DE4106752A1 - Vorrichtung zum liefern von abzapfluft aus einem flugzeuggasturbinentriebwerk - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Flugzeuggasturbinentrieb­ werkssysteme zum Liefern von Flugzeugsystemabzapfluft und zum Anlassen des Flugzeugtriebwerks. Insbesondere betrifft die Erfindung ein in ein Flugzeuggasturbinentriebwerk inte­ griertes System zum effizienten Erfüllen dieser Funktionen und außerdem zum Reduzieren des Luftwiderstands an Trieb­ werksgondeln oder anderen Oberflächen durch Benutzen der Laminarströmungsgrenzschichtluft als diejenige Luft, die dem Flugzeugabzapfluftsystem zugeführt wird.

Bei modernen heutigen Flugzeugen werden Gasturbinentrieb­ werke benutzt, die zusätzlich zum Vortrieb Sekundärfunk­ tionen erfüllen, welche die Flugzeugsysteme erfordern. Diese Sekundärfunktionen beinhalten elektrische Leistung, hydraulische Leistung und Flugzeugabzapfluft. Die Ab­ zapfluft wird normalerweise dem Triebwerksverdichter ent­ nommen und nach dem Vorkühlen mit Triebwerksanluft in ei­ nem Wärmetauscher verschiedenen Flugzeugssystemen zuge­ führt, wie z. B. dem Triebwerksverkleidungs- und Flügelver­ eisungsschutzsystem sowie dem Kabinendruck- und -kli­ maregelsystem zum Steuern der Frische und der Temperatur der Kabinenluft. Diese beiden Systeme werden im allgemeinen als Vereisungsschutz- bzw. ECS(environmental control sy­ stem)-System bezeichnet. Als Teil des Flugzeugluftführungs­ systems wird Luft auch in umgekehrter Strömung zu dem Triebwerk geleitet, wo sie einen Luftturbinentriebwerksan­ lasser antreibt. Luft zum Triebwerkanlassen kann aus einem Bodenfahrzeug, einer an Bord befindlichen Hilfsantriebsein­ heit oder als Abzapfluft aus einem weiteren Triebwerk ge­ wonnen werden.

Die Entnahme von Flugzeugabzapfluft aus dem Triebwerksver­ dichter hat nachteilige Auswirkungen auf den Vortriebszy­ klus und die Triebwerkslebensdauer. Luft, die in den Trieb­ werksverdichter gesaugt wird, erzeugt einen Luftwiderstand des Staus (Verlust an Bewegungsenergie). Der Triebwerksge­ samtschub ist gleich der Triebwerksauslaßbewegungsenergie minus dem Einlaß-Stau-Luftwiderstand. Triebwerksturbinen­ leistung wird benötigt, um Luft zu verdichten und einen schlechten Verdichterwirkungsgrad auszugleichen. Deshalb ist mit Triebwerkabzapfluft (Luft, die keinen Schub er­ zeugt) immer ein Extrabrennstoffverbrauch verbunden. Dieser Extrabrennstoff, der in der Triebwerksbrennkammer verbrannt wird, führt dazu, daß Gas mit höherer Temperatur der Trieb­ werksturbine zugeführt und die Lebensdauer der Turbinen­ laufschaufeln reduziert wird. Solche Nachteile müssen in Kauf genommen werden, damit die Triebwerksturbine die Ex­ traleistung liefern kann, die mit der Abzapfluft verbunden ist. Es ist nicht möglich, ohne übermäßige Komplexität im­ mer Luft aus der Triebwerksverdichterstufe abzuzapfen, die exakt den korrekten Druck liefert, welcher für die Flug­ zeugvereisungsschutz- und ECS-Systeme benötigt wird. Übli­ cherweise sind nur zwei Abzapföffnungen vorgesehen. Das Er­ gebnis ist deshalb, daß Luft abgezapft wird, bei welcher die Mindestdruckerfordernisse überschritten sind, was zu einer noch höheren Einbuße für den Triebwerkszyklus führt, als es für die Flugzeugsysteme erforderlich wäre. Meistens ist die Abzapfluft nicht nur auf einem Druck, der höher als der erforderliche Druck ist, sondern sie ist auch zu heiß. Aus Brandsicherheitsgründen wird die maximale Abzapfluft­ temperatur üblicherweise auf 230 bis 260°C (450 bis 500°F) begrenzt. Die Temperatursteuerung erfordert das Kühlen der Abzapfluft mit einem Vorkühler. Bei den meisten modernen Triebwerken wird Fanluft zum Kühlen der Verdichterab­ zapfluft benutzt. Die Benutzung von Fanluft bringt einen zusätzlichen Verbrauch an Brennstoff mit sich. Außerdem ist der Vorkühler üblicherweise groß und erfordert eine Fan­ lufthitze, die Luftwiderstand erzeugt. Ein übliches großes Turbofan-Triebwerk wird etwa 3% zusätzlichen Brennstoff verbrauchen und mit einer etwa 30°C (50°F) höheren Turbi­ nentemperatur arbeiten, um die Flugzeugsystemabzapfluft zu erzeugen. Die Erfindung befaßt sich mit diesen Problemen und Nachteilen des Standes der Technik und der herkömmli­ chen Vorrichtungen, die zum Liefern von Flugzeugabzapfluft benutzt werden.

