RU2360844C2 - Способ ограничения силовой нагрузки в приводных системах для систем увеличения подъемной силы летательных аппаратов - Google Patents
Способ ограничения силовой нагрузки в приводных системах для систем увеличения подъемной силы летательных аппаратов Download PDFInfo
- Publication number
- RU2360844C2 RU2360844C2 RU2006115480/11A RU2006115480A RU2360844C2 RU 2360844 C2 RU2360844 C2 RU 2360844C2 RU 2006115480/11 A RU2006115480/11 A RU 2006115480/11A RU 2006115480 A RU2006115480 A RU 2006115480A RU 2360844 C2 RU2360844 C2 RU 2360844C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- power load
- power
- limiting
- drive unit
- drive
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 36
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 3
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 2
- 238000012067 mathematical method Methods 0.000 claims description 2
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 6
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 5
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 3
- 230000004044 response Effects 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 2
- 230000008054 signal transmission Effects 0.000 description 2
- 230000003044 adaptive effect Effects 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
- B64D2045/001—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear for indicating symmetry of flaps deflection
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
- Retarders (AREA)
- Train Traffic Observation, Control, And Security (AREA)
- Devices For Conveying Motion By Means Of Endless Flexible Members (AREA)
- Safety Devices In Control Systems (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к авиации. Заявлены способ и устройство для ограничения силовой нагрузки в системе для увеличения подъемной силы летательных аппаратов. Предполагается, что указанная система имеет разветвленную приводную систему для механической передачи мощности к приводным агрегатам отдельных секций систем посадочных закрылков и/или систем отклоняемых предкрылков посредством соответствующих кинематических цепей и приводной агрегат. Сигналы измеряются, по меньшей мере, с помощью двух датчиков положений. Способ осуществляется посредством сравнения каждой опорной переменной величины с соответствующей пороговой величиной, которую предварительно определяют по максимально допустимой силовой нагрузке. Сигнал управления вырабатывают для того, чтобы ограничивать подачу мощности к приводному агрегату, когда, по меньшей мере, одна из опорных переменных величин достигает или превышает значение пороговой величины. Группа изобретений обеспечивает ограничение силовой нагрузки при сокращении массы и эксплуатационных издержек ограничивающей системы. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Изобретение относится к способу и устройству для ограничения силовой нагрузки в комплексе средств для увеличения подъемной силы летательных аппаратов, который имеет разветвленную приводную систему для механической передачи мощности к приводным установкам систем отдельных секций посадочных закрылков и/или отклоняемых предкрылков, приводной установке датчиков относительных положений и к приводной установке приводного агрегата.
Уже известны комплексы средств для увеличения подъемной силы летательных аппаратов, которые имеют центральный силовой привод и разветвленную приводную систему для механической передачи мощности к приводным установкам систем отдельных секций посадочных закрылков и/или отклоняемых предкрылков. Если становятся заблокированными секция посадочного закрылка и/или передача для разветвленной приводной системы, эта секция и соответствующее ей ответвление приводной системы и/или передача и соответствующее ей ответвление приводной системы могут поглощать всю энергию привода от силового привода в виде реактивного момента, и соответственно этому они должны проектироваться массивными и тяжеловесными.
Механические устройства ограничителей силовой нагрузки (ограничители вращающего момента) предусматриваются в качестве защитных устройств в комплексах средств для увеличения подъемной силы летательных аппаратов с разветвленной приводной системой, такой как указанные, с целью предотвращения местной силовой перегрузки в этой секции, в соответствующем ответвлении приводной системы и/или передаче и в соответствующем ответвлении приводной системы в случае блокирования отдельной секции посадочного закрылка и/или передачи разветвленной приводной системы. В этом случае секция посадочного закрылка защищается с помощью ограничителя силовой нагрузки установки (срабатывающего ограничителя вращающего момента), и разветвленная приводная система защищается посредством использования ограничителя силовой нагрузки системы (ограничителя вращающего момента в системе).
