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BEREICH DER
ERFINDUNG
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Diese
Erfindung betrifft ein System und eine Vorrichtung, um verstellte,
schief stehende oder verloren gegangene Hochauftriebsoberflächen, welche auf
einem Flugzeugflügel
angebracht sind und korrigierende Tätigkeiten vollbringen, zu erfassen
und nachzuweisen. Insbesondere betrifft die Erfindung eine Kombination
eines Flugzeugflügels,
welcher eine befestigte Flügelstruktur,
eine Mehrzahl von Hilfstragflächenelementen
und ein Hilfstragflächenantriebssystem
aufweist, und eine Vorrichtung zum Erfassen und Signalisieren einer
Verstellung oder eines Verlustes von einzelnen Hilfstragflächenelementen,
wobei die Vorrichtung umfasst:
eine Steuereinheit zum Warnen
der Flugbesatzung, wenn eine Schiefstellung oder ein Verlust einer
Hilfstragfläche
erfasst wird,
ein Paar Annäherungssensoren,
welche auf der befestigten Flügelstruktur
angebracht sind, wobei jeder eine Sensorausgabe zu der Steuereinheit
bereitstellt; und
ein Paar von segmentierten Annäherungszielen,
welche mit dem bewegbaren Hilfstragflächenelement verbunden sind.
Eine solche Kombination ist aus der FR-A-2436074 bekannt.
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HINTERGRUND
DER ERFINDUNG
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Hochauftriebsvorrichtungen
für Flugzeugflügel werden
bisweilen als Hilfstragflächen
bezeichnet. Solche Vorrichtungen oder Tragflächen erstrecken sich von den
vorderen oder hinteren Kanten des Flügels, um den aerodynamischen
Auftrieb während
eines Starts oder einer Landung des Flugzeuges zu erhöhen. Wenn
sie sich von dem Flügel
erstrecken, erhöhen
die Hochauftriebsvorrichtungen die effektive Größe, Krümmung und den Bereich des Flügels, wodurch
der Auftrieb des Flügels
für einen
Flug mit langsamer Geschwindigkeit erhöht wird. Hochauftriebsvorrichtungen,
welche sich von der vorderen Kante des Flügels erstrecken, sind gewöhnlich als
Vorflügel bekannt
und solche, welche sich von der hinteren Kante des Flügels erstrecken,
sind gewöhnlich
als Klappen bekannt.
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Normalerweise
wird jede Hochauftriebsvorrichtung durch zwei separate aber koordinierte
Antriebsmechanismen ausgefahren, einen auf der Innenseite und den
anderen auf der Außenseite
der Hochauftriebsvorrichtung. Sollte einer dieser Mechanismen nicht
in der Lage sein, seine Funktionen auszuführen, kann eine Schiefstellung
der Hochauftriebsvorrichtung auftreten und eine Störung oder
ein Verlust der Hochauftriebsvorrichtung kann sich ergeben.
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Das
vorab genannte Dokument FR-A-2436074 nach dem Stand der Technik
offenbart bereits ein System, um eine Schiefstellung oder einen
Verlust von Vorderkantenklappen eines Flugzeugflügels zu erfassen. Dieses System
nach dem Stand der Technik weist ein Momentübertragungssicherheitsteil
auf, welches zwischen dem äußersten Anschluss
und Steuerbordklappenantrieben verbunden ist. Das Sicherheitsteil
läuft im
Wesentlichen parallel zu den primären Momentübertragungsteilen, welche einzelne
Klappenantriebe mit einer zentralen Antriebseinheit verbinden, und
seine Enden sind drehbar in den Getriebegehäusen der äußersten Klappenantriebe angebracht,
wo sie mechanisch mit dem primären
Momentübertragungsteil
durch eine Gruppe von Getrieben gekoppelt sind. Jedes Ende des Sicherheitsteils
trägt ein
Gewinde mit einer Anzahl von darauf ge trennt beabstandeten angeordneten
Magneten, und ein magnetischer Annäherungssensor ist in dem Getriebegehäuse angeordnet.
