absperrorgan 35 vom Kanal 34 abgeht, kann der Verdichterstufe 31 Frischluft, z. B. für eine Klimaanlage, entnommen werden. Der Brennkammer 36, die auch als Ringbrennkammer ausgebildet sein kann, kann die notwendige Frischluft auch über die Leitung 6 sowie über den mit einem Absperr- und Regelorgan 40 versehenen Kanal 39 zugeführt werden, deren Energieinhalt durch Verbrennen des Flugbrennstoffs erhöht wird.

Nach der Verbrennung gelangen die Brenngase von der Brennkammer 36 über einen Kanal 41 zu den Turbinenstufen 42, wo sie entspannt werden und dabei die Welle 30 antreiben. Die entspannten Abgase sind anschließend über ein Abgasrohr 43 ins Freie geleitet.

Die gewünschte, zum Antrieb der Hilfsgeräte wie Generator, Hydraulikpumpe usw. erforderliche Leistung des Hilfsgasturbinentriebwerks kann einer Abtriebswelle 44 entnommen werden, die über ein Getriebe 45 mit der Welle 30 in Verbindung steht. An der Abtriebswelle 44 ist auch ein Antrieb 45 für die an der Hilfsgasturbine angeordneten Verbraucher, wie z. B. Kraftstoffpumpe, Schmierölpumpe, vorgesehen.

Im folgenden soll die Arbeitsweise der erfindungsgemäßen Anordnung erläutert werden:

Zum Anlassen des Flugzeugtriebwerks 1 wird zunächst das Hilfsgasturbinentriebwerk 2 (und analog auch das zweite, hier nicht dargestellte Hilfsgasturbinentriebwerk) in Betrieb gesetzt und liefert über den von ihm angetriebenen Kompressor 13, die Leitungen 17, 18 und 19 und das geöffnete Absperrventil 20 die Äniaßiuft für das Fiugzeuggäsiürbinermicbwcrk 1 bzw. für die separate Anlaßturbine.

Nachdem das Flugzeugtriebwerk in Betrieb gesetzt ist, kann durch entsprechende Regelung der Absperrorgane 35 und 40 der Brennkammer 36 des Hilfsgasturbinentriebwerks 2 wahlweise entweder Druckluft aus der Verdichterstufe 31 oder aber Anzapfluft aus dem Flugzeugtriebwerk 1 zugeführt werden. Dabei kann durch eine entsprechende, in Fig.2 nicht dargestellte Kupplung die Verdichterstufe 31 gegebenenfalls stillgesetzt werden. Sofern das Hilfsgasturbinentriebwerk nicht nur in großen Flughöhen, wenn die Verdichterstufe infolge des geringen Außendrucks nicht mehr genügend Frischluft liefert, sondern auch in niedrigen Flughöhen bzw. bereits vor dem Start mit Anzapfluft

ίο des Triebwerks beaufschlagt wird, braucht später nicht in größeren Flughöhen auf Anzapfluftbetrieb umgeschaltet zu werden. Dadurch wird ein Eingreifen in einen stationären Zustand vermieden und eine weitere mögliche Störungsquelle ausgeschaltet.

Sofern während des Fluges eines der Flugzeugtriebwerke ausfällt, wird das diesem Triebwerk zugeordnete Energieverscrgurigspaket vor. dem noch in. Betrieb befindlichen Triebwerk weiter angetrieben. Bei Ausfall sämtlicher Triebwerke wird einer der beiden bzw.beide Energieversorgungskreise durch das Notenergiepaket für einen begrenzten Zeitraum versorgt.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (3)

Patentansprüche:

1. Anordnung zum Anfahren von Flugzeuggasturbinentriebwerken and zum Betreiben von Flugzeughilfsgeräten von mehrmotorigen Flugzeugen unter Verwendung von wenigstens zwei wahlweise mit Anzapfluft der Flugzeuggasturbinentriebwerke oder mit Gas aus einem einen turbinengetriebenen Verdichter und eine Brennkammer aufweisenden Hilfsgaserzeuger beaufschlagbaren Hilfsturbinen, welche mit einem aus Geräteträgerverteilergetriebe und Flugzeughilfsgeräten bestehenden Energieversorgungspaket durch eine Antriebswelle verbunden sind, und wobei der Hilfsgaserzeuger auch die Energie zum Anfahren der Flugzeuggasturbinentriebwerke liefert, dadurch gekennzeichnet, daß jeder Hilfsturbine ein Hilfsgaserzeuger, mit dem zusammen jeweils ein Hilfsgasturbinentriebweri: (2) gebildet ist, und ein separates Lnergieversorgungspaket (3, 3') zugeordnet sind, und daß den Brennkammern der Hilfsgasturbinentriebwerke (2) wahlweise Druckluft aus deren Verdichter oder Anzapfluft der Flugzeuggasturbinentriebwerke (1) zuführbar ist

2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Energieversorgungspakete (3, 3') über ihre Geräteträgerverteilergetriebe (8,8') durch eine Transmissionswelle (29) ständig oder zeitweise miteinander verbunden sind.

3. Anordnung nach den Ansprüchen 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß jeweils einer Anordnung von zwei Flugzeuggasturbinentriebwerken (1) und zwei Hilfsgasturbinentriebwerken ein Notenergieversorgungspaket (4) zugeordnet ist, welches eine aus Gaserzeuger und Gasturbine bestehende Gasturbineneinheit (22), eine Luftturbine (23), einen Generator (24) und wahlweise eine Hydraulikpumpe (25) aufweist.