DE60016297T2

DE60016297T2 - Selbsttestarchitektur für den Überdrehzahlschutz- und den Notausschaltkreislauf

Info

Publication number: DE60016297T2
Application number: DE60016297T
Authority: DE
Inventors: Jean-Marie Brocard; Alain Pierre Garassino; Christian Denis Le Boeuf; Alain Patrick Paya; Alain Michel Varizat
Original assignee: Hispano Suiza SA
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 1999-03-18
Filing date: 2000-03-16
Publication date: 2005-12-01
Anticipated expiration: 2020-03-17
Also published as: CA2300571A1; EP1036917A1; US6393353B1; FR2791089A1; RU2237819C2; CA2300571C; FR2791089B1; DE60016297D1; EP1036917B1

Description

Diese Erfindung betrifft das Gebiet der Verfahren für eine Notausschaltung und für eine Ausschaltung bei Überdrehzahlen eines Turbotriebwerks sowie der Testmittel für diese beiden Arten des Ausschaltens.
Ein Triebwerk verfügt notwendigerweise über ein Organ zum Abschalten der Brennstoffversorgung direkt vom Platz des Piloten des von ihm angetriebenen Flugzeugs. Dabei handelt es sich um eine Verordnung.
Dieses Ausschaltverfahren des Turbotriebwerks nennt man Notausschaltung. Die Gesamtheit der baulichen Elemente, die zum Funktionieren der Notausschaltung beitragen, nennt man Notausschaltkreis.
Andererseits verfügt ein Triebwerk notwendigerweise über ein Organ, das es gegen zu hohe Drehzahlen (Überdrehen) schützt, um insbesondere ein Auseinandersprengen von Turbinenrädern zu verhindern.
Auch dabei handelt es sich um eine Verordnung.
Dieses Verfahren zum Schutz des Turbotriebwerks nennt man Überdrehzahlschutz. Die Gesamtheit der baulichen und Programm-Elemente, die zum Funktionieren des Überdrehzahlschutzes beitragen, nennt man Überdrehzahlschutz-Schaltkreis.
Die Notausschaltung wird vom Pilotensitz des Flugzeugs aus mittels eines Motorausschalthebels, Primärhebel genannt, gesteuert. Letzterer kann mit dem Gashebel verwechselt werden, da die Ausschalt-Stellung dann einer bestimmten Stellung dieses Hebels entspricht.
Die Ausschaltung bei Überdrehzahlen erfolgt automatisch und als Ergebnis einer Messung der Drehzahl der Antriebswelle, wenn diese die maximal zulässige Drehzahl um einen vorbestimmten Prozentsatz überschreitet.
Die Drehzahlmessung kann im Bereich der Niederdruck-Kupplung durchgeführt werden, dann spricht man von der Drehzahl N₁, oder im Bereich der Hochdruck-Kupplung durchgeführt werden, dann spricht man von der Drehzahl N₂. Der Einfang einer Größe, die mit N₁ oder N₂ variiert, ermöglicht die Erkennung der Überdrehzahl.
Vorschriftsgemäß müssen die Notausschaltung und die Ausschaltung bei Überdrehzahlen zwischen einer Landung und dem nächsten Start getestet werden.
In US-A-4 602 479 ist eine Steuervorrichtung für die Brennstoffversorgung eines Turbotriebwerks beschrieben, die ein Ventil zum Ausschalten bei Überdrehzahl umfasst, das mit einer Umgehungs-Versorgungsleitung verbunden ist, die einen Minimalschub des Turbotriebwerks gewährleistet.
Nach dem Stand der Technik erfolgt der Überdrehzahl-Test durch Betätigung des Überdrehzahlschutz-Systems, das beim Abschalten des Motors nach einer Landung ausgelöst wird. Das Auslösen dieses Schutzes wird zuvor mittels eines Rechners, der den Motor steuert, oder mechanisch durch Ändern der Tarierung einer Feder auf einen Drehzahlwert zurückgesetzt, der kleiner ist als die Leerlaufdrehzahl des Motors. Das Absterben des Motors beweist das reibungslose Funktionieren des Überdrehzahlschutz-Systems, das auf diese Weise nach jedem Flug getestet wird.
Das Notausschaltungssystem seinerseits wird bei einem Wartungsvorgang überprüft.
Die Erfindung besteht darin, die Architektur des hydromechanischen Brennstoffreglers, die der Rechnerlogik für die Motorsteuerung sowie die der Messeinrichtungen zur Erkennung einer Überdrehzahl des Triebwerks zu modifizieren und anzupassen.
Die Anpassung der Architektur und der Funktionslogik ermöglicht es so, den gesamten Überdrehzahl-Kreis direkt vor dem Anlassen des Turbotriebwerks automatisch auf einwandfreies Funktionieren zu testen.
Ebenso ermöglicht sie es, das Funktionieren des gesamten Notausschaltkreises im Augenblick des Abschaltens des Turbotriebwerks nach einer Landung zu testen.
Daher können durch die Kombinierung/Optimierung der Architektur des hydromechanischen Brennstoffreglers mit der des Elektroniksystems die beiden Kreise (Überdrehzahlschutz und Notausschaltung) automatisch und vollständig auf einwandfreies Funktionieren getestet werden.
So betrifft diese Erfindung einerseits ein Verfahren zur Steuerung und zum Test eines Notausschaltkreises eines Flugzeugtriebwerks, wobei das Triebwerk Mittel zur Regelung der Brennstoffmenge enthält, die den Einspritzdüsen des Triebwerks zugeführt wird, wobei diese Mittel eine freizugebene Brennstoffmenge berechnen, ferner Messfühler zur Bestimmung des Werts der aktuellen Ist-Menge, die den Triebwerken zugeführt wird, enthält, ein Schließmittel zum Sperren der Zufuhr des zu den Einspritzdüsen des Triebwerks gelangenden Brennstoffs enthält, wobei dieses Mittel normalerweise geöffnet ist und sich unter der Einwirkung steuerbarer Betätigungsmittel schließt, wobei dieses Verfahren dadurch gekennzeichnet ist, dass die Notausschaltung des Triebwerks durch die Betätigung eines Primärhebels gesteuert wird, der von Hand aus einer ersten Stellung in eine zweite Stellung geschoben werden kann, wobei dieses Verschieben in diese zweite Stellung die Steuerung der Betätigungsmittel des Schließmittels zum Sperren der Zufuhr des Brennstoffs darstellt, und dadurch, dass der Test des Notausschaltkreises auf einwandfreies Funktionieren in der Messung einer Abweichung zwischen dem Wert der von den Regelmitteln des Triebwerks freigegebenen Brennstoffmenge und der Ist-Brennstoffmenge, die von dem Messfühler zur Bestimmung des Werts der aktuellen Ist-Menge gemessen wurde, besteht.
Andererseits betrifft diese Erfindung ein Verfahren für den Überdrehzahlschutz eines Flugzeugtriebwerks, wobei das Triebwerk Mittel zur Regelung der Brennstoffmenge enthält, die den Einspritzdüsen des Triebwerks zugeführt wird, wobei diese Mittel eine freizugebene Brennstoffmenge in Abhängigkeit von der Drehzahl des Triebwerks und von äußeren Parametern berechnen, ferner Messfühler für den Ist-Wert der aktuellen Menge, die den Triebwerken zugeführt wird, enthält, ein Schließmittel zum Sperren der Zufuhr des zu den Einspritzdüsen des Triebwerks gelangenden Brennstoffs enthält, wobei dieses Mittel normalerweise geöffnet ist und sich unter der Einwirkung steuerbarer Betätigungsmittel schließt, ferner Mittel zum Messen der aktuellen Drehzahl des Triebwerks sowie Mittel zur Bestimmung von Schwellenwerten der aktuellen Drehzahl, deren Überschreitung die Erkennung einer Überdrehzahl darstellt, enthält, wobei ein erster Schwellenwert den Schwellenwert für die Test-Überdrehzahl bildet und ein zweiter Schwellenwert den Schwellenwert für die tatsächliche Überdrehzahl bildet, wobei dieses Verfahren dadurch gekennzeichnet ist, dass die Erkennung der realen oder der Test-Überdrehzahl in einem logischen elektronischen Modul erfolgt, das eine Größe empfängt, die den Wert der aktuellen realen Drehzahl des Triebwerks darstellt, wobei dieses Modul einen Zustandsumschalter enthält, der wenigstens zwei Zustände schalten kann, einen Testzustand und einen Normalzustand, wobei dieses Modul einen Vergleich zwischen der realen Drehzahl und dem Schwellenwert der Test-Überdrehzahl durchführt, wenn sich der Zustandsumschalter im Testzustand befindet, und zwischen der realen Drehzahl und dem Schwellenwert der realen Überdrehzahl, wenn sich der Zustandsumschalter im Normalzustand befindet, wobei dieses Modul einen Schließ-Steuerbefehl zu den Betätigungsmitteln für das Mittel zum Sperren der Brennstoffzufuhr sendet, und dadurch, dass der Test auf einwandfreies Funktionieren des Ausschaltens bei Überdrehzahl des Triebwerks in der Messung einer Abweichung zwischen der von den Regelmitteln des Triebwerks freigegebenen Brennstoffmenge und der aktuellen Ist-Brennstoffmenge, die von den Messfühlern für den Wert der aktuellen Ist-Menge gemessen wurden, besteht.