Ein zweiter Aspekt der Erfindung betrifft den mit Luft an­ getriebenen Anlasser des Triebwerks. Luftanlasser sind üb­ licherweise luftgetriebene Turbinen, die an dem Triebwerks­ zubehörgetriebe montiert sind. Die Anlasserturbine dreht sich mit sehr hoher Drehzahl und treibt das Triebwerk über ein Planetengetriebesystem während der Triebwerksbeschleu­ nigung bis unmittelbar unterhalb der Leerlaufdrehzahl an. Nachdem das Triebwerk gezündet hat, beginnt es seine eigene Leistung zu erzeugen, und bei einer Drehzahl unterhalb der Leerlaufdrehzahl beschleunigt es von dem Anlasser weg. Eine mechanische Überholkupplung gestattet dem Anlasser das Aus­ rücken, und anschließend wird die Anlasserluft abgeschal­ tet, und die Anlasserturbine kommt zum Stillstand. Während des übrigen Teils des Fluges wird der Anlasser nicht für irgendeinen Zweck benutzt und stellt einfach zusätzliches Gewicht dar, welches von dem Flugzeug mitgeschleppt wird. Innerhalb eines sehr schmalen Flugprofils des Flugzeugs kann der Anlasser manchmal für eine Nottriebwerksneuzündung benutzt werden, aber nur bei Bedingungen, wo die Drehzahl des durch den Fahrtwind angetriebenen Triebwerks niedrig genug ist, damit die Anlasserkupplung eingerückt werden kann, ohne daß es zu einer Beschädigung aufgrund einer so­ genannten Brucheinrückung kommt. Die Triebwerksanlasser können während normalen Flugzeugreiseflugbedingungen nicht benutzt werden, wenn die einzige Möglichkeit zur Neuzündung das sich frei im Fahrtwind drehende Triebwerk ist. Ein Vor­ teil der Erfindung ist, daß sie den Betrieb des Luftanlas­ sers während allen Flugzeugflugbedingungen gestattet, wo­ durch die Verzögerung in der Triebwerksneuzündung vermieden wird, die bei Flugbedingungen auftreten kann, welche für schnelle Neuzündungen bei einem Triebwerksantrieb durch den Fahrtwind ungünstig sind. Die Erfindung verbessert außerdem die Lösung für das Neuzündungsproblem durch die Verwendung der Anlasserturbine während allen Betriebsbedingungen als Einrichtung zum Verbessern der Leistung des Hilfsab­ zapfluftverdichters.

Ein dritter Aspekt der Erfindung betrifft das Kühlen des Triebwerksraums. Kühlluft wird üblicherweise dem Trieb­ werksfankanal entnommen und als Ventilationskühlluft für Triebwerkszubehör benutzt, das außerhalb des Haupttrieb­ werksgehäuses montiert ist. Das ist insbesondere für elek­ tronische Steuereinrichtungen und elektrische Bauteile not­ wendig. Kühlluft wird außerdem in Verbindung mit Verdich­ ter- und Turbinenspielsteuersystemen benutzt, also Syste­ men, welche den Spalt zwischen Laufschaufeln und benachbar­ ten Gehäusewänden steuern, um Reibberührungen und übermäßi­ ges Spiel zu verhindern. Ein weiterer Brennstoffeinspa­ rungsvorteil einer Ausführungsform der Erfindung besteht darin, die Turbine, die dem Triebwerksanlasser zugeordnet ist, und den Hilfsabzapfluftverdichter als Einrichtung zum Kühlen der Luft zu benutzen, die dann zur Kühlung des Triebwerksraums, der elektronischen Steuereinrichtungen oder der Spaltsteuereinrichtung benutzt werden kann.

Ein vierter Aspekt der Erfindung bezieht sich auf den aero­ dynamischen Widerstand, der den Triebwerksgondeln, Außen­ lastträgern und anderen Oberflächen im Luftströmungsweg zu­ geordnet ist. Wenn Luft auf einer und über eine Oberfläche, z. B. einer Triebwerksgondel, strömt, bildet sich fort­ schreitend eine Niedergeschwindigkeitsgrenzschicht zuneh­ mender Dicke aus. Innerhalb dieser Grenzschicht wird ein Teil der Geschwindigkeitskomponente des Gesamtdruckes der ungestörten Strömung in einen erhöhten statischen Druck um­ gewandelt. Als Ergebnis des Anstiegs des statischen Drucks, der Grenzschichtdicke und der Diffusion wird ein Punkt er­ reicht, wo Gegendruck bewirkt, daß eine ansonsten laminare Grenzschicht turbulent wird. In dem turbulenten Gebiet wird ein beträchtlicher Teil des Gesamtdruckes in statische Temperatur umgewandelt, was thermodynamisch als eine Zu­ nahme der Entropie dargestellt wird. Zu der Zeit, zu der die Grenzschicht die Oberfläche, oder in dem besonderen Fall eines Flugzeuggasturbinentriebwerks das Ende der Gon­ del, verläßt, tritt ein unwiederbringlicher Verlust an Ge­ samtdruck auf. Der große Entropieanstieg, der mit Turbulenz verbunden ist, ergibt sich auf Kosten der Luftbewegungs­ energie. Turbulenz führt ebenfalls zu erhöhtem statischen Druck, der die Intensität der nach hinten gerichteten Druckkraft an der Oberfläche steigern kann. Wenn nun die Grenzschichtdicke klein gehalten wird, treten Strömungsab­ lösung und Turbulenz nicht auf, und der Luftwiderstand kann beträchtlich reduziert werden. Eine Möglichkeit zum Vermei­ den des Anstiegs der Grenzschichtdicke besteht darin, Grenzschichtluft durch Löcher in der Oberfläche abzupumpen oder abzuzapfen. Grenzschichtpumpen oder -verdichter wären unter aerodynamischen Gesichtspunkten erwünscht, wegen der relativ großen Luftströmungsleistungen, die mit wirksamem Grenzschichtabpumpen oder -abzapfen verbunden sind, ist dieses Prinzip bei modernen Flugzeugen und Triebwerken aber nicht eingesetzt worden. Ein Problem, mit dessen Lösung sich die Erfindung befaßt, ist deshalb der effektive und wirtschaftliche Einsatz des Triebwerkshilfsverdichters zum Abpumpen und Verdichten der Laminarströmungsgrenzschicht­ luft.