Im normalen Betrieb dreht sich das Sicherheitsteil frei mit den
primären
Momentübertragungsteilen,
wann immer die Klappen ausgefahren oder zurückgezogen werden. Wenn das
Sicherheitsteil kein Moment überträgt, drehen
sich seine Enden in einer synchronisierten Weise, und die Ausgaben
der Annäherungssensoren
auf beiden Enden sind identisch. Wenn ein Teil des primären Momentübertragungsteils
ausfällt,
wird das Moment zum Betrieb der Klappen durch das Sicherheitsteil übertragen,
welches folglich unter einem Drehmoment verformt wird. Diese Verformung
führt zu
verschiedenen Ausgaben von den zwei Annäherungssensoren, was dazu führt, dass
eine Steuereinheit ein Warnsignal erzeugt.
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Eine
primäre
Aufgabe dieser Erfindung ist, ein verbessertes System zu entwerfen,
um eine Schiefstellung oder einen Verlust von Hochauftriebsvorrichtungen
genau zu erfassen. Ein Problem beim Entwurf solch eines Systems
ist, dass es immer relativ kleine Verdrehbewegungen gibt, welche
durch normale strukturelle Auslenkungen, die Dynamik des Flugzeuges
und Temperaturänderungen
verursacht werden, was solch ein Erfassungssystem durcheinander
bringen kann.
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Es
ist eine weitere Aufgabe dieser Erfindung, eine verbesserte Erfassungs-
und Betätigungsvorrichtung
bereitzustellen, welche schief stehende oder verloren gegangene
Hochauftriebsoberflächen
genau erfasst, um die Flugbesatzung vor einer verminderten Flugzeugleistungsfähigkeit
zu warnen und das Hochauftriebsantriebssystem abzuschalten, um die
Möglichkeit
einer weiteren Flugzeugbeschädigung
zu verhindern.
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Zusammenfassend
stellt die Erfindung eine Kombination eines Flugzeugflügels und
einer Erfassungs- und Signalisierungsvorrichtung des vorab beschriebenen
Typs bereit, welche durch einen Positionssensor gekennzeichnet ist,
welcher Ausgabedaten für
die Steuereinheit bereitstellt, welche eine Position des Antriebssystems
anzeigen;
wobei die Steuereinheit eine Computerelektronikeinheit
ist, welche jede Sensorausgabe aufnimmt, wobei die Positionssensorausgabe
verwendet wird, um erwartete Annäherungssensorausgaben
zu berechnen, die erwarteten und tatsächlichen Annäherungssensorausgaben
verglichen werden, um eine Schiefstellung oder einen Verlust einer
Hilfstragfläche
zu erfassen, wobei die Computerelektronikeinheit das Hilfstragflächenantriebssystem
abschaltet und die Flugzeugströmungsabrisswarnung
und das Steuerknüppelrütteln entsprechend
neu plant, wenn eine Schiefstellung oder ein Verlust der Hilfstragfläche erfasst
wird.
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Bevorzugte
Ausführungsformen
der Vorrichtung der Erfindung sind in den abhängigen Ansprüchen definiert.
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KURZE BESCHREIBUNG
DER ZEICHNUNGEN
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1 ist
eine isometrische Ansicht eines modernen handelsüblichen Passagierflugzeuges, wobei
die Position der Hochauftriebs- oder Hilfstragflächenoberflächen dargestellt ist.
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2 ist
eine isometrische Ansicht, welche einen Vorflügel, welcher segmentierte Annäherungsziele
trägt,
und einen Flügel
mit befestigten Annäherungssensoren
darstellt.
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3 stellt
die Position von verlängerten
und segmentierten Annäherungszielen
auf Vorflügelhilfsarmen
und einen Annäherungssensor
auf der befestigten Vorderkante eines Flügels dar.
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4, 5 und 6 stellen
die relativen Positionen des Vorflügels, Hilfsarmes und der segmentierten
Annäherungsziele
zu dem befestigten Flügel
dar, wenn sich die Vorflügel
zu Start- und Landepositionen
erstrecken.
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7 und 8 sind
schematische Darstellungen einer tatsächlichen Annäherungssensorausgabe
bzw. einer erwarteten Annäherungssensorausgabe
bei normalen und schief stehenden Bedingungen des Vorflügels.
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9 stellt
das elektronische System und das Computersystem dar, welches zum
Erfassen und Überprüfen einer
Schiefstellung bei dieser Erfindung verwendet wird.
