DE2946371A1

DE2946371A1 - System zur flexiblen leistungsentnahme bei gasturbinen von hochleitstungsflugzeugen

Info

Publication number: DE2946371A1
Application number: DE19792946371
Authority: DE
Inventors: Dieter 8011 Neukeferloh Baack; Gerhard Dipl.-Ing. 8012 Riemerling Kissel; Gerhard 8012 Riemerling Kopp; Horst 2801 Groß-Mackenstedt Niehaus
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1979-11-16
Filing date: 1979-11-16
Publication date: 1981-05-27
Also published as: GB2063188B; GB2063188A; FR2469567B3; IT8025895A0; DE2946371C2; IT1133799B; FR2469567A1

Description

System zur flexiblen Leistungsentnahme bei Gasturbinen von Hochleistungsfluqzeuqen

Die Erfindung bezieht sich auf ein System zur flexiblen Leistungsentnahme bei Gasturbinen von instabilen Hochleistungsflugzeugen.

Solche Systeme sind an sich bekannt unter der Bezeichnung Hilfs- oder Sekundärantriebssysteme. So ein Sekundärantriebssystem ist ein wesentlicher Bestandteil der Primärantriebsanlage eines Flugzeugs, wobei beide Antriebssysteme funktionell und leistungsmäßig optimal aufeinander abgestimmt sein sollen. Das Sekundärantriebssystem, das nachstehend SPS (secondary power system) bezeichnet wird, hat bestimmte funktioneile Forderungen entsprechend den gegebenen Umgebungsbedingungen und den operativen Forderungen zu erfüllen. Insbesondere hat es für die Bereitstellung oder Umformung der Antriebsleistungen für die Versorgung der Elektrik, Hydraulik und sonstiger Grundsysteme eines Flugzeugs zu sorgen, sowie die Bereitstellung oder Umformung der Startleistung für die Triebwerke zu gewährleisten.

Für moderne Hochleistungsflugzeuge treten noch zahlreiche zusätzliche Bedingungen auf, die eine spezielle Auslegung der SPS erfordern, wie beispielsweise eine aerodynamisch instabile Auslegung mit künstlicher Stabilität, eine wesentlich höhere Manövrierfähigkeit in Verbindung mit extrem hohen Anstellwinkeln, Verwendung neuer Materialien und Bauweisen etc.

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Dies alles beeinflußt die Auslegung des SPS hinsichtlich der Höhe der bereitzustellenden Antriebsleistung für die Versorgungsgeräte und die Zuverlässigkeit der Versorgungsleistung, weil ein Leistungsabfall oder ein gefährlicher Leistungseinbruch im Gegensatz zum aerodynamisch stabil ausgelegten Flugzeug zum Verlust von Pilot und Gerät führen würde.

Bisher bekannte Systeme weisen eine Reihe von Nachteilen auf, die einer Optimierung der Leistung eines Hochleistungsflugzeugs hindernd im Weg stehen. So muß z.B. die lediglich zum Starten erforderliche Hilfsgasturbine samt ihren erforderlichen Zusatzgeräten während des ganzen Fluges als nutzloser Ballast mitgeführt werden. Die Geräteträger sind untereinander verschieden ausgestaltet und erfordern daher besondere Maßnahmen zum Lastausgleich etc. Bei Triebwerksausfall ist ein Antrieb des Geräteträgers und damit der daran angeschlossenen Versorgungsgeräte durch das verbleibende Triebwerk nicht möglich.

Ein weiterer Nachteil bei bekannten Ausführungen der eingangs genannten Art ist, daß ihr Geräteträger einseitig, breit und hoch ausgebildet ist und daß durch die angeflanschten Geräte wie Gasturbine, Hydraulikpumpen usw. starke Vibrationsbelastungen auftreten, abgesehen vom hohen Gewicht und der Zugangsprobleme bei der Wartung. Ist der Starter hier defekt, so fällt das gesamte System aus. Die Aufzählung weiterer Nachteile der Ausführungsformen nach dem Stand der Technik, deren Vorteilhaftigkeit in vielen Anforderungen im Rahmen der bisher gegebenen Möglichkeiten aber auch nicht bestritten sein sollen, könnte noch weiter fortgesetzt werden.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein System der eingangs genannten Art zu schaffen, das eine wesentliche Vereinfachung in Aufbau und Funktion erfährt,

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in dem u. a. auf das bisher erforderliche Ölsystem, die Drehmomentenwandler, Kegelantriebe, mechanischen Querverbindungen etc. verzichtet werden kann und eine Verminderung der Verlustleistungen beim elektrischen Generator, bei der Hydraulikpumpe und beim Verteilergetriebe erreicht wird.