Es wird nun ein Ausführungsbeispiel anhand der beigefügten Zeichnungen im Einzelnen beschrieben, wobei
1 ein Schema der hydraulischen Architektur des Notausschaltkreises und des Überdrehzahlschutz-Kreises zeigt,
2 ein Schema der logischen Architektur zur Steuerung der in 1 dargestellten hydraulischen Mittel zeigt,
3 die Verbindungen zwischen der logischen Architektur und der hydraulischen Architektur zeigt,
4 eine Chronologie einer Startsequenz am Boden mit Test des Überdrehzahlschutz-Kreises zeigt,
5 eine Chronologie einer Abschaltsequenz am Boden mit Test des Notausschaltkreises zeigt,
6 eine Chronologie eines Abschaltens während des Fluges als Pilotenfehler mit darauf folgendem Wieder-Einschalten ohne Überdrehzahl-Test zeigt,
7 eine Abschaltsequenz während des Fluges nach Auslösen des Überdrehzahlschutzes mit darauf folgendem Wieder-Einschalten ohne Test durch Eingreifen des Piloten zeigt.
In 1 ist der zum Verständnis der Erfindung dienende Teil einer hydraulischen Brennstoff-Steuereinheit 100 dargestellt.
Diese Einheit steuert die Brennstoffmenge W_E, die nicht dargestellten Brennstoffeinspritzdüsen am Austritt 1 einer Sperrklappe 2 zugeführt wird. Die Sperrklappe 2 hat zwei Einlässe, einen ersten 3 und einen zweiten 4. Sie verhält sich folgendermaßen: Wenn ein ausreichender Druck am Einlass 4 ansteht, wird die Klappe geschlossen. Der Auslass 1 wird dann nicht mehr gespeist. Wenn der Eintrittsdruck am ersten Einlass 3 nicht ausreichend hoch ist, d. h. unter einem Minimum-Schwellenwert liegt, wird die Klappe 2 geschlossen und der Auslass 1 wird dann nicht mehr gespeist. Wenn der Druck am ersten Einlass 3 der Dosiereinrichtung 2 über dem Schwellenwert liegt und der zweite Einlass 4 nicht gespeist wird, wird die am Einlass 3 erhaltene Menge zur Gänze zum Auslass 1 befördert.
Die innere Gestaltung einer solchen Klappe 2, die das oben beschriebene Verhalten bewirkt, ist an sich bekannt und wird hier nicht beschrieben. Der zweite Einlass 4 der Klappe 2 kommuniziert über eine Rohrleitung mit dem Auslass 5 einem ersten hydraulischen „Oder"-Tor 6 mit zwei Einlässen, einem ersten 7 und einem zweiten 8. Dieses „oder"-Tor 6 führt den von irgendeinem seiner Einlässe 7, 8 aufgenommenen Brennstoff seinem Auslass 5 zu. Die innere Funktionsweise eines solchen Tores ist an sich bekannt und wird hier nicht beschrieben. Es ist jedoch anzumerken, dass es sich in der einfachsten Form um ein einfaches Anschlussstück handeln kann.
Der zweite Einlass 8 des ersten „Oder"-Tors 6 ist mit einem Auslass 9 eines zweiten „Oder"-Tors 10 verbunden. Dieses zweite „Oder"-Tor 10 hat zwei Einlässe, einem ersten 11 und einem zweiten 12.
Der erste Einlass 11 ist mit einem Auslass 13 eines ersten Elektroventils 14 verbunden. Später wird sich zeigen, dass dieses erste Ventil ein Schließventil für die Sperrklappe 2 für den Fall der Erkennung einer Überdrehzahl oder eines Überdrehzahl-Tests ist.
Der zweite Einlass 12 des Oder"-Tors 10 ist mit einem Auslass 15 eines zweiten Elektroventils 16 verbunden. Es wird sich später zeigen, dass dieses zweite Ventil das Schließventil für die Notausschaltung ist.
Der erste Einlass 3 der Sperrklappe 2 ist über eine Rohrleitung mit einem ersten Auslass 17 einer Brennstoffdosiereinrichtung 18 verbunden. Dieser erste Auslass 17 ist der normale Auslass der Dosiereinrichtung 18, d. h. der Auslass, der die Brennstoffmenge W_E empfängt, die den Brennstoffeinspritzdüsen zugeführt wird, solange der Betrieb unter normalen Sicherheitsbedingungen erfolgt. Ein zweiter Auslass 19 der Dosiereinrichtung 18 ist über eine Rohrleitung mit dem ersten Einlass 7 des ersten „Oder"-Tors 6 verbunden. Dieser zweite Auslass 19 der Dosiereinrichtung 18 überträgt ein Anschlagsignal in der Form eines Brennstoffdrucks, wenn die Dosiereinrichtung 18 sich in der Stellung des Minimaldurchsatzes befindet.
Diese Stellung des Minimaldurchsatzes ist insbesondere dadurch erreicht, dass ein logischer Eingang 20 der Dosiereinrichtung 18, der an den Auslass 9 des zweiten „Oder"-Tors 10 angeschlossen ist, in Form eines von dem Auslass 9 dieses zweiten „Oder"-Tors 10 kommenden Brennstoffdrucks gespeist wird.
In bekannter Weise weist die Dosiereinrichtung 18, wie symbolisch in 1 dargestellt, eine Hülse 23 auf, deren Bewegung den Durchlassquerschnitt für den Brennstoff, der zu dem Auslass 17 geführt wird, modifiziert. Durch ein Proportionalitätsventil, das nicht dargestellt ist, wird ein konstanter Druckunterschied zwischen einem Hochdruck-Brennstoff-Einlass, der nicht dargestellt ist, und dem Auslass 17 gewährleistet. Desgleichen gewährleistet ein Regelventil in einer Weise, die bekannt ist und nicht dargestellt ist, den Rückfluss des überschüssigen Brennstoffs, bezogen auf die Menge W_E, die der Dosiereinrichtung 18 durch eine Hochdruckpumpe zugeführt wird.
Im Normalbetrieb gewährleistet ein Servoventil 21 die Verschiebung der Hülse 23, um die für den Betrieb des Triebwerks auf Grund der Anweisungen eines Piloten und äußerer Parameter erforderliche Brennstoffmenge W_E zu erzielen. Die Stellung 26 der Hülse 23 ist vermittels der von redundanten Stellungsfühlern 22 abgegebenen Stellungsinformationen bekannt. Diese Informationen werden von einem Steuerorgan, das nicht dargestellt ist, verarbeitetet, wobei dieses ferner die Informationen über die Steuerbefehle und die Flugbedingungen empfängt. Dieses Steuerorgan sendet ein Steuersignal 153 an redundante Servoventile 21, die die Stellung der Hülse 23 der Dosiereinrichtung 18 steuern, um sie an die Drehzahl des Motors anzupassen.
Dieser normale Teil des Betriebs und der Regelung der Brennstoffmenge, der an sich bekannt ist, betrifft diese Erfindung nicht. Es wird daran erinnert, dass diese Erfindung das Gebiet der Notausschaltung, der Ausschaltung bei Überdrehzahlen sowie den Test dieser beiden Funktionen betrifft.
Es werden nun unter Bezugnahme auf 2 die logischen elektronischen Module 120 und 140 zur Steuerung und Kontrolle der Brennstoffsteuereinheit 100 in Hinsicht auf die Notausschaltung, auf die Ausschaltung bei Überdrehzahlen sowie auf den Test dieser beiden Funktionen beschrieben.
