DE3613196A1 - Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystem - Google Patents

Description

Um eine extrem hohe Integrität und Vollständigkeit sowie ei­ ne hohe Zuverlässigkeit und Betriebssicherheit in einer elektrischen Flugsteueranlage eines primären Flugsteuer­ bzw. -regelsystems zu erzielen, sollte das System in einer solchen Weise ausgebildet und ausgelegt sein, daß der Be­ trieb eines großen Zentralrechners für die Leitwerk- bzw. Leitflächengrundpositionierung, die Verstärkungsregelungs- und Flugzeugstabilitätserhöhungsfunktionen nicht notwendig ist; stattdessen hat jedes autonome Untersystem (beispiels­ weise der Kraftsteuerstabflugsteuerer bzw. -regler, die Steuerruderpedalanordnung, der Spoilerbetätiger, der Höhen­ ruderbetätiger etc.) seine eigene kleine Rechnerverarbei­ tungsfähigkeit über eine RACU (d.h. eine Fernerfassungs- und Steuer- bzw. Regeleinheit). Die RACU ist in dem primä­ ren Flugsteuer- bzw. -regelsystem für folgende Aufgaben vor­ handen: Datencodierung/-decodierung, Datenübertragung/-em­ pfang, Datenerfassung, Stellantriebssteuerung bzw. -rege­ lung und Redundanzmanagementfunktionen. Wenn die meisten der Spezialflugsteuer- bzw. -regelsystemfunktionen lokal in der Nähe der Leitfläche berechnet und ausgeführt werden, dann werden die Berechnungszeiterfordernisse eines großen Zentralrechners in hohem Maße vermindert. Auch bei der Ver­ wendung von Leistungsstellantrieben an der aerodynamischen Leitfläche besteht ein reales Problem in der Auslegung ei­ nes Stellantriebs, der sowohl adäquate Drehgelenkmomente als auch eine adäquate Bandbreite erbringt, insofern, als Ansprechscharakteristika der aerodynamischen Leitfläche be­ troffen sind.

Für große passagierbefördernde kommerzielle Flugzeuge besteht ein Problem in der angemessenen Auslegung und Dimensionie­ rung von hydraulischen Leistungsstellantrieben für primäre aerodynamische Leitflächen, beispielsweise Querruder, Steuer­ ruder und Höhenruder. Die gegenwärtige Art und Weise der Auslegung dieser Stellantriebe scheint fundamental falsch zu sein, weil der Kolbendurchmesser oder die effektive Flä­ che für die maximalen Drehgelenkmomente dimensioniert ist, die sowohl beim Bewegen der primären aerodynamischen Leit­ fläche über einen Winkelbereich hinweg als auch beim Erzeu­ gen einer vorbestimmten Auslenkungswinkelrate bzw. -ge­ schwindigkeit auftreten sollen. Außerdem sind die Rohrlei­ tungsnetze oder Leitungen, welche hydraulisches Druckströ­ mungsmittel führen, und die Steuerventile so dimensioniert, daß sie einen maximalen Fluß an hydraulischem Druckströ­ mungsmittel gestatten, um sowohl das größte Drehgelenkmo­ ment, das wahrscheinlich erforderlich ist, als auch die vorbestimmte maximale Auslenkungswinkelrate bzw. -geschwin­ digkeit der aeordynamischen Leitfläche zu erzeugen. Jedoch sind bei niedriger Fluggeschwindigkeit eines Flugzeugs, beispielsweise während der Start- oder Landevorgänge, so­ wohl ein großer Auslenkungswinkelbereich als auch eine hohe Auslenkungswinkelrate bzw. -geschwindigkeit der Bewegung der aerodynamischen Leitfläche erforderlich. Aber bei nied­ riger Fluggeschwindigkeit wirkt ein geringerer dynamischer Druck auf die aerodynamische Leitfläche im Vergleich mit hoher Fluggeschwindigkeit; daher sind die Drehgelenkmomente bei niedriger Geschwindigkeit relativ niedrig. Jedoch ist der dynamische Druck, der auf eine ausgelenkte aerodynami­ sche Leitfläche bei hoher Fluggeschwindigkeit eines Flug­ zeugs wirkt, nahe dem Maximum; und die Drehgelenkmomente sowie die Auflösung der Auslenkungswinkelraten- bzw. -ge­ schwindigkeitserfordernisse sind auch in der Nähe des Maxi­ mums; wohingegen der Auslenkungswinkelbereich unter dieser Bedingung relativ klein ist.

Daher sind die produzierten hydraulischen Leistungsstellantriebe, die sich aufgrund der Auslegung für diesen Hochgeschwindigkeitsflugbetrieb ergeben, groß und schwer. Jedoch brauchte das nicht notwen­ dig der Fall zu sein, wenn eine Verstärkungsgradsteuer- bzw. -regeleinrichtung vorhanden wäre, die in den Lastweg zwi­ schen den Leistungsstellantrieb und dessen gesteuerter aero­ dynamischer Fläche bzw. Leitfläche eingefügt werden könnte. Frühere Untersuchungen dieses Problems haben gezeigt, daß das Ergebnis eine mechanische Einrichtung wäre, die für die Betätigung in der erforderlichen Weise zu kompliziert sein würde.

Bei der Zugrundelegung eines vollelektrischen Flugsteuer- bzw. -regelsystems für ein Flugzeug und der vorgeschlage­ nen Verwendung von elektro-mechanischen oder elektro-hydrau­ lischen Leistungsstellantrieben ergibt sich ein reales Aus­ legungsproblem; weil nämlich ein Schlüsselfaktor bei der Ausführung eines vollelektrischen Flugsteuer- bzw. -regel­ systems für ein Flugzeug die erfolgreiche Entwicklung eines geeigneten Elektromotors hoher Leistungsfähigkeit ist, um die derzeit verwendeten hydraulischen Stellantriebe zu er­ setzen. Die Elektroindustrie hat mehrere praktische Durch­ brüche in der Technologie erzielt, welche die Entwicklung eines vollelektrischen Flugzeugs möglich machen. Auf dem Gebiet der Leistungserzeugung und der Betätigung bzw. Stell­ antriebe ermöglichen Seltene-Erde-Cobalt-Magnete, die viele Male leistungsfähiger als die stärksten Alnico-Magnete sind, die Entwicklung von Permanentmagnetgeneratoren und -motoren, die vorhandenen Produktionskomponenten bei weitem überlegen sind und einzigartige Möglichkeiten bieten, die bisher nicht möglich waren. Samarium-Kobalt-Motoren, -Getriebe und -Motorsteuerungen bzw. -Regelungen bzw. Getriebe- und Motor­ steuerungen bzw. -regelungen werden derzeit zur Verwendung in Militärflugzeugen und -raketen entwickelt.

Kurz zusammengefaßt betrifft die Erfindung ein elektroni­ sches Flugsteuer- bzw. -regelsystem für ein Flugzeug, und insbesondere ein vollelektrisches Mehrdatenbus- oder ein vollelektrisches Mehrkanalredundanzsystem mit vollständiger Kanaltrennung und keinem automatischen Schalten von Daten oder Steuer- bzw. Regelinformation zwischen den Kanälen. Die Steuer- bzw. Regelsystemmanagementphilosophie basiert auf dem redundanten Steuer- bzw. Regelsystem eines Flug­ zeugs, das in der Lage ist, ein Versagen, eine Störung, ei­ nen Defekt o.dgl. von irgendeinem Abschnitt einer Mehrab­ schnittsleitfläche auszuhalten.

Weiter besteht in einem elektronischen Flugsteuer- bzw. -regelsystem für ein Flugzeug eine wesentliche Möglichkeit, daß ein Leistungsstellantrieb vom elektro-hydraulischen oder elektro-mechanischen Typ einfriert und/oder eine Dämpfungsendausschlagbetätigung bzw. eine Betätigung mit Dämpfungsendausschlag eines Leitflächenabschnitts erzeugt, und das kann während eines Hochgeschwindigkeitsflug kata­ strophal sein. Daher kann im Falle eines solchen Defekts die schnelle Neutralisierung des schadhaften Leistungs­ stellantriebs einen aktiven Defekt, der entweder vom Däm­ pfungsendausschlag- oder Schwingungstyp ist, in einen pas­ siven und neutralisierten Leitflächenabschnittsfehler um­ wandeln. Der Verlust eines Leistungsstellantriebs und von dessen jeweiligem Leitflächenabschnitt kann dazu führen, daß dann die gesamte Mehrabschnittsleitfläche eine vermin­ derte Operationsfähigkeit hat; jedoch sind diejenigen Lei­ stungsstellantriebe und ihre Leitflächenabschnitte, die operativ bleiben, unversehrt aktiv. Auch kann das Flugsteu­ er- bzw. -regelsystem durch angemessene Dimensionierung der einzelnen Abschnitte, welche die gesamte Leitfläche bilden, so zurechtgemacht bzw. angepaßt werden, daß es einen zwei­ ten Leistungsstellantriebsdefekt bzw. ein zweites Lei­ stungsstellantriebsversagen toleriert, vorausgesetzt, daß dieser bzw. dieses auch schnell neutralisiert oder passiv gemacht werden kann.

Mit der vorliegenden Erfindung wird eine Mehrabschnitts­ höhenruderleitfläche zur Verfügung gestellt, die folgendes umfaßt: redundante elektronische Schaltungen und Leistungs­ stellantriebe, die eine Auslenkungswinkelbewegung ihrer je­ weiligen Leitflächenabschnitte erbringen, und worin die Re­ dundanz weiter dadurch bewerkstelligt bzw. vollended wird, daß jeder der Leitflächenabschnitte ein Verstärkungsgradsteuer- bzw. -regelleistungsmodul (nachfolgend auch als GCPM be­ zeichnet) hat, das Mittel bzw. eine Einrichtung zum Passi­ vieren seines Leitflächenabschnitts bei einem Versagen des Leistungsstellantriebs hat. Das GCPM ist, zusätzlich zu seiner Fähigkeit, seinen Leitflächenabschnitt zu passivie­ ren, auch dahingehend wirksam, daß es strukturrelle Auslen­ kungs- und strukturelle Beanspruchungsbelastungswirkungen von Dämpfungsendausschlagsteuer- bzw. -regeleingängen bzw. -eingangssignalen aufgrund eines Leistungsstellantriebsver­ sagens bei hoher Flugggeschwindigkeit minimalisiert, und das wird durch den Einbau eines Verhältnisänderungsmecha­ nismus erreicht, der die effektive Ausgangsbewegung des Leistungsstellantriebs moduliert. Das Verhältnis oder der Verstärkungsgrad eines Auslenkungswinkelbewegungsbereichs eines Leitflächenabschnitts relativ zu dessen Leistungs­ stellantriebswegstreckenbereich kann mittels des Verhält­ nisänderungsmechanismus eingestellt werden. Es sei hier nur zu Erläuterungszwecken angenommen, daß der höchste Wert des Verstärkungsgrads, der durch den GCPM erzielbar ist, "Eins" ist, so daß das den maximalen Bereich der Auslenkungswinkel­ wegstrecke des Leitflächenabschnitts relativ zu dessen Lei­ stungsstellantriebswegstreckenbereich zur Folge hat. Wei­ ter sei außerdem angenommen, daß der niedrigste Wert des Verstärkungsgrads, der durch den GCPM erzielbar ist, "Null" ist, und daß das eine fehlende Auslenkung oder eine Null- Auslenkung des Leitflächenabschnitts relativ zu der Lei­ stungsstellantriebswegstrecke zur Folge hat. Daher ist die Steuer- bzw. Regelautorität des Leistungsstellantriebs über den Leitflächenabschnitt durch das GCPM derart be­ schränkt, daß sie zwischen den Verstärkungsgradeinstellpo­ sitionen "Null" und "Eins" liegt.