Устройства ограничителей силовых нагрузок, такие как эти, собраны на базе механических деталей, сами по себе представляют собой значительно оптимизированные технические решения. Однако из-за их сложной конструкции эти системы увеличивают массу и эксплуатационные издержки у летательного аппарата, и более того, по причине их функционального назначения они начинают работать только в случае наличия неисправностей. Наконец, при узких по своему диапазону изменения допусках на проектирование и при наличии динамики, чувствительной к изменению параметров системы, эти устройства ограничителей силовых нагрузок могут среагировать в том случае, когда приводная система находится в исправности и работает без повреждений или погрешностей, после чего вся система будет заблокирована.
Задачами настоящего изобретения являются разработка способа такого типа, о котором упоминалось здесь первоначально, и разработка устройства для реализации такого способа, как вышеуказанный, при котором достигается ограничение силовой нагрузки при наличии желательного сокращения массы и эксплуатационных издержек системы.
Эти задачи изобретения достигаются посредством реализации способа и устройства, которые заявлены в независимых пунктах формулы изобретения. В соответствии с осуществлением способа согласно настоящему изобретению переменные параметры характеристик положений обнаруживаются деталями приводной системы и передаются на измерительное устройство для ограничения силовой нагрузки. Это измерительное устройство оценивает переменные параметры характеристик положений с помощью алгоритма, предназначенного для идентификации неисправностей, и инициирует контролируемое ограничение работы приводного агрегата в случае наличия неисправности. Этот способ, осуществляемый согласно изобретению, означает, что имеется возможность ограничения перегрузок, возникающих из-за наличия неисправности и приводящих в результате к помехам в комплексе средств для увеличения подъемной силы, без необходимости снабжения механическим устройством ограничителя силовой нагрузки.
Изобретение будет более подробно поясняться последующим текстом со ссылками на один вариант его примерного воплощения, который иллюстрируется чертежами, при этом на последних:
фиг.1 показывает схематически устройство приводной системы закрылков, выполненное в соответствии с настоящим изобретением со связанными с ним приводными деталями и с электронным способом контролируемой защитой от силовых перегрузок, основанной на сравнении сигналов;
фиг.2 схематически показывает устройство приводной системы закрылков, выполненное в соответствии с настоящим изобретением при его дополнительном варианте воплощения;
фиг.3 показывает блок-схему реализации одного варианта воплощения способа для ограничения силовых нагрузок, выполненную в соответствии с изобретением;
фиг.4 иллюстрирует схему так называемого обобщенного средства обозрения для идентификации неисправностей в кинематической цепи.
Приводная система для посадочных закрылков, как это иллюстрировано на фиг.1, скорее оснащена электронным методом контролируемого средства защиты от силовых перегрузок, чем обычным механическим ограничителем силовых нагрузок. В этом случае приводная система содержит порт и подсистемы 1, 2 левого и правого бортов летательного аппарата, которые соответственно используются для привода двух закрылков 3, 4 и 5, 6 с целью увеличения подъемной силы, которые расположены на хвостовых кромках крыла, при этом две подсистемы 1, 2 спроектированы симметричными по отношению друг к другу. Механическая энергия, которая требуется для приведения в позиционирующее положение закрылков 3-6, вырабатывается центральным приводным агрегатом 7, мощность которого может контролироваться в значительной степени динамическим способом, и в каждом случае механическая энергия передается через кинематическую цепь 8, 9 соответственно к набору исполнительных механизмов 10 у двух крыльев. Эти механизмы в каждом случае включают в себя передачи 11, 12 ответвлений. Отдельные приводные установки 25 соединены с кинематической цепью 8 посредством соответственно подключенных передач 11 ответвлений. Тормозы 13, 14 с гидравлическим приводом также расположены на наружном концевом участке кинематических цепей 8, 9. Более того, асимметрично расположенные передатчики 15, 16 расположены у двух крайних концевых участков соответствующих кинематических цепей 8, 9, иначе говоря, в наличии имеется передатчик угловых положений, с помощью которого может определяться текущее мгновенное угловое положение вала на концевом участке каждой кинематической цепи 8, 9, и, если это целесообразно, любое несимметричное положение закрылков может идентифицироваться по несимметричному угловому положению. Компоновка завершается передатчиком 17 угловых положений, расположенным у приводного агрегата 7 с тремя вышеупомянутыми компонентами, каждый из которых подключен через соответственно подключенный блок 18-20 передатчика и через соответствующие линии 21, 22 передачи сигналов к специальному блоку 23 контролирования, который оснащен монитором для того, чтобы идентифицировать помеху.
