DE3686122T2

DE3686122T2 - Testgeraet fuer duesenmotor.

Info

Publication number: DE3686122T2
Application number: DE8686307955T
Authority: DE
Inventors: Terry L Zweifel
Original assignee: Honeywell Inc
Current assignee: Honeywell Inc
Priority date: 1985-10-16
Filing date: 1986-10-14
Publication date: 1993-01-21
Anticipated expiration: 2006-10-15
Also published as: JPH0795010B2; EP0219348A2; EP0219348B1; US4651563A; EP0219348A3; DE3686122D1; JPS6293628A

Description

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf das Prüfen von Düsentriebwerken und insbesondere auf die Fehlerüberwachung von Düsentriebwerken in Flugzeugen während aller Flugphasen.
Viele kommerzielle Transportflugzeuge, Flugzeuge der allgemeinenen Luftfahrt sowie militärische Flugzeuge werden von als Turbojet oder Turbofan bezeichneten Düsentriebwerken angetrieben. Rechner an Bord des Flugzeugs dienen der Bestimmung von Maschinenfehlern auf Grund überwachter Maschinenparameter. Durch Computer bestimmte Geschwindigkeits- und Schubeinstellungen für das sichere Fliegen des Flugzeugs nach Feststellung eines Fehlers werden dem Piloten angezeigt oder einem automatischen Flugregelsystem zugeleitet.
Bekannte Fehlerdetektionssysteme für Düsentriebwerke überwachen das Triebwerksdruckverhältnis (EPR) sowie die Abgastemperatur (EGT). Der Wert EPR wird von Drucksensoren geliefert, die im Lufteinlaß sowie in der Aulaßdüse des Triebwerks angebracht sind. Das Verhältnis dieser beiden Drücke ist ein direktes Maß für den Schub der Maschine, während der Wert EGT von einem Temperatursensor geliefert wird, der in der Ausgangsdüse des Triebwerks angeordnet ist.
Diese Parameter für die Aufspürung von Triebwerksfehlern benutzende Systeme haben zahlreiche Nachteile. Der Wert EPR kann während des Sinkflugs eines Flugzeuges nicht benutzt werden, weil er in dieser Flugphase praktisch gleich dem Wert EPR der fehlerhaften Maschine ist. Außerdem ist der Wert EPR während des Marschfluges klein, wodurch es äußerst schwierig wird, während dieser Flugphase den EPR- Pegel zu bestimmen, bei dem ein Triebwerk als fehlerhaft zu betrachten ist. Ferner können Luftqualität und Temperatur in den Fluggebieten das Verstopfen der Drucksensoren im Lufteinlaß mit Eis oder Schmutz zur Folge haben, wodurch Meßfehler entstehen.
Auch die Messung der Auslaßgastemperatur EGT führt nicht zu zuverlässigen Maschinenfehler-Anzeigen. Beispielsweise bleibt der Wert EGT eines brennenden Triebwerks für eine beträchtliche Zeit nach Beginn des Feuers nahe am Temperaturwert eines normal arbeitenden Triebwerks. Da außerdem Restwärme in die Atmosphäre abgegeben wird, unterliegt die Abgastemperatur eines Triebwerks, welches aus anderen Gründen als Feuer ausgefallen ist, einer exponentiellen Abnahme mit einer langen Zeitkonstanten. Folglich kann eine beträchtliche Zeit vergehen, bevor Alarm gegeben wird. Ein anderer Mangel der EGT-Methode beruht auf der Tatsache, daß unterschiedliche Typen desselben Triebwerks erheblich verschiedene EGT-Werte bei gleichen Schubeinstellungen aufweisen können, wodurch die Möglichkeit der Erzeugung falscher Fehleranzeigen gegeben ist.
Die der Benutzung der Werte EPR und EGT als Maschinenparameter innewohnenden Begrenzungen bewirken, daß die Maschinenfehlerdetektion von der Flugphase abhängt, d.h. beim Starten, beim Marschflug und beim Landen müssen unterschiedliche Gruppen von Kriterien benutzt werden. Solche Meßgrößen verwendende Maschinenfehlerdetektionssysteme neigen daher mit großer Wahrscheinlichkeit zu Fehleranzeigen, wenn das Flugzeug von einer Flugphase in eine andere übergeht, beispielsweise vom Steigflug in den horizontalen Marschflug.
Die modernsten Turbojet- und Turbofan-Triebwerke benutzen zwei Rotorwellen und zwar einen ersten Niedergeschwindigkeitsrotor, der mit einer Drehzahl von N&sub1; Umdrehungen pro Minute umläuft, sowie einem zweiten Hochgeschwindigkeitsrotor, der mit einer Drehzahl von N&sub2; Umdrehungen pro Minute läuft. Eine Kompressorstufe zum Komprimieren der einströmenden atmosphärischen Luft ist auf jeder Rotorwelle in der Nähe des Lufteinlasses angeordnet, während eine Turbine am dem Kompressor gegenüberliegenden Ende auf der Rotorwelle befestigt ist. Verläßt das Gas die Maschine, so strömt es durch die Turbinenschaufeln und verursacht die Drehung des Rotors, wodurch der Kompressorteil angetrieben wird. Im allgemeinen wird die Rotorwinkelgeschwindigkeit als Prozentsatz der maximal zulässigen Drehgeschwindigkeit angegeben. Die Bestimmung der Winkelgeschwindigkeiten der Hochgeschwindigkeits- und Niedergeschwindigkeitsrotoren ermöglicht eine Fehlerdetektion, die von der Flugphase völlig unabhängig ist und ermöglicht damit die Verwendung konstanter Maschinenfehlerkriterien für alle Flugphasen. Die Rotationsgeschwindigkeiten N&sub1; und N&sub2; stehen in bezug zueinander, wobei die eine durch die andere für jede Schubeinstellung über eine wohl definierte Funktion ermittelbar ist. Diese Beziehung kann zum Vergleichen der berechneten und der gemessenen Wellendrehgeschwindigkeiten für ein Triebwerk benutzt werden. Zusätzlich kann die Wellendrehgeschwindigkeit eines Triebwerks mit der Wellendrehgeschwindigkeit aller anderen Triebwerke im Flugzeug verglichen werden.
Andere Turbojet-, Turbofan-Maschinenkenngrößen können für die Bestimmung eines Maschinenfehlers berechnet oder gemessen werden. In Turbojet-, Turbofan- Triebwerken rotieren die Rotoren einer fehlerhaften Maschine, sofern sie nicht verklemmt sind, auf Grund der Vorwärtsbewegung des Flugzeugs. Diese als Freilauf (Windmilling) bekannte Drehung hat eine Winkelgeschwindigkeit, welche linear von der Mach- Zahl des Flugzeugs abhängt und damit einen zusätzlichen Parameter für die Feststellung eines Maschinenfehlers liefert.
US-A 4 215 412 beschreibt ein Maschinenüberwachungssystem, welches die Istwerte mehrerer Maschinenbetriebsparameter nutzt, um die laufenden Werte einer Gruppe von Maschinenbetriebsparameter vorauszusagen. Bezug genommen, wird auf die mögliche Verwendung eines abhängigen Parameters in der Form der Drehgeschwindigkeit eines Niederdruckkompressors durch Bestimmung des Parameters aus einem unabhängigen Parameter unter Verwendung einer linearen Regressionsanalyse. Im einzelnen wird eine Vorrichtung zum Prüfen von an einem Flugzeug befestigten Düsentriebwerken beschrieben, wobei diese Triebwerke einen Hochgeschwindigkeitsrotor und einen Niedergeschwindigkeitsrotor aufweisen und die Einrichtung differenzbildende Mittel aufweist zur Erzeugung von Signalen entsprechend den Differenzen zugeführter Signale; ferner ist eine Einrichtung zur Erzeugung erster Signale entsprechend der Rotationsgeschwindigkeit des Niedergeschwindigkeitsrotors in den Düsentriebwerken, sowie eine Einrichtung zur Erzeugung zweiter Signale entsprechend der Drehgeschwindigkeit des Hochgeschwindigkeitsrotors in den Düsentriebwerken vorgesehen, sowie eine Einrichtung zur Lieferung von Schwellwertsignalen, sowie eine Maschinenfehler-Anzeigevorrichtung.
Die vorliegende Erfindung ist in den beigefügten Ansprüchen definiert und eine Düsentriebwerkstesteinrichtung gemäß der Erfindung umfaßt Fühlereinrichtungen, welche elektrische Signale entsprechend der Drehgeschwindigkeit der Hoch- und Niedergeschwindigkeitsrotoren in einem Turbofan- oder Turbojet-Triebwerk liefern. Die dem Hochgeschwindigkeits- und dem Niedergeschwindigkeitsrotor entsprechenden Signale jedes Flugzeugs werden von den Hoch- und Niedergeschwindigkeitsrotor- Signalen einer ausgewählten Maschine des Flugzeugs subtrahiert, um Hochgeschwindigkeits- und Niedergeschwindigkeitsrotor-Differenzsignale zu erzeugen. Der Pegel dieser Differenzsignale wird ferner mit den Hoch- und Niedergeschwindigkeitsrotor- Schwellwertsignalen verglichen, welche von Signalen abgeleitet sind, die der maximalen Hoch- bzw. Niedergeschwindigkeitsrotor-Drehzahl aller Düsentriebwerke des Flugzeugs entsprechen. Die Feststellung, daß ein Triebwerk fehlerhaft arbeitet, wird getroffen durch Vergleich des Differenzsignalpegels mit dem Schwellwertsignal und der Polarität des Differenzsignals.