Zum leichteren Verständnis der Erfindung wird angemerkt, dass bekanntlich das Anlassen eines Turbotriebwerks damit beginnt, dass der Verdichter und die Turbine auf von außen gestützte Weise in Drehbewegung versetzt werden. Dieses In-Drehbewegung-Versetzen erfolgt, wenn das Flugzeug sich am Boden befindet, mittels eines Antriebsorgans, z. B. eines elektrischen Anlassers oder eines Gebläses. Befindet sich das Flugzeug im Flug, erfüllt der Fahrtwind die Funktion des Gebläses. Das Einspritzen und das Zünden des Brennstoffs geschieht erst, wenn das Triebwerk einen Drehzahl-Schwellenwert erreicht, und zwar V_a, wenn das Flugzeug sich am Boden befindet, und V_min, wenn das Flugzeug sich im Flug befindet, wodurch für die Turbine eine ausreichende Luftmenge gewährleistet ist. Das Anschwellen in der Drehbewegung kann dann mit der Energie, die aus der Verbrennung des Brennstoffs entsteht, ohne Unterstützung von außen fortgeführt werden.
Es wird nun das Modul 120 zur Steuerung und Kontrolle der Überdrehzahlen beschrieben.
Dieses Modul empfängt am Eingang einen Wert 127, der die Drehzahl des Triebwerks darstellt, beispielsweise die Drehgeschwindigkeit der Niederdruck-Kupplung N₁ oder der Hochdruck-Kupplung N₂, oder irgendeinen anderen Wert, der eine Drehzahl des Triebwerks in dem Wertebereich darstellt, in dem sich die zu erkennende Überdrehzahl befindet.
Gemäß einer ersten logischen Operation 121 wird gefragt: „Befindet man sich in einer Überdrehzahl-Testphase?". Die Antwort darauf erhält man durch Überprüfung eines Zustandsumschalters oder eines Zustandsspeichers 143. In dem hier besprochenen Beispiel entspricht ein Wert 1 einer positiven Antwort.
Bei einer positiven Antwort wird in einem Modul 122 gefragt, ob die Drehgeschwindigkeit über einem Schwellenwert liegt. Die Antwort darauf erhält man durch einen Vergleich des realen Werts 127 der empfangenen Drehzahl mit einem Schwellenwert. Wenn die Phase, in der man sich befindet, eine Testphase ist, erfolgt der Vergleich in einem ersten Komparatormodul 123. Der Test-Drehzahl-Schwellenwert V_st ist eine geringere Drehzahl als der reale Wert V_sv, bei dem die realen Überdrehzahl erreicht ist. Erfindungsgemäß wird diese Testgeschwindigkeit so gewählt, dass sie geringer ist als die Drehzahl V_a, ab der das Einführen von Brennstoff in die Einspritzdüsen gestattet ist, während das Flugzeug sich am Boden befindet.
In dem hier besprochenen Beispiel wurde der Wert V_st der Schwellenwert-Drehzahl für den Test auf 10 % der maximalen gestatteten Drehzahl auf dem Boden festgesetzt. Die Brennstoffeinführ-Geschwindigkeit ist gleich 22 % des gleichen Werts.
Wenn die Antwort am Ausgang des Moduls 121 Nein lautet, was bedeutet, dass man sich nicht in der Testphase befindet, wird noch immer im Modul 122 gefragt, ob die Drehzahl höher ist als ein Schwellenwert. In diesem Fall erfolgt der Vergleich der realen Drehzahl mit dem Schwellenwert der realen Überdrehzahl V_sv, in einem zweiten Komparatormodul 124.
In dem hier besprochenen Beispiel ist der Wert der realen Überdrehzahl gleich 107 % des angesichts der äußeren Parameter maximalen gestatteten Werts. Auch ist in diesem Beispiel von einem Komparatormodul die Rede und nicht von einem Komparator, da der Vergleich durch eine logische Operation erfolgt. Es könnte sich natürlich auch um einen analogen Komparator handeln. Wenn die Antwort am Ausgang des Moduls 122 positiv lautet, was bedeutet, dass man sich über der realen oder der Test-Überdrehzahl befindet, wird ein Steuerbefehl 125 zu dem Elektroventil 14 der hydraulischen Steuereinheit 100 gesendet, um dieses Ventil zu öffnen, und ein positives Signal wird zu einem „Und"-Tor 139 gesendet, von dem später noch die Rede sein wird.
Es zeigt sich also, dass das Überdrehzahlen-Modul 120 ein Modul ist, das die Drehzahl des Motors empfängt. Dieses Modul führt permanent eine Routine durch, um festzustellen, ob die reale Drehzahl höher ist als ein Schwellenwert, wobei dieser Schwellenwert der Schwellenwert der Test-Überdrehzahl oder der realen Überdrehzahl ist, je nach dem Zustand des Zustandsumschalters 143, von dem im Folgenden die Rede sein wird. Der Zustandsumschalter 143 wechselt seinen Zustand vom Testzustand, beispielsweise dem Wert 1, zum Nicht-Testzustand, beispielsweise dem Wert 0. Die Zustandswechsel des Zustandsumschalters 143 werden in einem logischen Modul 140 erzeugt.
Es wird nun das logische Modul 140 beschrieben. Dieses Modul empfängt die Information 127 über die Drehzahl, eine Information 128 über die Flugphase, durch die man weiß, ob das Flugzeug sich im Flug oder auf dem Boden befindet, sowie eine Information 151 über die Stellung des Primärhebels, beispielsweise durch einen Datenbus 152 des Formats ARINC. Es wird sich noch zeigen, dass die Information 151 als Steuersignal für das Elektroventil 16 der Notausschaltung verwendet wird. Ein erstes Komparatormodul 131 des logischen Moduls 140 vergleicht die Drehzahl 127 mit der Drehzahl, ab der Brennstoff in die Einspritzdüsen des Motors eingeführt werden kann. Der Ausgang 132 dieses Komparatormoduls stellt einen ersten Eingang für ein erstes logisches „Und"-Tor 133 dar. Ein zweiter Eingang 134 dieses „Und"-Tors empfängt eine positive Information, wenn das Flugzeug, zu dem dieser Motor gehört, sich am Boden befindet. Das „Und"-Tor 133 sendet eine positive Eingabe, wenn beispielsweise die Drehzahl des Motors höher ist als der Schwellenwert, ab dem Brennstoff in die Einspritzdüsen des Motors eingeführt werden kann, wenn das Flugzeug sich am Boden befindet. Der Ausgang 135 des ersten „Und"-Tors 133 speist ein erstes logisches „Oder"-Tor 136. Ein zweiter Eingang 137 dieses „Oder"-Tors 136 empfängt eine positive Information, wenn das Flugzeug sich im Flug befindet. So ist der Ausgang 138 des „Oder"-Tors 136 positiv, wenn das Flugzeug sich im Flug befindet und die Drehzahl des Motors höher ist als die Drehzahl V_a, oder immer, wenn sich das Flugzeug im Flug befindet. Der Ausgang 138 des ersten „Oder"-Tors 136 stellt einen ersten Eingang eines zweiten „Und"-Tors 139 dar. Der zweite Eingang 141 des „Und"-Tors 139 empfängt die Antwort 125 vom Ausgang des Komparatormoduls 122. Wenn diese Antwort positiv lautet, d. h. wenn die Drehzahl höher ist als der Schwellenwert der realen oder der Test-Überdrehzahl, ist der Ausgang 142 des zweiten „Und"-Tors 139 positiv, wodurch der Wert des Zustandsumschalters 143 geändert wird, von dem oben in der Beschreibung des Moduls 120 bereits die Rede war. Dieses Zustandsmodul wird jedes Mal, wenn der Primärhebel in die Zündstellung geschoben wird, während sich das Flugzeug am Boden befindet, auf seinen Testwert reinitialisiert. Der Ausgang 144 dieses Zustandsumschalters stellt einen Eingang eines zweiten Oder"-Tors 145 dar. Der zweite Eingang 146 des zweiten Oder"-Tors 145 stellt den Ausgang eines dritten „Und"-Tors 147 dar. Dieses „Und"-Tor hat drei Eingänge 148, 149, 150. Der erste Eingang 148 ist positiv, wenn sich das Flugzeug am Boden befindet. Der zweite Eingang 149 ist positiv, wenn die Zündsteuerung des Motors positiv ist. Der dritte Eingang 150 ist positiv, wenn die Drehzahl höher ist als der Schwellenwert, ab dem den Einspritzdüsen Brennstoff zugeführt werden kann.
Bevor nun die Arbeitsweise der logischen Module 120, 140 und der Brennstoffsteuereinheit 100 insgesamt anhand von 3, in der diese drei Bauteile dargestellt sind, beschrieben wird, wird nochmals festgehalten, dass das Schließen der Klappe 2 erreicht wird:

