DE2325592C2 - Arrangement for starting up aircraft gas turbine engines and for operating aircraft auxiliary equipment - Google Patents
Arrangement for starting up aircraft gas turbine engines and for operating aircraft auxiliary equipmentInfo
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Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Anordnung zum Anfahren von Flugzeuggasturbinentriebwerken und zum Betreiben von Flugzeughüfsgeräten von mehrmotorigen Flugzeugen unter Verwendung von wenigstens zwei wahlweise mit Anzapfluft der Flugzeuggasturbinentriebwerke oder mit Gas aus einem turbinengetriebenen Verdichter und eine Brennkammer aufweisenden Hilfsgaserzeuger beaufschlagbaren Hilfsturbinen, welche mit einem aus Geräteträgerverteilergetriebe und Flugzeughilfsgeräten bestehenden Energieversorgungspaket durch eine Antriebswelle verbunden sind, und wobei der Hilfsgaserzeuger auch die Energie zum Anfahren der Flugzeuggasturbinentriebwerke liefert.The invention relates to an arrangement for starting aircraft gas turbine engines and for operating aircraft auxiliary equipment of multi-engine aircraft using at least two optionally with bleed air from the aircraft gas turbine engines or with gas from a turbine-powered one Compressor and a combustion chamber having auxiliary gas generator pressurized auxiliary turbines, which are connected by a drive shaft to a power supply package consisting of equipment carrier distribution gear and aircraft auxiliary equipment, and wherein the auxiliary gas generator also supplies the energy for starting the aircraft gas turbine engines.
Eine solche Anordnung ermöglicht es, die Triebwerke eines Flugzeugs unabhängig von Bodengeräten anzulassen und dient zugleich dazu, Flugzeughilfsgeräte wie Generator, Hydraulikpumpe usw. auch unabhängig von den Flugzeugtriebwerken anzutreiben. Letzteres ist dabei nicht nur bei abgeschalteten Triebwerken am Boden, sondern je nach Flugzeugkonfiguration auch im Reiseflug von Interesse, da bei einer solchen Anordnung eine unmittelbare Abhängigkeit der zu betreibenden Hilfsgeräte, insbesondere des Generators, von der jeweiligen Drehzahl des bzw. der Flugzeugtriebwerke vermieden wird. Dies erlaubt es, auf ein sonst erforderliches vorgeschaltetes Regelgetriebe zur Konstanthaltung der Drehzahl des Generators zu verzichten. Such an arrangement makes it possible to start the engines of an aircraft independently of ground equipment and at the same time serves to make aircraft auxiliary equipment such as generator, hydraulic pump, etc. also independent of to drive the aircraft engines. The latter is not only on when the engines are switched off Ground, but, depending on the aircraft configuration, also of interest when cruising, since with such an arrangement a direct dependency of the auxiliary equipment to be operated, in particular the generator, on the respective speed of the aircraft engine or engines is avoided. This allows for an otherwise to dispense with the necessary upstream control gear to keep the speed of the generator constant.
So ist aus der GB-PS 11 36 584 eine Anordnung der eingangs genannten Art bekannt, bei der zunächst mit Hilfe eines separaten Hilfsgaserzeugers einerseits die Triebwerke des Flugzeugs angelassen werden und andererseits Hilfsturbinen betrieben werden, die ihrerseits über ein gemeinsames Geräteträgerverieilergetriebe diverse Flugzeughilfsgeräte antreiben. Nach dem erfolgten Anlassen der Flugzeugtriebwerke wird der Hilfsgaserzeuger abgeschaltet und die Hilfsturbinen werden mit Anzapfluft der Triebwerke weiterbetrieben. Bei Ausfall eines oder beider Triebwerke während des Fluges kann der Hilfsgaserzeuger erneut gestartet werden, und zum einen eine, wenn auch begrenzte, Manövrierfähigkeit des Flugzeugs aufrechterhalten und zum anderen die Flugzeugtriebwerke gegebenenfalls wieder anzulassen.So is from GB-PS 11 36 584 an arrangement of The type mentioned at the outset is known in which, firstly, with the aid of a separate auxiliary gas generator, on the one hand Engines of the aircraft are started and on the other hand auxiliary turbines are operated, which in turn Drive various aircraft auxiliary equipment via a shared equipment carrier distribution gear. After this Once the aircraft engines have been started, the auxiliary gas generator is switched off and the auxiliary turbines continue to operate with bleed air from the engines. If one or both engines fail during the In flight, the auxiliary gas generator can be restarted, and on the one hand, albeit limited, Maintaining the maneuverability of the aircraft and, on the other hand, the aircraft engines, if applicable start again.