В связи с проектированием приводной системы и закрылков симметричными, положения двух подсистем будут только незначительно отличаться друг от друга во время обычного полета, поскольку две подсистемы для передачи мощности к закрылкам у крыльев левого и правого бортов летательного аппарата имеют предполагаемое идентичное динамическое реагирование. Одно возможное малое отличие вызывается, по существу, несимметричным распределением воздушной силовой нагрузки на два крыла, которое может учитываться аналитическим способом посредством использования адаптивных пороговых величин по ходу процесса идентификации неисправностей в том случае, когда являются известными отклонения интерцепторов и отклонения воздушных скоростей. В случае помехи, в противоположность этому, механические характеристики одной из подсистем будут значительно изменяться и, таким образом, они также будут менять ее динамическое реагирование. Если стимул со стороны приводного агрегата 7 является идентичным, это приведет к различными положениям в этих подсистемах. В этом случае зондирующая подсистема действует так же, как и опорная система для подсистемы неисправностей. Сигнал сравнения между положениями у соответствующих концевых участков двух кинематических цепей и/или между другими симметричными положениями подсистем 1, 2 левого и правого бортов летательного аппарата, следовательно, приводит в случае наличия помехи к разностям, которые не могут возникать при исследуемом правильном нормальном случае и которые используются в соответствии с изобретением для обнаружения наличия помехи.
Для того чтобы устранять отказ материальной части, приводной агрегат 7 теперь ограничивается в том случае, если превышены предопределенные пороговые величины для разностей в положениях в результате наличия помехи. Кроме того, уменьшенная силовая нагрузка у выходных приводов достигается в случае наличия помехи с помощью использования заданной гибкости элементов, секции 27 вала, между приводным агрегатом 7 и первой передачей 26 ответвления без уменьшения доминирования помехи при воздействии на положения подсистемы. Оценка сигналов, требуемых для идентификации неисправности в случае наличия помехи, такой как эта, и инициализация управляемого ограничения центрального приводного агрегата 7 осуществляются в этом случае и выполняются в измерительном устройстве 23, которое само является составной частью компьютера 24 для срабатывания и контролирования, предназначенного для системы закрылков, увеличивающей подъемную силу.
На фиг.1, таким образом, показано устройство для ограничения силовой нагрузки в комплексе средств для увеличения подъемной силы летательных аппаратов, при этом комплекс средств для увеличения подъемной силы летательного аппарата имеет разветвленную приводную систему для передачи механической энергии приводным агрегатам 25 отдельных секций 3, 4, 5, 6 и/или систем отклоняемых предкрылков, датчики 8, 9, 17 положений и приводной агрегат 7 с устройством для ограничения силовой нагрузки, имеющим измерительное устройство 23, которое подключено к датчикам 8, 9, 17 положений и спроектировано для того, чтобы обрабатывать сигналы, поступающие от датчиков 8, 9, 17 положений и чтобы вырабатывать сигнал, предназначенный для ограничения подаваемой энергии для работы привода.
Датчики положений имеют передатчик 17 угловых положений на приводном агрегате и/или передатчики 15, 16 угловых положений, которые работают как передатчики асимметрии на концевых участках кинематический цепей 8, 9.
Приводная система закрылков, которая иллюстрирована чертежом, изображенным на фиг.2, при реализации этого способа относится к электронным методом контролируемому техническому средству защиты от силовых перегрузок, работающему с помощью диагностики, основанной на сигналах. Приводная система спроектирована таким образом, что она в большой степени является идентичной той системе, которая показана на чертеже, изображенном на фиг.1, и используется для осуществления привода двух закрылков 103, 104 и 105, 106 для повышения подъемной силы, соответственно установленных на хвостовых кромках крыла посредством использования центрального приводного агрегата 107, посредством применения двух кинематических цепей 108, 109, передач 111, 112 ответвлений, а также посредством исполнительных механизмов 110. В этом случае тормозы 113, 114 с гидравлическим приводом и передатчики 115, 116 асимметрии также расположены на крайнем концевом участке кинематических цепей 108, 109. Более того, передатчик 117 угловых положений предусмотрен на приводном агрегате 107. В дополнение к блокам 118-120 передатчиков и соответствующим линиям для передачи сигналов имеются дополнительные передатчики 125, 126 сигналов (которые аналогично подключены к измерительному устройству 123), однако, в этом случае они предусмотрены в кинематических цепях 108, 109 и в каждом случае в непосредственной близости от передач 111, 112 ответвлений.