– entweder durch das Öffnen des Elektroventils 16 der Notausschaltung,
– oder durch das Öffnen des Elektroventils 14 für Überdrehzahl,
– oder dadurch, dass sich die Dosiereinrichtung 18 in der Stellung des Minimal-Anschlags befindet, auch mit Anschlagsignal bezeichnet.

Die Elektroventile 14, 16 sind monostabile Ventile ohne Selbstrastung.
Das Öffnen eines der beiden Elektroventile 14, 16 bewirkt ein Schließen der Dosiereinrichtung 18 am Minimal-Anschlag, welcher Steuerbefehl des Rechners auch immer durch das Servoventil 21 gesteuert wird.
Die Information über den Zustand der Klappe 2 der Notausschaltung (geöffnet/geschlossen) erhält man durch die Stellung der Dosiereinrichtung 18, die von den Stellungsfühlern 22 erkannt wird. Dosiereinrichtung 18 am Minimal-Anschlag bedeutet Klappe 2 geschlossen, Dosiereinrichtung 18 nicht am Minimal-Anschlag bedeutet Klappe 2 geöffnet.
Es wird nun die Funktionsweise der Erfindung, wie oben beschrieben, in Notausschaltungsphasen bzw. bei Überdrehzahl bzw. beim Test dieser Phasen besprochen.
Die vier Hauptfunktionssequenzen bezüglich der Erfindung sind:

– Sequenz des Anlassens am Boden mit Test der Überdrehzahl-Ausschaltung,
– Sequenz des Abschaltens mit Test der Notausschaltung,
– Sequenz des Abschaltens im Flug durch Pilotenfehler mit darauf folgendem Wiedereinschalten ohne Test,
– Sequenz des Abschaltens im Flug nach Auslösung des Überdrehzahlschutzes mit darauf folgendem Wiedereinschalten ohne Test durch den Piloten.

Der Test der Überdrehzahlschutzschaltung auf einwandfreies Funktionieren erfolgt nur bei einem Anlassen am Boden und nicht bei einem Wiedereinschalten im Flug. Dies ist notwendig, um die Kapazitäten des Turbotriebwerks zum Wiedereinschalten im Flug nicht zu verringern.
Die Funktionsweise bei jeder dieser Sequenzen wird nun anhand von 3 und mit jedem der Zeitdiagramme der 4, 5, 6 bzw. 7 näher erläutert.
Diese Diagramme zeigen:

– auf einer Linie a die Entwicklung der Drehzahl des Motors; hinsichtlich der Funktionsweise der Erfindung, die in diesen verschiedenen Phasen erfolgt, sind die in Betracht gezogenen Drehzahlwerte in aufsteigender Reihenfolge: V_min Drehzahl-Minimum für das Einschalten im Flug, V_st Überdrehzahl -Schwellenwert im Test, V_a Drehzahl-Minimum für das Einschalten am Boden, V_r Drehzahl im Leerlauf, V_N Drehzahl im Flug bei Reisegeschwindigkeit, V_sv Schwellenwert der realen Überdrehzahl;
In bekannter Weise werden diese Drehzahlwerte gespeichert oder durch den Datenbus 152 importiert;
– auf einer Linie b die Flugsteuerung durch den vom Piloten betätigten Primärhebel. Es ist zu bemerken, dass sich in dem beschriebenen Beispiel eine Zündstellung in einem ausgelöschten elektrischen Signal äußert, das durch eine niedrige Position dargestellt wird;
– auf einer Linie c die Stellung des Elektroventils 16 der Notausschaltung, wobei der Wert hoch ist, wenn das Ventil geöffnet ist, und niedrig, wenn es geschlossen ist;
– auf einer Linie d den Wert der Testvariablen (1 oder 0);
– auf einer Linie e den Wert des Schwellenwerts der Erkennung einer Überdrehzahl (realer Schwellenwert oder Test-Schwellenwert);
– auf Linien f und g den Wert des Steuersignals des Elektroventils 14 zum Schließen bei Überdrehzahl bzw. die Stellung dieses Elektroventils 14, wobei der Wert hoch ist, wenn das Ventil geöffnet ist, und niedrig, wenn es geschlossen ist;
– auf einer Linie h die Stellung der Dosiereinrichtung 18, wobei diese Stellung zwischen einer durch den Flugrechner gesteuerten und mittels des Servoventils 21 erreichten Stellung und einer durch die Module 120 und 140 gesteuerten und mittels der Elektroventile 14 und 16 erreichten Minimal-Anschlag-Stellung variiert;
– auf einer Linie i die Stellung der Klappe 2 der Notausschaltung (geöffnet/geschlossen).