Alternativ dazu ist bei einer anderen Ausführungsform dieser bekannten Anordnung, die sich auf ein einmotoriges Flugzeug bezieht, die Möglichkeit vorgesehen, daß der Hilfsgaserzeuger auch nach der' Inbetriebnahme des Triebwerks weiterläuft und weiterhin die Hilfsturbine antreibt Bei dieser Ausführungsform v»ird nur bei Ausfall des Hilfsgaserzeugers Anzapfluft des Flugzeugtriebwerks zum Betreiben der Hilfsturbine eingesetzt Bei beiden Ausführungsformen tcann darüber hinaus der Hilfsgaserzeuger auch zur Klimatisierung der Flugzeugkabine eingesetzt werden.Alternatively, in another embodiment of this known arrangement, which is based on a refers to a single-engine aircraft, the possibility is provided that the auxiliary gas generator also after the ' Commissioning of the engine continues to run and continues to drive the auxiliary turbine In this embodiment Only if the auxiliary gas generator fails, bleed air of the aircraft engine is used to operate the Auxiliary turbine used In both embodiments, the auxiliary gas generator can also be used for Air conditioning of the aircraft cabin can be used.
Es ist weiterhin aus der GB-PS 7 18 694 bekannt, daß bei einem mehrmotorigen Flugzeug jedem der Triebwerke eine mit Triebwerksanzapfluft betriebene Hilfsturbine zugeordnet ist, die ihrerseits jeweils einen Generator antreibt Die Hilfsturbinen sind dabei untereinander über eine Welle mechanisch miteinander gekoppelt.It is also known from GB-PS 7 18 694 that In the case of a multi-engine aircraft, each of the engines has an auxiliary turbine operated with engine bleed air is assigned, which in turn each drives a generator. The auxiliary turbines are included mechanically coupled to one another via a shaft.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Anordnung der eingangs genannten Art so auszubilden, daß sie ein Höchstmaß an Ausfallsicherheit aufweist, wobei insbesondere die Redundanz des Systems erhöht werden soll. Zugleich sollen Leitungen, die mit heißer Hochdruckluft beaufschlagt werden, möglichst vermieden werden. Schließlich soll die Anordnung eine möglichst weitgehende Freiheit hinsichtlich ihrer Unterbringung im Flugzeug erlauben.The object of the invention is to design an arrangement of the type mentioned in such a way that it has a Has the highest degree of fail-safety, with the redundancy of the system in particular to be increased. At the same time, lines that are exposed to hot high-pressure air should be avoided as far as possible. Finally, the arrangement should be as extensive as possible Allow freedom to accommodate them on the aircraft.