Zum Maximieren der Leistung der Erfindung befaßt sich die bevorzugte Ausführungsform der Erfindung mit einem Problem, das in Beziehung steht zu dem Anpassen der Hilfsverdichter­ betriebskennlinie (Druckverhältnis und Strömung) an den für die Flugzeugsysteme erforderlichen Plan für Druck und Strö­ mung, welche normalerweise durch Triebwerksabzapfluft zur Verfügung gestellt werden. Betriebsbedingungen ergeben sich immer, wenn das System höhere Drücke bei geringeren Strö­ mungen verlangt, als der Kompressor ohne Strömungsabriß liefern kann (eine zu geringe Strömung für die Betriebs­ drehzahl, die benötigt wird, um den verlangten Druck zu er­ zeugen). Dem Verdichter muß gestattet werden, zusätzliche Strömung zu liefern und Strömungsabriß zu vermeiden. Diese zusätzliche Strömung stellt jedoch einen zusätzlichen Ver­ lust sowohl hinsichtlich zusätzlicher Eingangsleistung des Verdichters als auch hinsichtlich zusätzlichen Stau-Luftwi­ derstands dar, welch letzterer damit verbunden ist, daß die Luft an Bord des Triebwerks gebracht wird (außerdem zusätz­ liche Fanleistung, wenn die Luftquelle der Fankanal ist). Die bevorzugte Ausführungsform der Erfindung bietet eine wirtschaftliche Brennstoffeinsparungslösung für dieses Pro­ blem im Gegensatz zu dem einfachen Ableiten der unbenutzten Strömung. Die Erfindung schafft eine Einrichtung zum Ent­ nehmen von Leistung aus dieser zusätzlichen Strömung nach deren Verdichtung. Darüber hinaus wird die Extraströmung, nachdem sie durch die Luftturbine hindurchgegangen ist, die auch zum Anlassen des Triebwerks benutzt wird, und nachdem sie entspannt und ihre Nutzleistung entnommen worden ist, um beim Antrieb des Verdichters zu helfen, zum Kühlen des Triebwerksraums, der elektronischen Steuerung oder als Teil des Spielsteuersystems benutzt.

Es ist deshalb ein Ziel der Erfindung, ein effizienteres und langlebigeres Flugzeuggasturbinentriebwerk durch Redu­ zieren oder Eliminieren der Triebwerksverdichterabzapfung und des dieser zugeordneten Fanluftvorkühlers zu schaffen.

Weiter soll durch die Erfindung ein den Brennstoff mit gutem Wirkungsgrad ausnutzendes System zum Versorgen der Flugzeugvereisungsschutz- und ECS-Systeme mit Druckluft ge­ schaffen werden.

Ferner soll durch die Erfindung das Triebwerk in die Lage versetzt werden, im Flug schnell und zuverlässig wiederge­ startet oder neugezündet werden zu können.

Weiter soll durch die Erfindung das Triebwerk mit einem An­ lasser versehen werden, bei dem die Notwendigkeit einer Brucheinrückung zur Neuzündung im Flug vermieden wird.

Ferner soll durch die Erfindung Kühlluft zum Kühlen des Triebwerksraums, der elektronischen Steuerung oder als Teil des Spielsteuersystems zur Verfügung gestellt werden.

Weiter soll durch die Erfindung der Luftwiderstand des Flugzeugs reduziert werden, damit Brennstoff gespart wird.

Ferner sollen durch die Erfindung die Kosten und die Kom­ plexität des Flugzeuggasturbinentriebwerks reduziert wer­ den.

Schließlich sollen durch die Erfindung das Ventilsystem und die Luftkanalführung, welche einem Flugzeuggasturbinen­ triebwerk zugeordnet sind, vereinfacht werden.

Gemäß der Erfindung wird, kurz gesagt, ein Flugzeuggastur­ binentriebwerk mit einem Hilfsdruckluftsystem versehen, das einen Hilfsverdichter zum Liefern von Flugzeugabzapfluft aufweist, die häufig als Kundenabzapfluft bezeichnet wird, eine Einrichtung zum mechanischen Antreiben des Hilfsver­ dichters von einem Rotor des Gasturbinentriebwerks aus und eine Zyklusvariiereinrichtung zum Betreiben des Hilfsver­ dichterzyklus unabhängig von dem des Flugzeug­ gasturbinentriebwerkverdichters. In einer besondereren Aus­ führungsform umfaßt die Zyklusvariiereinrichtung einen drehzahlveränderlichen Antrieb, der mit dem Verdichter in mechanischer Antriebsbeziehung ist und durch einen Gastur­ binentriebwerksrotor angetrieben wird. Eine besondere Ausführungsform beinhaltet eine Luftturbine, die auf einer gemeinsamen Welle mit dem Hilfsverdichter montiert ist, und eine Einrichtung zum Leiten von Luft zu der Turbine, um das Gasturbinentriebwerk anzulassen, sowie ein elektronisches Triebwerkssteuersystem zum Steuern des Systems.

Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung wird ein Flugzeuggasturbinentriebwerk mit einer Gondel geschaffen, die eine perforierte äußere Haut hat und mit einem ringför­ migen Sammelraum unterhalb der perforierten Haut verbunden ist. Der Sammelraum ist an einen Hilfsverdichter ange­ schlossen, welcher die Grenzschicht aus dem perforierten Teil der Gondel abpumpt oder abzapft. Die vom Verdichter abgegebene verdichtete Luft wird zu einer Luftturbine ge­ leitet, die ihrerseits in mechanischer Antriebsbeziehung zu dem Verdichter steht. Der Verdichter wird über eine mecha­ nische Verbindung durch einen drehzahlveränderlichen An­ trieb angetrieben, welcher durch die Zapf- oder Zube­ hörantriebswelle des Gasturbinentriebwerks angetrieben und durch eine elektronische Steuerung gesteuert wird. In einer Ausführungsform der Erfindung werden in dem Verdichter und in der Turbine verstellbare Einlaßleitschaufeln und Düsen benutzt, um die Systemleistung zu optimieren. In der bevor­ zugten Ausführungsform befinden sich der Verdichter und die Turbine auf derselben Welle wie eine Ausgangswelle des drehzahlveränderlichen Antriebs. Kanäle mit Ventilen sind vorgesehen, damit wenigstens ein Teil der Verdichterauslaß­ luft einem Flugzeugabzapfkanal zugeführt werden kann, wo sie benutzt werden kann, um den Flugzeugabzapfluftbedarf zu decken, beispielsweise zur Klimaregelung und zum Verei­ sungsschutz. Die übrige Luft wird in die Luftturbine gelei­ tet und darin entspannt und erfüllt drei Aufgaben. Die er­ ste besteht darin, dem Verdichter zu gestatten, mehr Luft durchzulassen, als durch das Flugzeugabzapfsystem verlangt wird, um so Verdichterströmungsabriß zu vermeiden. Die zweite besteht darin, einem Teil der Verdichterströmung E­ nergie zu entnehmen, und die dritte besteht darin, die Strömung in der Turbine zu entspannen, um die Strömung zu kühlen, und sie dann in den Triebwerksraum zu leiten, wo sie zum Kühlen von Triebwerkszubehör und der elektronischen Steuerung oder in Verbindung mit Triebwerksspielsteuersy­ stemen benutzt werden kann.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden un­ ter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 eine Längsschnittansicht eines Gastur­ binentriebwerks mit einer Gondel, die einen perforierten vorderen Teil und eine Ausführungsform des anlasserinte­ grierten Grenzschichtabzapfsystems auf­ weist,

Fig. 2 eine schematische Darstellung der be­ vorzugten Ausführungsform, wobei die Elemente und die diese verbindenden Kanäle und Ventile der Erfindung insge­ samt dargestellt sind, und

Fig. 3 eine Längsschnittansicht des Hilfsver­ dichters und des drehzahlveränderlichen Getriebes nach der Erfindung.

Fig. 1 zeigt ein übliches Gasturbinentriebwerk 2, das eine Ausführungsform der Erfindung hat, bei der es sich um ein anlasserintegriertes Grenzschichabzapfsystem handelt, wel­ ches im folgenden abgekürzt auch mit SIBBS (Starter Inte­ grated Boundary Bleed System) bezeichnet wird und dazu dient, einen Teil der Grenzschicht aus der Gondel 10 abzu­ zapfen oder abzupumpen. Die Gondel 10 des Triebwerks 2 hat einen vorderen äußeren Gondelteil 14, der mit Perforationen 18 versehen ist, die in einen ringförmigen Sammelraum 20 führen, der eine Grenzschichtabzapfeinrichtung 22 bildet. Alternativ kann der perforierte vordere Gondelteil 14 durch eine poröse Haut oder durch eine Haut mit schmalen, in Seg­ mente geteilten Schlitzen versehen werden, die in Umfangs­ richtung um die Gondel verlaufen, um einen Teil der Grenz­ schicht abzuzapfen und eine laminare Strömung über einem wesentlichen Teil der Gondel zu erzwingen. Weiter hat das Triebwerk 2 einen Hilfsverdichter 24 und eine Luftturbine 56 auf einem gemeinsamen Rotor 55 und einen drehzahlverän­ derlichen Antrieb 36, welcher die Drehzahl der Verdichters 24 steuert. Die bevorzugte Ausführungsform ist eine Bau­ gruppe, die im folgenden als Turboverdichtersystem 25 be­ zeichnet wird und den Hilfsverdichter 24, die Luftturbine 56 und den drehzahlveränderlichen Antrieb 36 umfaßt, wobei der Hilfsverdichter und die Luftturbine auf dem gemeinsamen Rotor 55 befestigt sind, der mit der Abtriebswelle 33 des drehzahlveränderlichen Antriebs 36 verbunden oder einstüc­ kig mit derselben ausgebildet ist.

Gemäß Fig. 2 ist der Sammelraum 20 mit einem mit verstell­ baren Leitschaufeln versehenen Verdichtereinlaß 28 des Hilfsverdichters 24 verbunden. Der Hilfsverdichter 24 wird über eine Welle 58, die in Fig. 1 schematisch durch den Ro­ tor 55 dargestellt ist, durch den drehzahlveränderlichen Antrieb 36 angetrieben, dessen Drehzahl durch eine elektro­ nische Triebwerkssteuerung 46 geregelt wird. Alternativ kann ein separater elektronischer oder hydromechanischer Regler benutzt werden. Die Energie wird dem drehzahlverän­ derlichen Antrieb 36 von einer Gasturbinentriebwerksrotor­ welle 48 über ein inneres Getriebe 50 geliefert, das über eine Zapfwelle 52 mit einem Zwischengetriebe 40 verbunden ist, welches über eine Antriebswelle 41, bei der es sich um eine biegsame Welle handelt, in Antriebsverbindung mit dem drehzahlveränderlichen Antrieb 36 ist.