При одном конкретном предпочтительном варианте воплощения настоящего изобретения используются сигналы от датчиков 17, 15, 16, показанных на чертеже, изображенном на фиг.1, и два дополнительных сигнала от датчиков положений, находящихся в непосредственной близости от соответствующих первых передач ответвлений кинематической цепи левого и правого бортов для того, чтобы ограничивать силовую нагрузку в кинематической цепи. Этот вариант воплощения настоящего изобретения позволяет заменить ограничитель силовой нагрузки системы.
На фиг.3 показана используемая блок-схема 130 для описания способа, реализуемого в соответствии с настоящим изобретением, предназначенная для ограничения силовых нагрузок в комплексе средств для увеличения подъемной силы летательного аппарата, при этом такой комплекс имеет разветвленную приводную систему для механической передачи мощности с целью осуществления работы приводных установок отдельных секций систем посадочных закрылков и/или систем отклоняемых предкрылков, датчики положений и приводной агрегат.
На стадии 231 способа измеряются сигналы, по меньшей мере, от двух датчиков положений. Эти сигналы представляют собой угловые положения на местах датчиков положений в кинематической цепи. Множество датчиков положений может быть использовано вдоль кинематической цепи. Эти сигналы подаются к измерительному устройству 23, как это показано на чертеже, изображенном на фиг.1, или к измерительному устройству 123, как это показано на чертеже, изображенном на фиг.2, в котором также выполняются следующие рабочие операции способа.
По меньшей мере, одна опорная переменная величина рассчитывается по измеренным сигналам от датчиков положений на стадии 232 способа. Опорная переменная величина является индикаторным средством для идентификации помехи и, таким образом, силовой перегрузки. Определение опорной переменной величины описывается в далее излагаемом здесь тексте.
Каждая опорная переменная величина сравнивается с соответствующей пороговой величиной, которая определяется предварительно по максимально допускаемой силовой нагрузке при выполнении следующей стадии 233 способа. Различные опорные переменные величины могут определяться в соответствии с идентичными или различными пороговыми величинами.
Учитывая тот факт, что ни одна опорная переменная величина либо не достигает, либо не превышает соответствующую пороговую величину, имеет место ответвление и такое, как показано стрелкой 235 в сторону стадии 231 способа, и выполняются дополнительные измерения сигналов от датчиков положений.
Если, по меньшей мере, одна опорная переменная величина достигает или превышает значение соответствующей пороговой величины, имеет место ответвление и такое, как показано стрелкой 234 в сторону выполнения стадии 236 способа для выработки контрольного сигнала, предназначенного для ограничения приводной мощности в измерительном устройстве 23, показанном на фиг.1, или в измерительном устройстве 123, изображенном на фиг.2.
Энергия привода приводного агрегата ограничивается посредством использования контрольного сигнала при выполнении стадии 237 способа. В этом случае контрольный сигнал, который вырабатывается измерительным устройством, пропускается к компьютеру 24 для контролирования, показанному на чертеже, изображенном на фиг.1, или к компьютеру 124 для контролирования, показанному на чертеже, изображенном на фиг.2, который инициирует управляемое ограничение подачи энергии системы с помощью приводного агрегата. Приводная система преимущественно имеет весьма динамичный по своей сущности приводной агрегат для быстрого контролирования приводной мощности.
Измеренные сигналы от двух датчиков положений могут использоваться совместно при известности сведений о гибкости (возвратности жесткости) кинематической цепи между положениями датчиков положений с целью осуществления расчета силовой нагрузки в этой секции. Распределение силовой нагрузки по всей кинематической цепи может вычисляться в соответствии с количеством положений датчиков положений в кинематической цепи. Различные опорные переменные величины и соответствующая пороговая величина могут определяться на основе этих взаимозависимостей и максимальной силовой нагрузки на всю систему при правильном положении, которая заранее задается проектом или может быть предварительно определена.