Jede Maschine wird ferner dadurch überprüft, daß ein Signal aus dem der Hochgeschwindigkeitsrotor-Drehzahl entsprechenden Signal abgeleitet wird, welches der Niedergeschwindigkeitsrotor-Drehzahl eines normal arbeitenden Triebwerks entspricht. Dieses Äquivalenzsignal wird von dem Niedergeschwindigkeitsrotor- Drehzahlsignal des Bezugstriebwerks subtrahiert, um ein Differenzsignal zu erzeugen, welches dann mit dem Niedergeschwindigkeitsrotor-Drehzahlgrenzwertsignal verglichen wird. Pegel und Polarität aller dieser Differenzsignale werden bestimmt und zur Feststellung und Identifizierung fehlerhafter Maschinen ausgewertet.
Eine weitere Überprüfung auf Maschinenfehler wird durch Vergleich des Niedergeschwindigkeitsrotor-Drehzahlsignals mit einem Signal erreicht, welches aus der Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeuges abgeleitet ist und welches damit für die Drehzahl des Niedergeschwindigkeitsrotors repräsentativ ist, die vom Luftstrom durch die Maschine bei der Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs verursacht wird. Eine Fehleranzeige erfolgt, wenn dieser Vergleich zeigt, daß die berechnete Freilaufdrehzahl die gemessene Drehzahl des Niedergeschwindigkeitsrotors überschreitet oder dieser gleich ist.
Eine Düsentriebwerksprüfeinrichtung gemäß der Erfindung wird nachfolgend im einzelnen als Beispiel mit Bezug auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben. In diesen zeigt:
Fig. 1 einen vereinfachten Querschnitt durch ein typisches Turbodüsentriebwerk zwecks Erklärung der allgemeinen Betriebsweise des Triebwerks;
Fig. 2 als Kennlinie die Abhängigkeit der Freilaufdrehzahl eines Turbotriebwerks von der Mach-Zahl des Flugzeugs;
Fig. 3 die Beziehung zwischen der Niedergeschwindigkeits- und der Hochgeschwindigkeitsrotordrehzahl einer ordnungsgemäß arbeitenden Turbomaschine;
Fig. 4 ein Blockschaltbild der Schaltungsanordnung für die Bestimmung der Integrität des Drehzahl fühlers;
die Fig. 5a u. 5b Blockschaltbilder der Schaltungen zur Ableitung der Schwellwertsignale;
Fig. 6 das Blockschaltbild einer Schaltungsanordnung zur Ableitung von Signalen entsprechend der Drehzahl des Niedergeschwindigkeitsrotors eines normal arbeitenden Düsentriebwerks entsprechend der gemessenen Drehzahl des Hochgeschwindigkeitsrotors;
Fig. 7 ein Blockschaltbild einer Schaltungsanordnung zur Bestimmung der Freilaufdrehzahl eines Düsentriebwerks aus der gemessenen Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs;
die Fig. 8a u. 8b Blockschaltbilder einer Schaltungsanordnung zum Vergleich der Drehzahlen entsprechender Rotoren in zwei Triebwerken zwecks Überprüfung eines Maschinenfehlers; und
Fig. 9 das Blockschaltbild einer Schaltungsanordnung für den Vergleich der gemessenen Niedergeschwindigkeitsrotor- Drehzahlen mit berechneten Niedergeschwindigkeits- Rotordrehzahlen und berechneten Freilaufdrehzahlen.
Das Maschinenfehler-Detektionssystem der vorliegenden Erfindung benutzt die Messung der Niedergeschwindigkeits- und Hochgeschwindigkeitsrotorwellen-Drehzahlen eines Turbojet- oder Turbofantriebwerks.
Während die Erfindung in Flugzeugen Anwendung finden kann, die jede beliebige Anzahl von Triebwerken aufweisen, wird im folgenden zwecks Vereinfachung der Erläuterung von einem Flugzeug mit nur zwei Triebwerken ausgegangen.
Figur 1 zeigt einen vereinfachten Längsschnitt durch ein typisches Düsentriebwerk 10. Unter Normalbedingungen strömt Luft über den Einlaß 11 in die Maschine und wird durch einen Niedergeschwindigkeitskompressor 12 komprimiert, der mit der Niedergeschwindigkeitsrotorwelle 13 verbunden ist. Die vom Niedergeschwindigkeitskompressor 12 komprimierte Luft wird zur weiteren Komprimierung einem Hochgeschwindigkeitskompressor 14 zugeleitet, der mit der Hochgeschwindigkeitsrotorwelle 15 verbunden ist. Die vom Hochgeschwindigkeitskompressor 14 stark komprimierte Luft gelangt dann in eine Brennkammer 16, wo die Luft mit Treibstoff gemischt und gezündet wird. Die Verbrennungsgasprodukte strömen durch eine Hochgeschwindigkeitsturbine 17, die mit der Hochgeschwindigkeitsrotorwelle 15 verbunden ist und bewirken die Drehung der Hochgeschwindigkeitsturbine 17, der Hochgeschwindigkeitsrotorwelle 15, sowie des Hochgeschwindigkeitskompressors 14. Diese Gase strömen ferner durch eine Niedergeschwindigkeitsturbine 18 und bewirken die Drehung der Niedergeschwindigkeitsturbine, der Niedergeschwindigkeitsrotorwelle 13, sowie des Niedergeschwindigkeitskompressors 12, bevor sie die Maschine durch die Auslaßdüse 19 verlassen und den Schub der Maschine erzeugen. Aus dieser Darstellung wird ersichtlich, daß die Hochgeschwindigkeits- und die Niedergeschwindigkeitsstufen mechanisch entkoppelt sind und der Betrieb der einen den Betrieb der anderen nur über den Luftstrom durch die Maschine beeinflußt.
Die Drehgeschwindigkeiten N&sub1; und N&sub2; der Niedergeschwindigkeits- und Hochgeschwindigkeitsrotorwellen 13 bzw. 15 kann durch ein Tachometer oder andere geeignete Vorrichtungen gemessen und einem Bordcomputer in Form von Prozentwerten der maximal zulässigen Drehgeschwindigkeit zugeleitet werden. Diese gemessenen Maschinendrehzahlen können im Rechner für die Bestimmung eines Maschinenfehlers ausgewertet werden.
Ein Turbojet- oder Turbofantriebwerk kann in einer von zahlreichen Arten ausfallen, wobei der häufigste Fehler darin besteht, daß das Treibstoff/Luftgemisch nicht zündet. Geschieht dies, so haben die Verbrennungsgase eine relativ niedrige Energie und können keine ausreichende Drehgeschwindigkeit der Turbinen 17 und 18 aufrechterhalten. Keiner der Rotoren hört jedoch auf sich zu drehen, weil der auf Grund der Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs durch die Maschine getriebene Luftstrom beide Rotoren im Freilauf mit einer Drehgeschwindigkeit antreibt, die der Mach-Zahl der Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs proportional ist. Die Beziehung zwischen der Drehgeschwindigkeit des Niedergeschwindigkeitsrotors auf Grund seines Freilaufs und der Mach-Zahl der Vorwärtsgeschwindigkeit ist in Figur 2 wiedergegeben, wobei auf der vertikalen Achse 21 die Drehgeschwindigkeit der Niedergeschwindigkeitsrotorwelle in Prozent der maximalen Drehgeschwindigkeit aufgetragen ist, während längs der horizontalen Achse 22 die Mach-Zahl des Flugzeugs angegeben ist. Die gerade Linie 23 stellt die Beziehung zwischen den beiden Parametern in der Form
(1) N&sub1; = k&sub1;M dar,
wobei:
N&sub1; = die Drehgeschwindigkeit der Niedergeschwindigkeitsrotorachse auf Grund des Freilaufs ausgedrückt in Prozent der maximal zulässigen Geschwindigkeit;
k&sub1; = eine Proportionalitätskonstante; und
M = die Mach-Zahl des Flugzeugs.
Obwohl der Hochgeschwindigkeitsrotor und der Niedergeschwindigkeitsrotor mechanisch nicht miteinander gekuppelt sind, bewirkt der Strom der Verbrennungsgase durch die Hochgeschwindigkeitsturbine 17 und die Niedergeschwindigkeitsturbine 18 ein Drehen beider Rotoren mit Winkelgeschwindigkeiten, die angenähert in einem linearen Verhältnis zueinander stehen. Diese angenährte lineare Beziehung dargestellt in Figur 3 als Linie 24 kann in Form von Prozentwerten der maximal zulässigen Hoch- und Niedergeschwindigkeits-Drehgeschwindigkeit in Form der Gleichung