Die bevorzugte Ausführungsform, die in Fig. 2 gezeigt ist, hat einen Einlaßkanal 21, der den Hilfsverdichter 24 mit dessen Luftversorgungssammelraum 20 verbindet. Eine alter­ native Luftversorgung 11, für die Fankanalluft benutzt wer­ den kann, steht in Fluidversorgungsverbindung mit dem Ein­ laßkanal 21 über einen alternativen Luftversorgungskanal 13, und ein Ventil 15 ist zwischen dem Einlaßkanal 21 und dem alternativen Luftversorgungskanal 13 angeordnet. Mit Hilfe des Ventils 15 ist die Luftströmung zu dem Hilfsver­ dichter 24 steuerbar, was gestattet, Luft aus dem alterna­ tiven Luftversorgungskanal 11 zu benutzen, um bei Bedarf eine höhere Einlaßströmungsdichte zu erzeugen. Der System- oder Hilfsverdichter 24 und eine Luftturbine 56 sind auf einer gemeinsamen Welle 58 befestigt, die mit der Ausgangs­ welle 30 des drehzahlveränderlichen Antriebs 36 verbunden ist oder ein Fortsatz derselben sein kann. Ein Kanal 60 leitet die Auslaßströmung des Hilfsverdichters 24 zu einem verstellbaren Turbineneinlaß 57 der Luftturbine 56. Ein Verdichterventil 61 ist in dem Kanal 60 stromabwärts des Systemverdichters 24 angeordnet, und ein Turbinenventil 63 ist in dem Kanal 60 zwischen dem Verdichterventil 61 und der Luftturbine 56 angeordnet. Ein Abzapfkanal 65 eines an­ lasserintegrierten Grenzschichtabzapfsystems oder SIBBS verbindet den Kanal 60 an einem Verbindungspunkt zwischen dem Verdichterventil 61 und dem Turbinenventil 63 mit einem Abzapfventil 68, von wo aus Druckluft entnommen wird, um den Flugzeugabzapfluftbedarf zu decken, der schematisch durch einen Block 70 in Fig. 2 dargestellt ist, beispiels­ weise zum Vereisungsschutz und zur Klimaregelung. Während des normalen Reiseflugbetriebes wird ein Teil der Druckluft aus dem Systemverdichter 24 durch den SIBBS-Abzapfkanal 65 geleitet, um für verschiedene Flugzeugsystemerfordernisse benutzt zu werden. Überschüssige Strömung aus dem Verdich­ ter 24 wird der Luftturbine 56 über den mit verstellbaren Leitschaufeln versehenen Turbineneinlaß 57 zugeleitet, wo sie in der Turbine entspannt und dazu benutzt wird, etwas Energie in das System zurückzuleiten, um beim Antrieb des Verdichters 24 zu helfen. In der bevorzugten Ausführungs­ form leitet ein Turbinenauslaßkanal 96 die aus der Lufttur­ bine 56 ausströmende Luft, die darin entspannt und gekühlt worden ist, zu einem Kühlkanal 90, in welchem sie dann bis zu einem Punkt strömt, der sich innerhalb der Grundtrieb­ werksverkleidung 71 in Fig. 1 befindet, um eine Kühlströ­ mung zur Verwendung bei dem Triebwerkszubehör, dem elektro­ nischen Steuersystem und dem Spielsteuersystem zu liefern.

Gemäß der schematischen Darstellung in Fig. 2 kann die Luftturbine 56 auch zum Anlassen des Triebwerks am Boden und im Flug benutzt werden, indem Anlaßluft entweder aus einer Bodenanlaßluftquelle 82 oder aus einer an Bord be­ findlichen Hilfsenergiequelle 84 oder aber eine Triebwerks­ querabzapfluft 88 benutzt wird, um Druckluft über ein An­ laßluftzufuhrventil 75 in den Flugzeugabzapfkanal 65 und die Luftturbine 56 zu leiten. Die Abluft aus der Lufttur­ bine 56 wird dann über einen Turbinenauslaßkanal 96 in den Triebwerkskühlkanal 90 geleitet. Während des Anlassens des Triebwerks 2 ist das Verdichterventil 61 geschlossen und das Anlaßluftzufuhrventil geöffnet. Die Verdichtereinlaß­ leitschaufeln 28 werden ebenfalls geschlossen, um die Lei­ stung zu reduzieren, die an der Turbine 56 zum Antreiben des Verdichters 24 abgezapft wird. Ein Hilfsverdichterab­ laßventil 78 wird geöffnet, damit die Strömung aus dem Ver­ dichter 24 durch dieses hindurch in den Triebwerkskühlkanal 90 gelangen kann.

Der drehzahlveränderliche Antrieb 36 hilft, den Vorteil der optimalen Ausnutzung des Hilfsverdichters 24 und der Luft­ turbine 56 und der Drehzahlanpassung des Hilfsverdichters 24 und der Luftturbine an die Triebwerksbetriebsbedingungen zu erzielen. Er reduziert die erforderliche Triebwerksan­ laßzeit, weil er mehr Leistung bei dem Spitzenturbinenwir­ kungsgrad während des Anlassens des Triebwerks 2 liefern kann. Ein weiterer Vorteil ist, daß die Luftturbine 56, weil sie immer mit der Triebwerkswelle 48 über den dreh­ zahlveränderlichen Antrieb 36 mechanisch verbunden ist, ein Triebwerk, das im Flug abgeschaltet worden ist, ohne Bruch­ einrückung schnell wiederstarten kann.

Die Erfindung beinhaltet speziellere Ausführungsformen, und verschiedene Kombinationen von Typen des Hilfsverdichters 24 und der Luftturbine 56 können vorgesehen werden, um den Wirkungsgrad zu maximieren und die Anpassung an die Be­ triebsbedingungen des Flugzeugtriebwerks zu bewirken. Gemäß der Darstellung in Fig. 3 umfaßt die bevorzugte Ausfüh­ rungsform einen zweistufigen Axial- und Radialsystemver­ dichter 24 sowie eine einstufige Luftturbine 56 mit Ra­ dialeinströmstufe. Andere Alternativen, die vorgesehen wer­ den können, sind ein mehrstufiger Axialsystemverdichter 24 und eine einstufige Axialluftturbine 56 oder ein einstufi­ ger Radialsystemverdichter 24 und eine Axialimpulslufttur­ bine 56.