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10 ist
ein Computersignalflussplan für die
Erfassungsüberprüfung und
ein Abschaltverfahren für
das segmentierte Zielsystem, welches bei dieser Erfindung verwendet
wird.
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BESCHREIBUNG
DER BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORMEN
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1 ist
eine isometrische Ansicht eines modernen handelsüblichen Flugzeuges mit sechs äußeren Vorflügeln 1, 2, 3, 4, 5 und 6 auf
der linken Seite des Flugzeugflügels.
Der einzelne innere Vorflügel 7 ist
zwischen dem linken Triebwerk und dem Rumpf des Flugzeuges angeordnet.
Im Wesentlichen identi sche spiegelbildliche Vorflügel sind
natürlich auch
auf dem rechten Flügel
des Flugzeuges angeordnet, wie es in 1 dargestellt
ist (Bezugszeichen 8 bis 14). Diese Vorflügel sind
Hochauftriebshilfstragflächen,
welche an der vorderen Kante des Flügels angeordnet sind.
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Die
Prinzipien, Verbesserungen und einzigartigen Merkmale dieser Erfindung
betreffen in gleicher Weise die Klappen, welche an der hinteren
Kante des Flügels
in 1 dargestellt sind, aber zum Zwecke der Prägnanz wird
die Erfindung hauptsächlich
in Verbindung mit den Vorflügeln
auf der vorderen Kante des Flügels
beschrieben.
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Mit
Bezug auf 2 überwacht ein Drehmelder- oder
Positionssensor 34 eine Drehbewegung und meldet den FSEUs
die Winkelstellung des Vorflügels.
Die Antriebseinheit 35 überträgt eine
Drehbewegung über
die Drehrohre 36. Die segmentierten und verlängerten
Annäherungsziele 40 und 42 befinden
sich auf den Schienen 43 der Zahnstangenvorrichtung, welche
mit dem Vorflügel
ausfährt
und sich zurückzieht.
Andere Positionen können
genauso geeignet sein. Tatsächlich
besitzt eine Ausführungsform,
welche von Anwendern getestet worden ist, die verlängerten
und segmentierten Annäherungszielanordnungen 40 und 42,
welche auf den Hilfsarmen (welche nicht in 2 dargestellt
sind, aber im Zusammenhang mit 3 bis 6 dargestellt
und beschrieben werden) angeordnet sind, welche die Winkelposition
des Vorflügels
für verschiedene
Flugbedingungen steuern. Die Annäherungssensoren 44 sind
an einer Flügelstruktur
befestigt und liegen den verlängerten
segmentierten Annährungszielanordnungen 40 und 42 direkt
gegenüber.
Es sollte auch angemerkt werden, dass, um zwei elektrisch ge trennte Überwachungssysteme
zu erlangen, zwei weitere Zielanordnungen 40 und 42 und
zwei weitere Annäherungssensoren 44 auf
der entfernten Seite von jeder der zwei Schienen 43 montiert
und mit einem zweiten FSEU verdrahtet werden sollten.
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Annäherungssensoren
besitzen normalerweise zwei definierte Sensorausgabebereiche oder Sensorzustände. Wenn
die Fläche
eines Annäherungssensors
in die Nähe
eines Annäherungszieles gehalten
wird, wird der Sensorzustand als "Ziel ist nah" bezeichnet. Wenn die Seite des Annäherungssensors
weg von dem Annäherungsziel
bewegt wird, wird der Sensorzustand als "Ziel ist fern" bezeichnet. Die Begriffe "aktiviert" und "deaktiviert" werden manchmal
verwendet, um die Sensorzustände "Ziel ist nah" bzw. "Ziel ist fern" zu beschreiben.
Der Abstand von dem Sensor zum Ziel, welcher erforderlich ist, um
einen Sensorzustand "Ziel
ist nah" zu erzeugen,
hängt von
Entwurfsdetails des Sensors und des Zieles ab.