(2) N&sub1; = K&sub2; N&sub2; - C dargestellt werden,
wobei K&sub2; und C geeignete Konstanten sind. Diese Beziehung und die Abhängigkeit der Freilaufdrehzahl von der Mach-Zahl der Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs liefern gemäß vorliegender Erfindung die Kriterien für die Bestimmung eines Triebwerkausfalls.
Für eine zuverlässige Erkennung von Maschinenfehlern ist eine ordnungsgemäß arbeitende Meßausrüstung erforderlich. Ein Blockschaltbild einer Einrichtung zum Testen der Rotationsfühler vor dem Start ist in Figur 4 wiedergegeben. Ein Signal entsprechend der Messung der Drehzahl N&sub1; aus einem zu testenden Drehzahlfühler 30, beispielsweise einem Tachometer mit einem Frequenz/Spannungsumsetzer, wird über die Leitung 32 einem Pegeldetektor 33 zugeleitet. Dieser liefert über die Leitung 34 ein logisches Signal 1, sobald das der Drezahl N&sub1; entsprechendes Signal einen Wert unterhalb eines Schwellwertsignals darstellt, welches einer vorgewählten Drehzahl entspricht, beispielsweise einem Wert von 15% der maximal zulässigen Drehzahl. Andernfalls erscheint ein logisches Signal Null. In entsprechender Weise wird ein der Drehzahl N&sub2; entsprechendes Meßsignal aus einem zu testenden Hochgeschwindigkeitsdrehzahlfühler 31 über die Leitung 35 einem Pegeldetektor 36 zugeführt, von dem über die Leitung 37 ein logisches Signal 1 abgegeben wird, sobald das für die Drehzahl N&sub2; repräsentative Signal einen Wert unterhalb eines ausgewählten Schwellwertes anzeigt. Andernfalls erscheint ein logisches Signal Null. Die logischen Signale auf den Leitungen 34 und 37 werden einem herkömmlichen Exklusiv-ODER-Gatter 38 zugeführt, von dem aus ein logisches Signal 1 über die Leitungen 44 und 45 den UND-Gattern 42 und 43 zugeführt wird, sofern eines, und nur eines, der logischen Signale auf den Leitungen 34 und 37 den logischen Wert 1 hat. Andernfalls haben die den Leitungen 44 und 45 zugeführten Signale den logischen Wert Null. Zweite Eingangsklemmen der UND-Gatter 42 und 43 dienen dem Empfang der logischen Signale von den Pegeldetektoren 33 und 36. Da jedes der UND-Gatter 42 und 43 ein Logiksignal niedrigen Pegels liefert, wenn das Niedrigpegelsignal an einer der zwei Eingangsklemmen liegt, und ein Hochpegelsignal zur Verfügung stellt, wenn logische Hochpegelsignale beiden Eingängen zugeführt werden, wird der Leitung 46 immer dann ein Logiksignal 1 zugeleitet, wenn die Drehgeschwindigkeitsmessung für den Niedergeschwindigkeitsrotor eine Drehzahl des Niedergeschwindigkeitsrotors unterhalb des genannten Schwellwerts anzeigt. In gleicher Weise gelangt ein Logiksignal 1 immer dann an die Leitung 47, wenn die Drehgeschwindigkeitsmessung am Hochgeschwindigkeitsrotor eine Hochgeschwindigkeitsrotordrehzahl unterhalb des Schwellwertes anzeigt.
Für Fachkundige ist ersichtlich, daß eine gültige Messung angezeigt wird, wenn beide, nämlich der Hochgeschwindigkeits- und der Niedergeschwindigkeitsrotor gleichzeitig ausfallen. Diese Zweideutigkeit ist leicht zu lösen, denn für das Flugzeug wäre es unter diesen Bedingungen nicht möglich zu starten. Außerdem ist die Wahrscheinlichkeit eines solchen Zufalls extrem gering.
Entsprechende Logikeinrichtungen können zur Bestimmung vorgesehen sein, daß die Drehgeschwindigkeitsanzeigen höher sind als die tatsächliche Drehgeschwindigkeit der Rotoren. Diese Logikeinrichtung benutzt die Schwellwertsignalamplitude um beispielsweise 15% oberhalb der maximalen Drehzahl, um ein logisches Ausgangssignal 1 des Pegeldetektors bereitzustellen, wenn diesen Schwellwert überschreitende Drehgeschwindigkeiten angezeigt werden. Eine Anzeige einer ordnungsgemäßen Messung tritt auf, wenn beide Sensoren fälschlich hohe Signalamplituden aufweisen. Diese Wahrscheinlichkeit, daß beide Sensoren gleichzeitig Geschwindigkeitsanzeigen größer als 15% über der tatsächlichen Rotorgeschwindigkeit wiedergeben, ist vernachlässigbar klein. Gleichzeitig mit den zuvor beschriebenen Vorgängen wird ein Signal proportional zur Mach-Zahl des Flugzeugs von einem Luftdatenrechner 51 einem dritten Pegeldetektor 52 zugeführt, der ein logisches Ausgangssignal 1 abgibt, sobald die Mach-Zahl der Flugzeuggeschwindigkeit einen vorgegebenen Wert, beispielsweise von Mach 0,12 überschreitet, eine Geschwindigkeit, die leicht während des Rollens auf dem Rollfeld erreicht wird. Andernfalls entsteht ein Signal logisch Null. Diese logische Signal wird über die Leitungen 55 bzw. 56 den Verriegelungsschaltkreisen 53 und 54 zugeleitet. Sie speichern die ihnen über die Leitungen 46 und 47 zugeführten Signale und halten diese Logiksignale für die Dauer der Hochpegellogiksignale aus dem Pegeldetektor 52 aufrecht. Sobald einmal Hochpegel- Logiksignale gleichzeitig an den Eingangsklemmen der Verriegelungsschaltkreise 53 und 54 auftreten, halten diese ein Hochpegelsignal an den entsprechenden Ausgangsklemmen 52 und 58 aufrecht, selbst wenn nachfolgend ein Niedrigpegel-Logiksignal von der Sensor-Testschaltung zugeleitet wird.
Gleichzeitige Hochpegellogiksignale von den UND- Gattern 42 und 43 zeigen an, daß einer der Fühler ausgefallen ist. Beginnt das Flugzeug beim Start zu beschleunigen, so nimmt seine Geschwindigkeit zu, bis sie den am Pegeldetektor 52 eingeschalteten Mach- Zahl-Grenzwert überschreitet. In diesem Moment wird ein Hochpegellogiksignal den Verriegelungsschaltkreisen 53 und 54 zugeführt und zwingt diese, die ihnen über die Leitungen 46 bzw. 47 zugeleiteten Logiksignale zu speichern. Es kann begründet davon ausgegangen werden, daß ein Flugzeug nicht für den Start beschleunigt würde, wenn eine der Maschinen ausgefallen ist. So kann man davon ausgehen, daß die Verriegelungsschaltkreise ordnungsgemäß gesetzt sind. Man kann auch begründet annehmen, daß nicht gleichzeitig beide Meßvorrichtungen für die Drehzahlen N&sub1; und N&sub2; ausgefallen sind. Folglich zeigen gleichzeitig von den UND-Gattern 42 und 43 abgegebene Hochpegellogiksignale an, daß entweder die Meßlogik für N&sub1; oder die Meßlogik für N&sub2; ausgefallen ist. Auf diese Weise wird der Zustand der beiden Meßeinrichtungen überprüft, ehe das Flugzeug vom Boden abhebt.
Die Grenzwertpegel für die Rotordrehzahl der Maschinen können im Flugzeug eingestellt werden. Differenzen verursacht durch das Gestänge zwischen dem Drosselklappeneinstellhebel und dem Maschinentreibstoffsteuerventil sowie Differenzen in den Treibstoffsteuerventilen von Maschine zu Maschine bewirken beträchtliche Variationen hinsichtlich der Rotordrehgeschwindigkeiten bei Schuberhöhungskommandos. Oft erreicht ein bestimmtes Triebwerk die gewünschte Schubeinstellung wesentlich eher als ein anderes Triebwerk gleichen Typs. Die Grenzwertpegel sind Funktionen der maximal gemessenen Drehzahl und der Leerlaufdrehzahl der Triebwerke und werden unter Berücksichtigung der obengenannten Variationen eingestellt. Ein Blockschaltbild einer Einrichtung zum Bestimmen der Schwellwerte für den Niedergeschwindigkeitsrotor ist in Figur 5a wiedergegeben. Die Signale entsprechend der Drehzahl N&sub1; aus ersten und zweiten Maschinenmeßvorrichtungen 70, 71 werden einem Maximalpegeldetektor 72 zugeleitet, in dem der größere der beiden die Drehzahl N&sub1; darstellenden Signalpegel ausgewählt und einem Verstärker 74 zugeleitet wird, dessen Verstärkungsgrad einem gewünschten Skalenfaktor entspricht. Signale an den Ausgangsklemmen des Verstärkers 74 werden von den Ausgangssignalen eines Konstantsignalgenerators 75 in einer Differenzschaltung 76 subtrahiert. Der Verstärkungsgrad des Verstärkers 74 und der Pegel der konstanten Signale sind derart gewählt, daß Schwellwertsignale am Ausgang der Differenzschaltung 76 entstehen, die linear proportional zum maximal gemessenen Drehzahlsignal N&sub1; sind und einen Nulldurchgang bei einem gewünschten Bruchteil der Drehgeschwindigkeit des maximalen Signals N&sub1; zeigen. Zur Erzeugung eines Drehzahlbereichs um die gewünschte Drehzahl wird dieses Differenzsignal einem Begrenzer 79 zugeleitet, von dem einer Ausgangsklemme 80 Signale zugeführt werden, die zwischen zwei gewünschten Grenzwerten liegen, beispielsweise Signalen, die zwischen 25% und 15% der normierten maximalen Drehzahl des Niedergeschwindigkeitsrotors liegen mit einem Nulldurchgang bei 20% der normierten maximalen Drehgeschwindigkeit. Die der Ausgangsklemme 80 zugeleiteten Signale werden als Schwellwerte in einem nachfolgenden, noch zu beschreibenden Prozeß verwendet zum Vergleich der Messungen der Drehzahl N&sub1; anderer Triebwerke.