In einem redundanten vollelektronischen Flugsteuer- bzw. -regelsystem haben die elektro-hydraulischen und elektro­ mechanischen Leistungsstellantriebe eine begrenzte Ausfall­ wahrscheinlichkeit; daher ist es ein Ziel, die Betätigungs- oder aktiven Ausfalleffekte zu passivieren, wie beispiels­ weise: Dämpfungsendausschläge, Schwingungen, Blockierung, Blockierung in einer ausgelenkten Position und Abtrennung. Weiter wird, um die Ausfalleffekte der Leistungsstellan­ triebe passiv zu machen, eine elektronisch redundante Steu­ er- bzw. Regelschaltung unter Verwendung von GCPMs zum Er­ zeugen des passiven Ausfallergebnisses eingebaut.

Ein anderes Ziel ist es, das GCPM so einzustellen bzw. her­ zurichten, daß es Änderungen in der Luftgeschwindigkeit folgt sowie die Aufrechterhaltung einer vorbestimmten, re­ lativ konstanten "Steuerknüppelkraft pro ′g′ Charakteristik" über die gesamten Flugbetriebsbedingungen des Flugzeugs er­ bringt.

Ein anderes Ziel ist es, die Steuerkraftsteifheit zu erhö­ hen und eine feinere Kontrolle über die Leitflächenauslen­ kung bei erhöhter Fluggeschwindigkeit zu erzielen, so daß dadurch dazu beigetragen wird, eine Instabilität, insbeson­ dere ein Flattern, der Leitfläche bei hohen Luftgeschwin­ digkeiten zu verhindern und eine Zyklisierung bzw. ein Pendeln bzw. eine Wechselbeanspruchung der automatischen Flugsteuerungen bzw. -regelungen bei Reisefluggeschwindig­ keiten zu beschränken.

Ein anderes Ziel ist es, einen potentiell gefährlichen De­ fekt in dem Flugsteuer- bzw. -regelsystem in einen passi­ ven Defekt umzuwandeln, wobei nur ein Bruchteil der ge­ samten Leitflächenfläche neutralisiert wird.

Ein anderes Ziel ist es, die Autorität eines Leistungs­ stellantriebs dadurch zu begrenzen, daß die Auslenkungs­ rate einer aerodynamischen Fläche bzw. Leitfläche minimali­ siert wird und daß der Winkelgradbereich der Auslenkung minimalisiert wird, wenn die Fluggeschwindigkeit zunimmt, um eine strukturelle Beschädigung zu verhindern, während hochdynamische Druckzustände auf die aerodynamische Fläche bzw. Leitfläche wirken, wie beispielsweise im Fall eines Dämpfungsendausschlagdefekts.

Ein anderes Ziel ist es, automatisch die Impedanz der Leit­ flächenauslenkungswinkelrate den Drehgelenkkraftmomenten anzupassen, die in Relation zur Fluggeschwindigkeit erzeugt werden. Das ermöglicht die Verwendung von Schnellantrieben niedrigerer Leistung, weil ein großer Auslenkungswinkelbe­ wegungsbereich eines Leitflächenabschnitts nicht mit großen Drehgelenkkraftmomenten zusammenfällt. Weiter eliminiert diese Impedanzanpassung die gegenwärtig bekannte Methode des Auslegens von Leistungsstellantrieben, die darin be­ steht, maximales Drehmoment sowohl bei der höchsten Auslen­ kungswinkelrate bzw. -geschwindigkeit als auch über dem größten Bewegungsbereich hinweg zur Verfügung zu stellen.

Ein Vorteil eines vollelektrischen, redundanten Flugsteuer- bzw. -regelsystems besteht darin, daß es viel leichter ist, eine Vielzahl von elektrischen Leitungen für die Beschädi­ gungskontrolle zu verlegen als eine Vielzahl von mechani­ schen Leitungen, die auch schwerer sind.

Ein totaler elektrischer Ausfall wäre die einzige Eventua­ lität, die einen vollständigen Ausfall des redundanten vollelektronischen Steuer- bzw. Regelsystems verursachen könnte. Jedoch haben triebwerks- bzw. motorgetriebene Hauptgeneratoren generell eine Sicherheit bzw. Reserve, der­ art wie staudruckluftgetriebene Generatoren und/oder Gene­ ratoren bzw. Reservegeneratoren, die durch eine Reserve­ hilfskraft- bzw. -leistungseinheit bzw. durch eine Hilfs­ kraft- bzw. -leistungseinheit angetrieben werden; und die letzte Reservequelle sind die Batterien des Flugzeugs.

Die Erfindung sei nachstehend anhand einiger in den Figuren der Zeichnung dargestellter, besonders bevorzugter Ausfüh­ rungsformen derselben näher erläutert; es zeigen:

Fig. 1 eine schematische Darstellung bzw. ein schemati­ sches Schaltbild einer Ausführungsform eines voll­ elektronischen Flugsteuer- bzw. -regelsystems der vorliegenden Erfindung, das ein vierschaltungsein­ heitsredundantes bzw. ein vierfachredundantes Da­ tenbussystem enthält;

Fig. 2A und 2B kombiniert ein in nähere Einzelheiten ge­ hendes Blockschaltbild von einem Datenbuskanal des Mehrdatenbussteuer- bzw. -regelsystems, das in Fig. 1 gezeigt ist;

Fig. 3 eine vergrößerte Detailansicht eines GCPM (Ver­ stärkungsfaktorsteuerleistungsmodul), das in Fig. 1 abgebildet ist, und zwar veranschaulicht die Fig. 3 das GCPM angeordnet in seiner Position maxi­ malen Verstärkungsgrads,;

Fig. 4 eine Ansicht des GCPM der Fig. 3 von unten;

Fig. 5, 6 und 7 gegenüber den Fig. 3 und 4 dimen­ sionsreduzierte Ansichten eines GCPM, das gleich­ artig dem GCPM ist, das in Fig. 3 gezeigt ist, und zwar zeigen die Fig. 5, 6 und 7 einen GCPM in verschiedenen Betriebspositionen; und

Fig. 8, 9 und 10 eine zweite Ausführungsform eines GCPM, das einen Drehleistungsstellantrieb anstelle des in den vorhergehenden Figuren gezeigten Linearlei­ stungsstellantriebs hat, und diese Fig. 8, 9 und 10 zeigen ein GCPM in verschiedenen Betriebs­ positionen.

In der nun folgenden Beschreibung bevorzugter Ausführungs­ formen der Erfindung sei zunächst auf Fig. 1 Bezug genom­ men, die eine schematische Darstellung eines Höhenruder­ steuer- bzw. -regelsystems einer elektrische Flugsteueran­ lage mit vierfacher Redundanz und Datenbus zeigt, und die­ ses Höhenrudersteuer- bzw. -regelsystem ist ein Untersystem eines vollelektrischen Flugsteuer- bzw. -regelsystems eines Flugzeugs. Das Höhenrudersteuer- bzw. -regelsystem ist grundsätzlich in zwei Kategorien getrennt: (1) Elektronik und (2) Mechanik; diese beiden Kategorien werden durch GCPMs (Verstärkungsgradsteuer- bzw. -regelleistungsmodule bzw. -baueinheiten) 10 bis 10 C miteinander verbunden, von denen je einer benachbart von je einem Höhenruderleitflä­ chenabschnitt 11 bis 11 C angeordnet ist.

In bekannten konventionellen Steuer- bzw. -regelsystemen für große, kommerzielle, passagierbefördernde Flugzeuge steuert die manuelle Steuereingangsgröße bzw. das manuelle Steuereingabegerät des Piloten und des Copiloten generell ein Servoventil einer Hauptleistungsausgangsstellantriebs­ einheit oder eines Hauptstellantriebs; und dieser Haupt­ stellantrieb ist normalerweise in einiger Entfernung von der aerodynamischen Fläche bzw. dem aerodynamischen Leit­ werk angeordnet, die bzw. das steuerbar betätigt bzw. durch Steuerung verstellt wird. Ein Verbindungsgestänge- oder Kabelsystem bildet generell die Verbindung zwischen dem Hauptstellantrieb und der Leitfläche; und die Haltemontage für das Verbindungsgestänge- oder Kabelsystem an der festen Struktur des Flugzeugs ist so ausgelegt und dimensioniert, daß sie die größten oder die maximalen Steuer- bzw. Regel­ belastungen aufnimmt, die zusammentreffen bzw. auftreten sollen oder können. Ein wichtiger Aspekt der vorliegenden Erfindung besteht darin, daß eine Verstärkungsgradänderung durch jede GCPM 10 bis 10 C in dem Hauptlastweg zwischen einem Leistungsstellantrieb 12 bis 12 C und dessen jeweili­ gem aerodynamischen Oberflächen- bzw. Leitwerkabschnitt 11 bis 11 C, der steuerbar betätigt wird, stattfindet.

Wenn ein Flugzeug mit einer hohen Machzahl geflogen wird und die Höhenruderleitfläche unbeabsichtigt mit einer schnellen Rate bzw. Geschwindigkeit über bzw. um einen Win­ kel ausgelenkt wird, der größer ist, als das strukturell sicher getan werden kann, dann kann die resultierende Re­ aktionsbelastung auf den strukturell ortsfesten (bezogen auf das Flugzeug) horizontalen Stabilisator übermäßig sein, oder die Leitfläche kann abgerissen werden, was katastro­ phale Folgen hat. In einem bekannten kommerziellen Flugzeug, wie es die Boeing 727 ist, gibt es einen maximal zulässigen Auslenkungswinkelbereich für die Höhenruderleitfläche, der ungefähr plus oder minus 30° beträgt. Dieser Bewegungsbe­ reich der Höhenruderleitfläche ist betriebssicher bzw. ge­ fahrlos bei Niedrigfluggeschwindigkeitsbetrieb zulässig, wie beispielsweise für das Starten oder Landen; jedoch kann die maximal zulässige Höhenruderbewegung bei Hochflugge­ schwindigkeitsbetrieb oder bei maximaler Machzahl nur plus oder minus 3° (drei Grad) betragen, und dies bei einer vor­ bestimmten Grad-pro-Sekunde-Raten- bzw. -Geschwindigkeits­ grenze. Daher ist ein wichtiger Aspekt der vorliegenden Er­ findung eine Autoritätsbegrenzung des Auslenkungswinkelbe­ reichs, gekoppelt mit einer Variation der Steuerkraft, die auf jeden Abschnitt einer Höhenruderleitfläche angewandt wird, und das wird erreicht durch die GCPMs 10 bis 10 C.

Die manuelle Steuer- bzw. Regeleingangsgröße des Piloten und des Copiloten wird durch zwei Sätze von dualen Handge­ lenksteuerungen 13, 13 A bzw. 13 B, 13 C eingeführt, die so­ wohl eine longitudinale als auch eine laterale bzw. seit­ liche Winkelbewegung haben und die durch ihre jeweiligen Handgelenksteuerknüppelpositionssensoren oder -wandler 14 bis 14 C ein jeweiliges Führungssignal S 13 bis S 13 C er­ zeugen, das zu einer jeweiligen RACU (Fernerfassungs- und Steuer- bzw. Regeleinheiten) 15 bis 15 C geschickt wird. Die Handgelenksteuerungen 13 bis 13 C werden primär für die Füh­ rungssteuersignaleingangsgrößen S 13 bis S 13 C für die Nick­ achse und die Roll- bzw. Längsachse des Flugzeugs benutzt.