Die Erfindung löst diese Aufgabe durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruchs 1. Durch den erfindungsgemäß vorgesehenen Einsatz von jeweils aus einer Hilfsturbine und einem Hilfsgaserzeuger bestehenden Hilfsgasturbinentriebwerken, denen jeweils ein separates Energieversorgungspaket zugeordnet ist, werden quasi autonome Energieerzeugereinheiten geschaffen, die es ermöglichen, in einem Flugzeug zwei vollständig voneinander getrennte Energieversorgungskanäle vorzusehen. Da diese nicht von einem gemeinsamen Hilfsgaserzeuger abhängen, wird nicht nur die Redundanz des Systems erhöht vielmehr können diese Energieerzeugereinheiten praktisch auch an beliebiger Stelle im Flugzeug untergebracht werden, wodurch nicht zuletzt auch die Zugänglichkeit und die Wartungsmöglichkeiten verbessert werden.The invention solves this problem by the characterizing features of claim 1. By the use of an auxiliary turbine and an auxiliary gas generator as provided according to the invention existing auxiliary gas turbine engines, each of which is assigned a separate energy supply package is, quasi-autonomous power generation units are created that make it possible to use in an aircraft Provide two completely separate energy supply channels. Since these are not from a depend on common auxiliary gas generators, the redundancy of the system is not only increased but rather these energy generating units can also be accommodated practically anywhere in the aircraft, Last but not least, this also improves accessibility and maintenance options.
Dadurch, daß ferner bei der erfindungsgemäßen Anordnung die Flugzeugtriebwerken entnommene Anzapfluft den Brennkammern der Hilfsgasturbinentriebwerke zugeführt wird, wird zudem die Möglichkeit geschaffen, der Anzapfluft in der Brennkammer auf an sich bekannte Weise Flugbrennstoff beizumischen, wobei durch dessen Verbrennung die Anzapfluft inIn that the aircraft engines are also removed in the arrangement according to the invention Bleed air is supplied to the combustion chambers of the auxiliary gas turbine engines, is also the possibility created to add aviation fuel to the bleed air in the combustion chamber in a manner known per se, whereby the bleed air in
ihrem Energieinhalt verbessert werden kann. Dies gestattet es, die Anzapfluft bereits dem Mitteldruckteil des Triebwerkskompressors zu entnehmen, so daß aufgrund der erheblich niedrigeren Temperaturen der an dieser Stelle entnommenen Anzapfluft mit heißen Gasen beaufschlagte Leitungen weitgehend vermieden werden.their energy content can be improved. This allows the bleed air to flow to the medium-pressure part of the engine compressor, so that due to the significantly lower temperatures of the The bleed air taken at this point and lines exposed to hot gases are largely avoided will.
Bei der weiteren Ausgestaltung der Erfindung nach Anspruch 2 ergibt sich der Vorteil, daß bei Ausfall eines Triebwerkes das an diesem Triebwerk hängende m Energieversorgungspaket von dem noch in Betrieb befindlicheT Triebwerk weiter angetrieben wird. Die Transmissionswelle zwischen beiden Geräteträgerverteilergetrieben, die einen Überlastschutz in Gestalt einer Rutschkupplung oder einer Sollbruchstelle aufweist, verhindert jedoch, daß im Falle des Blockierens auf einer Seite der Transmissionswelle eine Zerstörung auf der anderen Seite auftritt Durch den Einbau von Schalt- oder Schlupfkupplungen zwischen beiden Geräteträgerverteilergetrieben besteht die Möglichkeit, beide Seiten fest oder mit Schlupf zu kuppeln oder zu trennen.In the further embodiment of the invention according to claim 2 there is the advantage that if one fails Engine, the m power supply package hanging on this engine is still in operation The engine located in the engine continues to be driven. The transmission shaft between the two equipment carrier distributors, which has overload protection in the form of a slip clutch or a predetermined breaking point, however, prevents destruction in the event of a blockage on one side of the transmission shaft on the other hand occurs through the installation of shift or slip clutches between the two Geared equipment carrier distribution, it is possible to couple or to couple both sides firmly or with slip separate.
Für die weitere Ausgestaltung der Erfindung nach Anspruch 3 ergibt sich für die Energieversorgung des Flugzeugs im Falle des Ausfalls sämtlicher Triebwerke der Vorteil, daß einer oder beide Energieversorgungskreise durch das Notenenergieversorgungspaket für einen weiteren Zeitraum versorgt werden.For the further embodiment of the invention according to claim 3 results for the energy supply of the Aircraft in the event of failure of all engines, the advantage that one or both energy supply circuits through the emergency energy supply package for can be supplied for a further period of time.