In Fig. 3 ist der Turboverdichter 23 als eine einzelne Bau­ gruppe oder Vorrichtung dargestellt, die den Hilfsverdich­ ter 24 und die Luftturbine 56 umfaßt und mit dem drehzahl­ veränderlichen Antrieb 36 durch insgesamt mit 205 bezeich­ nete Flansche verbunden ist. Der Hilfsverdichter 24 hat einen verstellbaren Verdichtereinlaß 28, der winkelver­ stellbare Leitschaufeln 210 zum Steuern der Luftvorrotation an dem Hilfsverdichter 24 aufweist. Der Hilfsverdichter 24 hat eine axiale erste Stufe, die insgesamt durch Axialver­ dichterlaufschaufeln 220 und Axialleitschaufeln 230 darge­ stellt ist, und eine Zentrifugalstufe, die als eine Radial­ verdichterlaufschaufel 240 und als Diffusor mit einem Sta­ tor 250 dargestellt ist. Die Laufschaufeln 220 und 240 sind an dem Rotor 55 befestigt. Der Turboverdichter 23 weist weiter eine Verdichterauslaßschnecke 260 auf, die die Druckluft aus dem Diffusor 250 sammelt und in den Kanal 60 (in Fig. 2 gezeigt) leitet, der dann bei Bedarf einen Teil der Druckluft aus dem Hilfsverdichter 24 oder SIBBS-Abzapf­ kanal 65 in Fig. 2 zur Luftturbine 56 leitet.

Der Turboverdichter 23 hat eine Turbineneinlaßschnecke 270, die Druckluft aus dem Verdichter 24 oder dem SIBBS-Abzapf­ kanal 65 empfängt und sie zu dem mit verstellbaren Leit­ schaufeln versehenen Turbineneinlaß 57 der Luftturbine 56 leitet. Der verstellbare Turbineneinlaß 57 weist Turbinen­ einlaßleitschaufeln 280 und verstellbare Turbineneinlaßdü­ senleitschaufeln 290 auf. Stromabwärts der verstellbaren Düsenleitschaufeln 290 befinden sich Radialeinströmungstur­ binenlaufschaufeln 300, die an dem gemeinsamen Rotor 55 be­ festigt sind, um der komprimierten Luftströmung Energie zu entnehmen, welche zur Luftturbine 56 geschickt wird, und damit den gemeinsamen Rotor zu beaufschlagen. Stromabwärts der Radialeinströmungsturbinenstufe befinden sich Streben 310, welche die bauliche Abstützung eines hinteren Lagers 316 des Turboverdichters bewirken. Eine Turbinenauslaß­ schnecke 320 sammelt die Abluft aus der Luftturbine 56 und leitet sie zu dem Turbinenauslaß 91 in Fig. 2.

In der in Fig. 3 gezeigten Ausführungsform ist der Turbo­ verdichter 23 vorderhalb des drehzahlveränderlichen An­ triebs 36 insgesamt an den Flanschen 205 befestigt, im Ge­ gensatz zu der in Fig. 1 gezeigten Ausführungsform, wo sich der drehzahlveränderliche Antrieb 36 vorderhalb des Turbo­ verdichters 23 befindet. Die Lage des Turboverdichtersy­ stems 25, welches den Hilfsverdichter 24 und die Lufttur­ bine 56 umfaßt, hängt von den Bedürfnissen und dem verfüg­ baren Raum des besonderen Flugzeuges und der Turbinentrieb­ werksanlage ab. Das Verdichtersystem kann auch oberhalb des Triebwerks angeordnet werden, zum Beispiel in dem Trieb­ werkspylon.

Die Erfindung hat verschiedene Betriebsarten für verschie­ dene Flugbetriebsbedingungen. In einer Ausführungsform der Erfindung ist unter normalen Betriebsbedingungen, bei denen das Gasturbinentriebwerk 2 läuft, das SIBBS so ausgelegt, daß der Luftwiderstand an der Gondel 10 reduziert wird, in­ dem die Grenzschicht von einem vorderen Teil der Gondel 14 oder von der gesamten Gondel abgezapft wird. Gemäß Fig. 2 wird das Verdichterventil 61 geöffnet und das Ventil 78 ge­ schlossen. Der Hilfsverdichter 24 ist dann in der Lage, die Grenzschicht von dem vorderen Teil 14 der Gondel 10 abzu­ zapfen, indem er sie über die Perforationen 18 in den Sam­ melraum 20 und dann in den Verdichtereinlaßkanal 21 saugt. Der Hilfsverdichter 24 gibt dann Flugzeugabzapfluft über den SIBBS-Abzapfkanal 65 an das Flugzeugabzapfventil 68 ab. Das Flugzeug kann dann die Luft für herkömmliche Zwecke wie Vereisungsschutz und Klimatisierung der Kabinenluft benut­ zen.

Das Turboverdichtersystem 25 wird von dem Hochdruckrotor 48 des Gasturbinentriebwerks 2 aus über eine Reihe von An­ triebswellen und Getrieben angetrieben. Zu Erläuterungs­ zwecken zeigt die Ausführungsform in den Fig. 1, 2 und 3, daß die Antriebsenergie dem Hochdruckrotor 48 durch ein in­ neres Getriebe 50 entnommen und dann dem drehzahlveränder­ lichen Antrieb 36 über eine Zapfwelle 52 und ein Zwischen­ getriebe 40 zugeführt wird, das dann eine Antriebswelle 41 antreibt. Die Zapfwelle 52 ist eine Radialantriebswelle, und das Zwischengetriebe 40 ist ein Winkelgetriebe, welches die Antriebsenergie um 90° umlenkt. Andere Kraftübertra­ gungsanordnungen und Arten von Kraftübertragungen können benutzt werden, um die Antriebsenergie dem drehzahlverän­ derlichen Antrieb 36 zuzuführen, zum Beispiel eine direkte Anzapfung des Hochdruckrotors 48 oder ein Zwischengetriebe, welches die Antriebsenergie um einen Winkel umlenkt, der wesentlich kleiner als 90° ist und beispielsweise 35° be­ trägt, so daß das Turboverdichtersystem 25 an einer beson­ deren Stelle montiert werden kann.