Die Handgelenksteuerungen 13 bis 13 C sind kompakte Eingabe- bzw. Eingangseinrichtungen, die sich unter viel geringerem Kostenaufwand herstellen lassen, als die Steuerrad- und -säulenkombinationen, die üblicherweise in kommerziellen Transportflugzeugen installiert sind. Wie im Falle einer Steuerrad- und -säulenkombination, in welcher das Rad und die Säule des Copiloten den Steuereingabebewegungen folgen, die vom Piloten ausgeführt werden, und umgekehrt, so ist es auch bei den Handgelenksteuerungen so, daß, wenn nur eine Handgelenksteuerung von einem der Piloten ausgelenkt wird, die anderen drei auch ausgelenkt werden und genau den Be­ wegungen der Steuerung folgen, die von dem Piloten betätigt worden ist. Die Einrichtung, die diesen Gleichlauf der Hand­ gelenksteuerungen sicherstellt, kann mechanischer Natur sein, oder sie kann, um dazu beizutragen, einen großen Be­ trag an Cockpitrealausrüstung bzw. -raum zu erhalten, ein elektro-mechanisches Servosystem sein. Eine Art der Handge­ lenksteuereinrichtung kann im wesentlichen eine Positio­ nierungsservoeinrichtung mit einem hohen Grad an Steifig­ keit umfassen, welche ein Auslenkungsführungssignal erhält bzw. abgibt, das durch algebraisches Summieren von Ausgangssignalen von Kraftfühlern bzw. Sensoren erhalten wird, die an jeder der Handgelenksteuerungen angebracht sind; und die Kraftsenso­ ren kombiniert mit Signalkonditionierungsschaltungen kön­ nen zu Überwachungszwecken zweifach ausgeführt sein.

Jede einzelne Handgelenksteuerung 13 bis 13 C erzeugt in Kombination mit ihrem jeweiligen Positionswandler 14 bis 14 C ein unabhängiges bipolares, longitudinales und latera­ les bzw. seitliches Führungssignal S 13 bis S 13 C, so daß da­ durch ein Vierfachredundanz-Steuereingabegerät für ein lon­ gitudinales primäres Flugsteuer- bzw. -regelsystem erhalten wird, welches eine in vier Abschnitte unterteilte Höhenruderleit­ fläche 11 bis 11 C in dem Leitwerkabschnitt des Flugzeugs akti­ viert bzw. betätigt. Die Datenverbindung zwischen den Hand­ gelenksteuerungen 13 bis 13 C, die sich im Cockpitbereich befinden, und den GCPMs (d.h. den Verstärkungsgradsteue­ rungsleistungsbaueinheiten) 10 bis 10 C, von denen sich eine an je einem der Höhenruderleitflächenabschnitte 11 bis 11 C befindet, fließt bzw. wird übertragen durch jeweils vier redundante Datenbusse 16 bis 16 C, die in Strombe­ triebsweise betrieben werden. Jeder der vier Datenbusse 16 bis 16 C verbindet vier Datenbuskoppler C 1 bis C 4, die mit folgenden Komponenten verbunden sind: C 1 ist mit bei­ den Paaren von Handgelenksteuerungen 13 bis 13 C und stati­ schen Staudrucksonden 17 bis 17 A verbunden; C 2 ist mit ei­ nem API (d.h. einem Stellantriebsfunktionsanzeiger) 18 ver­ bunden; C 3 ist mit den PAs (d.h. den Leistungsstellantrie­ ben) 12 bis 12 C verbunden; und C 4 ist mit den GCPMs 10 bis 10 C verbunden. Der Strombetriebsweisen-Datenbus 16 bis 16 C und die induktiven Datenbuskoppler C 1 bis C 4 sind vorzugs­ weise von der Art, wie in der am 28. April 1981 herausge­ gebenen US-Patentschrift 42 64 827 von H. K. Herzog be­ schrieben. Die Datenbusterminals T/R 19 bis 19 C, 20 bis 20 C, 21 bis 21 C und 22 bis 22 C sind vom Typ des autonomen Zu­ griffs und verwenden ein DATAC-Protokoll (DATAC bedeutet digitale autonome Terminalzugriffskommunikation bzw. -da­ tenübertragung), wie in der am 22. April 1980 herausgege­ benen US-Patentschrift 41 99 663 von H. K. Herzog beschrie­ ben; und die kürzliche Entwicklungsarbeit über Datenbus­ terminalausbildung und -auslegung hat, wie darin in näheren Einzelheiten beschrieben ist, zu einem effektiven Terminal­ monitor geführt, der eine Blockierung des Datenbusses ver­ hindert und die Flugzeugcockpitbesatzung von der schadhaf­ ten Einheit informiert und bezüglich dieser schadhaften Einheit alamiert sowie mobilisiert. Für die Signalkonditio­ nierung und die Datenkommunikation gilt, daß die kombinier­ te Verwendung von Digitaltechniken und von Datenbustechno­ logie hoher Integrität die Kosten des Steuerungs-Signali­ sierungs-Systems beschneidet. Infolgedessen wird die Lei­ stungsfähigkeit erhöht, und es wird ein noch nie dagewese­ nes Niveau an Redundanz erzielt, so daß dadurch die physi­ sche Verwundbarkeit und Anfälligkeit sowie die Wahrschein­ lichkeit eines Funktionsausfalls aufgrund einer Störung, eines Versagens, eines Defekts, eines Ausfalls o.dgl. in der Ausrüstung minimalisiert wird. Sollten sich jedoch die elek­ tronischen Datenkommunikationseinrichtungen als fehlerhaft erweisen oder die PAs (d.h. die Leistungsstellantriebe) der Leitflächenabschnitte fehlfunktionieren, dann wird eine Verstärkungsgradsteuerungsautoritätseinstellung durch die GCPMs zur Neutralisierung des Fehlers ausgeführt.

Die Bewegung des jeweiligen Paars von Handgelenksteuerungen 13, 13 A und 13 B, 13 C des Piloten und des Copiloten, die me­ chanisch oder elektro-mechanisch gekoppelt sind, erzeugen Signale S 13 bis S 13 C, die von den jeweiligen Positionswand­ lern bzw. -umsetzern 14 bis 14 C herkommen und die vier GCPMs 10 bis 10 C über die vier redundanten Datenbusse 16 bis 16 C erreichen. Jedes Paar von Handgelenksteuerungen 13, 13 A und 13 B, 13 C speist ein dualisiertes Führungssignal S 13 bis S 13A bzw. S 13 B bis S 13 C in die RACUs 15 bis 15 C (d.h. in die Fernerfassungs- und Steuer- bzw. Regeleinheiten) ein, die im wesentlichen kleine Datencomputer sind, welche meh­ rere Schaltungskarten bzw. -platten, die mit Verbinder und elektrischen Heizungs-/Kühlungsvorkehrungen o.dgl. komplett sind, enthalten. Jede dieser RACUs 15 bis 15 C ist auch ein Vor­ verstärker und Daten- bzw. Signalvorverarbeiter, der eine oder mehrere Si­ gnalkonditionierungs- und Leistungsumwandlungseinrichtungen enthält. Die RACUs 15 bis 15 C können in ihrer Kapazität und Abmessung variieren, damit sie den lokalen Datenhandhabungs- bzw. -verarbeitungs-, Berechnungs-, Steuerungs- bzw. Re­ gelungs- und Leistungsverstärkungserfordernissen angepaßt sind.

Die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs gegen Luft wird durch zwei Staudruckrohre 17, 17 A abgefühlt, von denen je­ der einen Luftdatenwandler 23 bzw. 23 A hat und von denen ei­ ner auf je einer Seite des Flugzeugs positioniert ist; und diese Staurohre dienen dazu, dualisierte bzw. zweifache Luftdatensignale S 17 bzw. S 17 A zu liefern, und diese Si­ gnale werden in die RACUs 15 bis 15 C eingespeist. Die Luft­ datensignale S 17, S 17 A von den Wandlern 23 bzw. 23 A werden von den gleichen RACUs 15 bis 15 C wie die Handgelenksteue­ rungssignale S 13 bis S 13 C aufgenommen, wie dargestellt, oder sie können von gesonderten RACUs 24 bis 24 C aufgenom­ men werden.

Die Ausgangssignale der RACUs 15 bis 15 C werden in die je­ weiligen T/Rs (d.h. in die Datenbusterminals bzw. Eingabe-/ Ausgabe-Einheiten) 19 bis 19 C eingegeben, und jedes Aus­ gangssignal einer T/R 19 bis 19 C wird durch Datenbuskopp­ ler C 1 auf einen der vier Datenbusse 16 bis 16 C gegeben. Wie bereits weiter oben erwähnt, sind die Datenbusse 16 bis 16 C vom Strombetriebsweisentyp, und es werden Induk­ tionsbuskoppler in Verbindung mit diesen Datenbussen verwen­ det, und diese Datenbusse sind in der am 28. April 1981 herausgegebenen US-Patentschrift 42 64 827 von H. K. Herzog beschrieben.

Jeder der T/Rs enthält elektronische Firmware, die für je­ den der Datenbuskoppler vorprogrammiert ist und Adressen zu den lokalen Untersystemeinrichtungen sendet, um die Da­ tenstücke bzw. die einzelnen Daten abzurufen. Außerdem ist innerhalb dieser elektronischen Firmware eine Informations­ schaltung enthalten, die eine Marke bzw. einen Kennsatz zu dem Datenbus aussendet, welche bzw. welcher den zu übertra­ genden Daten vorangeht, so daß die Daten im wesentlichen durch diese Marke bzw. diesen Kennsatz identifiziert werden.

Die Ausgangssignale der RACUs 15 bis 15 C und der T/Rs 19 bis 19 C, die auf die Datenbusse 16 bis 16 C gegeben werden, werden in zwei Arten von RACUs eingegeben:

Die erste Art von RACUs 25 bis 25 C, von denen jeder an ei­ nen der T/Rs 21 bis 21 C angekoppelt ist, haben Standard­ leistungsumwandlungs- und Datenhandhabungs- bzw. -verarbei­ tungseinrichtungen und enthalten zusätzlich Positionssteu­ er- bzw. -regelschaltungen und Leistungsantriebselektroni­ ken für die PAs 12 bis 12 C.

Die zweite Art von RACUs 26 bis 26 C, von denen jede an ei­ nen der jeweiligen T/Rs 22 bis 22 C angekoppelt ist, hat auch Standardleistungsumwandlungs- und Datenhandhabungs- bzw. -verarbeitungseinrichtungen und erfüllt im wesentli­ chen Funktionen, die denen der ersten Art von RACUs gleich­ artig bzw. ähnlich sind, und zusätzlich enthält die zweite Art von RACUs Positionssteuer- bzw. -regelschaltungen und Leistungsantriebselektroniken für den jeweiligen GAAM (d.h. den jeweiligen Verstärkungsgradautoritätseinstellmotor) 27 bis 27 C innerhalb der GCPMs 10 bis 10 C. Außerdem ist inner­ halb einer RACU 26 bis 26 C der zweiten Art eine GCPM-Steu­ erschaltung angeordnet, welche die Führungssignale von den Handgelenksteuerungen 13 bis 13 C und die Luftdatensignale S 17, S 17 A aufnimmt sowie ihrerseits die aktuelle gegenwär­ tige Position von jedem der Leitflächenabschnitte 11 bis 11 C zu den Datenbussen 16 bis 16 C zur Verwendung durch den API 18 des Piloten und des Copiloten weiter- bzw. zurück­ geben; d.h. die resultierende Verlagerung von jedem der Leitflächenabschnitte 11 bis 11 C wird in den API 18 einge­ geben, der viele wichtige Funktionen ausführt. Zunächst gibt er in einer integrierten Weise eine Sichtwiedergabe der aktuellen gegenwärtigen Position von jedem der PAs 12 bis 12 C für den Piloten und den Copiloten, und zwar zusam­ men mit dem jeweiligen befohlenen oder geplanten Wert von jedem der PAs 12 bis 12 C. Zweitens alarmiert eine Warnein­ richtung den Piloten und Copiloten über irgendeine damit im Zusammenhang stehende Diskrepanz, und es wird eine detail­ lierte visuelle Anzeige der Fehler- bzw. Defektsituation gegeben. Drittens ist der Pilot und/oder der Copilot mit­ tels einer speziellen Steuereinrichtung, wie beispielsweise mittels Knöpfen, Hebeln oder Schaltern, in der Lage, ein­ zelne Flugleitflächenabschnitte 11 bis 11 C zu deaktivieren.