В связи с тем, что разность в силовой нагрузке в кинематической цепи вверху по потоку и внизу по потоку от передачи ответвления представляет собой силовую нагрузку на кинематическую цепь, подлежащую ограничению, одна из опорных переменных величин при одном предпочтительном варианте воплощения настоящего изобретения включает в себя, по меньшей мере, одну разность между измеренными сигналами, поступившими, по меньшей мере, от двух датчиков положений.
При дополнительном предпочтительном варианте воплощения настоящего изобретения, два сигнала измеряются при известном интервале времени, по меньшей мере, одним датчиком положений для того, чтобы определить угловую скорость, возникающую при этом. Разность в угловых скоростях между по-разному расположенными датчиками положений является индикатором резкого замедления угловой скорости в одной точке в кинематической цепи. Вследствие этого соответствующая опорная переменная величина, которая является функцией разности между угловыми скоростями, в совокупности с приемлемой пороговой величиной, идентифицирует устойчивую помеху, которая может несомненно приводить к появлению силовой перегрузки. Различные опорные переменные величины и соответствующая пороговая величина могут определяться на основе этих взаимозависимостей, а также может определяться максимальная разность скоростей вращения при исследуемом положении, когда она задана проектом или может определяться им.
Предпочтительно одна из опорных переменных величин включает в себя функцию ускорения. Соображения, которые требуются для определения опорной переменной величины и для определения связанной с ней пороговой величины, получаются таким способом, который для специалиста в данной области является подобным тому, который применяется в случае наличия угловой скорости.
При дополнительном предпочтительном варианте воплощения настоящего изобретения в качестве одной опорной переменной величины используется расчетная силовая нагрузка по соображениям, подобным вышеуказанным.
При дополнительном предпочтительном варианте воплощения настоящего изобретения мощность привода приводного агрегата определяется для того, чтобы более точно дедуктивно определять распределение силовых нагрузок в кинематической цепи.
При другом предпочтительном варианте воплощения настоящего изобретения пороговая величина задается подходящим образом для рабочего положения. Это позволяет принимать во внимание наименее вероятную силовую нагрузку при каждом рабочем положении системы.
При другом предпочтительном варианте воплощения настоящего изобретения одна из опорных переменных величин включает в себя функцию переменной величины положения, которая оценивается посредством применения математических методов с учетом группы параметров, содержащей положение, скорость и силовую нагрузку. Система, основанная на математической модели, таким образом, позволяет быстрее осуществлять при одном и том же времени идентифицирование помехи и при наличии уменьшенного количества датчиков.
На фиг.4 иллюстрировано осуществление одной такой системы, основанной на математической модели, в частности, той системы, которая иллюстрирует как положения датчиков, так и структурную конфигурацию наблюдателя. В дополнение к входному сигналу в виде
разность между измеренной выходной переменной
и моделированной выходной переменной величиной является обратной связью в виде дополнительной входной переменной величины для наблюдателя.
Исследователи, осуществлявшие оценку положения при использовании различных конфигураций датчиков, показали, что этот выбор компоновки датчиков может считаться минимальным в отношении датчиков. Система датчиков, которая уже осуществлена в настоящий момент времени в комплексах средств для увеличения подъемной силы летательных аппаратов на концевом участке передачи между валами и у приводного агрегата, должна иметь только один добавленный к ним датчик, размещенный в центре между этими положениями для того, чтобы гарантировать требуемое качество наблюдателя.
Отклонение наблюдателя для идентификации неисправностей в гидравлических усилителях различается с помощью всех доступных входов и выходов системы, в каждом случае используемых для работы наблюдателя, но при одном отдельном определенном входе или выходе, который не учитывается. Опорная переменная величина в виде
различается, главным образом, отсутствием обратной связи сигнала φS1 положения для наблюдателя. Из-за того, что эта величина корректно отражается на карте наблюдателем при исследуемом правильном положении, но не в случае наличия помехи, в результате помеха приводит к значительной разности между реальным положением и оцениваемым положением. Наблюдатель, как показано на фиг.4, не может впоследствии корректировать погрешность оценки результирующего положения в случае наличия помехи. Пороговая величина в этом случае выбирается таким образом, чтобы опорная переменная величина была меньше, чем значение пороговой величины при исследуемом правильном положении.