In der bevorzugten Ausführungsform steuert die elektroni­ sche Steuerung 46 die Drehzahl des Hilfsverdichters 24 durch Einstellen der Ausgangsdrehzahl des drehzahlveränder­ lichen Antriebs 36 und berechnet außerdem die passende Drehzahl, mit der der Hilfsverdichter 24 zu betreiben ist, damit der gewünschte Druck und die gewünschte Durchflußlei­ stung am Ausgang des Verdichters erzielt werden. Die elek­ tronische Steuerung 46 sorgt außerdem für den Überdrehzahl-, Übertemperatur- und Strömungsabrißschutz des Hilfsver­ dichters 24 und der Luftturbine 56. In geringer Höhe wird, wenn der Hilfsverdichter 24 bei reduzierter korrigierter Strömung betrieben wird, der mit verstellbaren Leitschau­ feln versehene Verdichtereinlaß 28 allmählich geschlossen, aber nicht abgesperrt, um mehr Strömungsabrißspielraum für den Hilfsverdichter 24 zu schaffen. Die überschüssige Strö­ mung aus dem Hilfsverdichter 24 wird über den Kanal 60 zur Luftturbine 56 geleitet, indem das Turbinenventil 63 geöff­ net wird. Die Strömungsmenge, die durch die Luftturbine 56 hindurchgeht, wird beeinflußt, indem unter Verwendung der elektronischen Steuerung 46 die verstellbaren Dü­ senleitschaufeln des Turbineneinlasses 57 gesteuert werden. Die Abluft aus der Luftturbine 56 wird über den Turbinen­ auslaßkanal 96 in einen Kühlkanal 90 geleitet, der in die­ ser besonderen Ausführungsform innerhalb der Grundtrieb­ werksverkleidung angeordnet ist, wie es in Fig. 1 gezeigt ist, und wird zum Kühlen von verschiedenem Triebwerkszube­ hör, der elektronischen Steuerungen und in Verbindung mit den Triebwerksspielsteuersystemen benutzt.

Die Luftturbine 56 wird hauptsächlich zum Anlassen des Triebwerks 2 benutzt und ist deshalb über den Kanal 60 und den SIBBS-Abzapfkanal 65 mit dem Flugzeugluftkanal 70 ver­ bunden. Im Falle einer Abschaltung des Triebwerks im Flug und eines anschließenden Wiederstartens kann das gleichar­ tige Verdichtersystem, zum Beispiel ein SIBBS-System, eines weiteren Triebwerks, das in Betrieb ist, benutzt werden, um Druckluft über das Flugzeugkanalsystem 70 zum Starten des abgeschalteten Triebwerks zu liefern. Ein solches System wird häufig als Querabzapfsystem bezeichnet.

Das Anlassen des Triebwerks 2 erfolgt, indem Luft über den Flugzeugluftsystemkanal 70 in den SIBBS-Abzapfkanal 65 ge­ leitet wird. Das Verdichterventil 61 wird geschlossen. Das Ablaßventil 78 wird geöffnet, und der mit verstellbaren Leitschaufeln versehene Verdichtereinlaß 28 wird nahezu vollständig geschlossen, um die Energieabgabe an den Hilfs­ verdichter 24 während des Anlaßvorganges zu minimieren. Das Turbinenventil 63 wird allmählich geöffnet, um die Lufttur­ bine 56 auf eine vorbestimmte Drehzahl zu bringen, die für die vorliegenden Zwecke, so hat es sich gezeigt, bei etwa 25000 U/min liegt. Der drehzahlveränderliche Antrieb 36 wird durch die elektronische Triebwerkssteuerung 46 so gesteuert, daß er ein nahezu konstantes Drehmoment an den Triebwerksrotor 48 während der Anfangsphase der Triebwerksdrehung abgibt. Oberhalb einer vorbestimmten Zünddrehzahl, einer Drehzahl, bei der die Triebwerksbrenn­ kammer gezündet werden kann, ohne daß es zu Triebwerksverdichterströmungsabriß oder zu übermäßigen Tur­ binentemperaturen kommt, stellt die elektronische Trieb­ werkssteuerung 46 den drehzahlveränderlichen Antrieb 36 so ein, daß eine konstante vorbestimmte Leistung an das Trieb­ werk 2 abgegeben wird, und außerdem stellt sie den mit verstellbaren Düsenleitschaufeln versehenen Turbineneinlaß 57 so ein, daß die Luftturbine 56 mit variabler Drehzahl und konstanter Ausgangsleistung betrieben wird.

Claims (24)

1. Vorrichtung zum Liefern von Flugzeugabzapfluft aus ei­ nem Flugzeuggasturbinentriebwerk (2), das einen Rotor (48) hat, gekennzeichnet durch:
einen Hilfsverdichter (24),
eine Einrichtung (50, 52) zum mechanischen Antreiben des Hilfsverdichters (24) von dem Rotor (48) des Gasturbinentriebwerks (2) aus, und
eine Zyklusvariiereinrichtung (36) zum Betreiben des Zyklus des Hilfsverdichters (24) unabhängig von dem Zyklus des Flugzeuggasturbinentriebwerks (2).

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Zyklusvariiereinrichtung einen drehzahlverän­ derlichen Antrieb (36) in mechanischer Antriebsbezie­ hung zu dem Hilfsverdichter (24) und in Antriebsver­ bindung mit dem Gasturbinentriebwerksrotor (48) auf­ weist.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Zyklusvariiereinrichtung ein elektronisches Steuersystem (46) zum Steuern der Vorrichtung auf­ weist.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3, gekennzeichnet durch eine Luftturbine (56) auf einer gemeinsamen Welle (58) mit dem Hilfsverdichter (24) und durch eine Einrichtung (60), die in der Lage ist, einen Teil der Druckluft aus dem Hilfsverdichter (24) der Luftturbine (56) zu­ zuführen.