Die Fig. 2A und 2B bilden in ihrer Kombination eine de­ taillierte Blockschaltbildveranschaulichung eines einzelnen Kanals oder eines einzelnen Datenbusses 16 des Mehrdaten­ bus-Höhenrudersteuersystems, das in Fig. 1 gezeigt ist, und der einzelne Datenbus 16 bedient einen Leitflächenab­ schnitt 11 einer Mehrabschnittshöhenruderleitfläche. Es sei darauf hingewiesen, daß dieses Blockschaltbild lediglich die elektronische Steuer- bzw. Regelschaltung wiedergibt und nicht das elektrische Leistungs- bzw. Stromversorgungs­ system enthält.

Zusammenfassend ist zunächst zu sagen, daß die nachfolgende Beschreibung, die sich auf den Datenbus 16 der Fig. 1 be­ zieht, dem elektronischen Signalfluß von dem Steuerknüppel oder der Handgelenksteuerung 13 des Piloten über den RACU 15 und die T/R 19 zum Datenbus 16 folgt; sowie vom Daten­ bus 16 über die T/R 21 und die RACU 25 zum PA 12, in dessen Ausgangssteuerweg der GCPM 10 liegt; und vom GCPM 10 wird ein Rückmeldungssignal über die RACU 26 und den T/R 22 zum Datenbus 16 geschickt; und vom Datenbus 16 wird das Rück­ meldungssignal über den T/R 20 und die RACU 24 zu dem Re­ dundanzmanagement API 18 des Piloten und Copiloten ge­ schickt.

Es sei nun auf die Fig. 2A und 2B Bezug genommen, wonach die Handgelenksteuerung 13 des Piloten unter anderen Dingen einen Positionssensor 14 für die Nickachse des Flugzeugs enthält; der Positionssensor 14 gibt ein Signal S 13 an eine Signalkonditionierungsschaltung 30 in der RACU 15. Es sei hier darauf hingewiesen, daß unter einer "Signalkonditionie­ rungsschaltung" im Rahmen der vorliegenden Beschreibung insbe­ sondere eine Signalformungs- und/oder Signalverarbeitungs­ schaltung verstanden werden soll. Das Signal S 13 kann, um damit zu beginnen, ein analoges Signal sein, so daß die Signalformungs- bzw. -verarbeitungsschaltung 30 das Signal S 13 in ein Digitalformat bzw. in Digitalform umwandelt, da­ mit es kompatibel mit dem T/R 19 ist. Wie weiter oben be­ reits dargelegt, ist der Datenbusterminal T/R 19 vom Auto­ nomzugriffstyp, der DATAC (digitale autonome Terminalzu­ griffskommunikation bzw. -datenübertragung) benutzt, wie in der am 22. April 1980 herausgegebenen US-Patentschrift 41 99 663 von H. K. Herzog beschrieben.

Die RACU 15 enthält außerdem eine zweite Signalkonditionie­ rungsschaltung 31, die ein Luftstaudrucksignal S 17 vom Wandler 23, der mit der statischen Staudrucksonde 17 ver­ bunden ist, erhält. Das Signal S 17 kann auch ein analoges Signal sein, so daß es durch die zweite Signalkonditionie­ rungsschaltung 31 in ein Digitalformat bzw. in Digitalform umgewandelt werden muß, damit es mit dem T/R 19 kompatibel ist. Sowohl das Eingabesignal S 13 des Piloten als auch das Luftstaudrucksignal S 17 werden vom T/R 21 zu der RACU 25 geschickt, die eine elektronische Steuer- bzw. Regeleinheit für den PA 12 ist.

Die RACU 25 stellt ein typisches elektronisches Steuer- bzw. Regelsystem für einen elektro-mechanischen Stellan­ trieb dar, in dem die Hauptsteuer- bzw. -regelsignaleinga­ ben folgende sind: das Steuer- bzw. Führungssignal S 13 des Piloten; das Luftstaudrucksignal S 17; das Annullie­ rungsdiskretsignal S 18 des Piloten; ein Datenbuskommunika­ tionsverlustsignal S 21; und ein Längsneigungserhöhungssi­ gnal S 32 von einem Längsneigungserhöhungssystem (nicht ge­ zeigt).

In der RACU 25 wird das Luftstaudrucksignal S 17 in einen Funktionsgenerator 33 eingegeben, der ein Signal an einen Multiplizierer 34 gibt. Der Multiplizierer 34 erhält außer­ dem das Eingabesignal S 13 des Piloten vom T/R 21. Sowohl der Multiplizierer 34 als auch der Funktionsgenerator 33 sind in dem Blockschaltbild der Fig. 2A und 2B für den Zweck des zusätzlichen Formens des Eingabesignals S 13 des Piloten auf der Basis des Luftstaudrucksignals S 17 einge­ zeichnet. Das Ausgangssignal des Multiplizierers 34 ge­ langt in einen Summierer 35, der außerdem das Signal S 32 von der RACU 24 erhält. Dieses spezielle Signal S 32 stammt nicht von irgendeiner Einheit oder Station, die in dem Blockschaltbild der Fig. 2A und 2B dargestellt sind, und wird auch nicht von irgendeiner solchen Einheit oder Station übertragen. Das spezielle Signal S 32 ist vorlie­ gend für die Situation mit einbezogen, daß ein Erhöhungs­ signal von irgendeinem Längsneigungserhöhungssystem (nicht gezeigt) algebraisch in Reihe zu dem Eingabesignal 13 des Piloten hinzugefügt werden soll, um das endgültige Führungssignal für die MCU (Motorsteuer- bzw. -regelein­ heit) 36 des PA 12 zu formen.

Der Summierer 35 gibt das Hauptführungssignal an einen Vorwärtswegkompensator 37, einen Summierer 38, einen Ver­ stärker 39 und an die MCU 36 des PA 12.

Die MCU 36 ist wegen ihres großen Leistungs- bzw. Stromver­ brauchs eine in sich geschlossene Einheit und in einem ge­ sonderten Blockschaltbild dargestellt. Das Ausgangssignal von der MCU 36 wird einem bürstenlosen Gleichstrommotor 41 zugeführt, der den PA 12 mit Antrieb versieht bzw. der An­ trieb des PA 12 ist. Die Ausgangswelle des Motors 41 treibt ein Getriebe bzw. einen Getriebekasten 42 an, der eine schraubenspindelgetriebene Ausgangsstange hat, die eine Verbindung sowohl mit einem Positionssensor 43 als auch mit einem Verstärkungsgradsteuermechanismus 44 des GCPM 10 bil­ det. Der Positionssensor 43 ist ein Drehwandler, der ein digitales Ausgangssignal hat und ein Positionsrückmeldesi­ gnal S 43 vom PA 12 sowohl zum Summierer 38 als auch zum Signalkonditionierer 45 abgibt. Der Signalkonditionierer 45 macht das Positionsrückmeldungssignal S 43 zu Zwecken des Übertragens desselben auf den Datenbus 16 dem T/R 21 verfügbar.

Im allgemeinen haben hydro-mechanische und elektro-mechani­ sche Stellantriebe einen gewissen Grad von Nacheilung oder Trägheit in ihrer Arbeitsweise aufgrund von Trägheitskräf­ ten, die im Kolben oder Motor und Antriebsmechanismus auf­ treten; und um dieses Nacheil- bzw. Verzögerungsansprech­ problem zu korrigieren wird ein Voreiltermsignal zu dem Hauptführungssignal vom Summierer 38 innerhalb der Vor­ wärtswegkompensationsschaltung 37 addiert, und dieses Vor­ eiltermsignal löscht den größten Teil des Arbeitsweisen­ nacheilaspekts des PA 12 aus, so daß auf diese Weise ein ansprechenderes bzw. ein schneller ansprechendes Steuer- bzw. Regelsystem erhalten wird. Dieses modifizierte Haupt­ führungssignal wird dann von dem Vorwärtswegkompensator 37 in den Summierer 38 eingegeben.

Der Summierer 38 erhält ein Positionsrückmeldesignal S 43 vom Positionssensor 43. Die Motorsteuereinheit (MCU) 36 erzeugt ein PA-12-Geschwindigkeitsaufschaltungssignal S 36, und diese Geschwindigkeitsaufschaltung wird zur Stabilisie­ rung verwendet, d.h. zum Vergrößern der MCU-36-Servosteuer- bzw. -regelschleife, so daß das PA 12 dämpfungsstabilisiert ist, um ein Positionsüberschwingen zu kontrollieren. Wenn zum Beispiel der Servoverstärker 39 ein Stufeneingangssi­ gnal in die MCU 36 geben würde, dann könnte dieses ein un­ angemessenes Überschwingen des PA 12 bewirken; daher können durch Zuschneiden des Geschwindigkeitsaufschaltungssignals S 36 von der MCU 36 innerhalb des Summierers 38 die ge­ wünschten dynamischen Arbeitsweisencharakteristika der MCU- 36-Schleife oder der Servosteuer- bzw. -regelschleife selbst erzielt werden.

Außerdem erhält der Summierer 38 zwei weitere Signale: ein Aufhebungsdiskret- bzw. -einzelsignal S 18 des Piloten von dem API 18, und ein Datenbuskommunikationsverlustsignal S 21 vom T/R 21; und beide Signale beziehen sich auf Stö­ rungs- bzw. Ausfallmanagement. Wenn das Höhenrudersteuer­ system fehlfunktioniert, ist die zu vermeidende Situation ein aktives Versagen, in dem der Höhenruderleitabschnitt 11 in einem Dämpfungsendausschlag auf eine Seite geht. Ein passives Versagen ist akzeptabler als ein aktives Versagen; jedoch ist es in allen Ausfall- bzw. Defektsituationen notwendig, die Fähigkeit zur Verfügung zu haben, den Leit­ flächenabschnitt 11 in eine nichtausgelenkte oder neutrale Position zu bringen, und das ist einer der Hauptgründe, warum der GCPM 10 in dem Steuer- bzw. Regelsystem vorgese­ hen ist. Wenn nämlich der Pilot die Fehlfunktion des Steu­ er- bzw. Regelsystems bemerkt oder sie auf dem API 18 sieht, dann kann er durch Niederdrücken eines Knopfes auf dem API 18 ein Signal S 18 zum Deaktivieren des defektbehafteten Leitflächenabschnitts übertragen; und es ist hierbei zu beachten, daß, wie in Fig. 1 gezeigt ist, diese Deaktivie­ rung von nur einem Leitflächenabschnitt lediglich ungefähr ein Viertel des gesamten Oberflächenbereichs des Höhenru­ ders betrifft. Das Aufhebungsdiskretsignal S 18 des Piloten wird sowohl dem PA 12 als auch dem GCPM 10 zugeführt, damit doppelt sichergestellt wird, daß der Leitflächenabschnitt 11 in einer nichtausgelenkten oder neutralen Einstellung positioniert wird. Das Aufhebungsdiskretsignal S 18 des Pi­ loten, das sowohl dem PA 12 als auch dem GCPM 10 zuge­ führt wird, tritt in die Summierer 38 bzw. 46 derselben ein und hat das Ergebnis, daß das wirksame Führungssignal von diesen Summierern 38 und 46 zwangsweise auf Null gebracht wird. Es sei darauf hingewiesen, daß das Ausgangssignal von den Summierern 38 und 46 nicht auf Null geht oder nicht zwangsweise auf Null gebracht wird, sondern daß das resul­ tierende effektive Führungssignal zwangsweise auf Null ge­ bracht wird, was bedeutet, daß jede MCU 36 und 47 effektiv versucht, den Leitflächenabschnitt in die Nullauslenkungs- oder Neutralposition zu kurbeln und dann ihren jeweiligen Antriebsmotor 41 bzw. 27 abschaltet, so daß sie nicht län­ ger in der Lage sind, den Leitflächenabschnitt 11 auszu­ lenken.