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Weiter
mit Bezug auf 3, sind die inneren Vorflügel auf
dem Flugzeug, Vorflügel 7 und 8,
von den Triebwerken gesehen innen angeordnet und befinden sich nicht
in der Nähe
von irgendeiner der anderen Vorflügelanordnungen der vorderen
Kante. Beide Vorflügel
werden mit Zahnstangenantriebssystemen, welche sich in der Nähe der inneren
und äußeren Enden
jedes Vorflügels
befinden, hinein und hinaus getrieben. Der Vorflügelwinkel dreht sich, wenn
der Vorflügel
mittels Hilfsarmen nach außen getrieben
wird. Die Hilfsarme sind an dem Vorflügel an dem vorderen Ende des
Armes angebracht und fahren in einer Hilfsschiene an dem hinteren
Ende des Hilfsarmes. Die Hilfsschiene legt den Umfang der Vorflügeldrehung
fest. Jeder Vorflügel
weist zwei Sätze
von zwei Hilfsarmen und Hilfs schienen auf. Ein Satz ist in der Nähe des inneren
Endes und der andere ist in der Nähe des äußeren Endes jedes Vorflügels angeordnet.
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Die
verlängerten
segmentierten Annäherungszielanordnungen 40 oder 42 sind
an den inneren und äußeren Seiten
jedes Hilfsarmes angebracht (insgesamt vier Annäherungszielanordnungen pro Vorflügel). Die
Mittelbereiche dieser Annäherungsziele
weisen abwechselnde Bereiche von magnetischem Material und nicht
magnetischem Material auf, wie es durch die vier geschwärzten Bereiche
entlang der Länge
jedes Annäherungszieles 40 und 42 angedeutet
ist. Die Annäherungssensoren 44 reagieren
auf die magnetischen Materialien in den Annäherungszielen 40 und 42 mit
einer verringerten elektrischen Impedanz. Die Erfassungselektronik
legt diese verringerte elektrische Sensorimpedanz als "Ziel ist nah" aus. Die Annäherungssensoren 44,
welche jedem segmentierten Ziel 40 oder 42 gegenüberliegen, sind
auf der befestigten Flügelstruktur
angebracht und senden ein kontinuierliches Signal, wenn sich die Ziele 40 und 42 hinter
die Sensoren 44 bewegen.
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Die
elektrische Verdrahtung für
jeden Annäherungssensor 44 ist
entlang des befestigten Flügels und
in den Flugzeugrumpf geführt.
Die zwei Annäherungssensoren 44 an
jedem überwachten
Hilfsarm sind mit zwei elektronischen Klappen-/Vorflügeleinheiten (FSEU) 50 des
Hochauftriebssteuerungssystems verdrahtet. Ein Annäherungssensor
von jedem Hilfsarm ist mit jeder FSEU 50 verdrahtet. Dies
erzeugt zwei elektrisch getrennte, redundante, Überwachungssysteme.
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Jedes
Annäherungsziel 40 und 42 in
diesem System ist eine verlängerte
segmentierte Konfiguration von abwechselnden Zonen von magnetischen und
nicht magnetischen Materialien. Diese Zielsegmente erzeugen einen
abwechselnden Sensorzustand "Ziel
ist nah" und "Ziel ist fern", wenn sich die Hochauftriebsoberfläche in Bewegung
befindet. Alle Ziele sind derart konstruiert, dass alle Annäherungssensoren
sich zur selben Zeit in einem Sensorzustand "Ziel ist nah" oder "Ziel ist fern" über
den Weg des Antriebssystems hinweg befinden. Im normalen Betrieb
verwenden die elektronischen Klappen-/Vorflügeleinheiten (FSEUs) 50 den
Ausgang von den Annäherungssensoren 44,
um eine Position des Antriebssystems und erwartete Sensorzustände der
Annäherungssensoren
der Vorflügel 7 und 8 zu
bestimmen. Da die Annäherungsziele 40 und 42 in
einer segmentierten Konfiguration konstruiert sind, wird ein wechselnder
Sensorzustand "Ziel
ist nah" und "Ziel ist fern" erwartet, wenn die
Vorflügel
ausgefahren oder zurückgezogen
werden. Wenn die Vorflügel
von vollständig
eingezogen nach vollständig
ausgefahren ausgefahren werden, bewirken die segmentierten Zielanordnungen,
dass sich die Sensorzustände
in der folgenden Reihenfolge abwechseln, "Ziel ist nah", "Ziel
ist fern", "Ziel ist nah", "Ziel ist fern", "Ziel ist nah", "Ziel ist fern", und "Ziel ist nah".