Die Schwellwerte für die Meßsignale der Drehzahl N&sub2; werden in ähnlicher Weise erzeugt. In Figur 5b sind die Signale N&sub2; repräsentativ für die Hochgeschwindigkeitsrotoren der Triebwerke und werden von Meßeinrichtungen 81, 82 für die Drehzahl N&sub2; einem Maximalpegeldetektor 83 zugeführt. Das Signal entsprechend der maximalen Drehgeschwindigkeit N&sub2; wird über einen Verstärker 85 dem Differenzanschluß einer Differenzschaltung 84 zugeführt, während das Konstantpegelsignal eines Konstantsignalgenerators 86 an den positiven Anschluß der Differenzschaltung gelegt wird. Dieses Konstantsignal kann beispielsweise dem doppelten Wert der normierten maximalen Drehgeschwindigkeit des Hochgeschwindigkeitsrotors entsprechen. Die Konstante und der Verstärkungsgrad des Verstärkers 85 sind so gewählt, daß die Schwellwertsignale linear proportional zur maximal gemessenen Drehgeschwindigkeit sind und einen Nulldurchgang bei einem gewünschten Bruchteil der normierten Maximalgeschwindigkeit aufweisen. Zur Festlegung eines Drehgeschwindigkeitsbereichs für die Hochgeschwindigkeitsrotoren werden die sich linear ändernden Signale einem Begrenzer 89 zugeführt, der die der Klemme 90 zugeleiteten Signalpegel auf Werte zwischen zwei vorgegebenen Grenzwerten beschränkt, beispielsweise auf Werte zwischen 40% und 20% der normierten maximalen Drehgeschwindigkeit der Hochgeschwindigkeitsrotoren mit einem Nulldurchgang bei 30% des Maximums. Somit stellt die Amplitude des Signals an der Klemme 90 eine lineare Funktion dar, beschränkt auf Werte zwischen dem oberen und dem unteren Wert des Begrenzers 89, und wird zur Bestimmung eines Maschinenfehlers auf Grund der Drehzahl N&sub2; benutzt; ein entsprechender Prozeß wird nachfolgend beschrieben.
Ein Blockschaltbild einer Schaltungsanordnung, die zur Ableitung einer mittleren Drehgeschwindigkeit des Niedergeschwindigkeitsrotors aus der gemessenen Drehzahl des Hochgeschwindigkeitsrotors eines normal arbeitenden Triebwerks dienen kann, ist in Figur 6 wiedergegeben. Das der Drehgeschwindigkeit N&sub2; des Hochgeschwidigkeitsrotors entsprechende Signal wird von einer Drehgeschwindigkeitsmeßeinrichtung 91 einem Verstärker 92 zugeführt, dessen Verstärkungsgrad dem Koeffizienten der Drehzahl N&sub2; in der Gleichung (2) entspricht. Der Ausgang des Verstärkers 92, der dem Wert K&sub2; N&sub2; entspricht, wird einem herkömmlichen Summiernetzwert 93 zugeleitet. Ein Konstantwertsignal entsprechend dem Konstantenwert in Gleichung (2) wird von einem Konstantsignalgenerator 94 ebenfalls dem Summiernetzwerk 93 zugeführt. Das Summensignal gelangt zu einem Begrenzer 95, der Ausgangssignale zwischen Pegeln von 0 und 100% der maximalen Nenndrehzahl des Niedergeschwindigkeitsrotors liefert. Somit gibt das Ausgangssignal des Begrenzers 95 die Nenndrehzahl des Niedergeschwindigkeitsrotors wieder entsprechend der gemessenen Drehzahl des Hochgeschwindigkeitsrotors. Das Ausgangssignal des Begrenzers 95 wird in einer Schaltungsanordnung zur Ermittlung von Maschinenfehlern verwendet, die nachfolgend zu beschreiben ist.
Ein Signal entsprechend der Geschwindigkeit, mit der der Niedergeschwindigkeitsrotor freilaufen würde, wird in ähnlicher Weise erzeugt. In Figur 7 wird ein Signal des Luftdatenrechners 101 entsprechend der Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs einem Verstärker 102 zugeführt. Das Ausgangssignal des Verstärkers 102 entspricht dem Wert k&sub1; M in Gleichung (1) und wird an ein herkömmliches Summiernetzwerk 103 gelegt. Ein Signal konstanter Amplitude entsprechend einer ausgewählten Drehzahl des Niedergeschwindigkeitsrotors, beispielsweise von 3% der maximalen Nenndrehzahl, wird dem Summiernetzwerk 103 von einem Konstantpegelsignalgenerator 104 zugeführt. Dieser hinzuaddierte Konstantwert erhöht das dem Freilaufoder Windmühlensignal entsprechende Signal des Verstärkers 102 und gestattet Freilaufänderungen zwischen den Triebwerken. Ausgangssignale des Summiernetzwerks 103 werden einem Begrenzer 105 aufgeschaltet, wo das Signal auf Pegel zwischen 25% und 100% der maximalen Leerlaufdrehzahl einer durchschnittlichen Maschine begrenzt wird. Die Ausgangssignale des Begrenzers 105 stellen somit innerhalb vorgegebener Grenzen die Leerlaufdrehzahl eines Triebwerks bei der Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeugs dar.
Die wie oben beschrieben abgeleiteten Signale werden zur Aufspürung von Triebwerkfehlern während des Fluges benutzt sowie zur Feststellung, welches Triebwerk ausgefallen ist. Mit Hinweis auf Figur 8a werden Signale entsprechend der Drehgeschwindigkeit N&sub1; des Niedergeschwindigkeitsrotors eines ersten und eines zweiten Triebwerks einer Differenzschaltung 106 zugeleitet, von der die Differenz dieser Signale entsprechend der Differenz zwischen den Niedergeschwindigkeitsrotor-Drehzahlen der beiden Triebwerke dem Schaltarmkontakt 107 eines Schalters 108 zugeführt werden. Der Schaltarm 109 des Schalters 108 befindet sich in der dargestellten Lage, wenn für jedes Triebwerk ein ordnungsgemäßer Betrieb der Niedergeschwindigkeitsrotor-Drehzahlfühler durch den zuvor beschriebenen Prozeß sichergestellt ist. Ist eine oder sind beide der N&sub1; Messungen als ungültig festgestellt, so wird der Schaltarm 109 auf den Kontakt 114 umgeschaltet und damit die Fehleridentifizierungsschaltung unwirksam gemacht und damit die Fehlanzeige von Fehlern vermieden. Sind beide N&sub1; Messungen gültig, so wird das Differenzsignal einem Pegeldetektor 115 sowie einem Polaritätsdetektor 116 zugeführt. Der Detektor 115 vergleicht die Absolutwerte des Differenzsignals mit dem Absolutwert des Signals an der Klemme 80 in Figur 5a, welches einem Prozentsatz der maximalen Drehzahl des Niedergeschwindigkeitsrotors entspricht. Übersteigt das von der Differenzschaltung 106 angelegte Differenzsignal den Pegel des Signals an der Klemme 80, so legt der Detektor ein Logiksignal 1 an die UND-Gatter 117 und 118. Andernfalls wird ein Logiksignal Null den UND-Gattern 117 und 118 zugeführt. Der Polaritätsdetektor 116 liefert ein Logiksignal 1 an das UND-Gatter 117 und an den invertierenden Eingang 119 des UND-Gatters 118, wenn die Drehzahl des Niedergeschwindigkeitsrotors des ersten Triebwerks größer ist als die Drehgeschwindigkeit des Niedergeschwindigkeitsrotors des zweiten Triebwerks. Er liefert ein Logiksignal Null an das UND-Gatter 117 und den invertierenden Eingang 119, sofern die Drehgeschwindigkeit des Niedergeschwindigkeitsrotors des zweiten Triebwerks diejenige des ersten Triebwerks übersteigt. Somit stellt das Gatter 117 für einen Maschinenfehleranzeiger 120 ein Hochpegellogiksignal zur Verfügung, wenn das erste Triebwerk ausgefallen ist, während das UND-Gatter 118 ein Hochpegellogiksignal an den Maschinenfehleranzeiger 120 abgibt, wenn das zweite Triebwerk fehlerhaft ist.