Diese Aufgabe wird durch die in den Ansprüchen niedergelegten Maßnahmen in überraschend zuverlässiger Weise gelost. Die Erfindung ist an Ausführungsbeispielen erläutert und in Zeichnungen dargestellt.

Durch die vorgeschlagenen Maßnahmen ist nun durch die mehrstufige Druckluftentnahme am Triebwerkskompressor die Pumpgrenze des Triebwerks bei unveränderter Entnahme von Wellenleistung wesentlich verbessert worden, wobei die Druckluft aber nicht wie bisher abgeblasen, sondern über eine Turbine am Geräteträger zum Antrieb der Systemversorgungsgeräte benutzt wird. Außerdem erlaubt die kombinierte — mechanisch und pneumatisch - Energieeinspeisung am Geräteträger die partielle oder totale Entlastung des Triebwerks in extremen Fluglagen oder bei max. Schubanforderungen durch den triebwerksunabhängigen Antrieb des Geräteträgers über den Druckluftmotor und die pneumatische Energie aus dem Gasgenerator. Darüber wird nachstehend noch näher berichtet.

Die Figuren der Zeichnung stellen dar:

Fig. 1 in schematischer Darstellung den Aufbau eines ersten Ausführungsbeispiels nach der Erfindung,

Fig. 2 in schematischer Darstellung ein leicht abgewandeltes Ausführungsbeispiel gemäß Fig· I,

Fig. 3 in schematischer Darstellung ein drittes Ausführungsbeispiel der Erfindung,

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Pig. 4 in schematischer Darstellung eines vierten Ausführung sbeispiels der Erfindung,

Fig. 5 in schematischer Darstellung den Gesamteinbau des Ausführungsbeispiels gemäß Fig. 4 im Flugzeug,

Fig. 6 ein alternatives Einbaubeispiel auf der Basis von zellenfesten Geräteträgern nach der Erfindung in schematischer Darstellung.

Die Fig. 1 zeigt schematisch den Aufbau eines ersten Ausführungsbeispiels nach der Erfindung, wobei die beiden identischen Geräteträger 10, 11 mit den angeschlossenen Versorgungsgeräten dargestellt sind. Zwischen den beiden Getrieben 10b, lib ist der Raum für den integrierten Antrieb - im vorliegenden Fall ein sogenanntes "Monofuel Power Pack" der jederzeit und je nach den operationeilen Anforderungen gegen einen modifizierten Power Pack wie in Fig. 2 gezeigt oder in eine Nutzlast ausgewechselt werden kann, wie in Fig. 3 gezeigt.

Jeder der Geräteträger 10, 11 besitzt einen Druckluftstarter mit Freilauf 10a, 11a, eine kombinierte Schmieröl- und Vordruckpumpe 10c, lic,eine Hydraulikpumpe 1Od, lld, einen elektrischen Generator 1Oe, He und eine flexible Welle für den Antrieb der Kraftstoffpumpe. Das Getriebe setzt sich aus einer Anzahl von Stirnrädern zusammen.

In Fig. 2 ist fast derselbe Aufbau wie in Fig. 1 gegeben, lediglich wird hier eine Hilfsgasturbine 22 verwendet. Dafür entfällt der in Fig. 1 gezeigte Gasgenerator 1Of mit den entsprechenden Leitungen usw.

Eine modifizierte Variante der Erfindung zeigt die Fig. 3, bei der im Gegensatz zu den vorbeschriebenen Ausführungsformen jeweils eine hydraulische Kupplung 30 oder ein

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Drehmomentenwandler 31 und ein Freilauf 31a für die Getriebe 10b, lib der Geräteträger 10, 11 verwendet werden. Diese Ausgestaltung bringt einige zusätzliche Vorteile gegenüber den anderen vorgeschlagenen Lösungen, so z.B. einen geringeren Leistungsbedarf bei Antrieb des Geräteträgers über den Druckluftmotor 10a, weil das Triebwerk nicht mitgeschleppt werden muß. Dieser niedrigere Energieaufwand ist in Notfällen von besonderer Bedeutung. Außerdem werden die Triebwerke zur Schuberhöhung von Wellenleistung dadurch entlastet, daß die Druckluftturbinen 10a, lla den Antrieb der Versorgungsgeräte am Geräteträger kurzzeitig übernehmen, wodurch eine Kombination von Notantrieb und Abdeckung einer bestimmten Spitzenlast gegeben ist, über die frei wählbar verfügt werden kann.

