WO1993010346A1 - Regeleinrichtung zur regelung einer hilfsgasturbine eines flugzeugs - Google Patents

Regeleinrichtung zur regelung einer hilfsgasturbine eines flugzeugs Download PDF

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    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
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    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • Control device for controlling an auxiliary gas turbine of an aircraft
  • the invention relates to a control device for controlling an auxiliary gas turbine (APU) of an aircraft for supplying energy when the engines are switched off, comprising:
  • EFB engine regulator
  • Airplanes usually have an auxiliary gas turbine. It is a unit with an engine, a compressor and a generator that supplies the aircraft with electricity and cabin air when the main engines are not operating on the ground. In flight, generators and compressors for the energy supply are driven by the main engines.
  • the compressor of the auxiliary gas turbine also supplies the compressed air for starting the main engines.
  • This auxiliary gas turbine is generally located in the rear of the aircraft.
  • the auxiliary gas turbine or APU Auxiliary Power Unit
  • APU Advanced Power Unit
  • EOB Electronic Control Box
  • sensors are attached to the auxiliary gas turbine that respond to state variables of the auxiliary gas turbine. Such state variables can also be binary signals (yes-no, on-off).
  • the engine controller is located in the area of the rear cargo area of the aircraft and thus at a large distance from the auxiliary gas turbine.
  • the analog sensor signals may be very small. They can be on the order of millivolts. According to the prior art, these signals are transmitted analogously to the engine controller.
  • DE-C-3 033 071 shows a process computer system with two identical process computers. Each computer is assigned data converters that are connected to one another via data lines. Disclosure of the invention
  • the invention has for its object to improve the accuracy of the control of an auxiliary gas turbine in an aircraft.
  • Another object of the invention is to reduce the weight of the control device, including the transmission cable.
  • data processing means are arranged in close proximity to the auxiliary gas turbine,
  • the sensor data are connected to the data processing means, which have means for digitizing the sensor data and means for attaching identifiers to the digitized sensor data, and
  • the means for the transmission of sensor data contain a data transmission section, via which the digitized sensor data provided with identifiers can be transmitted serially from the data processing means to the engine controller.
  • the data is digitized in the immediate vicinity of the sensors. This avoids long transmission paths for the possibly small sensor signals.
  • the processor provides the digital information with suitable identifiers and serially via a Transfer data link to the engine controller. Because the data is transmitted digitally, the transmission can take place without falsifying the information over the relatively long way to the engine control system. In this way, the accuracy of the control is increased. Only one common data line is required for all data. This reduces the number of wires in the transmission cable and thus its weight. It should be noted that the transmission lines usually have to be shielded so that each saved line brings a considerable weight advantage.
  • the arrangement of a processor, which is only used for data processing, on the auxiliary gas turbine presents no difficulties. A system of the aforementioned type is universally applicable.
  • Embodiments of the invention are the subject. of subclaims.
  • FIG. 1 schematically shows the structure of a control device for controlling an auxiliary gas turbine of an aircraft.
  • 10 denotes an auxiliary gas turbine (APU) of an aircraft 12.
  • the auxiliary gas turbine 10 is located in the rear of the aircraft 12.
  • the auxiliary gas turbine 10 is controlled by an engine controller (ECB) 14.
  • Sensors are located on the auxiliary gas turbine 10, which sensors record various state variables of the auxiliary gas turbine 10.
  • the sensor signals can be analog signals that represent, for example, pressures, temperatures or travel ranges. Travel paths can be supplied by position sensors that are designed as differential transformers. But it can also be binary signals that provide yes-no or on-off information, such as the switching states of switches or oil level indicators.
  • the sensor signals are symbolized in FIG. 1 by arrows 16 and 18.
  • Data processing means 20 which are represented by a box in FIG. 1, are arranged in close proximity to the auxiliary gas turbine 10.
  • the data processing means 20 digitize the analog sensor signals and provide the digital information with an identifier.
  • the data words thus obtained are transmitted to the engine controller 14 via a two-way data transmission section 22.
  • the engine controller is located in the rear cargo area of the aircraft, i.e. at a considerable distance from the auxiliary gas turbine.
  • the engine controller 14 controls the auxiliary gas turbine 10 via lines 24.