Die Drehgeschwindigkeit des Niedergeschwindigkeitsrotors des ersten oder zweiten Triebwerks kann in der gleichen Weise mit der Drehgeschwindigkeit des Niedergeschwindigkeitsrotors anderer Triebwerke des Flugzeugs verglichen werden, um zu bestimmen, welches, sofern überhaupt eines, der Triebwerke ausgefallen ist.
In ähnlicher Weise kann die Drehgeschwindigkeit N&sub2; des Hochgeschwindigkeitsrotors der Triebwerke im Flugzeug verglichen werden, um zusätzliche Informationen zu erlangen für die Bestimmungen, welches, sofern überhaupt, Triebwerk des Flugzeugs fehlerhaft arbeitet. Wie in Figur 8b dargestellt, werden Signale entsprechend den Drehgeschwindigkeiten der Hochgeschwindigkeitsrotoren einer Differenzschaltung 121 zugeführt, deren Ausgangssignal an der Schaltarmklemme 122 eines Schalters 123 liegt. Ein Schaltarm 122a befindet sich in der dargestellten Position, wenn beide N&sub2;-Messungen durch den zuvor beschriebenen Prozeß als gültig festgestellt sind. Andernfalls befindet sich der Kontaktarm 122a im Kontakt mit dem Anschluß 124 und schaltet die Fehleranzeigekreise ab. Ein Pegeldetektor 125 empfängt von der Klemme 90 in Figur 5b Signale entsprechend der maximalen Drehgeschwindigkeit der Hochgeschwindigkeitsrotoren. Der Pegeldetektor 125 der Polaritätsdetektor 126 und die UND-Gatter 127, 128 arbeiten zur Erzeugung von Maschinenfehleranzeigen in der gleichen Weise zusammen wie oben anhand des Pegeldetektors 117, des Polaritätsdetektors 116 und der UND-Gatter 117, 118 beschrieben.
Figur 9 gibt das Blockschaltbild eines Netzwerkes zum Vergleichen der gemessenen N&sub1;-Werte eines Triebwerks 1 mit den aus der Messung der Drehzahl N&sub2; für diese Maschine berechneten Werten von N&sub1; wieder, ferner den Vergleich der gemessenen N&sub1;-Werte mit den berechneten N&sub1;-Werten einer anderen Maschine 2 und mit den berechneten Freilaufdrehzahlen für die erstgenannte Maschine 1. Signale entsprechend dem gemessenen Wert N&sub1; und dem aus N&sub2; berechneten Wert für N&sub1; eines Triebwerks werden einem Differenznetzwerk 131 zugeführt. Der Signalausgang des Differenznetzwerks 131 ist der Differenz zwischen der tatsächlichen N&sub1;- Messung und dem aus der Messung der Drehzahl N&sub2; berechneten Wert für N&sub1; proportional. Dieses Differenzsignal wird einem Schalter 132 zugeführt, der geschlossen ist, sofern die Messungen von N&sub1; und N&sub2; als gültig festgestellt sind. Er überträgt das Ausgangssignal des Differenznetzwerks 131 an den Pegeldetektor 133. Erweist sich eine der beiden Messungen als ungültig, so ist der Schalter 132 geöffnet und unterbricht die Verbindung zwischen dem Pegeldetektor 133 und dem Differenziernetzwerk 131. Der Pegeldetektor 133 vergleicht das Differenzsignal mit dem Signal entsprechend der maximal gemessenen Drehgeschwindigkeit des Niedergeschwindigkeitsrotors, welches von der Klemme 80 in Figur 5a kommt. Überschreitet der Pegel des Differenzsignals den Pegel des der Maximaldrehzahl entsprechenden Signals, so gibt der Pegeldetektor 133 über die Leitung 134 ein einen Fehler anzeigendes logisches Signal 1 an den Triebwerksfehleranzeiger 120 zur Auslösung weiterer Aktionen. Überschreitet das der Maximaldrehzahl entsprechendes Signal das Differenzsignal, so wird über die Leitung 134 das einen ordnungsgemäßen Maschinenbetrieb anzeigende Logiksignal Null dem Rechner zugeführt.
Das Signal entsprechend dem gemessenen Drehzahlwert N&sub1; der Maschine 1 und das Signal entsprechend dem aus der Drehzahl N&sub2; der Maschine 2 berechneten Wert N&sub1; der Maschine 2 werden einem Differenznetzwerk 141 zugeführt, dessen Differenzsignal an einen Schalter 142 gelangt, welcher in der gleichen Weise wirkt wie der Schalter 132. Das Differenzsignal vom Ausgang des Netzwerks 141 ist der Differenz des gemessenen Drehzahlsignals N&sub1; der Maschine 1 und der aus der Drehzahl N&sub2; der Maschine 2 berechneten Drehzahlsignals N&sub1; der Maschine 2 proportional. Dieses Differenzsignal wird dem Pegeldetektor 135 sowie dem Polaritätsdetektor 136 zugeführt, die, wie zuvor anhand des Pegeldetektors 115 und des Polaritätsdetektors 116 in Figur 8a beschrieben wurde, entsprechende Ausgangssignale liefern. Die Ausgangssignale des Pegeldetektors 115 und des Polaritätsdetektors 116 gelangen zu den UND-Gattern 137 und 138, die in der gleichen Weise arbeiten, wie in bezug auf die UND-Gatter 117 und 118 beschrieben wurde, und die Anzeigen eines Fehlers der Maschine 2 bereitstellen.
Wenn, wie bereits erwähnt wurde, eine Maschine ausfällt, so läuft der Niedergeschwindigkeitsrotor auf Grund des Windmühleneffekts oder Freilaufs weiter mit einer Drehgeschwindigkeit, die durch die Vorwärtsfluggeschwindigkeit des Flugzeugs bestimmt wird. Diese Freilaufdrehzahl, berechnet wie zuvor beschrieben, kann als weiteres Indiz eines Maschinenfehlers ausgenutzt werden. Betrachtet man erneut Figur 9, so wird das berechnete Freilaufdrehzahlsignal vom Begrenzer 105 (Fig. 7) an den positiven Anschluß des Differenzverstärkers 151 gelegt, während das Signal entsprechend der Drehzahl des Niedergeschwindigkeitsrotors an der negativen Klemme liegt. Das Ausgangssignal der Differenzschaltung 151 ist somit proportional zur Differenz zwischen der tatsächlich gemessenen Drehzahl N&sub1; und dem berechneten Freilaufwert. Dieses Signal wird über einen Schalter 152 einem Polaritätsdetektor 153 zugeführt. Der Schalter 152 arbeitet in der gleichen Weise wie der Schalter 132. Der Polaritätsdetektor 153 liefert an seinen Ausgangsklemmen ein einen Maschinenfehler anzeigendes Hochpegelsignal, wenn der gemessene Wert N&sub1; gleich oder kleiner ist als die berechnete Freilaufdrehzahl. Andernfalls liefert der Polaritätsdetektor 153 ein logisches Niedrigpegelsignal, das einen normalen Maschinenbetrieb anzeigt.
Für Fachkundige ist ersichtlich, daß die vorliegende Erfindung ein verbessertes Verfahren zur rechtzeitigen und zuverlässigen Feststellung eines ausgefallenen Düsentriebwerks bietet. Dies wird erreicht durch Feststellen zulässiger Differenzen in den Rotordrehgeschwindigkeiten als Funktion der maximalen Rotordrehgeschwindigkeit des überprüften Triebwerks zwecks Berücksichtigung normaler Differenzen in der Triebwerksleistung als Folge von Abweichungen des Drosselbetätigungsgestänges, Differenzen hinsichtlich der Treibstoffsteuerventile usw. Man vergleicht die Differenz der Drehgeschwindigkeit des Niedergeschwindigkeitsrotors einer beliebigen Anzahl von Triebwerken gegen die berechnete zulässige Differenz. Ferner werden die Drehgeschwindigkeiten des Hochgeschwindigkeitsrotors einer beliebigen Anzahl von Triebwerken mit den berechneten zulässigen Differenzen verglichen. Man vergleicht die Differenz zwischen der Drehgeschwindigkeit des Niedergeschwindigkeitsrotors und einer berechneten Drehgeschwindigkeit des Niederfrequenzrotors mit der zulässigen Differenz. Schließlich wird die Drehgeschwindigkeit des Niedergeschwindigkeitsrotors mit einem berechneten Freilaufwert verglichen. Die Vielzahl der mit der Erfindung durchgeführten Überprüfungen gestattet die Tolerierung des Ausfalls einer einzigen Meßvorrichtung an jedem Triebwerk, ohne hierdurch die Fähigkeit, einen Triebwerkausfall festzustellen, merklich zu beeinträchtigen.