5. Vorrichtung nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (65, 68, 70) zum Versorgen der Luftturbine (56) mit Anlaßdruckluft.

6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Anlaßdruckluft durch ein Triebwerksquerabzapf­ system (88) geliefert wird.

7. Vorrichtung zum Abzapfen von Grenzschichtluft und zum Liefern von Flugzeugabzapfluft aus einem Flugzeug­ gasturbinentriebwerk (2), gekennzeichnet durch
eine Abzapfeinrichtung (22) zum Sammeln von Grenz­ schichtluft von der äußeren Haut eines Flugzeuges,
einen Hilfsverdichter (24) in Fluidversorgungsverbin­ dung mit der Abzapfeinrichtung (22) zum Verdichten der von der Abzapfeinrichtung (22) gelieferten Abzapfluft,
eine erste Kanaleinrichtung (60, 61), über die wenig­ stens ein Teil der verdichteten Luft aus dem Hilfsver­ dichter (24) weitergeleitet wird, um den Flugzeugab­ zapfluftbedarf zu decken, und
eine Kraftübertragungseinrichtung (36, 50, 52), die den Hilfsverdichter (24) mit dem Rotor (48) des Gasturbinentriebwerks (2) so verbindet, daß der Hilfs­ verdichter (24) durch den Rotor (48) des Triebwerks (2) angetrieben wird.

8. Vorrichtung nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch eine alternative Luftversorgung (11) in wahlweiser Fluid­ versorgungsverbindung mit dem Hilfsverdichter (24) und durch ein Wählventil (15), das zwischen der Abzapfein­ richtung (22) und der alternativen Luftversorgung (11) angeordnet ist, wobei das Wählventil (15) in Fluidver­ sorgungsverbindung mit dem Hilfsverdichter (24) ist und die Luftströmung von der Abzapfeinrichtung (22) und der alternativen Luftversorgung (11) zu dem Hilfs­ verdichter (24) steuert.

9. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Kraftübertragungseinrichtung (36, 50, 52) einen drehzahlveränderlichen Antrieb (36) aufweist, der in Antriebsbeziehung zwischen dem Triebwerksrotor (48) und dem Hilfsverdichter (24) angeordnet ist.

10. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß eine Luftturbine (56) in Antriebsverbindung mit dem Hilfsverdichter (24) ist und daß eine zweite Ka­ naleinrichtung (57, 63) vorgesehen ist, um einen zwei­ ten Teil der verdichteten Luft aus dem Hilfsverdichter (24) zu der Luftturbine (56) zu leiten, um die Luft­ turbine (56) anzutreiben.

11. Vorrichtung nach Anspruch 9, gekennzeichnet durch eine Luftturbine (56), die in Antriebsverbindung mit dem Hilfsverdichter (24) ist.

12. Vorrichtung nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch eine zweite Kanaleinrichtung (57, 63) zum Leiten eines zweiten Teils der verdichteten Luft aus dem Hilfsver­ dichter (24) zu der Luftturbine (56) zum Antreiben der Luftturbine (56).

13. Vorrichtung nach Anspruch 12, gekennzeichnet durch eine Anlaßluftversorgungseinrichtung (82, 84, 88) zum Versorgen der Luftturbine (56) mit Anlaßluft.

14. Vorrichtung nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch ein elektronisches Steuersystem (46) zum Steuern des dreh­ zahlveränderlichen Antriebs (36).

15. Vorrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß das elektronische Steuersystem (46) die erste und die zweite Kanaleinrichtung (57, 60, 61, 63) und die Anlaßluftversorgungseinrichtung (82, 84, 88) wahlweise steuert.

16. Vorrichtung nach Anspruch 15, gekennzeichnet durch eine erste Ventileinrichtung (61, 63, 75) zum Auswäh­ len entweder von Anlaßluft oder von Hilfsverdichter­ auslaßluft zur Versorgung der Luftturbine (56).

17. Vorrichtung nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß das Anlaßluftversorgungssystem (82, 84, 88) eine Einrichtung (75) aufweist zum wahlweisen Benutzen von Bodenanlaßluft (82) oder von im Flug verfügbarer An­ laßluft (88) zum Versorgen der Luftturbine (56) mit Anlaßluft.

18. Vorrichtung nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Ventileinrichtung (75) durch die elek­ tronische Steuerung (46) gesteuert wird.

19. Vorrichtung nach Anspruch 15, gekennzeichnet durch eine erste Ventileinrichtung (75) zum Auswählen entwe­ der von Anlaßluft oder von Hilfsverdichterauslaßluft zur Versorgung der Luftturbine (56).

20. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 10 bis 19, ge­ kennzeichnet durch eine Ablaßeinrichtung (78) zum wahlweisen Leiten eines dritten Teils der verdichteten Luft aus dem Hilfsverdichter (24) zu einem Ablaß, wo­ bei die Ablaßeinrichtung ein Ablaßventil (78) aufweist zum Steuern des weiterzuleitenden dritten Teils der verdichteten Luft.

21. Vorrichtung nach Anspruch 20, gekennzeichnet durch eine Luftturbinenauslaßeinrichtung mit einem Turbinen­ auslaßkanal (96) zum Leiten von wenigstens einem Teil der Auslaßströmung der Luftturbine (56) zu der Ablaß­ einrichtung stromabwärts des Ablaßventils (78).

22. Vorrichtung nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß die Ablaßeinrichtung eine Kühleinrichtung ist und daß der Ablaß ein Bereich des Triebwerks (2) ist, der Kühlung erfordert.

23. Vorrichtung nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß der Bereich des Triebwerks (2), der Kühlung erfordert, sich innerhalb der Grundtriebwerksverklei­ dung (71) befindet.

24. Vorrichtung nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß der Bereich des Triebwerks (2), der Kühlung erfor­ dert, ein Bereich ist, in dem sich Triebwerkszubehör befindet.