Claims (21)
1. Способ ограничения силовой нагрузки в системе для увеличения подъемной силы летательных аппаратов, имеющей разветвленную приводную систему для механической передачи мощности к приводным агрегатам (25) отдельных секций (3, 4, 5, 6; 103, 104, 105, 106) систем посадочных закрылков и/или систем отклоняемых предкрылков посредством соответствующих кинематических цепей (8, 9; 108, 109), датчики (15, 16, 17; 115, 116, 117) положений и приводной агрегат (7; 107), при котором сигналы измеряются (231), по меньшей мере, с помощью двух датчиков положений, отличающийся тем, что он предусматривает
расчет (232), по меньшей мере, одной опорной переменной величины по измеренным сигналам,
сравнение (233) каждой опорной переменной величины с соответствующей пороговой величиной, которую предварительно определяют по максимально допустимой силовой нагрузке, и
выработку (236) сигнала управления для того, чтобы управляемым способом ограничивать подачу мощности к приводному агрегату (7; 107) в пределах ограничения его приводной мощности, когда, по меньшей мере, одна из опорных переменных величин достигает или превышает значение пороговой величины.
расчет (232), по меньшей мере, одной опорной переменной величины по измеренным сигналам,
сравнение (233) каждой опорной переменной величины с соответствующей пороговой величиной, которую предварительно определяют по максимально допустимой силовой нагрузке, и
выработку (236) сигнала управления для того, чтобы управляемым способом ограничивать подачу мощности к приводному агрегату (7; 107) в пределах ограничения его приводной мощности, когда, по меньшей мере, одна из опорных переменных величин достигает или превышает значение пороговой величины.
2. Способ ограничения силовой нагрузки по п.1, отличающийся тем, что одна из опорных переменных величин включает в себя, по меньшей мере, одну разность между измеренными сигналами, поступившими, по меньшей мере, от двух датчиков положений.
3. Способ ограничения силовой нагрузки по п.1, отличающийся тем, что измеряют два сигнала при известном интервале времени у, по меньшей мере, одного датчика положений.
4. Способ ограничения силовой нагрузки по п.3, отличающийся тем, что одна из опорных переменных величин включает в себя функцию угловой скорости.
5. Способ ограничения силовой нагрузки по п.3, отличающийся тем, что одна из опорных переменных величин включает в себя функцию ускорения.
6. Способ ограничения силовой нагрузки по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что одна из опорных переменных величин использует вычисленную силовую нагрузку.
7. Способ ограничения силовой нагрузки по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что определяют приводную мощность приводного агрегата.
8. Способ ограничения силовой нагрузки по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что обнаруживают сигналы от датчиков (15, 16; 115, 116) положений, которые расположены у каждого из концевых участков кинематических цепей (8, 9; 108, 109), и от передатчика (17; 117) угловых положений, который расположен на приводном агрегате (7; 107), и по сигналам рассчитывают, по меньшей мере, одну опорную переменную величину, которая представляет собой силовую нагрузку в кинематических цепях (8, 9; 108, 109).
9. Способ ограничения силовой нагрузки по п.8, отличающийся тем, что сигнал сравнения получают между соответствующими подсистемами, которые связаны с крыльями левого и правого бортов летательного аппарата и каждая из которых содержит кинематическую цепь (8, 9; 108, 109), передатчик (15, 16; 115, 116) положений, который расположен у концевого участка кинематической цепи (8, 9; 108, 109), и передатчик (17; 117) угловых положений, который размещен на приводном агрегате (7, 107).
10. Способ ограничения силовой нагрузки по п.8, отличающийся тем, что сигналы от датчиков (125, 126) положений, которые предусмотрены на передачах (111, 112) ответвлений кинематических цепей (108, 109), дополнительно используют для того, чтобы вычислять, по меньшей мере, одну опорную переменную величину, которая представляет собой силовую нагрузку в кинематической цепи (8, 9; 108, 109).