Es wird nun unter Bezugnahme auf 3 und das Zeitdiagramm von 4 die Sequenz des Anlassens am Boden mit Test der Überdrehzahl-Ausschaltung beschrieben.
Auf der Linie b befindet sich in einem ersten Intervall b1 der Motor in Ruhestellung und der Primärhebel in nicht gezündeter Stellung, was sich, wie oben angegeben, in einem hohen elektrischen Signal äußert.
Im Zeitpunkt b2 schwenkt der Pilot den Primärhebel. Der Motor beginnt zu drehen. Zum Zeitpunkt a3, der in den Diagrammen der Linien a bis h durch eine vertikale gestrichelte Linie markiert ist, erreicht der Motor die Test-Schwellenwert-Drehzahl V_st, die für den Überdrehzahl-Test festgelegt wurde.
Zum Zeitpunkt a4, der in den Diagrammen der Linien a bis i durch eine zweite senkrechte gestrichelte Linie markiert ist, erreicht der Motor die Drehzahl V₀, bei der am Boden den Einspritzdüsen Brennstoff zugeführt werden kann.
Es wird nun untersucht, wie der in 3 dargestellte Aufbau sich in diesen verschiedenen Zeitpunkten verhält.
Im Zeitpunkt b2 äußert sich die Zustandsänderung des Primärhebels in der logischen Einheit 140 durch einen Steuerbefehl 151, der den Zustandsumschalter 143 in einer Teststellung initialisiert, beispielsweise in dem Zustand 1 (Linie d). Der gleiche Steuerbefehl 151 bewirkt, dass das Elektroventil 16 der Notausschaltung aus einer anfänglichen geöffneten Stellung in eine geschlossene Stellung schwenkt (Linie c). Die Grenz-Überdrehzahl wird auf die Test-Drehzahl V_st gesetzt (Linie e). Da der Umschalter 143 den Wert 1 hat, erfolgt der Vergleich in dem Modul 123. Diese verschiedenen Vorgänge sind auf den Linien d, c bzw. e sichtbar.
Wenn der Motor zum Zeitpunkt a3 die Test-Schwellenwert-Überdrehzahl V_st erreicht, kippt das Signal am Ausgang des Moduls 122 (Linie f) und setzt sich beispielsweise auf 1. Das Überdrehzahlschutz-Elektroventil 14, das zu Beginn geschlossen ist (Linie 9), empfängt einen Steuerbefehl zum Öffnen und öffnet sich (Linie g). Dadurch ändert sich die Stellung der Klappe 2 der Notausschaltung über die Oder"-Tore 10 und 6 nicht, da diese geschlossen ist. Damit bleibt sie geschlossen.
Die Feststellung des korrekten Funktionierens der Überdrehzahlschutzschaltung erfolgt durch Beobachtung dessen, was im Bereich der Stellung der Hülse 23 der Dosiereinrichtung 18, dargestellt mit der Linie h, geschieht.
Die Dosiereinrichtung 18 empfängt in dem Augenblick, in dem der Motor die Test-Überdrehzahl erreicht, eine Soll-Stellung, die der Zündstellung entspricht. Diese Stellung ist in h3 durch eine horizontale gestrichelte Linie dargestellt.
Durch das Öffnen des Überdrehzahlschutz-Elektroventils 14 wird die Hülse 23 über das „Oder"-Tor 10 und den Eingang 20 der Dosiereinrichtung 18 mit Vorrang bezüglich der Reihenfolge des Rechners in die Minimal-Anschlag-Stellung gesetzt, eine Stellung, die über den Auslass 19 der Dosiereinrichtung 18 und das „Oder"-Tor 6 das Schließen der Klappe 2 der Notausschaltung bewirkt. Wenn also die von den Stellungsfühlern 22 erkannte Stellung die vom Rechner gesendete Soll-Stellung ist, die mit der horizontalen gestrichelten Linie h3 dargestellt ist, weiß man, dass in der Ausschaltung bei Überdrehzahlen etwas nicht funktioniert, und der Pilot wird darüber informiert. Wenn die Überdrehzahlschutzschaltung funktioniert, dann zeichnen die Stellungsfühler 22 die Stellung h3bis auf, die Minimal-Anschlag-Stellung.
Wenn die Drehzahl des Motors die Zünd-Drehzahl V_a erreicht, während das Flugzeug sich noch immer am Boden befindet, sind die Eingänge 148 (Flugzeug am Boden), 149 (Primärhebel in Zündstellung) und 150 (Motordrehzahl höher als die Zünd-Drehzahl) alle positiv, und damit ist auch der Ausgang 146 des Und"-Tors 147 positiv. Der Wert des Zustandsumschalters 143 wird auf 0, Linie d, Phase d4 gesetzt. In dem Modul 121 ist der Test-Wert nicht mehr gleich 1, man befindet sich daher auf der Ausgangslinie, die der Antwort Nein des Moduls 121 entspricht. Der Überdrehzahl-Vergleich erfolgt mit der realen Überdrehzahl und nicht mehr mit der Test-Drehzahl (Linie e). Der Ausgang des Moduls 122 ist nicht mehr positiv, und damit wird das Steuersignal des Überdrehzahl-Elektroventils 14 auf 0 zurückgesetzt (Linie f), und das Elektroventil 14 schließt sich (Linie g).
Da die Ventile 14 und 16 geschlossen sind, kehrt die Hülse 23 der Dosiereinrichtung 18 in die Sollstellung zurück, die von dem Rechner bei h4 bestimmt wird (Linie h). Da die Hülse 23 sich nicht mehr am Minimal-Anschlag befindet, ist der Druck am Auslass 17 der Dosiereinrichtung 18 ausreichend, um die Klappe 2 bei i4 (Linie i) zu öffnen. Bei geöffneter Klappe gelangt Brennstoff in die Einspritzdüsen.
Es zeigt sich also, dass bei dieser Architektur jegliche Einschaltphase am Boden den Test der Überdrehzahlschutzschaltung beinhaltet.
Es ist anzumerken, dass während dieses Tests und insbesondere während der Phasen h3, h3bis eine Pannenüberwachungsfunktion für die Steuerung der Dosiereinrichtung gehemmt werden muss. Die Abweichung zwischen dem Rechner-Sollwert und der von den Stellungsfühlern 22 gegebenen realen Stellung der Dosiereinrichtung ermöglicht es, die Überdrehzahlschutzschaltung zu überprüfen.
Es wird nun anhand von 5 die Funktionsweise der Vorrichtung von 3 während einer Ausschaltsequenz eines Motors am Boden mit Test der Notausschaltung besprochen.
Gemäß der Linie a schwenkt der Pilot, bei mit Leerlaufdrehzahl V_r drehendem Motor in einem Zeitpunkt a1, der in 5 durch eine abfallende gestrichelte Linie markiert ist, den Primärhebel in die Ausschalt-Position für die Motoren.
Gemäß der Linie b geht im gleichen Zeitpunkt das elektrische Flugzeug-Signal von der niedrigen Stellung in die hohe Stellung über.
Gemäß der Linie c empfängt das Elektroventil 16 der Notausschaltung den Öffnungs-Steuerbefehl 151 und öffnet sich.
Der Wert des Zustandsumschalters 143 (Linie d) bleibt unverändert auf 0, da der Ausgang 146 des Und"-Tors 147 von dem Wert 1 auf 0 wechselt, ohne wieder auf den Wert 1 zurück zu gelangen. Es gibt immer einen Eingang des Und"-Tors 147, der nach dem Schwenken des Primärhebel in die Position „Aus" nicht positiv ist. Im Leerlauf ist die Drehzahl V_r höher als die Minimaldrehzahl V_a, um die Zufuhr von Brennstoff zu den Einspritzdüsen zu gestatten. Wenn sie niedriger wird, befindet sich der Primärhebel in Ausschaltstellung. Auch im Bereich des Und"-Tors 133 findet keine Zustandsänderung statt.
Der Schwellenwert der Überdrehzahl (Linie e) bleibt daher auf seinem realen Wert. Das Steuersignal des Überdrehzahl-Elektroventils 14 (Linie f) und damit die Stellung des Elektroventils (Linie g) ändern sich nicht.
Hingegen empfängt die Dosiereinrichtung 18 auf Grund des Öffnens des Elektroventils 16 der Notausschaltung (Linie c) einen Sollwert mit Priorität für dass Verschieben der Hülse 23 in die Minimal-Anschlag-Stellung. Diese Verschiebung, die von den Stellungsfühlern 22 erkannt wird, ist mit durchgezogenem Strich in der Linie h dargestellt. Sie unterscheidet sich von der Verschiebung, die stattgefunden hätte, wenn die Stellung der Hülse 23 dem Sollwert gefolgt wäre, der vom Rechner des Motors gegeben wurde. Diese Soll-Stellung, die einer ständigen Verringerung der Brennstoffmenge gemäß der Verringerung der Drehzahl des Motors entspricht, ist in Linie h gestrichelt dargestellt.
Der Abstand zwischen diesen beiden Stellungen der Hülse 23 ermöglicht es, die Notausschaltung auf einwandfreies Funktionieren zu prüfen.
Auf der Linie i schließlich schließt sich die Sperrklappe 2 zum Zeitpunkt a1 auf Grund des vom Auslass 17 der Dosiereinrichtung 18 empfangenen Steuerbefehls.
Es zeigt sich also, dass der Test der Notausschaltung bei jedem Abschalten des Motors am Boden erfolgt, und dass der Überdrehzahl-Test bei jedem Anlassen am Boden erfolgt. Es muss kein besonderer Wartungseingriff mehr ausgeführt werden, um die beiden Tests durchzuführen.