Die MCU 36 (d.h. die Motorsteuer- bzw. -regeleinheit) em­ pfängt ein Nullabgleichdiskretsignal von der Nullabgleich­ logikschaltung 48, die ein Nullabgleichdiskretsignal vom ODER-Tor 49 empfängt. Das ODER-Tor 49 empfängt zwei Si­ gnale vom T/R 21: ein Nullabgleichdiskretsignal (so wird das vorstehende Annullierungs- oder Aufhebungsdiskret­ signal hier auch bezeichnet) S 18, und ein Keine-Daten- Signal S 21. Das Nullabgleichdiskretsignal S 18 des Piloten wird über den Datenbus 16 vom API 18 her empfangen; und das andere Signal S 21, das vom T/R 21 kommt, ist ein Ausfall­ signal, das anzeigt, daß alle Daten vom Datenbus 16 ver­ loren worden sind. Jedes dieser beiden Signale S 18 oder S 21 ist in der Lage, ein Nullabgleichdiskretsignal des Nullführungssignal-S 49-Eingangs zur Nullabgleichlogikschal­ tung 48 zu erzeugen. Ein Signal zum Deaktivieren der Leit­ fläche 11, das mittels des T/R 21 zum ODER-Tor 49 ge­ schickt wird, tut zwei Dinge: (1) ein Nullabgleichdiskret­ signal S 49 wird durch das ODER-Tor 49 zum Summierer 38 ge­ schickt, wo es das resultierende effektive Ausgangsführungs­ signal des Summierers 48 zwangsweise dazu bringt, daß es auf Null geht; und (2) ein Nullabgleichdiskretsignal S 49 wird durch das ODER-Tor 49 zur Nullabgleichlogikschaltung 48 geschickt, wo es dahingehend funktioniert, daß es diese Schaltung in einer solchen Weise scharf macht, daß, nach­ dem eine Nullauslenkungsposition der Leitfläche 11 er­ reicht worden ist, ein Signal zur MCU 36 geschickt wird, welches bewirkt, daß der PA 12 leistungslos gemacht bzw. von der Leistungszufuhr abgeschaltet wird. Die MCU 36 macht auch den PA 12 leistungslos bzw. schaltet ihn von der Lei­ stungszufuhr ab, wenn ein Geschwindigkeitsaufschaltungs­ signal S 36 von der MCU 36 der Nullabgleichlogikschaltung 38 anzeigt, daß der PA 12 die Leitfläche 11 nicht in der gewünschten Richtung, d.h. nach einer Nullauslenkungsposi­ tion zu, bewegt.

Der API 18 ist eine Redundanzmanagement- und Arbeitsweisen­ anzeigekontroll- und -sichtwiedergabeeinheit und ermög­ licht es dem Piloten, eine Entscheidung zu treffen, was den richtigen Betrieb des PA 12 und des GAAM 27 betrifft. Einige der vielen Funktionen des API 18 bestehen darin, folgendes anzuzeigen: den Höhenrudersteuereingangs­ kanal des Piloten; die aktuelle Position des Leitflächen­ abschnitts dieses Kanals; und die Position oder den Ver­ stärkungsgradwert des GAAM 27. Der API 18 ist auch eine inter- bzw. zwischenaktive Kontroll- bzw. Steuereinheit, d.h. wenn die Operation des PA 12 oder des GAAM 27 nach dem Urteil des Piloten nicht zufriedenstellend ist, dann kann er einen Knopf drücken, was ihm auf dem API 18 ange­ zeigt wird, und das hat zur Folge, daß ein Signal S 18 zu der RACU 24, dem T/R 20 und weiter zum Datenbus 16 ge­ schickt wird.

Es sei nun näher auf den GCPM 10 und dessen Steuerschal­ tung, die etwas ähnlich derjenigen der PA 12 ist, hinsicht­ lich des normalen Betriebssteuervorgangs des GCPM 10 einge­ gangen, bei dem ein Verstärkungsgradsteuerführungssignal von einer die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs angebenden Einrichtung her empfangen wird, oder wie dargestellt, von ei­ ner statischen Staudrucksonde 17 her, welche durch einen Luft­ datenwandler 23 ein Luftstoßdrucksignal S 17 zur RACU 15 schickt. Es sei hier darauf hingewiesen, daß unter dem "Luftstoßdrucksignal" insbesondere ein "Luftstaudrucksi­ gnal" zu verstehen ist. Innerhalb der RACU 15 wird das Si­ gnal S 17 einer Signalkonditionierungsschaltung 31 eingege­ ben, und das Ausgangssignal derselben geht durch den T/R 19 und auf den Datenbus 16. Vom Datenbus 16 wird das Si­ gnal S 17 mittels des T/R 22 aufgenommen und von demselben zur RACU 26 geschickt, wo es in den Funktionsgenerator 50 eingegeben wird. Das Ausgangssignal des Funktionsgenera­ tors 50 ist eine Funktion des Luftstaudrucksignals S 17 und bildet das Verstärkungsgradsteuerführungssignal, das in den Summierer 46 eingegeben und weiter dem Servoverstärker 52 zugeführt wird. Das Ausgangssignal des Servoverstärkers 52 tritt in die MCU 47 ein, die mit einem Motor 27 relativ niedriger Leistung verbunden ist, der einen Getriebekasten bzw. ein Getriebe 53 antreibt, welcher bzw. welches ein großes Übersetzungsverhältnis hat. Die Ausgangsverlagerung bzw. -verstellung des Getriebes 53 wird mittels eines Po­ sitionssensors 54 abgefühlt, der ein Rückmeldungssignal S 54 an folgende Komponenten schickt: den Summierer 46; die Nullabgleichlogikschaltung 55; und den Signalformer bzw. -verarbeiter 56. Der Ausgang der Signalformungs- bzw. -verarbeitungsschaltung 56 ist zur Übertragung auf den Da­ tenbus 16 mit dem T/R 22 verbunden.

Von dem API 18 wird ein Nullabgleichdiskretsignal S 18 des Piloten zum T/R 22 abgeschickt, der außerdem ein Signal S 22 empfängt, das einen Verlust der Kommunikation mit dem Da­ tenbus 16 anzeigt bzw. bedeutet. Diese beiden Signale S 18 und S 22 werden mittels des T/R 22 zur RACU 26 geschickt, und dort werden sie in das ODER-Tor 57 eingegeben. Das Aus­ gangssignal vom ODER-Tor 57 wird sowohl zum Summierer 46 als auch zur Nullabgleichlogikschaltung 55 geschickt, und zwar zu einer Aktion, die gleichartig derjenigen ist, wel­ che bezüglich der RACU 25 beschrieben worden ist.

Zur Operationsbeschreibung des GCPM 10 und der Verlagerung des Leitflächenabschnitts 11 sei zunächst angenommen, daß die angezeigte Geschwindigkeit des Flugzeugs oder das Stau­ drucksignal S 17 der statischen Staudrucksonde den Verstär­ kungsgradausgang des GCPM 10 steuert bzw. als Führungsgröße dafür dient. Weiter sei angenommen, daß der Bereich des Verstärkungsgradausgangs größer als "Null" und kleiner als "Eins" ist, wobei angenommen wird, daß ein Verstärkungs­ grad von "Eins" die maximal eingestellte Verstärkungsgrad­ zunahme bzw. der maximal eingestellte Verstärkungsgrad ist und daß ein Verstärkungsgrad von "Null" eine nichtausge­ lenkte oder neutrale Position des Leitflächenabschnitts 11 bedeutet.

Während des Flugs des Flugzeugs mit niedriger Geschwindig­ keit oder bei niedrigen Staudrucksignalen S 17 ist der Ver­ stärkungsgradausgangswert "Eins", d.h. daß der Leitflächen­ abschnitt 11 winkelmäßig um einen Winkel von angenähert 30° auf jeder Seite der Neutralposition mittels des PA 12 ver­ dreht werden kann; und während Hochgeschwindigkeitsflugbe­ trieb kann der Verstärkungsgrad so niedrig wie "0,2" sein. Jedoch wird der Verstärkungsgradausgangswert im Falle eines Ausfalls, eines Versagens, einer Störung, eines Defekts o.dgl. im System, in welchem die Datenbuskommunikation ver­ lorengegangen ist oder der Pilot ein Nullabgleichdiskret­ signal S 18 eingeleitet hat, auf eine "Null"-Einstellung durch Kommando bzw. Führungssignal gebracht.

Nimmt man an, daß das Flugzeug in der langsamen Weise ge­ flogen wird, wie beispielsweise während eines Auslaufsteig­ flugs nach einem Start, dann ist der Verstärkungsgradaus­ gangswert auf seiner maximalen Einstellung von "Eins"; und wenn ein Defekt im Höhenrudersteuersystem auftritt, dann fühlt der Pilot mit größter Wahrscheinlichkeit die Wirkung einer unangemessenen Höhenruderleitflächenabschnittsaus­ lenkung auf das Flugzeug, oder er kann fühlen, daß das Höhenru­ dersteuereingangssignal nicht richtig ist. Hierauf sieht er auf den API 18, um die Schwierigkeit festzustellen; und aufgrund der angezeigten Fehlfunktion drückt der Pilot den richtigen Knopf auf dem API 18, um ein Nullabgleichdiskret­ signal S 18 zum Deaktivieren von einem der Höhenruderleit­ flächenabschnitte 11 bis 11 C in eine Nullauslenkungsposi­ tion auszusenden. Dieses API-Ausgangssignal S 18 wird von den elektronischen Steuerschaltungen sowohl des PA 12 als auch des GCPM 10 empfangen; und beide Einheiten erhalten nun den Befehl bzw. werden nun gesteuert, den Leitflächen­ abschnitt 11 in einer Nullauslenkungs- oder Neutralsteuer­ position zu positionieren. Unabhängig davon, ob der PA 12 oder der GCPM 10 defekt ist, wird der Leitflächenab­ schnitt 11 in eine Neutralposition verstellt; nimmt man beispielsweise an, daß der PA 12 defekt ist und ein fal­ sches Rückmeldungssignal S 42 eine Dämpfungsendausschlag­ auslenkung bzw. eine zu starke Auslenkung des Leitflächen­ abschnitts bewirkt hat, so beginnt die elektronische Steu­ erschaltung für den GCPM 10 sofort damit, den Verstärkungs­ gradwert auf "Null" einzustellen, und zwar unabhängig von der Auslenkungsposition des Leitflächenabschnitts 11, und das hat zur Folge, daß der Abschnitt in eine neutrale oder nichtausgelenkte Position bewegt wird. Wenn jedoch der GCPM 10 defekt ist, dann ist der PA 12 aufgrund der Defi­ nition dieses Defekts noch betreibbar und bewegt, nachdem er das Nullabgleichdiskretsignal S 18 empfangen hat, den Leitflächenabschnitt 11 in eine Neutralposition, und dann schaltet er sich selbst die Leistung ab oder deaktiviert sich selbst.

