DE2946371C2

DE2946371C2 - Hilfsantriebsanlage für Flugzeughilfsgeräte

Info

Publication number: DE2946371C2
Application number: DE2946371A
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: 1982-07-08
Also published as: GB2063188A; IT1133799B; FR2469567B3; DE2946371A1; GB2063188B; IT8025895A0; FR2469567A1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Hilfsantriebsanlage für Flugzeughilfsgeräte, wie z. B. ein elektrischer Generator und eine Hydrauiikpumpe, und zum Anfahren von Gasturbinentriebwerken mit einem Geräteträger, der mit den Flugzeughilfsgeräten antreibend verbunden ist, wobei der Geräteträger mechanisch oder über eine Gasturbine pneumatisch d-rch ein Gasturbinentriebwerk antreibbar ist.

Solche Systeme sind an sich bekannt und werden als Sekundärantriebssysteme bezeichnet. Solch ein System ist ein wesentlicher Bestandteil der Primärantriebsanlage eines Flugzeugs, wobei beide Antriebssysteme funktionell und leistungsmäßig optimal aufeinander abgestimmt sein sollen. Solche Hilfsantriebsanlagen haben bestimmte funktioneile Forderungen entsprechend den gegebenen Umweltbedingungen und den operativen Forderungen zu erfüllen. Insbesondere haben sie für die Bereitstellung oder Umformung der Antriebsleitungen 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 Hilfsantriebsanlage 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 zur Gewichtsverminderung etc.

Dies alles beeinflußt die Auslegung der Hilfsantriebsanlage 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 stabilen Flugzeug μ 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 Wege stehen. So muß ζ. B. die lediglich zum Starten erforderliche Hilfsgasturbine samt ihren Zusatzgeräten während des ganzen Fluges als nutzloser Ballast mitgeführt werden. Weiterhin sind die Geräteträger untereinander verschieden ausgebildet 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 ist, daß ihr Geräteträger einseitig, breit und hoch ausgebildet ist, daß durch die angeflanschten Geräte wie Gasturbine, Hydraulikpumpen usw. starke Vibrationsbelastungen auftreten und bei der Wartung erhebliche Zugangsprobleme auftreten, abgesehen von dem hohen Gewicht Ist hier der Starter defekt, so fällt das ganze System aus.

Durch die DE-OS 25 19 152 ist eine Vorrichtung zum Anlassen von Flugzeugtriebwerken und zum Betreiben von Flugzeughilfsgeräten mit einem Hilfsenergieerzeuger und einem Geräteträgergetriebe bekanntgeworden, mit der die Hilfsgeräte bei nichtlaufendem Triebwerk geprüft werden können und eine Notversorgung dieser Hilfsgeräte sowie ein Wiederanlassen des Triebwerks bei ausgefallenem Hilfsenergieerzeuger ermöglichen.

Diese Ausführungsform treibt die Hilfsgeräte einmal mechanisch und einmal pneumatisch an. Ein gleichzeitiger pneumatischer und mechanischer Betrieb ist aber mit dieser Anlage nicht möglich.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Hilfsantriebsanlage der eingangs genannten Art zu schaffen, die eine wesentliche Vereinfachung in Aufbau und Funktion erfährt und bei der ein sicherer Flugbetrieb auch unter extremen Bedingungen gewährleistet ist.

Diese Aufgabe wird durch die in den Ansprüchen niedergelegten Maßnahmen in überraschend zuverlässiger Weise gelöst. Die Erfindung ist an Ausführungsbeispielen erläutert und in der Zeichnung dargestellt. Es zeigt

F i g. 1 in schematischer Darstellung den Aufbau eines ersten Ausführungsbeispiels,

Fig. 2 in schematischer Darstellung ein leicht abgewandeltes Ausführungsbeispiel gem. Fig. 1,

Fig.3 in schematischer Darstellung ein drittes Ausführungsbeispiel,

Fig.4 in schematischer Darstellung ein viertes A usführungsbeispiel,

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

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

Die F i g. I zeigt schematisch den Aufbau eines ersten Ausführungsbeispiels, wobei die beiden identischen Geräteträger 10, 11 mit den angeschlossenen Versorgungsgeräten dargestellt sind. Jeder Geräteträger 10,11 bildet ein Verteilergetriebe, das auch die angeschlossenen Hilfsgeräte trägt.

Zwischen den beiden Getrieben 10fc, Wb, ist der Raum für den integrierten Antrieb — im vorliegenden Falle ein sogenanntes »Einkomponenten-Treibstoff-Antriebsaggregat« 12 - das jederzeit und je nach den operationellen Anforderungen gegen ein modifiziertes Antriebsaggregat 22 — wie in F i g. 2 gezeigt - oder in eine Nutzlast 32 ausgewechselt werden kann, wie dies in Fi g. 3 dargestellt ist

Jeder der Geräteträger 10, 11 besitzt einen Druckluftstarter mit Freilauf 10a, 11 a, der von der Triebwerksentlüftungsleitung 102 versorgt wird, eine kombinierte Schmieröl- und Vordruckpumpe 10c; Uc, eine Hydraulikpumpe iOd, Wd, einen elektrischen Generator 1Oe, He und eine flexible Welle 10Λ, 11Λ für den Antrieb der Brennstoffpumpe iOg, 1 ig. Ons Getriebe setzt sich aus einer Anzahl Stirnräder zusammen.