Es wird nun die Funktionsweise der Vorrichtung von 3 während einer Ausschaltsequenz im Flug durch Pilotenfehler mit darauf folgendem Wiedereinschalten ohne Test besprochen. Das Zeitdiagramm dieser Sequenz ist in 6 dargestellt.
Gemäß der Linie a dreht der Motor anfangs mit der Reise-Drehzahl V_a. In dem Zeitpunkt a1 beispielsweise schaltet der Pilot durch einen Fehler den Motor aus. Die Motordrehzahl sinkt bis zu einem Zeitpunkt a2, in dem der Pilot den Motor wieder einschalten will.
Gemäß der Linie b geht das elektrische Flugzeug-Signal von der Aus-Stellung vor dem Zeitpunkt a1 in die Ein-Stellung nach dem Zeitpunkt a1 über und dann, nach dem Zeitpunkt a2 wieder in die Aus-Stellung zurück.
Gemäß der Linie c wechselt die Stellung des Elektroventils 16 der Notausschaltung unter Einwirkung der aufeinanderfolgend in a1 und in a2 empfangenen Steuerbefehle zum Zeitpunkt a1 aus der Schließstellung in die geöffnete Stellung, und dann zum Zeitpunkt a2 in die Schließstellung.
Wie in der vorherigen Sequenz und aus den gleichen Gründen gibt es keine Änderung des Zustandsumschalters 143 (Linie d), des Schwellenwerts der Überdrehzahl (Linie e), des Steuersignals und der Stellung des Überdrehzahl-Elektroventils 14 (Linien f und g).
Ab dem Zeitpunkt a1 wird die Stellung der Hülse 23 nicht mehr durch das Servoventil 21 gesteuert, da die Hülse 23 auf Grund des Öffnens des Elektroventils 16 der Notausschaltung in die Minimal-Anschlag-Stellung geschickt wird, was zur Wirkung hat, dass sich die Sperrklappe 2 schließt (Linie i). Die Stellung, die die Hülse 23 der Dosiereinrichtung 18 in Reaktion auf die Rechner-Sollwerte hätte (Linie h), ist gestrichelt dargestellt; es ist eine Funktion der realen Motordrehzahl. Zum Zeitpunkt a2 übernimmt das Servoventil 21 auf Grund des Schließens des Elektroventils 16 der Notausschaltung (Linie c) erneut die Steuerung der Stellung der Hülse 23 der Dosiereinrichtung 18, was zur Wirkung hat, dass sich die Sperrklappe 2 öffnet (Linie i).
Es wird nun die Funktionsweise einer Sequenz des Abschaltens des Motors im Flug nach Auslösung des Überdrehzahlschutzes mit darauf folgendem Wiedereinschalten ohne Test durch den Piloten anhand von 7 besprochen.
Man geht zunächst davon aus, dass die Drehzahl aus irgendeinem Grund in einem Zeitpunkt a1 den Schwellenwert der Überdrehzahl erreicht (Linie a). In dem Modul 120 wird die Antwort auf die Frage N2 > Schwellenwert des Komparatormoduls 122 positiv, ein Steuerbefehl 125 zum Öffnen wird zu dem Überdrehzahl-Elektroventils 14 geschickt und dieses geht von der Schließstellung in die geöffnete Stellung über (Linien f und g), die Hülse 23 der Dosiereinrichtung 18 (Linie h) wird in die Minimal-Anschlag-Stellung gebracht und daraufhin geht die Sperrklappe 2 (Linie i) von der geöffneten Stellung in die Schließstellung über. Die Stellung, die die Hülse 23 der Dosiereinrichtung 18 (Linie h) in Reaktion auf die Rechner-Sollwerte hätte, ist gestrichelt dargestellt; es ist eine Funktion der realen Motordrehzahl. Der Motor wird nicht mehr mit Brennstoff versorgt, und daher sinkt die Drehzahl nach dem Durchgang durch ein Maximum (Linie a).
Dadurch, dass die Antwort auf die Frage N2 > Schwellenwert in dem Modul 122 positiv ist, wird auch ein positives Signal zum Eingang 141 des „Und"-Tors 139 gesendet. Da sich das Flugzeug im Flug befindet, wird auch am zweiten Eingang 138 über das „Oder"-Tor 136 und seinen zweiten Eingang 137 ein positives Signal empfangen. Daraufhin geht der Zustandsumschalter (Linie d) zum Zeitpunkt a1 vom Zustand 0 in den Zustand 1 über. Dadurch wird der Schwellenwert für die Erkennung einer Überdrehzahl von seinem Wert der realen Überdrehzahl auf seinen Wert der Test-Überdrehzahl zurückgesetzt. Das bewirkt, dass der Motor sich nicht wieder einschaltet, selbst wenn die Motordrehzahl durch das Schließen der Brennstoffzufuhr auf einen Wert absinkt, der geringer ist als der Schwellenwert der Überdrehzahl.
Das Wiedereinschalten des Motors erfordert eine doppelte Aktion des Piloten. Einerseits muss er den Motor ausschalten, indem er den Primärhebel schwenkt, und andererseits muss er das Einschalten des Motors steuern, indem er den Primärhebel erneut schwenkt.
Angenommen, diese beiden Aktionen werden zu den Zeitpunkten b2 bzw. b3 ausgeführt (Linie b).
Im Pilotenhandbuch steht, dass das Wiedereinschalten des Motors im Flug nur dann zulässig ist, wenn die Drehzahl höhers ein Schwellenwert V_min ist. Dieser Schwellenwert ist die Drehzahl, ab der den Einspritzdüsen im Flug Brennstoff zugeführt werden kann.
Diese Schwellenwert-Drehzahl liegt ca. bei 6 % der Vollgas-Drehzahl, die unter heutigen Bedingungen im Flug zugelassen sind.
Zum Zeitpunkt b2 zeigt sich das Abschalten des Motors durch das elektrische Flugzeug-Signal, das von der Aus-Stellung in die Ein-Stellung übergeht (Linie c). Das bewirkt, dass das Elektroventil 16 der Notausschaltung einen Steuerbefehl 151 zum Öffnen empfängt und sich öffnet (Linie c). Der Zustandsumschalter 143 wird bei Empfang dieses Steuerbefehls 151 reinitialisiert und wechselt von der Stellung 1 auf die Stellung 0 (Linie d). Als Ergebnis dessen kehrt der Vergleichs-Schwellenwert für Überdrehzahl (Modul 121) auf die reale Überdrehzahl (Linie e) zurück. Da die Drehzahl dadurch unter den Schwellenwert sinkt, wird der Ausgang des Moduls 122 negativ und das Überdrehzahl-Elektroventil 14 empfängt ein Schließsignal (Linie f) und geht in die Schließstellung über (Linie g). Daraus ergibt sich keinerlei Veränderung für die Stellung der Hülse 23 der Dosiereinrichtung 18, die in der Minimal-Anschlag-Stellung bleibt (Linie h), da das Elektroventil 16 der Notausschaltung geöffnet ist. Das Gleiche gilt daher für die Stellung der Sperrklappe 2, die geschlossen bleibt (Linie i).
Das Schwenken des Primärhebels hatso zur Wirkung gehabt, dass die Stellung der Bauelemente 14, 16 18, 2 des Systems reinitialisiert werden, um diese in eine normale Aus-Stellung des Motors zu bringen; das Gleiche gilt für die logischen Elemente 121, 123, 124 und 143.
Zum Zeitpunkt b3 wechselt der Pilot erneut durch Schwenken die Stellung des Primärhebels. Als Ergebnis dessen geht das elektrische Flugzeug-Signal (Linie b) von der Ein-Stellung in die Aus-Stellung über. Der Steuerbefehl 151, den das Elektroventil 16 der Notausschaltung empfängt, bewirkt das Schließen dieses Ventils (Linie c).
Der Zustandsumschalter 143 (Linie d) wechselt seine Stellung nicht, da das Und"-Tor 139 nicht zwei positive Eingaben empfängt. Der erste 138 ist positiv, da sich das Flugzeug im Flug befindet und diese Information durch das „Oder"-Tor 136 übertragen wird, welches diese Information an seinem Eingang 137 empfängt. Hingegen ist der zweite Eingang 141, den das Modul 122 empfängt, negativ, da die Motordrehzahl niedriger ists der Drehzahl-Schwellenwert.
Auf Grund dessen ändert sich der Schwellenwert der Überdrehzahl-Erkennung (Linie e) nicht und bleibt auf festgesetzt die reale Überdrehzahl (Linie e). Das Steuersignal für das Überdrehzahl-Elektroventil 14 ändert sich nicht (Linie f), ebenso wenig die Stellung dieses Elektroventils (Linie g), die bei der Schließstellung bleibt.
Stellung
Da die Ventile 14 und 16 nun geschlossen sind, verlässt die Hülse 23 der Dosiereinrichtung 18 die Minimal-Anschlag-Stellung und nimmt eine von den Servoventilen 21 gesteuerte Sollstellung ein (Linie h). Als Ergebnis dessen öffnet sich die Sperrklappe 2 (Linie 1) und der Brennstoff im Bereich der Einspritzdüsen wird gezündet (Linie i). Die Motordrehzahl geht auf ihren normalen Wert zurück (Linie a).
Zusammenfassend steuert das Modul 140 auf redundante Weise den Zustandsumschalter, um ihn in seinen Testzustand zu versetzen, wenn:

– das Flugzeug sich am Boden befindet und die Zündsteuerung in Zündstellung geschaltet ist;
– das Flugzeug sich im Flug befindet und der Schwellenwert der realen Überdrehzahl überschritten ist, wobei dieses Modul 140 den Umschalter in seinen Normalzustand versetzt, wenn:
– das Flugzeug sich am Boden befindet und die Zündsteuerung in Zündstellung geschaltet ist, die Motordrehzahl größer wird als eine Drehzahl V_a, von der ab den Einspritzdüsen Brennstoff zugeführt werden kann, wobei diese Drehzahl V_a größer ist als der Schwellenwert der Test-Überdrehzahl V_st, oder wenn das Flugzeug sich im Flug befindet und der Zustandsumschalter sich infolge einer Überdrehzahl im Testzustand befindet, die Zündsteuerung 151 von einer Zündstellung in eine Zündungs-Ausschaltstellung geschaltet wird.

Es ist ferner zu bemerken, dass das einwandfreie Funktionieren im Testfall anhand der Abweichung zwischen einer berechneten Stellung der Hülse 23 der Dosiereinrichtung 18 und einer realen, durch die Messfühler 22 gemessenen Minimal-Anschlag-Stellung geprüft wird. Diese Abweichung wird in einer Weise verarbeitet, wie sie dem Fachmann auf dem Gebiet zugänglich ist, um visuell dargestellt oder seitens eines Rechners des Flugzeugs oder des Triebwerks verarbeitet zu werden. Diese Art der Kennzeichnung des einwandfreien Funktionierens entspricht einem Bedürfnis, die gegebene Ausrüstung so wenig wie möglich zu verändern, um zum gewünschten Ergebnis zu kommen. Die Stellungsfühler 22 existieren, und auch die berechnete Stellung der Hülse 23 der Dosiereinrichtung 18 existiert. Es ist jedoch zu bemerken, dass das gleiche Ergebnis auch mit einem Signal erzielt werden könnte, das direkt von der Sperrklappe 2 stammt und das Schließen oder Öffnen dieser Klappe anzeigt.