  • the engine controller 24 is supplied by a power supply with 28 volts DC, as indicated by arrow 26.
  • the engine controller 14 provides the power supply to the data processing means 20 via a supply line 28.
  • the engine controller 14 is also connected by lines 30 to devices, for example relays, in the aircraft and controls or receives and processes information from them.
  • the structure of the data processing means is shown schematically in Fig.2.
  • the analog sensor signals can be connected to a voltage-digital converter 32.
  • the voltage-to-digital converter 32 is capable of converting even very small voltages into digital information, and independence from temperature fluctuations can be achieved by calibration with the aid of a processor (microprocessor) 34.
  • the digitized sensor signals are applied to the processor 34 and are processed by it.
  • the processor also receives binary "off-on" sensor signals from sensors 38 such as switches or oil level indicators. Several such binary sensor signals are combined by the processor to form a data word.
  • the processed sensor signals are sent to a transmitter and receiver module 40.
  • the transmitter and receiver module 40 can be constructed as described in DE-A-3 926 165.
  • the transmitter and receiver module 40 can form the interface between the microprocessor and the data transmission section 22 (FIG. 1).
  • the processor 34 records all sensor data of the auxiliary gas turbine 10 with very high sampling rates.
  • the sampling rates of the processor 34 are high in comparison to the sampling rates of the engine controller 14.
  • the sensor data are transmitted to the engine controller 14 via the data transmission section 22 designed as a high-speed bus.
  • the data transmission section 22 can also be constructed with glass fiber.
  • the arrangement described offers various advantages: the accuracy of the measured value processing is improved.
  • the housing dimensions of the engine controller 14 are reduced.
  • the weight of the overall system is reduced.
  • the processor load on the engine controller is reduced.
  • the system can be universally integrated into various types of auxiliary gas turbines (APUs).

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Abstract

Eine Regeleinrichtung zur Regelung einer Hilfsgasturbine (APU) (19) eines Flugzeugs (12) zur Energieversorgung bei abgeschalteten Triebwerken, enthält Sensoren an der Hilfsgasturbine (10) zur Erfassung von Zuständen der Hilfsgasturbine (10). Durch einen Triebwerksregler (ECB) (14) ist die Hilfsgasturbine (10) regelbar. Die Hilfsgasturbine (10) ist entfernt von dem Triebwerksregler (14) angeordnet. Es sind daher Mittel zur Erfassung, Umsetzung und Übertragung von Sensordaten von den Sensoren an der Hilfsgasturbine (10) zu dem Triebwerksregler (14) vorgesehen. Zur Erhöhung der Genauigkeit und zur Gewichtsverminderung sind in räumlicher Nähe zu der Hilfsgasturbine (10) Datenaufbereitungsmittel (20) angeordnet. Die Sensordaten sind auf die Datenaufbereitungsmittel (20) aufgeschaltet, die Mittel (32) zum Digitalisieren der Sensordaten und Mittel (38) zur Anbringung von Kennungen an den digitalisierten Sensordaten aufweisen. Zur übertragung von Sensordaten dient ein Datenübermittlungsabschnitt (22), über welchen die digitalisierten, mit Kennungen versehenen Sensordaten von den Datenaufbereitungsmitteln (20) seriell auf den Triebwerksregler übertragbar sind.

Description

Regeleinrichtung zur Regelung einer Hilfsgasturbine eines Flugzeugs
Technisches Gebiet
Die Erfindung betrifft eine Regeleinrichtung zur Regelung einer Hilfsgasturbine (APU) eines Flugzeugs zur Energieversorgung bei abgeschalteten Triebwerken, enthaltend :
Sensoren an der Hilfsgasturbine zur Erfassung von Zuständen der Hilfsgasturbine,
einen Triebwerksregler (ECB) , durch welchen die Hilfsgasturbine regelbar ist, und
Mittel zur Übertragung von Sensordaten von den Sensoren an der Hilfsgasturbine zu dem Triebwerksregler.