Eine andere Kategorie von Defekten bezieht sich auf den Verlust der Signalkommunikation über den Datenbus 16, und wenn die Signalkommunikation auf dem Datenbus 16 verloren­ geht, wie vorher angegeben, und dieses der Defekt ist, der gerade auftritt, dann sind die T/R-Einheiten 21 und 22 bei­ de noch betreibbar, weil die Leistungsschaltung bzw. der Stromkreis (nicht gezeigt) noch funktioniert. Daher sind die T/R-Einheiten 21 und 22 in der Lage, das Nullabgleich­ diskretsignal S 18 auszugeben; und sowohl der PA 12 als auch der GCPM 10 funktionieren dahingehend, daß sie den Leitflächenabschnitt 11 in einer Neutralposition positio­ nieren.

Natürlich können auch andere Arten von Defekten auftreten, beispielsweise kann sich ein Defekt auf die RACU 15 oder die RACU 24 beziehen oder auf den Steuerknüppel 13, oder eine der anderen Komponenten kann betroffen sein; jedoch ist bei den meisten Defekten dieser Art das endgültige Er­ gebnis eine Neutralpositionierung des defekten Leitflächen­ elements bzw. -abschnitts 11. Das Ergebnis einer solchen Rekonfiguration bzw. einer solchen Veränderung erzeugt oder ist zwar eine Verminderung der aktivierten gesamten Höhenruderleitfläche; jedoch würde sich in keinem vernünf­ tig vorhersehbaren Defektfall als Konsequenz ein vollstän­ diger Verlust des Höhenrudersteueransprechens ergeben.

Fig. 3 ist eine vergrößerte Detailansicht eines GCPM der in Fig. 1 dargestellten GCPMs 10 bis 10 C, und sie zeigt den GCPM in seiner Position maximalen Verstärkungsgrads oder für den Zustand niedriger Luftgeschwindigkeit, wie beispielsweise für das Landen oder Starten eines Flug­ zeugs.

Ein Winkel- bzw. Kniehebelkörper 60 ist bei 61 ortsfest an der Flugzeugstruktur 62 angelenkt bzw. drehbar gelagert. Ein oberer Arm des Kniehebelkörpers 60 ist durch Muttern und Schrauben 63 ortsfest am Gehäuse eines GAAM (d.h. ei­ nes Verstärkungsgradautoritätseinstellmotors) 27 befe­ stigt. Das Gehäuse des linearen Leistungsstellantriebs 12 ist drehbar bei 72 an einem strukturellen Träger befe­ stigt, und das Ende seiner Kolbenstange ist an der Dreh­ achse 71 mit dem Kniehebelkörper 60 zur drehbaren Betäti­ gung desselben um dessen ortfesten Punkt 61 verbunden. Der GAAM 27 hat eine Antriebswelle 28, die mit einem Antriebs­ arm 64 verbunden ist, der ein erstes Glied eines Vier- Stangen-Gestängemechanismus bildet. Das schwingende Ende des Antriebsarms 64 ist bei 65 drehbar mit einem Ende ei­ nes mittleren Glieds 66 verbunden, das ein zweites Glied des Vier-Stangen-Gestängemechanismus bildet. Das andere Ende des mittleren Glieds 66 ist bei 67 mit einem Ende ei­ nes Glieds 68 drehbar verbunden, das ein drittes Glied des Vier-Stangen-Gestängemechanismus bildet. Das andere Ende des Glieds 68 ist bei 70 mit dem unteren Arm des Kniehebel­ körpers 60 verbunden. Ein viertes Glied des Vier-Stangen- Gestängemechanismus wird durch ein imaginäres Glied gebil­ det, das mit dem Kniehebelkörper 60 integral bzw. einstük­ kig ist und sich zwischen dem Drehpunkt 70 und der An­ triebswelle 28 erstreckt.

Der Höhenruderleitflächenabschnitt 11 ist längs einer Ge­ lenkachse 72 mit einer horizontalen Stabilisatorstruktur verbunden; und ein Höhenrudersteuerarm 73 ist bei 74 dreh­ bar mit einem Ende eines S-Glieds 75 verbunden. Das andere Ende des S-Glieds 75 ist bei 76 drehbar mit dem mittleren Glied 66 verbunden. Der Drehpunkt 76 auf dem mittleren Glied 66 simuliert durch die Kinematik des Vier-Stangen- Verbindungsgestängemechanismus angenähert einen Bogen 77, der erzeugt wird durch einen Radius 75 R, dessen Zentrum in der Drehachse 74 liegt. Der Weg des Bogens 77 R geht direkt über den strukturell ortsfesten Drehpunkt 61 des Kniehebel­ körpers 60. Der Radialbogen 77 ist nicht exakt geometrisch, jedoch ist er genügend angenähert, so daß keine wesentliche Steuereingangsgröße auf den Höhenruderleitflächenabschnitt 11 während einer Verstärkungsgradänderung des GCPM 10 vor­ handen ist. Das ist ein wichtiger Aspekt des GCPM 10, weil es notwendig ist, den gleichen Pilot/Copilot-Primärsteuer­ eingang auf den Höhenruderleitflächenabschnitt 11 aufrecht­ zuerhalten, ohne daß eine sekundärer Steuereingangsgröße durch die kinematische Bewegung des Vier-Stangen-Gestänges bzw. des Vier-Stangen-Gestängemechanismus eingeführt wird. Das Vier-Stangen-Gestänge funktioniert im wesentlichen als Arm variabler Länge des Kniehebelkörpers 60 zum Positionieren der Drehanbringungspunkte 76 des S-Glieds 50 relativ zu der Drehachse 61 des Kniehebelkörpers 60 für die Einstel­ lung des maximalen Auslenkungswinkelbereichs des Höhenru­ derleitflächenabschnitts 11. Für eine bekannte Flugzeug­ installation bzw. -konstruktion ist der maximale Wande­ rungs- bzw. Laufbogen einer Höhenruderleitfläche bei nied­ rigen Lande- oder Startluftgeschwindigkeiten angenähert plus oder minus 30°. Wenn die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber den Lande- oder Startluftgeschwindig­ keiten zunimmt, nehmen auch die aerodynamischen Kräfte, die durch die Winkelauslenkung des Leitflächenabschnitts erzeugt werden, zu; und ein geringerer Wanderungs- bzw. Laufbogenbereich des Leitflächenabschnitts ist zur Steue­ rung des Verhaltens des Flugzeugs erforderlich.

Fig. 4 ist eine Aufsicht von unten auf den GCPM der Fig. 3.

Die Fig. 5 zeigt den GCPM in einer Mittel-q-Position oder in dem Zustand, den er bei mittlerer Reisefluggeschwindig­ keit hat. Das q-Signal nimmt mit zunehmender Luftgeschwin­ digkeit zu; und der GAAM 27 wird durch das in den Fig. 1 und 2 gezeigte elektronische System in Verbindung hier­ mit betrieben. Der GAAM 27 bewegt den Vier-Stangen-Ver­ bindungsgestängemechanismus, wodurch bewirkt wird, daß sich der Punkt 76 entlang des simulierten Bogens 77 bewegt, wobei das Glied 75 als der Radialarm 75 R wirkt. Das Glied 75 ist aus Gründen des Betriebszwischenraums bzw. des für den Betrieb benötigten Zwischenraums als S-förmiges Glied abgebildet. Es kann bei einigen Installationen von GCPMs in existierende Flugzeugstrukturen notwendig sein, die Form von einigen oder allen Gliedern bzw. Verbindungen wegen Problemen gegenseitiger Störungen zu ändern und einen ad­ äquaten Betriebszwischenraum hierfür vorzusehen. Jedoch sollte die Geometrie der Verbindung bzw. des Verbindungs­ gestänges so gemacht werden, daß sie bzw. es derart funk­ tioniert, daß der Wanderungsbogen der Leitfläche 11 rela­ tiv zu der Hublänge des PA 12 verändert wird; beispiels­ weise so, daß dann, wenn das q-Signal mit zunehmender Luft­ geschwindigkeit zunimmt, ein relativ kleiner Auslenkungs­ winkel der Leitfläche 11 erzeugt wird, ohne daß die Gesamt­ hublänge des PA 12 verändert wird. Das wird durch den GAAM 27 erreicht, welcher den Kurbelarm 64 so verdreht, daß der Anbringspunkt 76 relativ zu der ortsfesten Drehachse 61 des Kniehebelkörpers 60 repositioniert wird. Die aktuelle Hublänge des PA 12 wird nicht verändert. Jedoch wird durch die Elektronikschaltungssteuerung des GAAM 27 die wirksame Ausgangshublänge des PA 12 variiert. Wenn der GAAM 27 in die in Fig. 5 gezeigte Halb-Verstärkungsgrad-Position eingestellt ist, gibt es keinen möglichen Weg, daß der PA 12 den Leitflächenabschnitt 11 über einen Auslenkungswin­ kel von mehr als dem halben Bereich bewegen kann. Diese Autoritätsbegrenzung des PA 12 ist ein wichtiger Aspekt der vorliegenden Erfindung.

Die Fig. 6 zeigt den GCPM in einer Hoch-q-Position oder in einem Zustand, den er bei einer hohen Luftgeschwindigkeit hat, wie beispielsweise bei maximalem Reiseflugbetrieb ei­ nes Flugzeugs. Der GAAM 27 dreht den Kurbelarm 64 entlang dem simulierten Bogen 77, um die Drehachse 76 relativ zu der ortsfesten Drehachse 61 des Kniehebelkörpers zu reposi­ tionieren, und zwar derart, daß sich ein vorbestimmter mi­ nimaler Wanderungsbogen des Leitflächenabschnitts 11 rela­ tiv zu der Hublänge des PA 12 ergibt. Für eine Flugzeugin­ stallation bzw. für eine vorbestimmte Flugzeuginstallation ist der minimale Wanderungsbogen der Leitfläche angenähert plus oder minus 10°. Die aktuelle volle Hublänge des PA 12 wird nicht verändert; jedoch wird durch Elektronikschal­ tungsssteuerung des GAAM 27 die Ausgangsautorität des PA 12 so verändert, daß durch einen vollen Hub des PA 12 ein re­ lativ kleiner Auslenkungswinkel des Leitflächenabschnitts 11 erzeugt wird.

Die Fig. 7 zeigt den GCPM in einer Null-Verstärkungsgrad­ position. Der GAAM 27 arrangiert den Vier-Stangen-Verbin­ dungsgestängemechanismus derart erneut, daß die Drehachse 76 entlang dem simulierten Bogen 77 in eine vertikal fluch­ tende Position mit der ortsfesten Drehachse 61 des Knie­ hebels bewegt wird. Dann ist die kinematische Bewegung des Vier-Stangen-Verbindungsgestänges derart, daß der Leitflä­ chenabschnitt 11 in eine neutrale oder nichtausgelenkte Po­ sition bewegt wird und keine weitere Bewegung des Leitflä­ chenabschnitts 11 durch die Betätigung des PA 12 bewirkt wird; d.h., die Wirkung des PA 12 auf die Leitfläche 11 wird vollständig passiviert. Diese Null-Verstärkungsgrad- Position kann von dem Piloten oder Copiloten durch den API 18 oder durch die Ausfallbetriebsweise der Elektroniksteu­ erschaltung aktiviert werden, wie weiter oben beschrieben worden ist.

Die Fig. 8 bis 10 veranschaulichen eine zweite Ausfüh­ rungsform eines GCPM (Verstärkungsgradsteuerleistungsmodul), die etwas ähnlich der vorher dargestellten und beschriebe­ nen Ausführungsform ist, jedoch mit der Ausnahme, daß ein Dreh-PA-80 (d.h. ein Drehstellantrieb 80) anstelle des Li­ near-PA-12-bis-12 C (d.h. anstelle des linearen Stellan­ triebs 12 bis 12 C), der in den Fig. 1 bis 7 gezeigt ist, verwendet wird.