Claims

Verfahren zur Steuerung und zum Test eines Notausschaltkreises eines Flugzeugtriebwerks, wobei das Triebwerk Mittel enthält, um ein Steuersignal (153) für die freigegebene Brennstoffmenge, die Einspritzdüsen des Triebwerks zugeführt wird, abzugeben, wobei dieses Steuersignal (153) von Steuermitteln (21) für eine Brennstoffdosiereinrichtung (18) empfangen wird, wobei diese Steuermittel (21) die Dosiereinrichtung (18) so regeln, dass sie die freigegebene Brennstoffmenge abgibt, wobei das Triebwerk ferner einen Messfühler (22) zur Bestimmung des Werts der aktuellen Ist-Menge enthält, die den Einspritzdüsen des Triebwerks zugeführt wird, wobei die Notausschaltung durch die Stellung (151) eines Primärhebels gesteuert wird, wobei eine Notausschalt-Stellung (151) des Primärhebels einen Steuerbefehl (151) darstellt, durch den Mittel (16, 2) zum Unterbrechen der Brennstoffzufuhr zu den Einspritzdüsen des Triebwerks betätigt werden, wobei dieser Steuerbefehl (151) zur Betätigung der Mittel (16, 2) zum Unterbrechen der Brennstoffzufuhr Vorrang vor der Steuerung der freigegebenen Brennstoffmenge hat, dadurch gekennzeichnet, dass der Test des Notausschaltkreises auf einwandfreies Funktionieren in der Erkennung einer Abweichung zwischen dem Wert der freigegebenen Brennstoffmenge und der aktuellen Ist-Brennstoffmenge, die von dem Messfühler (22) für den Wert der aktuellen Ist-Menge gemessen wurde, besteht.
Verfahren für den Überdrehzahlschutz eines Flugzeugtriebwerks, wobei das Triebwerk Mittel enthält, um ein Steuersignal (153) für eine freigegebene Brennstoffmenge, die Einspritzdüsen des Triebwerks zugeführt wird, abzugeben, wobei dieses Steuersignal (153) für eine freigegebene Brennstoffmenge von Steuermitteln (21) für eine Brennstoffdosiereinrichtung (18) empfangen wird, wobei diese Steuermittel (21) die Dosiereinrichtung (18) so steuern, dass sie die freigegebene Brennstoffmenge abgibt, wobei das Triebwerk ferner einen Messfühler (22) zur Bestimmung des Werts der aktuellen Ist-Menge enthält, die den Einspritzdüsen des Triebwerks zugeführt wird, sowie Mittel (120, 122, 124) zur Erkennung einer realen Überdrehzahl des Triebwerks enthält, sowie Mittel (120, 122, 123) zur Erkennung einer Test-Überdrehzahl des Triebwerks enthält, wobei diese Mittel (120, 122, 123, 124) zur Erkennung einer Überdrehzahl ein Steuersignal (125) abgeben, um Mittel (2,14) zum Unterbrechen der Brennstoffzufuhr zu den Einspritzdüsen zu betätigen, wobei dieser Steuerbefehl (125) zur Betätigung der Mittel (2,14) zum Unterbrechen der Brennstoffzufuhr Vorrang vor der Steuerung der freigegebenen Brennstoffmenge durch die Mittel zur Regelung der Brennstoffmenge hat, dadurch gekennzeichnet, dass die Erkennung der realen oder der Test-Überdrehzahl in einem logischen elektronischen Modul (120) erfolgt, das eine Größe (127) empfängt, die den Wert der aktuellen realen Drehzahl des Triebwerks darstellt, wobei dieses Modul (120) einen Zustandsumschalter (121, 143) enthält, der wenigstens zwei Zustände schalten kann, einen Testzustand und einen Normalzustand, wobei dieses Modul (120) einen Vergleich zwischen der realen Drehzahl und dem Schwellenwert der Test-Überdrehzahl durchführt, wenn sich der Zustandsumschalter im Testzustand befindet, und zwischen der realen Drehzahl und dem Schwellenwert der realen Überdrehzahl, wenn sich der Zustandsumschalter im Normalzustand befindet, wobei dieses Modul einen Schließ-Steuerbefehl (125) zu den Mitteln (2,14) zum Unterbrechen der Brennstoffzufuhr sendet, und dadurch, dass der Test auf einwandfreies Funktionieren des Ausschaltens bei Überdrehzahl des Triebwerks in der Erkennung einer Abweichung zwischen dem Wert der freigegebenen Brennstoffmenge und der aktuellen Ist-Brennstoffmenge, die von dem Messfühler (22) für den Wert der aktuellen Ist-Menge gemessen wurde, besteht.
Verfahren zur Steuerung und zum Test eines Notausschalt- und Überdrehzahlschutz-Kreises eines Flugzeugtriebwerks, wobei das Triebwerk Mittel enthält, um ein Steuersignal (153) für eine freigegebene Brennstoffmenge, die Einspritzdüsen des Triebwerks zugeführt wird, abzugeben, wobei dieses Steuersignal (153) für eine freigegebene Brennstoffmenge von Steuermitteln (21) für eine Brennstoffdosiereinrichtung (18) empfangen wird, wobei diese Steuermittel (21) die Dosiereinrichtung (18) so regeln, dass sie die freigegebene Brennstoffmenge abgibt, wobei das Triebwerk ferner einen Messfühler (22) zur Bestimmung des Werts der aktuellen Ist-Menge enthält, die den Einspritzdüsen des Triebwerks zugeführt wird, sowie Mittel (120, 122, 124) zur Erkennung einer realen Überdrehzahl des Triebwerks, sowie Mittel (120, 122, 123) zur Erkennung einer Test-Überdrehzahl des Triebwerks, wobei diese Mittel (120, 122, 123, 124) zur Erkennung einer Überdrehzahl ein Steuersignal (125) abgeben, um Mittel (2,14) zum Unterbrechen der Brennstoffzufuhr zu den Einspritzdüsen zu betätigen, wobei dieser Steuerbefehl (125) zur Betätigung der Mittel (2,14) zum Unterbrechen der Brennstoffzufuhr Vorrang vor der Steuerung der freigegebenen Brennstoffmenge durch die Mittel zur Regelung der Brennstoffmenge hat, die den Einspritzdüsen des Triebwerks zugeführt wird, wobei die Notausschaltung durch die Stellung (151) eines Primärhebels gesteuert wird, wobei eine Notausschalt-Stellung (151) des Primärhebels einen Steuerbefehl (151) darstellt, durch den Mittel (16, 2) zum Unterbrechen der Brennstoffzufuhr zu den Einspritzdüsen des Triebwerks betätigt werden, wobei dieser Steuerbefehl (151) zur Betätigung der Mittel (16, 2) zum Unterbrechen der Brennstoffzufuhr Vorrang vor der Steuerung der freigegebenen Brennstoffmenge hat, dadurch gekennzeichnet, dass die Erkennung der realen oder der Test-Überdrehzahl in einem logischen elektronischen Modul (120) erfolgt, das eine Größe (127) empfängt, die den Wert der aktuellen realen Drehzahl des Triebwerks darstellt, wobei dieses Modul (120) einen Zustandsumschalter (121, 143) enthält, der wenigstens zwei Zustände schalten kann, einen Testzustand und einen Normalzustand, wobei dieses Modul (120) einen Vergleich zwischen der realen Drehzahl und dem Schwellenwert der Test-Überdrehzahl durchführt, wenn sich der Zustandsumschalter im Testzustand befindet, und zwischen der realen Drehzahl und dem Schwellenwert der realen Überdrehzahl, wenn sich der Zustandsumschalter im Normalzustand befindet, wobei dieses Modul einen Schließ-Steuerbefehl (125) zu den Mitteln (2,14) zum Unterbrechen der Brennstoffzufuhr sendet, und dadurch, dass der Test auf einwandfreies Funktionieren des Ausschaltens bei Überdrehzahl des Triebwerks in der Erkennung einer Abweichung zwischen dem Wert der freigegebenen Brennstoffmenge und der aktuellen Ist-Brennstoffmenge, die von dem Messfühler (22) für den Wert der aktuellen Ist-Menge gemessen wurde, besteht, und dadurch, dass der Test des Notausschaltkreises auf einwandfreies Funktionieren in der Erkennung einer Abweichung zwischen der freigegebenen Brennstoffmenge und der Ist-Brennstoffmenge, die von dem Messfühler (22) für den Wert der aktuellen Ist-Menge gemessen wurde, besteht.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuermittel zur Unterbrechung der Brennstoffzufuhr ein Elektroventil (16) zum Schließen bei Ausschaltung und eine Klappe (2) umfassen, wobei das Öffnen des Ventils durch den Schließsteuerbefehl (151) bei Ausschaltung bewirkt wird, wobei das Öffnen des Ventils (16) einen Druck zum Schließen der Klappe freisetzt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass Steuermittel zur Unterbrechung der Brennstoffzufuhr im Falle einer Überdrehzahl ein Elektroventil (14) zum Schließen bei Überdrehzahl und eine Klappe (2) umfassen, wobei das Öffnen des Ventils im Falle einer Überdrehzahl durch den Steuerbefehl (125) ausgelöst wird, der von dem elektronischen Modul (120) zur Erkennung einer Überdrehzahl empfangen wird, wobei das Öffnen des Ventils (14) einen Druck zum Schließen der Klappe (2) freisetzt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 2 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Zustand des Zustandsumschalters durch ein logisches Modul (140) zur Steuerung des Zustandsumschalters bewirkt wird, wobei dieses Modul eine Information (127) bezüglich der Drehzahl des Triebwerks, eine Information (128) bezüglich der Flugphase, eine Information über die Stellung der Zündsteuerung (151) des Triebwerks empfängt und verschiedene Drehzahl-Schwellenwerte empfängt oder gespeichert hat, wobei dieses logische Steuerungsmodul (140) den Umschalter in seinen Testzustand versetzt, wenn: – das Flugzeug sich am Boden befindet und die Zündsteuerung in Zündstellung geschaltet ist; – das Flugzeug sich im Flug befindet und der Schwellenwert der realen Überdrehzahl überschritten ist, wobei dieses Modul (140) den Umschalter in seinen Normalzustand versetzt, wenn: – das Flugzeug sich am Boden befindet und die Zündsteuerung in Zündstellung geschaltet ist, die Drehzahl des Triebwerks größer wird als eine Drehzahl V_a, von der ab den Einspritzdüsen Brennstoff zugeführt werden kann, wobei diese Drehzahl V_a größer ist als der Schwellenwert der Test-Überdrehzahl V_st, oder wenn das Flugzeug sich im Flug befindet und der Zustandsumschalter sich infolge einer Überdrehzahl im Testzustand befindet, die Zündsteuerung (151) von einer Zündstellung in eine Zündungs-Ausschaltstellung geschaltet wird.