Im folgenden soll die Erfindung anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert werden. Es zeigtIn the following, the invention will be described in more detail with reference to an embodiment shown in the drawing explained. It shows
F i g. 1 einen Teil einer Anordnung gemäß der Erfindung in schematischer Darstellung undF i g. 1 shows a part of an arrangement according to the invention in a schematic representation and
F i g. 2 einen Schnitt durch ein Hilfsgasturbinentriebwerk. wie es bei der Anordnung gemäß F i g. 1 verwendet wird.F i g. 2 shows a section through an auxiliary gas turbine engine. as is the case with the arrangement according to FIG. 1 is used.
Aus der Darstellung gemäß F i g. 1 geht die Zuordnung der bei der erfindungsgemäßen Anordnung vorgesehenen Komponenten zueinander hervor, wobei die Darstellung im wesentlichen auf die einem der Flugzeugtriebwerke zugeordneten Komponenten beschränkt ist. Eine entsprechend aufgebaute, hier nicht dargestellte Anordnung, ist auch für ein zweites Triebwerk des Flugzeugs vorgesehen.From the representation according to FIG. 1 is the assignment of the arrangement according to the invention provided components to each other, the representation essentially on the one of Components associated with aircraft engines are limited. A correspondingly structured one, not here The arrangement shown is also provided for a second engine of the aircraft.
Im einzelnen besteht die in Fig. 1 gezeigte Anordnung zunächst aus einem Flugzeuggasturbinentriebwerk 1, einem Hilfsgasturbinentriebwerk 2, einem separaten Energieversorgungspaket 3 sowie einem Notenergieversorgungspaket 4. Ferner ist bei der hier dargestellten Anordnung zusätzlich ein Klimapaket 5 vorgesehen.In detail, there is the arrangement shown in FIG initially from an aircraft gas turbine engine 1, an auxiliary gas turbine engine 2, a separate energy supply package 3 and an emergency energy supply package 4. Furthermore, the here The arrangement shown is also provided with an air conditioning package 5.
Auf den Aufbau des Hilfsgasturbinentriebwerks 2 wird anhand von F i g. 2 noch im einzelnen eingegangen. Zunächst ist das Hilfsgasturbinentriebwerk 2 über eine Zapfleitung 6 mit dem Flugzeuggasturbinentibbwerk 1 verbunden. Die Anzapfluft wird dabei dem Mitteldruckteil des Kompressors des Triebwerks 1 entnommen und über ein Rückschlagventil 7 dem Hilfsgasturbinentriebwerk 2 zugeführtThe structure of the auxiliary gas turbine engine 2 is based on FIG. 2 has been received in detail. First of all, the auxiliary gas turbine engine 2 is connected to the aircraft gas turbine engine 1 via a bleed line 6 tied together. The bleed air is taken from the medium pressure part of the compressor of the engine 1 and The auxiliary gas turbine engine 2 is supplied via a check valve 7
Das Hilfsgasturbinentriebwerk 2 ist an ein Geräteträgerverteilergetriebe 8 angeflanscht, welches die aufgenommene Leistung auf die Flugzeughilfsgeräte, in diesem Fall den Generator 9, die Hydraulikpumpen 10 und H1 die Kraftstoffpumpe 12 sowie gegebenenfalls auf das Klimapaket 5 verteilt. Das Klimapaket 5 setzt sich dabei im einzelnen aus einem Kompressor 13, einer Kühlturbine 14 und einem Gebläse 15 zusammen, wobei diese Komponenten auf einer gemeinsamen Welle 16 angeordnet sind. Ferner gehört noch ein Wärmetauscher 21 dazu.The auxiliary gas turbine engine 2 is flanged to an equipment carrier distribution gear 8, which distributes the power consumed to the aircraft auxiliary equipment, in this case the generator 9, the hydraulic pumps 10 and H 1, the fuel pump 12 and, if necessary, to the air conditioning package 5. The air conditioning package 5 is composed in detail of a compressor 13, a cooling turbine 14 and a fan 15, these components being arranged on a common shaft 16. A heat exchanger 21 is also included.