Die Fig. 8 zeigt den GCPM in einer normalen Betriebsweise mit einer Verstärkungsgradeinstellung von "Eins"; die Fig. 9 zeigt den GCPM in einer Trimmbetriebsweise, in welcher das Stellantrieb/Leitflächen-Verlagerungsverhältnis durch eine Einstellung mittleren Verstärkungsgrads variiert worden ist; und Fig. 10 zeigt den GCPM in einer Verstärkungsgrad­ einstellung von "Null", in welcher ein Dämpfungsendaus­ schlagssignal bzw. ein Signal starken Überschwingens oder ein Stellantriebsausfall durch ein Stellantriebs/Leitflä­ chen-Verlagerungsverhältnis von Null passiviert ist.

Es sei nun näher auf die Fig. 8 bis 10 eingegangen, wo­ nach eine Hauptleistungsstellantriebseinheit oder ein Dreh- PA-80 mit seinem Gehäuse ortsfest an einem strukturellen Trag- bzw. Abstützungsholm oder -träger 83 angebracht ist, der bei 84 und 85 an einer ortsfesten Struktur befestigt ist. Der Dreh-PA-80 hat eine Antriebswelle 81, die mit ei­ nem langgestreckten Antriebsarm 82 in angenähert dem längs­ mittigen Teil desselben verbunden ist. Ein GAAM (Verstär­ kungsgradautoritätseinstellmotor) 86 ist mit seinem Gehäuse fest an einem Ende des langgestreckten Antriebsarms 82 ange­ bracht. Der GAAM 86 hat eine Antriebswelle 87, die mit ei­ nem Kurbelarm 88 verbunden ist, der ein erstes Glied eines Vier-Stangen-Verbindungsgestänges bildet. Das schwingende Ende des Kurbelarms 88 ist bei 89 drehbar mit einem Ende eines mittleren Glieds 90 verbunden, das ein zweites Glied des Vier-Stangen-Verbindungsgestänges bildet. Das andere Ende des mittleren Glieds 90 ist bei 91 mit einem Ende ei­ nes Glieds 92 drehbar verbunden, das ein drittes Glied ei­ nes Vier-Stangen-Verbindungsgestänges bildet. Das andere Ende des Glieds 92 ist bei 93 drehbar mit dem anderen Ende des langgestreckten Antriebsarms 82 verbunden. Ein viertes Glied des Vier-Stangen-Verbindungsgestänges wird durch den langgestreckten Antriebsarm 82 gebildet und erstreckt sich zwischen dem Drehpunkt 93 und der Antriebswelle 87 des GAAM 86.

Ein Höhenruderleitflächenabschnitt 94 ist längs einer Ge­ lenkachse 85 mit einer horizontalen Stabilisatorstruktur 83 verbunden; und ein Höhenrudersteuerarm 95 ist bei 96 dreh­ bar mit einem Ende einer Steuerstange 97 verbunden. Der Drehpunkt 98 auf dem mittleren Glied 90 simuliert durch die Kineamtik des Vier-Stangen-Verbindungsgestänges angenähert einen Bogen 99, der von einem Radius 99 R erzeugt wird, des­ sen Zentrum im Drehpunkt 96 liegt. Der Weg des Bogens 99 R verläuft direkt über der Achse der Antriebswelle 81 des Dreh-PA-80. Der Radialbogen 99 ist nicht geometrisch exakt, aber er ist so genügend angenähert, daß kein wesentlicher Steuereingang bzw. keine wesentliche Steuereingangsgröße auf den Höhenruderleitflächenabschnitt 94 während einer Ver­ stärkungsgradänderung des GCPM vorhanden ist. Das Vier- Stangen-Verbindungsgestänge funktioniert dahingehend, daß es den Drehanbringungspunkt 98 der Steuerstange 97 relativ zur Drehachse 81 des langgestreckten Antriebsarms 82 zum Ein­ stellen des maximalen Auslenkungswinkelbereichs des Höhen­ ruderleitflächenabschnitts 94 positioniert.

Wie vorstehend dargelegt, ist es bei der Ausbildung und Auslegung eines vollelektrischen Flugsteuersystems für ein Flugzeug ein reales Problem, eine elektro-hydraulische oder elektro-mechanische Stellantriebseinrichtung für eine pri­ märe Leitfläche zur Verfügung zu stellen, die sowohl eine adäquate Leistung als auch eine adäquate Bandbreite liefert, inso­ weit als Ansprechcharakteristika der Leitfläche betroffen sind. Jedoch wird das Bandbreitenproblem durch Einfügen des GCPM (Verstärkungsgradsteuerleistungsmodul bzw. -baustein) der vorliegenden Erfindung direkt in den Steuerlastweg ei­ ner primären Leitfläche gelöst. Der GCPM kann wegen der hohen Luftgeschwindigkeit, wenn große Drehgelenkmomente er­ forderlich sind und nur ein kleiner Auslenkungswinkelbe­ reich aufzunehmen ist, in eine Position niedrigen Verstär­ kungsgrads eingestellt werden. Der PA wird noch über seinen gesamten Hub betätigt, aber wegen der Änderung im mechani­ schen Ausgangsverhältnis des GCPM ist durch die Kinematik eines Vier-Stangen-Verbindungsgestängemechanismus eine Zu­ nahme in der Kraft des Steuerhubausgangs begleitet von einer Abnahme in der Länge des Steuerhubs vom GCPM. Der PA bemerkt eine Zunahme im Gelenkmoment aufgrund der höheren Luftgeschwindigkeit und des größeren aerodynamischen Stau­ drucks, der auf die ausgelenkte Leitfläche wirkt, nicht; daher funktioniert der GCPM in dieser Situation als eine Impedanzanpassungseinrichtung. Bei niedriger Luftgeschwin­ digkeit, bei welcher die aerodynamischen Belastungen, die auf die Leitfläche wirken, ziemlich niedrig sind und ein maximaler Auslenkungswinkelbereich der Leitflächenbewegung erforderlich ist, wird der GCPM auf eine Position hohen Verstärkungsfaktors eingestellt, um diesen zu erreichen. Daher funktioniert der GCPM als eine Lastimpedanzanpassungs­ einrichtung und ermöglicht die Verwendung eines PA von viel kleinerer Abmessung als sie in der gegenwärtig bekannten Art und Weise der Auslegung für maximale Drehgelenkmomente sowohl für das Bewegen der Leitfläche durch deren maximalen Auslenkungswinkelbereich als auch mit deren vorbestimmten maximalen Rate bzw. Geschwindigkeit begegnet.

• Liste der verwendeten Abkürzungen ADC Luftdatenrechner
  API Stellantriebsfunktionsanzeiger
  APU Hilfsleistungs- bzw. -stromquelleneinheit
  DATAC digitale autonome Terminalzugriffskommunikation bzw. -datenübertragung (insbesondere in der Art, wie in der am 22. April 1980 herausgegebenen US- Patentschrift 41 99 663 von H. K. Herzog beschrieben)
  GAAM Verstärkungsgradautoritätseinstellmotor
  GCPM Verstärkungsgradsteuerungsleistungsmodul bzw. -baustein
  MCU Motorsteuer- bzw. -regeleinheit
  RACU Fernerfassungs- und Steuer- bzw. Regeleinheit
  PA Leistungsstellantrieb
  T/R Datenbusterminal bzw. Eingabe-/Ausgabe-Einheit

Claims (5)

1. Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystem für ein aerodynamisches Fahrzeug, insbesondere für ein Flugzeug, dadurch gekennzeichnet, daß es folgendes um­ faßt: eine Flugleitfläche, die in mehrere Leitflächen- bzw. Steuerabschnitte (11, 11 A, 11 B, 11 C) unterteilt ist, wobei je­ der Leitflächen- bzw. Steuerabschnitt (11, 11 A, 11 B, 11 C) un­ abhängig zu einer Winkelbewegung um eine Gelenkachse ange­ bracht ist; einen Leistungsstellantrieb (12, 12 A, 12 B, 12 C), der gesondert mit jedem einzelnen Leitflächen- bzw. Steuer­ abschnitt (11, 11 A, 11 B, 11 C) zur unabhängigen Winkelbewegung desselben verbunden und demselben benachbart ist, bzw. je einen Leistungsstellantrieb (12, 12 A, 12 B, 12 C), der gesondert mit je einem einzelnen Leitflächen- bzw. Steuerabschnitt (11, 11 A, 11 B, 11 C) zur unabhängigen Winkelbewegung desselben verbunden und demselben benachbart ist; eine manuell be­ tätigbare Steuerung (13, 13 A, 13 B, 13 C) zum Erzeugen eines er­ sten Signals (S 13, S 13 A, S 13 B, S 13 C), das sich auf die Rich­ tung und Größe der Verlagerung der Steuerung (13, 13 A, 13 B, 13 C) bezieht; eine Luftdatenfühleinrichtung, die einen Luft­ geschwindigkeitsfühlwandler (17, 17 A) zum Erzeugen eines zweiten Signals (S 17, S 17 A) aufweist; eine erste Fernerfas­ sungs- und Steuer- bzw. Regeleinheit (erste RACU) (15, 15 A, 15 B, 15 C), die eine Signalformungs- und/oder Verarbeitungs­ schaltung (30, 31) zum Aufnehmen des ersten und zweiten Si­ gnals (S 13, S 13 A, S 13 B, S 13 C; S 17, S 17 A) und zum Umwandeln des­ selben in Digitalformat bzw. -form hat; einen ersten Über­ trager/Empfänger-Datenbusterminal (ersten T/R) (19, 19 A, 19 B, 19 C), der vom digitalen autonomen Terminalzugriffskommuni­ kations- bzw. -datenübertragungstyp (DATAC-Typ) ist, zum Empfangen des ersten und zweiten Signals vom Digitalformat bzw. von Digitalform von der ersten Fernerfassungs- und Steuer- bzw. Regeleinheit (15, 15 A, 15 B, 15 C); einen Datenbus (16, 16 A, 16 B, 16 C), der vom Strombetriebsweisentyp ist; einen ersten Datenbuskoppler (C 1) zum Aufgeben des ersten und zweiten Signals (S 13, S 13 A, S 13 B, S 13 C; S 17, S 17 A) von dem er­ sten Datenbusterminal (19, 19 A, 19 B, 19 C) auf den Datenbus (16, 16 A, 16 B, 16 C); einen zweiten Übertrager/Empfänger-Daten­ busterminal (zweiten T/R) (21, 21 A, 21 B, 21 C), der auch vom digitalen autonomen Terminalzugriffskommunikations- bzw. -datenübertragungstyp (DATAC-Typ) ist; einen zweiten Daten­ buskoppler (C 3) zum Übertragen des ersten Signals (S 13, S 13 A, S 13 B, S 13 C) von dem Datenbus (16, 16 A, 16 B, 16 C) zu dem zweiten Datenbusterminal (zweiten T/R) (21, 21 A, 21 B, 21 C); eine zwei­ te Fernerfassungs- und Steuer- bzw. Regeleinheit (zweite RACU) (25, 25 A, 25 B, 25 C) zum Aufnehmen des ersten Signals (S 13, S 13 A, S 13 B, S 13 C) von dem zweiten Datenbusterminal (zwei­ ten T/R) (21, 21 A, 21 B, 21 C); wobei die zweite Fernerfassungs­ und Steuer- bzw. Regeleinheit (zweite RACU) (25, 25 A, 25 B, 25 C) benachbart einem ersten Leistungsstellantrieb (12, 12 A, 12 B, 12 C) angeordnet ist und das erste Signal (S 13, S 13 A, S 13 B, S 13 C) zu dem ersten Leistungsstellantrieb (12, 12 A, 12 B, 12 C) zur Steuerung bzw. Regelung der Winkelbewegung von dessen jeweiligem ersten Leitflächen- bzw. Steuerabschnitt (11, 11 A, 11 B, 11 C) überträgt; einen Verstärkungsgradsteuerungs­ leistungsmodul bzw. -baustein (10, 10 A, 10 B, 10 C), der geson­ dert in den Hauptlastweg zwischen jedem bzw. je einen Lei­ stungsstellantrieb (12, 12 A, 12 B, 12 C) und dessen jeweiligen Leitflächen- bzw. Steuerabschnitt (11, 11 A, 11 B, 11 C) zur unab­ hängigen Änderung des Winkelverlagerungsbereichs bzw. -ver­ stellbereichs von jedem einzelnen Leitflächen- bzw. Steuer­ abschnitt (11, 11 A, 11 B, 11 C) relativ zu dessen jeweiliger Lei­ stungsstellantriebsbewegung eingefügt ist; einen dritten Übertrager/Empfänger-Datenbusterminal (dritter T/R) (22, 22 A, 22 B, 22 C), der auch vom digitalen autonomen Terminalzugriffs­ kommunikations- bzw. -datenübertragungstyp (DATAC-Typ) ist, einen dritten Datenbuskoppler (C 4) zum Übertragen des zwei­ ten Signals (S 17, S 17 A) von dem Datenbus (16, 16 A, 16 B, 16 C) zu dem dritten Datenbusterminal (dritten T/R) (22, 22 A, 22 B, 22 C); und eine dritte Fernerfassungs- und Steuer- bzw. Regelein­ heit (dritte RACU) (26, 26 A, 26 B, 26 C), die benachbart einem ersten Verstärkungsgradsteuerungsleistungsmodul bzw. -bau­ stein (10, 10 A, 10 B, 10 C), der zwischen den ersten Leistungs­ stellantrieb (12, 12 A, 12 B, 12 C) und dessen jeweiligen ersten Leitflächen- bzw. Steuerabschnitt (11, 11 A, 11 B, 11 C) eingefügt ist, zum Empfangen des zweiten Signals (S 17, S 17 A) von dem dritten Datenbusterminal (22, 22 A, 22 B, 22 C) und zum Übertra­ gen des zweiten Signals (S 17, S 17 A) zu dem ersten Verstär­ kungsgradsteuerungsleistungsmodul bzw. -baustein (10, 10 A, 10 B, 10 C) zum Vermindern des Winkelverlagerungsbereichs bzw. -verstellbereichs des ersten Leitflächen- bzw. Steuerab­ schnitts (11, 11 A, 11 B, 11 C) relativ zu dessen Leistungsstell­ antriebsbewegung, wenn die Geschwindigkeit des Fahrzeugs zunimmt, angeordnet ist.

2. Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß jeder der Verstärkungsgradsteuerungsleistungsmodule bzw. -baustei­ ne (10, 10 A, 10 B, 10 C) folgendes umfaßt: einen Tragrahmenhebel (60), der an der Fahrzeug- bzw. Flugzeugstruktur zur Dre­ hung um eine ortsfeste Achse (61) angebracht ist; eine Mo­ mentarmeinrichtung (60, 64, 66, 68) variabler Länge, die auf dem Tragrahmenhebel (60) zur Drehbewegung mit demselben an­ gebracht ist und deren Radialachse in koaxialer Fluchtung bzw. Ausrichtung mit der Drehachse (61) des Tragrahmenhe­ bels (60) ist; einen bzw. je einen Leitflächen- bzw. Steuer­ abschnittsarm, -vorsprung, -hebel o.dgl. (73), der an jedem bzw. je einem der Leitflächen- bzw. Steuerabschnitte (11, 11 A, 11 B, 11 C) zur Drehbewegung desselben angebracht ist; ein Antriebsglied (75), das drehbar mit einem Ende des schwin­ genden Endes der Momentarmeinrichtung (60, 64, 66, 68) vari­ abler Länge verbunden ist und das am anderen Ende mit ei­ nem der Leitflächen- bzw. Steuerabschnittsarme, -vorsprünge, -hebel o.dgl. (73) verbunden ist; wobei einer der Stellan­ triebe (12, 12 A, 12 B, 12 C) mit dem Tragrahmenhebel (60) zur Bewegung desselben um dessen ortsfeste Achse (61) verbunden ist; und eine Einrichtung (27, 27 A, 27 B, 27 C) zum Variieren der Länge der Momentarmeinrichtung (60, 64, 66, 68) zum Ver­ ändern des Verhältnisses zwischen der Hublänge ihres jewei­ ligen Stellantriebs (12, 12 A, 12 B, 12 C) und der Winkelverlage­ rung bzw. -auslenkung ihres jeweiligen Leitflächen- bzw. Steuerabschnitts (11, 11 A, 11 B, 11 C).

3. Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der erste Verstärkungsgradsteuerungsleistungsmodul bzw. -bau­ stein (10, 10 A, 10 B, 10 C) folgendes umfaßt: ein Rahmenteil (82), das an der Fahrzeug- bzw. Flugzeugstruktur zur Dre­ hung um eine ortsfeste erste Achse (81) angebracht ist; wo­ bei der erste Leistungsstellantrieb (80) mit dem Rahmen­ teil (82) an einer effektiven Eingangsmomentarmlänge, die sich von der Drehachse (81) aus erstreckt, zur Drehbewegung desselben verbunden ist; eine Einrichtung zum Herstellen eines effektiven Ausgangsmomentarms (82, 88, 90, 92) von vari­ abler Länge, die bzw. der auf dem Rahmenteil (82) zur Dreh­ bewegung mit demselben angebracht ist, wobei der Ausgangs­ momentarm (82, 88, 90, 92) mit seiner Drehachse in koaxialer Fluchtung bzw. Ausrichtung mit der ersten Drehachse (81) ist; einen bzw. je einen Leitflächen- bzw. Steuerabschnitts­ arm, -vorsprung, -hebel o.dgl. (95), der fest an jedem bzw. je einem der Leitflächen- bzw. Steuerabschnitte (94) zur individuellen Drehbewegung desselben angebracht ist; eine Antriebsstange (97), die drehbar an einem Ende mit dem schwin­ genden Ende des Ausgangsmomentarms (82, 88, 90, 92) variabler Länge verbunden ist und die am anderen Ende mit dem Leit­ flächen- bzw. Steuerabschnittsarm, -vorsprung, -hebel o.dgl. (95) des ersten Abschnitts (94) bzw. des ersten Leitflächen- bzw. Steuerabschnitts (94) verbunden ist; und eine Einrich­ tung (86) zum Variieren der Länge des Ausgangsmomentarms (82, 88, 90, 92) zum Verändern des Verhältnisses zwischen dem Winkelverlagerungs- bzw. -verstellbereich des ersten Leit­ flächen- bzw. Steuerabschnitts (94) relativ zu der Hublänge von dessen jeweiligem ersten Stellantrieb (80).

4. Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystem nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß es weiter folgendes umfaßt: einen Stellantriebsfunk­ tionsanzeiger (18) zum visuellen Wiedergeben der aktuellen gegenwärtigen Position sowohl der Leitflächen- bzw. Steuer­ abschnitte (11, 11 A, 11 B, 11 C) als auch ihrer jeweiligen Lei­ stungsstellantriebe (12, 12 A, 12 B, 12 C) in integrierte Weise, welcher weiter eine Warneinrichtung zum Alarmieren eines Piloten über irgendeine Diskrepanz, die sich auf die Auslen­ kungen der Leitflächen- bzw. Steuerabschnitte (11, 11 A, 11 B, 11 C) und ihre jeweiligen Leistungsstellantriebe (12, 12 A, 12 B, 12 C) gegenüber ihren jeweiligen geplanten Positionen bezieht, hat; wobei der Stellantriebsfunktionsanzeiger (18) eine Deaktivierungseinrichtung zum Erzeugen eines dritten Si­ gnals (S 18) aufweist; und eine Einrichtung (16, 16 A, 16 B, 16 C; 20, 20 A, 20 B, 20 C; 22, 22 A, 22 B, 22 C; 24, 24 A, 24 B, 24 C; 26, 26 A, 26 B, 26 C; C 2, C 4) zum Übertragen des dritten Signals (S 18) zu dem Ver­ stärkungsgradsteuerungsleistungsmodul bzw. -baustein (10, 10 A, 10 B, 10 C), der sich auf einen fehlfunktionierenden Leit­ flächen- bzw. Steuerabschnitt (11, 11 A, 11 B, 11 C) bezieht bzw. der einem fehlfunktionierenden Leitflächen- bzw. Steuerab­ schnitt (11, 11 A, 11 B, 11 C) zugeordnet ist, zum automatischen Positionieren des fehlfunktionierenden Leitflächen- bzw. Steuerabschnitts (11, 11 A, 11 B, 11 C) in eine passive Art und Weise bzw. in eine passive Betriebsart bzw. -weise und dann zum Deaktivieren der dazugehörigen Luftfahrtelektronik.

5. Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystem nach Anspruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, daß es weiter folgendes umfaßt: einen Stellantriebsfunk­ tionsanzeiger (18) zum visuellen Wiedergeben der aktuellen gegenwärtigen Position sowohl der Leitflächen- bzw. Steuer­ abschnitte (11, 11 A, 11 B, 11 C) als auch ihrer jeweiligen Stell­ antriebe (12, 12 A, 12 B, 12 C) in integrierter Weise, welcher weiter eine Warneinrichtung hat zum Alarmieren eines Pilo­ ten über irgendeine Diskrepanz, die sich auf die Auslenkun­ gen der Leitflächen- bzw. Steuerabschnitte (11, 11 A, 11 B, 11 C) und ihre jeweiligen Leistungsstellantriebe (12, 12 A, 12 B, 12 C) gegenüber ihren jeweiligen geplanten Positionen bezieht; wobei der Stellantriebsfunktionanzeiger (18) eine Deakti­ vierungseinrichtung zum Erzeugen eines dritten Signals (S 18) aufweist; eine vierte Fernerfassungs- und Steuer- bzw. Re­ geleinheit (vierte RACU) (24, 24 A, 24 B, 24 C) zum Aufnehmen des dritten Signals (S 18) von dem Stellantriebsfunktionsanzei­ ger (18); einen vierten Übertrager/Empfänger-Datenbustermi­ nal (vierten T/R) (20, 20 A, 20 B, 20 C), der auch vom digitalen autonomen Terminalzugriffskommunikations- bzw. -datenüber­ tragungstyp (DATAC-Typ) ist, zum Aufnehmen des dritten Si­ gnals (S 18) von der vierten Fernerfassungs- und Steuer- bzw. Regeleinheit (24, 24 A, 24 B, 24 C); einen vierten Datenbus- Koppler (C 2) zum Aufgeben des dritten Signals (18) von dem vierten Übertrager/Empfänger-Datenbusterminal (20, 20 A, 20 B, 20 C) auf den Datenbus (16, 16 A, 16 B, 16 C); eine Einrichtung (C 3, C 4; 21, 21 A, 21 B, 21 C; 22, 22 A, 22 B, 22 C; 25, 25 A, 25 B, 25 C; 26, 26 A, 26 B, 26 C) zum Übertragen des dritten Signals (S 18) sowohl zu dem Verstärkungsgradsteuerungsleistungsmodul bzw. -baustein (10, 10 A, 10 B, 10 C) als auch zu dem Leistungsstellantrieb (12, 12 A, 12 B, 12 C), welcher sich auf einen fehlfunktionierenden Leitflächen- bzw. Steuerabschnitt (11, 11 A, 11 B, 11 C) bezieht, zum automatischen Positionieren des fehlfunktionierenden Leitflächen- bzw. Steuerabschnitts (11, 11 A, 11 B, 11 C) in eine passive Art und Weise bzw. in eine passive Betriebsart bzw. -weise und dann zum Deaktivieren der dazugehörigen Luft­ fahrtelektronik.