Claims

1. Prüfeinrichtung für an einem Flugzeug befestigte, einen Hochgeschwindigkeitsrotor sowie einen Niedergeschwindigkeitsrotor aufweisende Düsentriebwerke mit einer Differenzeinrichtung (131) zum Bilden der Differenz ihr zugeführter Signale;

Mitteln zum Erzeugen erster charakteristischer Signale, welche die Drehzahlen des Niedriggeschwindigkeitsrotors (12, 13, 18) in den Düsentriebwerken darstellen;

Mitteln zum Erzeugen zweiter charakteristischer Signale, welche die Drehzahlen des Hochgeschwindigkeitsrotors (14, 15, 17) in den Düsentriebwerken darstellen;

Einrichtungen (72, 74 - 76, 79, 80) zum Erzeugen von Schwellwertsignalen; und

eine Triebwerksausfall-Anzeigevorrichtung (120); dadurch gekennzeichnet, daß die Prüfeinrichtung ferner eine Äquivalenzsignaleinrichtung (92 - 95) aufweist, welche die zweiten charakteristischen Signale empfängt und Äquivalenzsignale ableitet, die die Drehzahlen des Niedriggeschwindigkeitsrotors normal arbeitender Düsentriebwerke darstellen, deren Drehzahlen des Hochgeschwindigkeitsrotors durch die zweiten charakteristischen Signale dargestellt werden;

daß die Differenzeinrichtung eine erste Signaldifferenzschaltung (131) aufweist, welche die ersten charakteristischen Signale sowie die Äquivalenzsignale empfängt und erste Differenzsignale erzeugt, welche den Differenzen zwischen den ersten charakteristischen Signalen und den Äquivalenzsignalen entsprechen;

ein an die Schwellwerteinrichtung sowie die erste Signaldifferenzschaltung angeschlossener Detektor die Schwellwertsignale mit den ersten Differenzsignalen vergleicht und erste Detektorsignale liefert entsprechend dem Wert der ersten Differenzsignale bezogen auf die Schwellwertsignale;

und daß die Triebwerksausfall-Anzeigevorrichtung (120) die Detektorsignale empfängt, um Triebwerksfehler anzuzeigen.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Äquivalenzsignaleinrichtung eine an die charakteristischen Signale angeschlossene Skalenfaktoreinrichtung aufweist zum Normieren der zweiten charakteristischen Signale entsprechend einem ersten vorgewählten Skalenfaktor; ferner eine Konstaktwerteinrichtung zur Erzeugung erster Konstantwertsignale umf aßt;

und daß die Differenzeinrichtung eine zweite Signaldifferenzschaltung aufweist, welche an die Konstantwertsignaleinrichtung angeschlossen ist und als Äquivalenzsignale zweite Differenzsignale erzeugt entsprechend der Differenz zwischen den normierten zweiten charakteristischen Signalen und den Konstantwertsignalen;

und daß zwischen die erste und die zweite Signaldifferenzschaltung eine Begrenzervorrichtung eingeschaltet ist, welche Äquivalenzsignale mit durch vorgewählte Grenzen beschränkten Werten erzeugt.

3. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Schwellwertsignaleinrichtung eine Auswahlvorrichtung enthält, die die ersten charakteristischen Signale empfängt und dasjenige dieser Signale auswählt, dessen Wert größer ist als der aller anderen ersten charakteristischen Signale, wodurch ein erstes charakteristisches Signal maximaler Größe verfügbar wird;

an die Auswahlvorrichtung eine Skalenfaktoreinrichtung angeschlossen ist zum Normieren des ersten charakteristischen Signals maximaler Größe entsprechend einem ausgewählten Skalenfaktor, wodurch ein normiertes Maximalwertsignal entsteht;

eine Konstantwerteinrichtung ein Konstantwertsignal liefert;

eine zweite Signaldifferenzschaltung an die Skalenfaktoreinrichtung und die Konstantwerteinrichtung angeschlossen ist und zweite Differenzsignale liefert entsprechend den Differenzen zwischen dem normierten Maximalwertsignal und dem Konstantwertsignal; und ein Begrenzer zwischen die zweite Signaldifferenzschaltung und den Detektor eingeschaltet ist, welcher das zweite Differenzsignal zwischen vorgegebenen Grenzwerten beschränkt und ein erstes Schwellwertsignal für den Detektor liefert.

4. Einrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die zweiten charakteristischen Signale den Drehzahlen des Hochgeschwindigkeitsrotors (14, 15, 17) in einem ersten und einem zweiten Düsentriebwerk entsprechende Signale enthälten;

daß die Äquivalenzeinrichtung diese Signale empfängt und hieraus äquivalente Niedergeschwindigkeitsrotordrehzahl- Signale eines normal arbeitenden ersten und zweiten Düsentriebwerks erzeugt;

daß die erste Signaldifferenzschaltung die ersten charakteristischen Signale des ersten Triebwerks und die äquivalenten Niedergeschwindigkeitsrotordrehzahlsignale des ersten und des zweiten Triebwerks empfängt und die ersten Differenzsignale erzeugt, welche die ersten äquivalenten Differenzsignale enthalten entsprechend den Differenzen zwischen den ersten charakteristischen Signalen des ersten Triebwerks und den äquivalenten Niedergeschwindigkeitsdrehzahlsignalen des ersten Triebwerks, und zweite äquivalente Differenzsignale enthalten entsprechend den Differenzen zwischen den ersten charakteristischen Signalen des ersten Triebwerks und den äquivalenten Niedergeschwindigkeitsdrehzahlsignalen des zweiten Triebwerks;

daß der erste Detektor die ersten und zweiten äquivalenten Differenzsignale empfängt und erste äquivalente Detektorsignale erzeugt entsprechend Werten der ersten äquivalenten Differenzsignale in bezug auf das Schwellwertsignal, sowie zweite äquivalente Detektorsignale erzeugt entsprechend Werten der zweiten äquivalenten Differenzsignale in bezug auf das Schwellwertsignal;

und daß die Einrichtung ferner umfaßt:

einen Polaritätsdetektor zum Empfang des zweiten äquivalenten Differenzsignals zwecks Bestimmung seiner Polarität und Bereitstellung von Polaritätssignalen entsprechend der ermittelten Polarität; und

eine an den Polaritätsdetektor angeschlossene Anzeigevorrichtung, welche außerdem die ersten und zweiten äquivalenten Detektorsignale empfängt und Triebwerksbetriebsanzeigesignale erzeugt und an die Triebwerksausfall-Anzeigevorrichtung (120) liefert.

5. Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die die Triebwerksbetriebsanzeigesignale erzeugende Einrichtung ein erstes UND-Gatter (117) enthält, dessen erster Eingang die Polaritätssignale empfängt, dessen zweiter Eingang die zweiten äquivalenten Detektorsignale empfängt und dessen Ausgang an die Triebwerksausfall-Anzeigevorrichtung (120) angeschlossen ist;

und ein zweites UND-Gatter (118) aufweist, dessen invertierender Eingang (119) die Polaritätssignale empfängt, dessen nicht invertierender Eingang die zweiten äquivalenten Detektorsignale erhält und dessen Ausgang an die Triebwerksausfall-Anzeigevorrichtung (120) angeschlossen ist.

6. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß sie ferner eine Vorrichtung zum Bereitstellen von der Vorwärtsfluggeschwindigkeit des Flugzeugs entsprechenden Signalen enthält;

mit diesen Signalen gespeiste Mittel zum Erzeugen von Signalen aufweist, die den allen durch die Vorwärtsgeschwindigkeit bedingten Freilauf-Flügelraddrehzahlen der Rotoren entsprechen;

eine zweite Signaldifferenzschaltung (151) umfaßt, welche die ersten charakteristischen Signale und die Flügelradsignale erhält und zweite Differenzsignale liefert entsprechend den Differenzen zwischen den ersten Signalen und den Flügelradsignalen;

einen zwischen die zweite Signaldifferenzschaltung und die Triebwerksausfallanzeigevorrichtung eingeschalteten ersten Polaritätsdetektor (153) enthält, welcher die zweiten Differenzsignale empfängt und erste Polaritätssignale an die Triebwerksausfall-Anzeigevorrichtung liefert, welche den Polaritäten der zweiten Differenzsignale entsprechen.

7. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurchgekennzeichnet, daß die Flügelraddrehzahl-Meßeinrichtung umfaßt:

eine Konstantwertsignale liefernde erste Konstantwertsignaleinrichtung (104);

eine erste Skalenfaktoreinrichtung (102), welche an die Fluggeschwindigkeitssignaleinrichtung angeschlossen ist und mit einem vorgewählten Skalenfaktor normierte Flugzeuggeschwindigkeitssignale liefert;

einen an die erste Skalenfaktoreinrichtung und die Konstantwertsignale angeschlossenen Summierer (103), welcher Summen der Konstantwertsignale und der normierten Fluggeschwindigkeitssignale liefert; sowie einen zwischen den Summierer und die zweite Signaldifferenzschaltung eingeschalteten Begrenzer (105), welcher die Summensignale zwischen vorgegebenen Grenzen beschränkt und die begrenzten Signale an die zweite Signaldifferenzschaltung liefert.

8. Einrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten charakteristischen Signale Signale entsprechend den Drehzahlen des Niedriggeschwindigkeitsrotors in ersten und zweiten Düsentriebwerken enthalten;

die erste Signaldifferenzeinrichtung die Niedergeschwindigkeitsrotorsignale der ersten und zweiten Triebwerke erhält und dritte Differenzsignale bildet entsprechend den Differenzen zwischen den Niedergeschwindigkeitsrotorsignalen des ersten Triebwerks und den Niedergeschwindigkeitsrotorsignalen des zweiten Triebwerks;

die Schwellwerteinrichtung ein erstes Schwellwertsignal liefert;

der erste Detektor die dritten Differenzsignale und die ersten Schwellwertsignale erhält und Niedergeschwindigkeitsrotor-Differenzdetektorsignale liefert entsprechend den relativen Werten der zweiten Differenzsignale und der ersten Schwellwertsignale;

ein zweiter Polaritätsdetektor die dritten Differenzsignale erhält und deren Polarität bestimmt sowie zweite Polaritätssignale liefert entsprechen der bestimmten Signalpolarität der dritten Differenzsignale; und eine Triebwerksbetriebs-Anzeigesignalvorrichtung die zweiten Polaritätssignale sowie Niedergeschwindigkeitsrotor-Detektordifferenzsignale empfängt und Niedergeschwindigkeitsrotordaten an die Triebwerksausfall-Anzeigevorrichtung (120) liefert.

9. Einrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die zweiten charakteristischen Signale Signale entsprechend den Drehzahlen des Hochgeschwindigkeitsrotors (14, 15, 17) in ersten und zweiten Düsentriebwerken enthalten;

die erste Differenzsignaleinrichtung die Hochgeschwindigkeitsrotorsignale der ersten und zweiten Düsentriebwerke erhält und vierte Differenzsignale erzeugt entsprechend den Differenzen zwischen den Hochgeschwindigkeitsrotorsignalen des ersten Triebwerks und den Hochgeschwindigkeitsrotorsignalen des zweiten Triebwerks;

die Schwellwerteinrichtung ein zweites Schwellwertsignal liefert;

der erste Detektor die vierten Differenzsignale und die zweiten Schwellwertsignale erhält und Hochgeschwindigkeitsrotor-Detektordifferenzsignale liefert entsprechend den relativen Werten der dritten Differenzsignale und des zweiten Schwellwertsignals;

der zweite Polaritätsdetektor die vierten Differenzsignale empfängt und deren Signalpolarität bestimmt und ein drittes Polaritätssignal liefert entsprechend der Signalpolarität des vierten Differenzsignals; und eine Triebwerksbetriebsanzeigesignaleinrichtung die dritten Polaritätssignale sowie die Hochgeschwindigkeitsrotor-Detektordifferenzsignale empfängt und Hochgeschwindigkeitsrotordaten an die Triebwerksausfall-Anzeigevorrichtung (120) abgibt.

10. Einrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Äquivalenzsignaleinrichtung eine zweite Skalenfaktoreinrichtung umfaßt, die an die Quelle der charakteristischen Signale angeschlossen ist und die zweiten charakteristischen Signale entsprechend einem vorgegebenen ersten Skalenfaktor normiert, um normierte zweite charakteristische Signale zu liefern;

eine zweite Konstantwerteinrichtung zweite Konstantwertsignale liefert;

eine dritte Signaldifferenzschaltung an die zweite Skalenfaktoreinrichtung und an die zweite Konstantwertsignaleinrichtung angeschlossen ist und Signale entsprechend den Differenzen zwischen den normierten zweiten charakteristischen Signalen und den zweiten Konstantwertsignalen liefert, um die Äquivalenzsignale herzustellen; und

ein zweiter Begrenzer zwischen die erste und die zweite Signaldifferenzschaltung eingeschaltet ist, der Äquivalenzsignale liefert, deren Werte durch vorgegebene Grenzen beschränkt sind.

11. Einrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Schwellwertsignaleinrichtung eine die ersten und zweiten charakteristischen Signale empfangende Auswahleinrichtung umfaßt zur Auswahl desjenigen der ersten charakteristischen Signale, dessen Wert größer ist als die Werte aller anderen ersten charakteristischen Signale, und zur Auswahl eines der zweiten charakteristischen Signale, dessen Wert größer ist als die Werte aller anderen zweiten charakteristischen Signale und die hierdurch erste und zweite charakteristische Werte maximaler Größe liefert;

eine dritte Skalenfaktoreinrichtung an die Auswahlvorrichtung angeschlossen ist zum Normieren der ersten charakteristischen Signale maximaler Größe entsprechend einem vorgewählten Skalenfaktor, wodurch erste normierte Maximalwertsignale entstehen;

eine zweite Konstantwerteinrichtung zweite Konstantwertsignale liefert;

eine vierte Signaldifferenzschaltung an die dritte Skalenfaktoreinrichtung und die zweite Konstantwerteinrichtung angeschlossen ist und fünfte Differenzsignale liefert entsprechend den Differenzen zwischen dem ersten charakteristischen Maximalwertsignal und dem zweiten Konstantwertsignal;

ein dritter Begrenzer zwischen die vierte Signaldifferenzschaltung und den ersten Detektor eingeschaltet ist, um das zweite Differenzsignal zwischen vorgegebenen Werten zu beschränken und ein erstes Schwellwertsignal für den ersten Detektor zu liefern;

eine vierte Skalenfaktoreinrichtung an die Auswahlvorrichtung angeschlossen ist, um das zweite charakteristische Maximalwertsignal entsprechend einem vorgegebenen Skalenfaktor zu normieren und hierdurch ein zweites normiertes Maximalwertsignal zu erzeugen;

eine dritte Konstantwerteinrichtung ein drittes Konstantwertsignal liefert;

eine fünfte Signaldifferenzschaltung an die dritte Skalenfaktoreinrichtung sowie die dritte Konstantwerteinrichtung angeschlossen ist und sechste Differenzsignale erzeugt entsprechend den Differenzen zwischen dem normierten zweiten charakteristischen Maximalwertsignal und dem dritten Konstantwertsignal;

ein vierter Begrenzer zwischen die fünfte Signaldifferenzschaltung und den ersten Detektor eingeschaltet ist, um die sechsten Differenzsignale zwischen vorgegebenen Werten zu beschränken und damit ein zweites Schwellwertsignal für den ersten Detektor zu liefern.

12. Einrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Äquivalenzsignaleinrichtung die ersten und zweiten Düsentriebwerks-Hochgeschwindigkeitsrotor-Drehzahlsignale erhält und äquivalente Niedergeschwindigkeitsdrehzahlsignale liefert entsprechend den Signalen normal arbeitender erster und zweiter Düsentriebwerke;

die erste Signaldifferenzschaltung die ersten charakteristischen Signale des ersten Düsentriebwerks und die äquivalenten Niedergeschwindigkeitsrotordrehzahlsignale des ersten und zweiten Triebwerks erhält, um die ersten Differenzsignale zu erzeugen, welche erste äquivalente Differenzsignale entsprechend den Differenzen zwischen den ersten charakteristischen Signalen des ersten Düsentriebwerks und den äquivalenten Niedergeschwindigkeitsrotordrehzahlsignalen des ersten Triebwerks enthalten, sowie zweite äquivalente Differenzsignale enthalten entsprechend den Differenzen zwischen den ersten charakteristischen Signalen des ersten Düsentriebwerks und den äquivalenten Niedergeschwindigkeitsrotordrehzahlsignalen des zweiten Düsentriebwerks;

der erste Detektor die ersten und zweiten äquivalenten Differenzsignale erhält und erste äquivalente Detektorsignale liefert mit Werten entsprechend den ersten äquivalenten Differenzsignalen in bezug auf das erste Schwellwertsignal und zweiten äquivalenten Detektorsignalen liefert entsprechend Werten der zweiten äquivalenten Differenzsignale in bezug auf das erste Schwellwertsignal; und

daß die Einrichtung ferner einen dritten Polaritätsdetektor aufweist, der die zweiten äquivalenten Differenzsignale empfängt und die Signalpolarität der zweiten äquivalenten Differenzsignale bestimmt und dritte Polaritätssignale entsprechend der bestimmten Signalpolarität an die Triebwerksbetriebsanzeigesignaleinrichtung liefert, von wo Betriebsanzeigesignale an die Ausfallanzeigevorrichtung (120) weitergegeben werden.

13. Einrichtung nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Triebwerksbetriebsanzeigeeinrichtung ein erstes UND-Gatter aufweist, dessen erster Eingang an die dritten Polaritätssignale, dessen zweiter Eingang an die zweiten äquivalenten Differenzsignale und dessen Ausgang an die Triebwerksausfallanzeigevorrichtung (120) angeschlossen ist;

ein zweites UND-Gatter aufweist, dessen invertierender Eingang an die dritten Polaritätssignale, dessen nicht invertierender Eingang an die zweiten äquivalenten Differenzsignale und dessen Ausgang an die Triebwerksausfall-Anzeigevorrichtung (140) angeschlossen ist.

14. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß sie ferner eine Vorrichtung (51) zur Erzeugung dritter charakteristischer Signale entsprechend der Vorwärtsfluggeschwindigkeit des Flugzeuges aufweist;

einen Sensorpegeldetektor (33, 36, 52) mit vorgegebenen ersten, zweiten und dritten Schwellwertsignalpegeln umfaßt, der die ersten, zweiten und dritten charakteristischen Signale erhält, um erste, zweite und dritte Ausgangssignale bereitzustellen, wenn die ersten, zweiten bzw. dritten charakteristischen Signale erste, zweite und dritte Schwellwertsignalpegel überschreiten; und eine an den Sensorpegeldetektor angeschlossene Einrichtung (38, 42, 43, 53, 54) die ersten, zweiten und dritten Ausgangssignale verarbeitet, um den Betriebszustand der entsprechenden Signaleinrichtungen zu bestimmen.

15. Einrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Verarbeitungseinrichtung umfaßt:

ein die ersten und zweiten charakteristischen Signale empfangendes Exklusiv-ODER-Gatter (38);

ein erstes UND-Gatter (42), dessen erster Eingang an das Exklusiv-ODER-Gatter und dessen zweiter Eingang an die ersten charakteristischen Signale angeschlossen ist;

ein zweites UND-Gatter (43), dessen erster Eingang an das Exklusiv-ODER-Gatter und dessen zweiter Eingang an die zweiten charakteristischen Signale angeschlossen ist; und erste und zweite Verriegelungsschaltungen (53, 54), deren Ausgänge an die Triebwerksausfall-Anzeigevorrichtung (120) angeschlossen ist und deren Eingänge mit dem ersten bzw. zweiten UND-Gatter verbunden sind, um die dritten charakteristischen Signale als Aktivierungssignale zu empfangen.