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Aufgrund
von Herstellungstoleranzen wird nicht erwartet, dass jeder Annäherungssensor 44 zum
selben Moment von "Ziel
ist nah" nach "Ziel ist fern" schaltet. Die FSEUs
nehmen an, dass ein kleines Übergangszeitintervall
existiert, in welchem alle Sensorzustände nicht miteinander übereinstimmen. In
diesem Übergangszeitintervall
können
die Sensoren entweder "Ziel
ist nah" oder "Ziel ist fern" aufweisen, ohne
dass eine tatsäch liche
Vorflügelschiefstellung
vorliegt. Dieses Übergangszeitintervalle
existiert zwischen jedem "Ziel
ist nah"- und "Ziel ist fern"-Bereich und ist
als "Zielnähe ist unbekannt"-Zone bekannt. Im
normalen Betrieb wechseln alle Annäherungssensoren innerhalb der "Zielnähe ist unbekannt"-Zonen den Zustand,
wenn die Vorflügelanordnungen
ausgefahren und zurückgezogen
werden.
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Während die
Vorflügel
ausgefahren werden (oder sich stationär in den Landeanflug-, Start-
oder Landepositionen befinden) und sich nicht in einer "Zielnähe ist unbekannt"-Zone befinden, sollten
alle Zustände
der Annäherungssensoren
des Vorflügels 7 mit
dem erwarteten Sensorzustand (entweder "Ziel ist nah" oder "Ziel ist fern") übereinstimmen.
Wenn beide FSEUs übereinstimmen,
dass ihre zwei Sensoren mit den erwarteten Sensorzuständen nicht übereinstimmen,
ist erfasst, dass eine Bedingung einer Vorflügelschiefstellung oder eines
Vorflügelverlustes aufgetreten
sein muss. Die FSEUs schalten dann eine Bewegung des Vorflügelantriebssystems
ab und warnen das elektronische Warnsystem (WES), dass die Vorflügel in ihrer
momentanen Position deaktiviert sind. Das WES plant dann die Strömungsabrisswarnmeldung
und das Steuerknüppelschütteln gemäß der momentanen
Vorflügelposition
und meldet eine "Vorflügelantrieb"-Nachricht an die
Flugbesatzung auf der Triebwerkanzeige und einer Anzeige des Besatzungswarnsystems
(EICAS).
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Für den Fall
dass die FSEUs erfassen, dass beide Annäherungssensoren bei irgendeinem
der überwachten
Hilfsarme fehlerhaft sind, ist eine Vorflügelschiefstellung oder ein
Vorflügelverlust
nicht erfassbar. Als eine Vorsichtsmaßnahme gegen eine unerfasste
Vorflügelschiefstellung
oder einen unerfassten Vorflügelverlust
schalten die FSEUs den Antrieb des Vorflügels der vorderen Kante ab
und warnen das WES, als ob eine tatsächliche Vorflügelschiefstellung
oder ein tatsächlicher
Vorflügelverlust erfasst
worden wäre.
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3 stellt
die segmentierten Annäherungsziele 40 und 42,
welche an den Hilfsarmen angebracht sind, zusammen mit den Annäherungssensoren 44,
welche an der Flügelstruktur
angebracht sind, dar. In 3 ist ein zusätzlicher
Annäherungssensor 44,
welcher dem Annäherungsziel 42 in ähnlicher Weise
wie der Annäherungssensor 44 dem
Annäherungsziel 40 gegenüberliegt,
gegenüberliegt,
nicht dargestellt. 4, 5 und 6 stellen
die segmentierten Annäherungsziele 40 und 42,
welche an den Hilfsarmen 46 angebracht sind, in den Landeanflug-,
Start-, und Landepositionen dar. Auch versuchen diese Figuren zur
Vereinfachung der Darstellung nicht das zweite Paar von segmentierten
Annäherungszielen 40 und 42 und
Annäherungssensoren 44 darzustellen,
welche bei allen Ausführungsformen dieser
Erfindung zum Zwecke einer dualen Redundanz vorhanden sind. Bei
dieser Ausführungsform wären die
zusätzlichen
Ziele und Sensoren auf der gegenüberliegenden
Seite der Hilfsarme angebracht.