Die Gasgeneratoren 1Of, Hf sind zur Erzielung einer hohen Systemwirksamkeit und für eine hohe Zuverlässigkeit direkt an den Druckluftturbinen 10a, Ha angebaut.

Die räumliche Belegung moderner Gasturbinen nach dem Stand der Technik zeigt, daß heute praktisch kein Platz mehr vorhanden ist, um einen Anbau von zellenseitigen Versorgungsgeräten durchzuführen. Im Hinblick aber auf den großen Einfluß der Umgebungstemperaturen auf die Zuverlässigkeit der verwendeten elektronischen Bauteile sind zwangsläufig auch die Anforderungen an das Kühlsystem gestiegen, dessen Wirksamkeit das ganze System beeinflußt. Daraus folgt als günstigste Lösungsmöglichkeit die Anordnung der Geräteträger 10, 11 mit ihren Versorgungsgeräten für das Triebwerk 100, für die Flugsteuerung und die Avionik außerhalb des Triebwerksraumes· Diese Lösung zeigt in schematischer Weise die Fig. 4.

Zwangsläufig ist der Triebwerksraum derjenige Raum mit den höchsten Temperaturen im Flugzeug und beeinflußt daher die am Triebwerk angebauten elektronischen Systeme und Elemente

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am stärksten. Werden nun die Triebwerksversorgungsgeräte mit ihren Elementen ir· den thermisch günstigen sogenannten SPS-Raum verlegt, so wird die Lebensdauer dieser Geräte wesentlich verlängert. Hinzu kommt noch die durch die Trennung sich ergebende Wartungsvereinfachung für das Triebwerk selbst, das ja als meist-beanspruchter Systemteil sehr wartungsintensiv ist. Die Fig. 5 und 6 zeigen schematisch ein Ausführungsbeispiel so eines Aufbaus auf der Basis von zellenfesten Geräteträgern. Hier werden die Stellantriebe für die Flugsteuerung 41, 42, 43, 44 in Modulbauweise eingesetzt und die elektrische Versorgung wird durch zwei Gleichstrom—Hochspannungsgeneratoren 45 sichergestellt. Die Hydraulikanlage entfällt in diesem Falle.

Eine Weiterbildung der vorbeschriebenen Ausführungsfonn ist in der Fig. 6 gezeigt. Hier wird die Versorgung aller Verbraucher über zwei unabhängige Gleichstrom-Hochspannungs-Generatoren 54 vorgenommen. Die Leistungsentnahme am Triebwerk erfolgt pneumatisch über ein Mehrstufensystem, wobei die Entnahme über das zentrale Datenerfassungs- und Verarbeitungssystem (nicht gezeichnet) gesteuert wird. Mechanisch erfolgt die Entnahme vom Triebwerk über einen DC-Generator, der für das Starten des Triebwerks als Motor umschaltbar ist und im Triebwerksvorderteil angebaut ist (nicht gezeichnet). Die Klimaanlage ist hier zu einem speziellen System ausgebaut, wobei der Leistungsüberschuß an der Turbine 22 für den Antrieb der an den Geräteträgern 10, 11 befestigten Versorgungsgeräte 10a, 10c, 11a, Hc, usw. benutzt wird, also z.B. zusätzlich noch für die Kraftstoffpumpe, Generator, Kühlmittelpumpe, Kühlluftventilator und Druckluftkompressor·

Die Hilfsgasturbine 22 ist als Hybrid-Antrieb ausgestaltet für das autarke Starten der Triebwerke, die Systemüberprüfung, die Lastspitzenabdeckung und als Notaggregat. Sie sind als

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sogenannter Power-Package-Einschub mit zentraler Trenn— stelle gegen verschiedene Variationen an die Operationellen

Anforderungen anpaßbar.

Die zellenfesten Geräteträger 10, 11 und das Triebwerk 1OO sind nicht mehr miteinander verbunden, dadurch entfällt die flexible Welle und das Getriebe kann mit den Geräten an die für die jeweilige Flugzeugkonfiguration günstigste Stelle gelegt werden z.B. in den Flugzeug^schwerpunkt. Dadurch aber wird das Trägheitsmoment des Flugzeugs um die y—und z—Achse wesentlich verkleinert, d.h. die Manövrierfähigkeit nimmt bei gleichen Steuerflächen zu.