Zugrundeliegender Stand der Technik
Flugzeuge weisen üblicherweise eine Hilfsgasturbine auf. Das ist eine Einheit mit einem Triebwerk, einem Kompressor und einem Generator, die das Flugzeug mit Strom und Kabinenluft versorgt, wenn die Haupttriebwerke am Boden nicht in Betrieb sind. Im Flug werden Generatoren und Kompressoren für die Energieversorgung von den Haupt¬ triebwerken angetrieben. Der Kompressor der Hilfsgas¬ turbine liefert auch die Druckluft für das Anlassen der Haupttriebwerke. Diese Hilfsgasturbine sitzt im allgemeinen im Heck des Flugzeugs. Die Hilfsgasturbine oder APU (Auxiliary Power Unit) wird von einem Triebwerks- regier (ECB = Electronic Control Box) geregelt. Zu diesem Zweck sind an der Hilfsgasturbine Sensoren angebracht, die auf Zustandsgrößen der Hilfsgasturbine ansprechen. Solche Zustandsgrößen können auch binäre Signale (ja-nein, ein-aus) sein. Der Triebwerksregler sitzt im Bereich des hinteren Laderaumes des Flugzeugs und damit in räumlich großem Abstand von der Hilfsgasturbine. Die analogen Sensorsignale sind u.U. sehr klein. Sie können in der Größenordnung von Millivolt liegen. Diese Signale werden nach dem Stand der Technik analog zum Triebwerksregler übertragen.
Eine solche Anordnung ist beispielsweise beschrieben in der DE-A-2 703 133.
Es ist wegen der im Bereich der Hilfsgasturbine herrschenden, extremen Umgebungsbedingungen, insbesondere der extremen Temperaturen, nicht möglich, den gesamten
Triebwerksregler unmittelbar an der Hilfsgasturbine anzuordnen.
Die Anforderung an die Genauigkeit der Sensorsignale werden zunehmend höher. Es bereitet Schwierigkeiten, diese Anforderungen mit der bekannten Anordnung zu erfüllen, bei welcher die teilweise sehr kleinen, analogen Sensorsignale zu dem Triebwerksregler über große Strecken übertragen werden. Das Übertragungskabel, das zwei getrennte Adern für jedes differentielle, analoge Signal haben muß, ist recht schwer. Das Gewicht ist aber bei Flugzeugen ein stark negativ zu bewertender Faktor.
Die DE-C-3 033 071 zeigt eine Prozessrechenanlage mit zwei gleichen Prozessrechnern. Es sind jedem Rechner Datenwandler zugeordnet, die über Datenleitungen miteinander verbunden sind. Offenbarung der Erfindung
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Genauigkeit der Regelung einer Hilfsgasturbine bei einem Flugzeug zu verbessern.
Der Erfindung liegt weiter die Aufgabe zugrunde, das Gewicht der Regeleinrichtung einschließlich der über- tragungskabel zu vermindern.
Erfindungsgemäß werden diese Aufgaben bei einer Regeleinrichtung der eingangs genannten Art dadurch gelöst, daß
- in räumlicher Nähe zu der Hilfsgasturbine Daten¬ aufbereitungsmittel angeordnet sind,
- die Sensordaten auf die Datenaufbereitungsmittel aufgeschaltet sind, die Mittel zum Digitalisieren der Sensordaten und Mittel zur Anbringung von Kennungen an den digitalisierten Sensordaten auf¬ weisen, und
- die Mittel zur Übertragung von Sensordaten einen Datenübermittlungsabschnitt enthalten, über welchen die digitalisierten, mit Kennungen versehenen Sensor¬ daten von den Datenaufbereitungsmitteln seriell auf den Triebwerksregler übertragbar sind.
Es erfolgt eine Digitalisierung der Daten in unmittelbarer Nähe der Sensoren. Dadurch werden lange ubertragungswege für die u.U. kleinen Sensorsignale vermieden. Die digitalen Informationen werden durch den Prozessor mit geeigneten Kennungen versehen und seriell über einen Datenübermittlungsabschnitt zu dem Triebwerksregler übertragen. Die Übertragung kann dabei, weil die Daten digital übertragen werden, ohne Verfälschung der Informationen über den relativ langen Weg zum Triebwerks- regier erfolgen. Auf diese Weise wird die Genauigkeit der Regelung erhöht. Für alle Daten ist nur eine gemeinsame Datenleitung erforderlich. Dadurch verringert sich die Zahl der Adern des Übertragungskabels und damit dessen Gewicht. Es ist zu beachten, daß die Übertragungsleitungen in der Regel abgeschirmt werden müssen, so daß jede eingesparte Leitung einen erheblichen Gewichtsvorteil bringt. Die Anordnung eines Prozessors, der nur der Daten¬ aufbereitung dient, an der Hilfsgasturbine bereitet keine Schwierigkeiten. Ein System der vorgenannten Art ist universell anwendbar.
Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand . der Unteransprüche.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist nachstehend unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Fig.1 zeigt schematisch den Aufbau einer Regelein¬ richtung zur Regelung einer Hilfgassturbine eines Flugzeugs.
Fig.2 zeigt den prinzipiellen Aufbau der an der Hilfs¬ gasturbine angeordneten Datenaufbereitungsmittel. Bevorzugte Ausführung der Erfindung
In Fig.1 ist mit 10 eine Hilfsgasturbine (APU) eines Flug¬ zeugs 12 bezeichnet. Die Hilfsgasturbine 10 sitzt im Heck des Flugzeugs 12. Die Hilfsgasturbine 10 wird geregelt von einem Triebwerksregler (ECB) 14. An der Hilfsgasturbine 10 sitzen Sensoren, welche verschiedene Zustandsgrößen der Hilfsgasturbine 10 erfassen. Die Sensorsignale können analoge Signale sein, die beispiels- weise Drücke, Temperaturen oder Stellwege wiedergeben. Stellwege können von Weggebern geliefert werden, die als Differentialtransformatoren ausgebildet sind. Es kann sich aber auch um binäre Signale handeln, die eine Ja-Nein¬ oder An-Aus- Information liefern, wie die Schaltzustände von Schaltern oder ölstandsanzei gern . Die Sensorsignale sind in Fig.1 durch Pfeile 16 und 18 symbolisiert.
In räumlicher Nähe zu der Hilfsgasturbine 10 sind Daten¬ aufbereitungsmittel 20 angeordnet, die in Fig.1 durch einen Kasten dargestellt sind. Die Datenaufbereitungs¬ mittel 20 digitalisieren die analogen Sensorsignale und versehen die digitalen Informationen mit einer Kennung. Die so erhaltenen Datenworte werden über einen Zweiwege- Datenübermittlungsabschnitt 22 auf den Triebwerksregler 14 übertragen. Der Triebwerksregler sitzt im hinteren Ladereaum des Flugzeugs, also in erheblichem Abstand von der Hilfsgasturbine. Der Triebwerksregler 14 regelt die Hilfsgasturbine 10 über Leitungen 24. Der Triebwerksregler 24 wird von einer Stromversorgung mit 28 Volt Gleichstrom versorgt, wie durch Pfeil 26 angedeutet ist. Der Trieb¬ werksregler 14 bewirkt die Stromversorgung zu den Daten¬ aufbereitungsmitteln 20 über eine Versorgungsleitung 28.
Der Triebwerksregler 14 ist weiterhin durch Leitungen 30 mit Geräten, z.B. Relais, im Flugzeug verbunden und steuert diese oder empfängt und verarbeitet Informationen von diesen..
Der Aufbau der Datenaufbereitungsmittel ist in Fig.2 schematisch dargestellt. Die analogen Sensorsignale sind auf einen Spannungs-Digital-Wandler 32 aufschaltbar. Der Spannungs-Digital-Wandler 32 ist in der Lage, auch sehr kleine Spannungen in digitale Informationen umzusetzen, wobei durch eine Eichung mit Hilfe eines Prozessors (Mikroprozessors) 34 eine Unabhängigkeit von Temperatur¬ schwankungen erreicht werden kann. Die digitalisierten Sensorsignale sind auf den Prozessor 34 aufgeschaltet und werden von diesem aufbereitet. Der Prozessor erhält auch binäre "Aus-Ein"-Sensorsignale von Sensoren 38 wie Schaltern oder ölstandsanzeigern. Mehrere solcher binären Sensorsignale werden von dem Prozessor zu jeweils einem Datenwort kombiniert. Die aufbereiteten Sensorsignale werden auf einen Sender- und Empfängerbaustein 40 gegeben. Der Sender- und Empfängerbaustein 40 kann so aufgebaut sein, wie es in der DE-A-3 926 165 beschrieben ist. Der Sender- und Empf ngerbaustein 40 kann die Schnittstelle zwischen dem Mikroprozessor und dem Daten¬ übermittlungsabschnitt 22 (Fig.1) bilden.