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7 und 8 sorgen
für schematische Darstellungen
des Annäherungssensorausgangs
für normale
bzw. schief stehende Bedingungen des Vorflügels. Zur Übersichtlichkeit sind nur die
zwei inneren Annäherungssensoren
dargestellt. Bei bevorzugten Ausführungsformen gibt es ein anderes
Paar von Annäherungssensoren
und segmentierten Zielen, welche mit einer zweiten elektronischen
Einheit (FSEU) für
eine duale Redundanz in dem Computersystem verbunden sind.
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7 stellt
schematisch eine Vorflügelanordnung
mit segmentierten Annäherungszielen 40 und 42,
welche vorzugsweise in der Nähe
der Enden des Vorflügels
entweder auf Hilfsarmen oder Hauptschienen angebracht sind, dar. 7 stellt
auch einen Annäherungssensor 44,
welcher in der Nähe
von jeder segmentierten Zielanordnung angebracht ist, dar. Diese
Sensoren sind auf einer befestigten Flügelstruktur angebracht. In
der dargestellten Position befinden sich die Annäherungssensoren in der Nähe der "Ziel ist nah"-Zonen bei den segmentierten
Annäherungszielen 40 und 42.
Dies ergibt "Ziel
ist nah"-Anzeigen
bei der Erfassungselektronik. Wenn der Vorflügel zu der in 7 dargestellten
Position ohne jegliche Schiefstellung oder eine Störung in dem
Antriebssystem ausgefahren worden ist, erwartet die Erfassungselektronik
eine "Ziel ist nah"-Anzeige von den
Annäherungssensoren.
Die erwartete "Ziel
ist nah"-Anzeige
wurde durch die Erfassungselektronik von der Information des Positionssensors 34 erfasst.
Diese erwarteten Zustände
der Annäherungssensoren
sind in der Tabelle rechts in der 7 dargestellt.
Es kann von der Tabelle in 7 entnommen
werden, dass die Zustände
der Annäherungssensoren
mit den erwarteten Sensorzuständen übereinstimmen,
wenn sich der Vorflügel über seinen
gesamten Bewegungsbereich ohne eine Schiefstellung bewegt.
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8 stellt
dieselbe Vorflügelanordnung
wie in 7 dar, außer
dass der äußere Antriebsmechanismus
gestört
worden ist oder einige andere Fehler aufgetreten sind, welche zu
einer Bedingung einer Vorflügelschiefstellung
führen.
Diese Bedin gung wird erfasst, da der erwartete Zustand des Annäherungssensors
bei dieser Antriebssystemposition "Ziel ist fern" ist und der Zustand des Annäherungssensors bei
dem fehlerhaften Ende der Vorflügelanordnung "Ziel ist nah" ist. Diese Unstimmigkeit
zwischen dem erwarteten Zustand des Annäherungssensors und dem tatsächlichen
Zustand des Annäherungssensors
ist das, worauf die Erfassungselektronik wartet, um eine Vorflügelschiefstellung
oder einen Vorflügelverlust
zu erfassen.
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9 stellt
das elektrische System und das Computersystem dieser Erfindung dar.
Der Drehmelder- oder Positionssensor 34 sendet duale redundante
Signale zu den zwei FSEUs. Wie dargestellt ist, ist ein Kabelsystem
in dem Vorflügel 6 verankert
und stellt duale redundante Schiefstellungs- oder Verlustdaten den
zwei FSEUs zur Verfügung.
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9 stellt
die Vorrichtungskonfiguration für den
linken Flügel
des Vorflügel-Schiefstellungs/Verlust-Erfassungssystems
dar. Der rechte Flügel
ist ähnlich.
Bei diesem System überwacht
jede der elektronischen Klappen-/Vorflügeleinheiten
(FSEUs) ihre eigene getrennte Position und ihre Annäherungssensoren.
Beide FSEUs sind in der Lage, die Vorflügel zu bewegen und eine Bewegung
der Vorflügel
unabhängig
zu unterbinden. Beide sind auch in der Lage, mit dem WES und mit
dem Rest des elektrischen Flugzeugsystems über die 629 Kommunikationsbusse
zu kommunizieren. Diese Konfiguration von 2 vollständigen,
getrennten und unabhängigen
FSEUs und Sensorsätzen,
macht aus diesem System ein redundantes System. Jede FSEU ist geeignet
eine Vorflügelposition
unabhängig
zu überwachen
und eine Vorflügelschiefstellung
oder einen Vorflügelverlust
zu erfassen.
