DE3613197A1 - Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystem - Google Patents
Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystemInfo
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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. vollendes 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 l3 A 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 alamiert 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 Colpilot 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 bwz. 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 weiter 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. Das 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. einstüc
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 Betriebs 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
Anbringungspunkt 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 beispielsiweise 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
tungssteuerung 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 Glieds
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 des 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 (4)
1. Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystem für ein
Flugzeug, dadurch gekennzeichnet, daß es fol
gendes umfaßt: eine Flugleitfläche, die in mehrere Steuer-
bzw. Leitflächenabschnitte (11, 11 A, 11 B, 11 C) unterteilt ist,
wobei jeder Steuer- bzw. Leitflächenabschnitt (11, 11 A, 11 B,
11 C) unabhängig zu einer Winkelbewegung um eine Gelenkachse
angebracht ist; einen Stellantrieb (12, 12 A, 12 B, 12 C), der ge
sondert mit jedem einzelnen Steuer- bzw. Leitflächenabschnitt
(11, 11 A, 11 B, 11 C) zur Winkelbewegung desselben verbunden ist,
bzw. je einen Stellantrieb (12, 12 A, 12 B, 12 C), der gesondert
mit je einem einzelnen Steuer- bzw. Leitflächenabschnitt
(11, 11 A, 11 B, 11 C) zur Winkelbewegung desselben verbunden ist;
eine manuell betätigbare Steuerung (13, 13 A, 13 B, 13 C) zum Er
zeugen eines ersten Signals (S 13, S 13 A, S 13 B, S 13 C), das sich
auf die Richtung und Größe der Verlagerung des Steuerung
(13, 13 A, 13 B, 13 C) bezieht; eine Einrichtung (15, 15 A, 15 B, 15 C;
16, 16 A, 16 B, 16 C; 19, 19 A, 19 B, 19 C; 21, 21 A, 21 B, 21 C; 25, 25 A, 25 B, 25 C)
zum Übertragen des ersten Signals (S 13, S 13 A, S 13 B, S 13 C) zu
jedem der Stellantriebe (12, 12 A, 12 B, 12 C) zum Steuern bzw.
Regeln der Winkelbewegung seines jeweiligen Steuer- bzw.
Leitflächenabschnitts (11, 11 A, 11 B, 11 C); einen Verstärkungs
gradsteuerungsleistungsmodul bzw. -baustein (10, 10 A, 10 B, 10 C),
der gesondert in den Hauptlastweg zwischen jedem Stellan
trieb (12, 12 A, 12 B, 12 C) und seinem jeweiligen Steuer- bzw.
Leitflächenabschnitt (11, 11 A, 11 B, 11 C) eingefügt ist, bzw.
je einen Verstärkungsgradsteuerungsleistungsmodul bzw. -bau
stein (10, 10 A, 10 B, 10 C), der gesondert in den Hauptlastweg
zwischen je einem Stellantrieb (12, 12 A, 12 B, 12 C) und dessen
jeweiligem Leitflächen- bzw. Steuerabschnitt (11, 11 A, 11 B,
11 C) eingefügt ist; eine auf die Flugmachzahl des Flugzeugs
ansprechende Einrichtung (17, 17 A) zum Erzeugen eines zweiten
Signals (S 17, S 17 A); und eine Einrichtung (13, 13 A, 13 B, 13 C; 15,
15 A, 15 B, 15 C; 16, 16 A, 16 B, 16 C; 19, 19 A, 19 B, 19 C; 21, 21 A, 21 B, 21 C; 25,
25 A, 25 B, 25 C) zum Übertragen des zweiten Signals (S 17, S 17 A)
zu jedem der Verstärkungsgradsteuerungsleistungsmodule bzw.
-bausteine (10, 10 A, 10 B, 10 C) zum Vermindern des Winkelverla
gerungsbereichs jedes jeweiligen Leitflächen- bzw. Steuer
abschnitts (11, 11 A, 11 B, 11 C) relativ zu dessen Stellantriebs
bewegung, wenn die Machzahl des Flugzeugs zunimmt.
2. Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystem nach An
spruch 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 Flugzeugstruktur zur Drehung um eine orts
feste Achse (61) angebracht ist; eine Bewegungsarmeinrich
tung (60, 64, 66, 68) variabler Länge, die auf dem Tragrahmen
hebel (60) zur Drehbewegung mit demselben angebracht ist und
deren Drehachse in koaxialer Fluchtung mit der Drehachse
(61) des Tragrahmenhebels (60) ist; einen Leitflächen- bzw.