Der Kompressor 13 ist über Leitungen 17,18 und 19, letztere mit einem Absperrventil 20 versehen, mit dem Flugzeuggasturbinenwerk 1 verbunden, entweder direkt mit den Turbinenschaufeln des Triebwerks oder mit einer separaten, hier nicht dargestellten Anlaßluftturbine. The compressor 13 is provided via lines 17, 18 and 19, the latter with a shut-off valve 20, with the Aircraft gas turbine plant 1 connected, either directly to the turbine blades of the engine or with a separate starting air turbine, not shown here.
Auf den weiteren Aufbau des Kümapakets 5 sowie das Zusammenwirken der darin enthaltenen Komponenten zur Klimatisierung der Flugzeugturbine soll an dieser Stelle nicht näher eingegangen werden.On the further structure of the Kümapakets 5 as well as the interaction of the components contained therein for air conditioning the aircraft turbine should be will not be discussed in more detail at this point.
Das Notenergieversorgungspaket 4 besteht aus einer Gasturbineneinheit 22, einer Luftturbine 23, einem Generator 24 sowie bedarfsweise einer Hydraulikpumpe 25. Im Fall des hier dargestellten Ausführungsbeispiels besteht die Gasturbineneinheit 22 aus einem Gaserzeuger mit Hydrazin sowie einer davon beaufschlagten Turbine. Ober zwei Absperrventile 26 und 27 sowie die Zweigleitung 28 ist das Notenergieversorgungspaket 4 entweder mit einer oder aber mit beiden Hilfsgasturbinentriebwerke pneumatisch wirksam verbindbar. The emergency energy supply package 4 consists of a gas turbine unit 22, an air turbine 23, a Generator 24 and, if necessary, a hydraulic pump 25. In the case of the exemplary embodiment shown here the gas turbine unit 22 consists of a gas generator with hydrazine and one acted upon by it Turbine. The emergency energy supply package is located above two shut-off valves 26 and 27 and the branch line 28 4 can be effectively connected pneumatically to either one or to both auxiliary gas turbine engines.
Das hier dargestellte Ausführungsbeispiel der erfindungsgemäßen Anordnung bezieht sich auf ein zweimotoriges Flugzeug, wobei jedem der beiden Flugzeugtriebwerke ein separates Energieversorgungspaket 3 bzw. 3' zugeordnet ist. Wie bereits erwähnt, ist dabei das zweite Flugzeugtriebwerk mit dem dazugehörigen Hilfsgasturbinentriebwerk sowie den Hilfsgeräten nicht dargestellt. Die zugehörigen Geräteträgerverteilergetriebe 8 und 8' können wahlweise durch nicht dargestellte Schalt- oder Schlupfkupplungen und durch eine Transmissionswelle 29 miteinander verbunden werden, so daß bedarfsweise Leistung von einem Energieversorgungspaket zum anderen fließen kann. Die Transmissionswelle 29 weist einen in der Zeichnung nicht dargestellten Überlastschutz auf, der in einer Rutschkupplung oder Sollbruchstelle bestehen kann. Dadurch wird im Falle des Blockierens einer Seite eine Zerstörung von Bauteilen oder Geräten auf der anderen Seite vermieden.The embodiment of the arrangement according to the invention shown here relates to a twin-engine Aircraft, with each of the two aircraft engines having a separate energy supply package 3 or 3 'is assigned. As already mentioned, this is the second aircraft engine with the associated one Auxiliary gas turbine engine and the auxiliary devices are not shown. The associated equipment carrier distribution gear 8 and 8 'can alternatively by switching or slip clutches, not shown, and by a transmission shaft 29 are connected to each other, so that if necessary power of one Energy supply package can flow to the other. The transmission shaft 29 has one in the drawing overload protection, not shown, which can consist of a slip clutch or predetermined breaking point. This means that if one side is blocked, components or devices on the other will be destroyed Side avoided.