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Jede
FSEU besitzt ein Paar von Annäherungssensoren 44,
welche in der befestigten Flügelstruktur
neben dem Vorflügel 7 montiert
sind, wobei ein Sensor, welcher in der Nähe des äußeren Hilfsarms des Vorflügels 7 und
der andere in der Nähe des
inneren Hilfsarmes montiert ist. Diese Annäherungssensoren überwachen
die segmentierten Annäherungsziele 40 und 42,
welche auf den äußeren und inneren
Hilfsarmen des Vorflügels 7 montiert
sind. Jede FSEU 50 weist einen Positionssensor 34 an dem
Ende des Antriebssystems der vorderen Kante auf, um eine Vorflügelposition
zu überwachen.
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Beim
Betrieb des Vorflügel-Schiefstellungs-/Verlusterfassungssystems, überwacht
jede FSEU kontinuierlich (zumindest zehnmal pro Sekunde) ihre getrennten
Annäherungssensoren 32 des Vorflügels 2,
Annäherungssensoren 44 des
Vorflügels 7 und
Positionssensoren 34 des Vorflügels.
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Unter
der normalen Bedingung, ohne Schiefstellung oder Verlust, weist
jeder Annäherungssensor 44 des
Vorflügels 7 Zustände ("Ziel ist nah" oder "Ziel ist fern") auf, welche mit
erwarteten Zuständen der
Annäherungssensoren übereinstimmen,
welche von Daten des Positionssensors 34 berechnet worden
sind. Wenn die Vorflügel
ausgefahren werden, zurückgezogen
werden oder sich in einer stationären Position befinden, überwachen
die FSEUs die Daten des Positionssensors 34, um die Vorflügelposition
zu erfassen. Von der Information der Vorflügelposition werden die erwarteten
Zustände
der Annäherungssensoren
des Vorflügels 7 berechnet.
Es wird erwartet, dass bei jeder Vorflügelposition alle Annäherungssensoren 44 des
Vorflügels 7 denselben
Sensorzustand aufweisen. Wenn der Vorflügel ausgefahren oder zurückgezogen
wird, wechseln die Annäherungssensoren 44 des
Vorflügels 7 den
Sensorzustand von "Ziel
ist nah" nach "Ziel ist fern". Der Punkt, an welchem
die Annäherungssensoren 44 des
Vorflügels 7 den
Zustand wechseln, basiert auf der relativen Position der Annäherungssensoren
zu den magnetischen Zonen in den benachbarten segmentierten Annäherungszielen 40 und 42 der
Annäherungssensoren.
Die segmentierten Annäherungsziele 40 und 42 an
dem inneren und äußeren Ende
des Vorflügels 7 sind
derart entworfen, dass ihre benachbarten Annäherungssensoren 44 des
Vorflügels 7 den Sensorzustand
gleichzeitig wechseln.
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Während sie
die Zustände
der Annäherungssensoren
des Vorflügels 7 überwachen,
berechnen die FSEUs die erwarteten Zustände der Annäherungssensoren des Vorflügels 7 basierend
auf den Daten des Positionssensors 34 des Vorflügels. Wenn die
Vorflügel
ausgefahren oder zurückgezogen
werden, kann nicht erwartet werden, dass alle Annäherungssensoren
des Vorflügels 7 gleichzeitig
den Sensorzustand wechseln. Die Annäherungssensoren 44 des
Vorflügels 7 wechseln
den Zustand bei etwas unterschiedlichen Punkten bei der Vorflügelposition
aufgrund von Herstellungs- und Montagetoleranzen wie auch aufgrund
von Flugzeugeffekten, wie z. B. Flügelbiegung und extremen Temperaturen.
Um Unstimmigkeiten zwischen den erwarteten Sensorzuständen und
den tatsächlichen
Sensorzuständen
aufgrund der normalen Unterschiede bei den Sensorschaltpunkten zu
vermeiden, berechnen die FSEUs eine "Zielnähe ist unbekannt"-Zone basierend auf Daten
des Positionssensors 34. Die "Zielnähe ist unbekannt"-Zonen befinden sich
um jeden Schaltpunkt eines Annäherungssensors
des Vorflügels 7.