Die pneumatische Mehrstufenentnahme erlaubt eine flexible Anpassung der Leistungsentnahme an die aerodynamischen Erfordernisse des Triebwerkskompressors· Durch Zuschaltung des Monofuel—Aggregates kann das Triebwerk für beschränkte Zeit von der pneumatischen Leistungsentnahme entlastet werden, d.h. es steht für einen speziellen Einsatz kurzfristig ein entsprechend erhöhter Schub zur Verfugung, der aber entscheidungswesentlich sein kann.

Die vorbeschriebenen Ausf ührungsf ormen -von Sekundär— bzw· Hilfsantriebssystemen für die Versorgung In Hochleistung s— flugzeugen mit instabiler Konfiguration erlauben die Verwendung von Faserverbundwerkstoffen für Zellen und sonstige Teile des Flugzeugs und zeigen eine besonders hohe Flexibilität im Sinne einer Anpssungsfähigkeit an den laufenden Fortschritt in der Technik. Dies bezieht sich z.B. auf die flexible Leistungsentnahme am Triebwerk, damit diese Leistungsentnahme in Form von Triebwerksschub, Druckluftent— nähme und Wellenleistung dbn Erfordernissen entsprechend variiert werden kann.

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Weiterhin werden die elektronischen Bauteile mit geringstem Aufwand weitestgehend ausgenutzt und durch ihre Versetzung aus den thermisch hochbelasteten Zonen in ihrer Lebensdauer und Punktionsfähigkeit optimiert was zur Folge hat, daß nicht durch erhöhte Kühlleistungen Kraftstoffenergie unnötig verbraucht werden muß. Die sogenannte Verlustwärme wird beispielsweise zur Enteisung herangezogen und generell kann gesagt werden, daß durch die erfindungsgemäßen Maßnahmen sowohl das Volumen als auch das Bordgewicht wesentlich verringert worden ist. Dies kommt der Nutzlastkapazität zugute.

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Claims

Patentansprüche

System zur flexiblen Leistungsentnahme bei Gasturbinen von instabilen Hochleistungsflugzeugen, dadurch gekennzeichnet , daß die Geräteträger (10, 11) zur Leistungsentnahme für den Antrieb des Sekundärantriebssystems einmal mechanisch mit dem Hochdruckläufer des Triebwerks (100) oder elektrisch mit Gleichstrom-Hochspannungsgeneratoren (54) und zum andermal pneumatisch mit einer Mehrstufen-Druckluftentnahmeeinrichtung am Triebwerkskompressor verbunden sind.

System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeich net, daß zur pneumatischen Leistungseinspeisung der Systeme am Geräteträger (10, 11) eine Druckluftturbine (10a, lla) und ein nachgeschaltetes Planetenradgetriebe mit Freilauf (10b, lib) angeordnet ist.

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ORIGINAL INSPECTED

3. System nach den Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet , daß die über die Druckluftturbine (10a, lla) am Geräteträger (10, 11) entspannte und abgekühlte Triebwerksluft unmittelbar dem Getriebekühlsystem zugeführt und von dort über einen Ejektor zur Raumbelüftung verwertet wird.

4. System nach den Ansprüchen 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet , daß die von der Druckluftturbine (10a, lla) abgegebene Druckluft sowohl den Antrieb als auchjdie Abführung der Verlustwärme von Getriebe und den anderen Geräten sowie den Transport des Schmiermittels übernimmt.

5. System nach den Ansprüchen 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet , daß zur Begrenzung der Betriebstemperatur an den Geräteträgern (10, 11) mechanisch angetriebene Kühlluftgetläse zuschaltbar angeordnet sind.

6. System nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet , daß sich die Getriebe (10b, lib) der Geräteträger (10, 11) nur aus Stirnrädern zusammensetzen.

7. System nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet , daß die Generatoren (1Of, Hf) der Hilfsantriebe (10a, 10c, 1Od, 1Oe, Ha, Hc, lld, He) an den Geräteträgern (10, H) mit einem Direktanschluß an die Ölkühler versehen sind.

8. System nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet , daß die Geräteträger (10, H) miteinander identisch ausgebildet sind und daher gegeneinander voll austauschbar sind.

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9. System nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet , daß die Geräteträger (10, 11) mittels eines V-Bandes mit dem zellenseitig angeordneten Schwingungsdämpfergehäuse, in dem der hydraulische Lextungsanschluß integriert ist, verbunden sind·

10. System nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet , daß die Geräteträger (10, 11) mit den Versorgungsgeräten für Triebwerk (100), Flugsteuerung und Avionik zellenfest angeordnet sind.

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