Der Prozessor 34 erfaßt alle Sensordaten der Hilfsgas¬ turbine 10 mit sehr hohen Abtastraten. Die Abtastraten des Prozessors 34 sind hoch im Vergleich zu den Abtastraten des Triebwerksreglers 14. Die Sensordaten werden über den als Hochgeschwindigkeitsbus ausgebildeten Datenüber- tragungsabschnitt 22 auf den Triebwerksregler 14 übertragen. Der Datenübertragungsabschnitt 22 kann auch mit Glasfaser aufgebaut sein.
Die beschriebene Anordnung bietet verschiedene Vorteile: Die Genauigkeit der Meßwertverarbeitung wird verbessert. Die Gehäuseabmessungen des Triebwerksreglers 14 werden verkleinert. Das Gewicht des Gesamtsystems wird verringert. Die Prozessorbelastung des Triebwerkreglers wird verringert. Das System ist universell in verschiedene Typen von Hilfsgasturbinen (APUs) integrierbar.

Claims

Patentansprüche
1. Regeleinrichtung zur Regelung einer Hilfsgasturbine (APU) (10) eines Flugzeugs (12) zur Energieversorgung bei abgeschalteten Triebwerken, enthaltend:
- Sensoren an der Hilfsgasturbine (10) zur Erfassung von Zuständen der Hilfsgasturbine (10),
einen Triebwerksregler (ECB) (14), durch welchen die Hilfsgasturbine (10) regelbar ist, und
Mittel zur Übertragung von Sensordaten von den Sensoren an der Hilfsgasturbine (10) zu dem Trieb¬ werksregler (14),
dadurch gekennzeichnet, daß
- in räumlicher Nähe zu der Hilfsgasturbine (10) Datenaufbereitungsmittel (20) angeordnet sind,
- die Sensordaten auf die Datenaufbereitungsmittel (20) aufgeschaltet sind, die Mittel (32,36) zum Digitalisieren der Sensordaten und Mittel (38) zur Anbringung von Kennungen an den digitalisierten Sensordaten aufweisen, und
- die Mittel zur Übertragung von Sensordaten einen Datenübermittlungsabschnitt (22) enthalten, über welchen die digitalisierten, mit Kennungen ver- sehenen Sensordaten von den Datenaufbereitungs- mittein (20) seriell auf den Triebwerksregler übertragbar sind.
2. Regeleinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekenn- zeichnet, daß die Datenaufbereitungsmittel (20)
- einen Prozessor (34) enthalten sowie
- einen Spannungs-Digital-Wandler (32) , auf welchen analoge Sensorsignale aufschaltbar sind zur Um¬ setzung in dazu proportionale digitalisierte Sensor¬ signale, die dem Prozessor (34) zugeführt werden, und
- einen als integrierte Schaltung ausgebildetem Sender- und Empfänger-Baustein (40), welcher gesteuert von dem Prozessor (34) aus digital isierten Sensorsignalen und Kennungen Datenworte bildet und in einem DirektzugriffSpeicher zur Übertragung an den Triebwerkregler (14) zwischenspeichert.
3. Regeleinrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekenn¬ zeichnet, daß der Prozessor (34) aus binären Signale<_ von Sensoren (38) Datenworte bildet, die mit Kennuogen versehen in dem Sender- und Empf ngerbaustein zwischenspeicherbar sind.
4. Regeleinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Prozessor (34} asynchron zu dem Triebwerksregler mit relativ z_t diesem nohen Abtastraten arbeitet.
5. Regeleinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis ' _ dadurch gekennzeichnet, daß der Datenüber ittlungs- abschnitt von einem Lichtleiter gebildet ist.
6. Regeleinrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Stromversorgung des Prozessors durch den Triebwerksregler erfolgt.
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