Die Breite der "Zielnähe ist unbekannt"-Zone wird von den
Größen der
Herstellungs- und Montagetoleranzen und der Flugzeugeffekte bestimmt.
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Während sie
die Zustände
der Annäherungssensoren 44 des
Vorflügels 7 überwachen,
berechnen die FSEUs die erwarteten Zustände der Annäherungssensoren des Vorflügels 7 basierend
auf den Daten des Positionssensors 34 des Vorflügels. Die FSEUs
vergleichen dann die tatsächlichen
Zustände der
Annäherungssensoren
des Vorflügel 7 mit
den erwarteten Zuständen
der Annäherungssensoren
des Vorflügels 7.
Wenn die FSEU entweder einen Zustand des Annäherungssensors 44 des
Vorflügels 7 "Ziel ist nah" oder "Ziel ist fern" erwartet, aber eine Unstimmigkeit
zwischen dem tatsächlichen
Zustand des Annäherungssensors 44 des
Vorflügels 7 und des
erwarteten Zustands des Annäherungssensors des
Vorflügels 7 vorfindet,
vergleichen sich die FSEUs miteinander, um zu sehen, ob beide FSEUs Unstimmigkeiten
vorgefunden haben. Wenn beide FSEUs eine Unstimmigkeit zwischen
den tatsächlichen
und erwarteten Sensorzuständen
aufweisen, schalten die FSEUs das Vorflügelantriebssystem ab. Wenn
eine der FSEUs oder der Annäherungssensoren 44 des
Vorflügels 7 fehlerhaft
ist, schaltet die FSEU, welche eine Unstimmigkeit erfasst hat, das Vorflügelantriebssystem
ab. Wenn beide FSEUs oder ihre Annäherungssensoren des Vorflügels 7 fehlerhaft
sind oder bei jeglicher Kombination eines Ausfalls einer FSEU und
eines Annäherungssensors
des Vorflügels 7,
welche nicht die Erfassung einer Schiefstellung des Vorflügels 7 oder
eines Verlustes erlaubt, wird das Vorflügelantriebssystem abgeschaltet.
Wenn eine der FSEUs eine Unstimmigkeit erfasst hat, aber die andere
FSEU keine erfasst hat, ist die FSEU, welche eine Unstimmigkeit
aufgefunden hat, wahrscheinlich fehlerhaft und erklärt sich selbst
als fehlerhaft und stoppt ein Berechnen der Schiefstellung oder
des Verlustes des Vorflügels 7. 10 ist der
Computersignalflussplan für
das erfindungsgemäße Verfahren.
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Wie
vorab rückblickend
gesehen werden kann, sammeln die zwei FSEUs jede Daten und treffen
gegenseitig Entscheidungen, die Schiefstellung oder den Verlust
der Vorflügel
betreffend.
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Die
Vorrichtung und das Verfahren dieser Erfindung überwacht, erfasst und überprüft eine
Schiefstellung oder einen Verlust von Hochauftriebsvorrichtungen
eines Flugzeugs, wenn sie von dem Flugzeugflügel ausgefahren werden. Die
Erfindung benutzt eine Kombination von Positionssensoren und Annäherungssensoren
und verlängerten
segmentierten Annäherungszielen,
um die Schiefstellung oder den Verlust von individuellen Hochantriebsvorrichtungen
zu erfassen. Eine Computereinheit einer elektronischen Klappen-/Vorflügeleinheit
(FSEU) wird verwendet, um eine Position des Antriebssystems mit
einer Position der Hochauftriebsvorrichtung zu korrelieren, logische
Funktionen durchzuführen,
um die Authentizität
von Sensorsignalen zu überprüfen und,
wenn angemessen, das Antriebssystem abzuschalten und neue Flugsteuerungsparameter
einschließlich
solcher, welche die Strömungsabrissgeschwindigkeit
und das Steuerknüppelrütteln betreffen,
zu berechnen, während
die Flugbesatzung gewarnt wird.
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Während die
Erfindung mittels beispielhafter Ausführungsformen beschrieben worden
ist, sind die Ansprüche
nicht auf die hier beschriebenen Ausführungsformen beschränkt. Äquivalente
Vorrichtungen oder Schritte können
die beschriebenen ersetzen und gemäß der Prinzipien der vorliegenden
Erfindung arbeiten und fallen in den Umfang der Ansprüche.