In F i g. 2 ist fast derselbe Aufbau wie in F i g. 1 gezeigt, lediglich wird hier ein Hilfsgasturbinsntriebwerk 22 verwendet Dafür entfallen die in F i g. 1 dargestellten Gasgeneratoren 10 f, Hf, mit den entsprechenden Leitungen etc.

Eine modifizierte Variante zeigt die F i g. 3, bei der im Gegensatz zu den vorbeschriebenen Ausführungsfor- is men jeweils eine hydraulische Kupplung 30 oder ein Drehmomentenwandler 31 und ein Freilauf 31a für die Getriebe 106,1 Ib der Geräteträger verwendet werden. Die Triebwerke werden zur Schuberhöhung von Wellenleistung dadurch entlastet, daß die Druckluftturbinen 10a, 11a den Antrieb der Versorgungsgeräte am Gerätetiäger kurzzeitig übernehmen, wodurch eine Kombination von Notantrieb und Abdeckr/ig einer bestimmten Spitzenlast gegeben ist, über die frei verfügt werden kann. Die Gasgeneratoren bzw. die Zersetzungskammern iOf, 11/sind zur Erzielung einer hohen Systemwirksamkeit und für eine hohe Zuverlässigkeit direkt an den Druckluftturbinen 10a, 1 la angebaut.

In der Fig.4 wird die Anordnung der Geräteträger 10,11 mit ihren Versorgungsgeräten für das Triebwerk so 100, für die Flugsteuerung und die Avionik außerhalb des Triebwerksraumes gezeigt. Zwangsläufig ist der Triebwerksraum derjenige Raum mit den höchsten Temperaturen im Flugzeug und beeinflußt daher die am Triebwerk angebauten elektronischen Systeme und Elemente am stärksten. Werden nun die Triebwerksversorgungsgeräte mit ihren Elementen in den thermisch günstigen Raum der Hilfsantriebsanlagen 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 meistbeanspruchter 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 Mudulbauweise eingesetzt und die elektrische Versorgung wird durch zwei Gleichstrom-Hochspannungsgeneratoren 45 sichergestellt.

Jn Fig.6 ist eine Weiterbildung der vorbeschriebenen Ausführungsform gezeigt Hier wird die Versorgung aller elektrischen Verbraucher über zwei unabhängige Gleichstrom-Generatoren "»4 vorgenommen. Die Hilfsgasturbine 22 ist als Hybridantrieb ausgestaltet für das autarke Starten der Triebwerke, die Systemüberprüfung, die Lastspitzenabdeckung und als Notaggregat Sie ist als sogenanntes Einschubaggregat mit zentraler Trennstelle gegen verschiedene Variationen an die operationeilen Anforderungen anpaßbar.

Die zellenfesten Geräteträger 10, 11 und das Triebwerk 100 sind nicht mehr miteinander verbunden, dadurch entfällt die flexible Welle und das Getriebe kann mit den Geräten an die jeweilige Flugzeugkonfiguration bzw. deren günstigste Stelle gelegt werden, z. B. in den Flugzeugschwerpunkt. 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 Leistung.s'-ntnahme an die aerodynamischen Erfordernisse des Triebwerksknmpressors, wobei diese Leistungsentnahme über das zentrale Datenerfassungs- und Verarbeitungssystem (nicht gezeichnet) gesteuert wird. Durch Zuschalun des Antriebsaggregats 12 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 Verfügung, der aber entscheidungswespntlich sein kann.

Mechanisch erfolgt die Entnahme vom Triebwerk über einen Generator, der für das Starten des Triebwerks als Motor umschaltbar ist und im Triebwerksvorderteil eingebaut ist (nicht gezeichnet). Die Geräteträger 10, 11 sind also gleichzeitig pneumatisch und mechanisch antreibbar.

Die vorbeschriebenen Ausführungsformen von Hilfsantriebsanlagen für Flugzeughilfsgeräte in hochleistungsflugzeugen mit instabiler Konfiguration erlauben die Verwendung von Faserverbundwerkstoffen für Zellen und sonstige Teile des Flugzeugs und zeigen eine besonders hohe Flexibilität im Sinne einer Anpassungsfähigkeit an den laufenden technischen Fortschritt. Dies trifft z.B. auf die flexible Leistungsentnahme am Triebwerk zu, damit diese in Form von Triebwerksschub, Druckluftentnahme und Wellenleistung entsprechend variiert werden kann. Außerdem wird ein Gewinn an Flughöhe ermöglicht wobei die Leistung aber gleichbleibt.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Hilfsantriebsanlage für Flugzeughilfsgeräte, wie

z. B. ein elektrischer Generator und eine Hydraulikpumpe, und zum Anfahren von Gasturbinentriebwerken, mit einem Geräteträger, der mit den Flugzeughilfsgeräten antreibend verbunden ist, wobei der Geräteträger mechanisch oder über eine Gasturbine pneumatisch durch ein Gasturbinentriebwerk antreibbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß der Geräteträger (10, U) gleichzeitig pneumatisch und mechanisch angetrieben ist

2. Hilfsantriebsanlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß als mechanischer Antrieb eine Wellenverbindung (101) zwischen dem Gasturbinentriebwerk (100) und dem Geräteträger (10, 11) vorgesehen ist.

3. Hilfsantriebsanlage nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der elektrische Generator zum mechanische!. Antrieb des Geräteträgers (10,11) als Motor/Generator (54) ausgebildet ist, der mit einem im Vorderteil des Gasturbinentriebwerks angeordneten Gleichstromgenerator elektrisch verbunden ist.