Steuerabschnittsarm, -vorsprung, -hebel o.dgl. (73), der an
jedem der Leitflächen- bzw. Steuerabschnitte (11, 11 A, 11 B,
11 C) zur Drehbewegung desselben angebracht ist; ein An
triebsglied (75), das drehbar mit einem Ende des schwingen
den Endes der Momentarmeinrichtung (60, 64, 66, 68) variabler
Länge verbunden ist, und das am anderen Ende mit einem der
Leitflächen- bzw. Steuerabschnittsarme, -vorsprünge, -hebel
o.dgl. (73) verbunden ist; wobei einer der Stellantriebe
(12, 12 A, 12 B, 12 C) mit dem Tragrahmenhebel (60) zur Bewegung
desselben um die erwähnte 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 des jeweili
gen Stellantriebs (12, 12 A, 12 B, 12 C) und der Winkelverlagerung
bzw. -auslenkung des jeweiligen Leitflächen- bzw. Steuerab
schnitts (11, 11 A, 11 B, 11 C).
3. Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystem nach An
spruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß jeder
der Verstärkungsgradsteuerungsleistungsmodule bzw. -baustei
ne (10, 10 A, 10 B, 10 C) folgendes umfaßt: ein Rahmenteil (82),
das an der Flugzeugstruktur zur Drehung um eine ortsfeste
erste Achse (81) angebracht ist; wobei der jeweilige Stell
antrieb (80) mit dem Rahmenteil (82) an einer effektiven
Eingangsmomentarmlänge, die sich von der ersten Drehachse
(61) aus erstreckt, zur Drehbewegung desselben verbunden
ist; eine Einrichtung zum Herstellen eines effektiven Aus
gangsmomentarms (82, 88, 90, 92) von variabler Länge, die bzw.
der auf dem Rahmenteil (82) zur Drehbewegung mit demselben
angebracht ist, wobei der Ausgangsmomentarm (82, 88, 90, 92)
mit seiner Drehachse in koaxialer Fluchtung mit der ersten
Drehachse (81) ist; 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 (94), die drehbar an einem Ende mit dem
schwingenden Ende des Ausgangsmomentarms (82, 88, 90, 92) vari
abler Länge verbunden ist, und die am anderen Ende drehbar
mit einem jeweiligen Leitflächen- bzw. Steuerabschnittsarm,
-vorsprung, -hebel o.dgl. (95) verbunden ist; und eine Ein
richtung (86) zum Variieren der Länge des Ausgangsmomentarms
(82, 88, 90, 92) zum Verändern des Verhältnisses zwischen dem
Winkelverlagerungs- bzw. -auslenkungsbereich von jedem der
Leitflächen- bzw. Steuerabschnitte (94) relativ zu der Hub
länge ihres jeweiligen Stellantriebs (80).
4. Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystem nach An
spruch 1, 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet,
daß es weiter folgendes umfaßt: einen Stellantriebsfunktions
anzeiger (18) zum visuellen Wiedergeben der aktuellen gegen
wärtigen Position sowohl der Leitflächen- bzw. Steuerab
schnitte (11, 11 A, 11 B, 11 C) als auch ihrer jeweiligen Stellan
triebe (12, 12 A, 12 B, 12 C) in integrierter Weise, welcher weiter
eine Warneinrichtung zum Alarmieren eines Piloten über ir
gendeine Diskrepanz, die sich auf die Auslenkungen der Leit
flächen- bzw. Steuerabschnitte (11, 11 A, 11 B, 11 C) und ihre je
weiligen Stellantriebe (12, 12 A, 12 B, 12 C) gegenüber ihren je
weiligen geplanten Positionen bezieht; wobei der Stellan
triebsfunktionsanzeiger (18) eine Deaktivierungseinrichtung
zum Erzeugen eines dritten Signals (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) zum Übertragen des dritten
Signals (S 18) zu dem Verstärkungsgradsteuerungsleistungsmo
dul bzw. -bauteil (10, 10 A, 10 B, 10 C), der sich auf einen
fehlfunktionierenden Leitflächen- bzw. Steuerabschnitt (11,
11 A, 11 B, 11 C) bezieht bzw. der einem fehlfunktionierenden
Leitflächen- bzw. Steuerabschnitt (11, 11 A, 11 B, 11 C) zugeord
net ist, zum automatischen Positionieren des fehlfunktio
nierenden 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 dazu
gehörigen Luftfahrtelektronik.
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