Die Abbildung gemäß Fig.2 zeigt im Schnitt den Aufbau eines Hilfsgasturbinentriebwerks 2, wie es bei der erfindungsgemäßen Anordnung Verwendung findet. Bei diesem Hilfsgasturbinentriebwerk ist auf einer Welle 30 eine Verdichterstufe 31 angeordnet Vor der Verdichterstufe 31 ist ein Lufteinlauf 32 vorgesehen, der durch eine Sperrblende 33 oder eine Dralldrossel verschließbar ist. Die in der Verdichterstufe 31 komprimierte Frischluft gelangt über einen mit einem Absperrorgan 35 versehenen Kanal 34 zu einer Brennkammer 36, die in bekannter Weise Flugbrennstoff erhält. Über einen durch ein Ventil 38 absperrbaren Kanal 37, der vor dem Absperrorgan 35 vom Kanal 34 abgeht, kann der Verdichterstufe 31 Frischluft, z. B. für eine Klimaanlage, entnommen werden. Der Brennkammer 36, die auch als Ringbrennkammer ausgebildet sein kann, kann die notwendige Frischluft auch über die Leitung 6 sowie über den mit einem Absperr- und Regelorgan 40 versehenen Kanal 39 zugeführt werden, deren Energieinhalt durch Verbrennen des Flugbrennstoffs erhöht wird.The figure according to Figure 2 shows in section the Structure of an auxiliary gas turbine engine 2, as is used in the arrangement according to the invention. In this auxiliary gas turbine engine, a compressor stage 31 is arranged on a shaft 30 in front of the Compressor stage 31, an air inlet 32 is provided, which is through a blocking screen 33 or a swirl throttle is lockable. The fresh air compressed in the compressor stage 31 passes through a with a Shut-off device 35 provided channel 34 to a combustion chamber 36, the aviation fuel in a known manner receives. Via a channel 37 which can be shut off by a valve 38 and which is connected to the channel 34 in front of the shut-off element 35 goes off, the compressor stage 31 fresh air, z. B. for an air conditioner can be taken. The combustion chamber 36, which can also be designed as an annular combustion chamber, can also supply the necessary fresh air via the Line 6 and the channel 39, which is provided with a shut-off and regulating element 40, are fed in, whose energy content is increased by burning the aviation fuel.
Nach der Verbrennung gelangen die Brenngase von der Brennkammer 36 über einen Kanal 41 zu den Turbinenstufen 42, wo sie entspannt werden und dabei die Welle 30 antreiben. Die entspannten Abgase sind anschließend über ein Abgasrohr 43 ins Freie geleitet.After the combustion, the combustion gases pass from the combustion chamber 36 via a duct 41 to the Turbine stages 42, where they are relaxed and thereby drive the shaft 30. The exhaust gases are relaxed then passed through an exhaust pipe 43 to the outside.
Die gewünschte, zum Antrieb der Hilfsgeräte wie Generator, Hydraulikpumpe usw. erforderliche Leistung des Hilfsgasturbinentriebwerks kann einer Abtriebswelle 44 entnommen werden, die über ein Getriebe 45 mit der Welle 30 in Verbindung steht. An der Abtriebswelle 44 ist auch ein Antrieb 45 für die an der Hilfsgasturbine angeordneten Verbraucher, wie z. B. Kraftstoffpumpe, Schmierölpumpe, vorgesehen.The power required to drive auxiliary equipment such as generator, hydraulic pump, etc. of the auxiliary gas turbine engine can be taken from an output shaft 44, which has a Gear 45 is connected to shaft 30. On the output shaft 44 there is also a drive 45 for the the auxiliary gas turbine arranged consumer such. B. fuel pump, lubricating oil pump, provided.
Im folgenden soll die Arbeitsweise der erfindungsgemäßen Anordnung erläutert werden:The following is the mode of operation of the invention Arrangement are explained:
Zum Anlassen des Flugzeugtriebwerks 1 wird zunächst das Hilfsgasturbinentriebwerk 2 (und analog auch das zweite, hier nicht dargestellte Hilfsgasturbinentriebwerk) in Betrieb gesetzt und liefert über den von ihm angetriebenen Kompressor 13, die Leitungen 17, 18 und 19 und das geöffnete Absperrventil 20 die Äniaßiuft für das Fiugzeuggäsiürbinermicbwcrk 1 bzw. für die separate Anlaßturbine.To start the aircraft engine 1, the auxiliary gas turbine engine 2 (and analogously also the second auxiliary gas turbine engine, not shown here) is put into operation and supplies the lines via the compressor 13 driven by it 17, 18 and 19 and the opened shut-off valve 20 the Äniaßiuft for the aircraft passenger compartment 1 resp. for the separate starter turbine.
Nachdem das Flugzeugtriebwerk in Betrieb gesetzt ist, kann durch entsprechende Regelung der Absperrorgane 35 und 40 der Brennkammer 36 des Hilfsgasturbinentriebwerks 2 wahlweise entweder Druckluft aus der Verdichterstufe 31 oder aber Anzapfluft aus dem Flugzeugtriebwerk 1 zugeführt werden. Dabei kann durch eine entsprechende, in Fig.2 nicht dargestellte Kupplung die Verdichterstufe 31 gegebenenfalls stillgesetzt werden. Sofern das Hilfsgasturbinentriebwerk nicht nur in großen Flughöhen, wenn die Verdichterstufe infolge des geringen Außendrucks nicht mehr genügend Frischluft liefert, sondern auch in niedrigen Flughöhen bzw. bereits vor dem Start mit AnzapfluftAfter the aircraft engine has been put into operation, the shut-off devices can be regulated accordingly 35 and 40 of the combustion chamber 36 of the auxiliary gas turbine engine 2 optionally either compressed air from the Compressor stage 31 or bleed air from the aircraft engine 1 are supplied. Here can by a corresponding, not shown in Fig.2 Coupling the compressor stage 31 may be shut down. Unless the auxiliary gas turbine engine not only at high altitudes, when the compressor stage is no longer due to the low external pressure provides enough fresh air, but also at low altitudes or with bleed air before take-off
ίο des Triebwerks beaufschlagt wird, braucht später nicht in größeren Flughöhen auf Anzapfluftbetrieb umgeschaltet zu werden. Dadurch wird ein Eingreifen in einen stationären Zustand vermieden und eine weitere mögliche Störungsquelle ausgeschaltet.ίο the engine is pressurized, does not need later to be switched to bleed air operation at higher altitudes. This will intervene in a steady state is avoided and another possible source of interference is eliminated.
Sofern während des Fluges eines der Flugzeugtriebwerke ausfällt, wird das diesem Triebwerk zugeordnete Energieverscrgurigspaket vor. dem noch in. Betrieb befindlichen Triebwerk weiter angetrieben. Bei Ausfall sämtlicher Triebwerke wird einer der beiden bzw.beide Energieversorgungskreise durch das Notenergiepaket für einen begrenzten Zeitraum versorgt.If one of the aircraft engines fails during the flight, the one assigned to this engine is assigned Energy insurance package. the engine still in operation continued to be driven. In the event of failure of all engines becomes one of the two or both energy supply circuits through the emergency energy package supplied for a limited period of time.
Hierzu 2 Blatt ZeichnungenFor this purpose 2 sheets of drawings
Claims (3)
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