11. Способ ограничения силовой нагрузки по п.7, отличающийся тем, что ограничивают (237) динамичным способом приводную мощность приводного агрегата, используя сигнал управления.
12. Способ ограничения силовой нагрузки по любому из пп.1-5, отличающийся тем, что пороговую величину предварительно определяют приемлемым образом для рабочего положения.
13. Способ ограничения силовой нагрузки по п.1, отличающийся тем, что одна из опорных переменных величин включает в себя функцию переменной величины положения, которую оценивают посредством математических методов при учете группы параметров, содержащей положение, скорость и силовую нагрузку.
14. Устройство ограничения силовой нагрузки в системе для увеличения подъемной силы летательных аппаратов, имеющей разветвленную приводную систему для механической передачи мощности к приводным агрегатам (25) отдельных секций (3, 4, 5, 6; 103, 104, 105, 106) систем посадочных закрылков и/или систем отклоняемых предкрылков посредством соответствующих кинематических цепей (8, 9; 108, 109), датчики (15, 16, 17; 115, 116, 117) положений и приводной агрегат (7; 107), отличающееся тем, что оно имеет измерительное устройство (23; 123) для ограничения силовой нагрузки, которое подключено к датчикам (15, 16, 17; 115, 116, 117) положений и которое выполнено так, чтобы обрабатывать сигналы, поступающие от датчиков (15, 16, 17; 115, 116, 117) положений, и чтобы посредством сравнения, по меньшей мере, одной опорной переменной величины, которая представляет собой силовую нагрузку в кинематических цепях (8, 9; 108, 109), с соответствующей пороговой величиной, которую предварительно определяют по максимально допустимой силовой нагрузке, вырабатывать сигнал управления для того, чтобы ограничивать приводную мощность, которой снабжают приводной агрегат (7; 107), в пределах ограничения этой приводной мощности.
15. Устройство по п.14, отличающееся тем, что датчики положений имеют передатчик (17; 117) угловых положений на приводном агрегате (7; 107) и/или передатчики (15, 16; 115, 116) угловых положений, которые действуют как асимметричные передатчики на концевых участках кинематических цепей (8, 9; 108, 109).
16. Устройство по п.14, отличающееся тем, что датчики положений имеют передатчики (125, 126) угловых положений на передачах (111, 112) ответвлений кинематических цепей (108, 109).
17. Устройство по любому из пп.14-16, отличающееся тем, что предусмотрены датчики (15, 16; 115, 116) положений, которые расположены у каждого из концевых участков кинематических цепей (8, 9; 108, 109), и передатчик (17; 117) угловых положений, который расположен на приводном агрегате (7; 107), и тем, что измерительное устройство (23; 123) предусмотрено для того, чтобы вычислять по его сигналам, по меньшей мере, одну опорную переменную величину, которая представляет собой силовую нагрузку в кинематической цепи (8, 9; 108, 109).
18. Устройство по п.17, отличающееся тем, что измерительное устройство (23; 123) предусмотрено для выполнения сравнения сигналов между соответствующими подсистемами, которые связаны с крыльями левого и правого бортов летательного аппарата и каждая из которых содержит кинематическую цепь (8, 9; 108, 109), передатчик (15, 16; 115, 116) положений, который расположен на концевом участке кинематической цепи (8, 9; 108, 109), и передатчик (17; 117) угловых положений, который расположен на приводном агрегате (7; 107).
19. Устройство по п.17, отличающееся тем, что датчики (125, 126) положений дополнительно предусмотрены на передачах (111, 112) ответвлений кинематических цепей (108, 109) и их сигналы используются для того, чтобы рассчитывать, по меньшей мере, одну опорную переменную величину, которая представляет собой силовую нагрузку в кинематической цепи (8, 9; 108, 109).
20. Устройство по п.14, отличающееся тем, что мощность приводного агрегата может контролироваться динамичным способом.
21. Устройство по п.14, отличающееся тем, что секция (27) вала с определенной высокой гибкостью располагают между приводным агрегатом (7) и первой передачей (26) ответвления.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE10353672.8 | 2003-11-12 | ||
DE10353672A DE10353672A1 (de) | 2003-11-12 | 2003-11-12 | Verfahren zur Lastbegrenzung in Antriebssystemen |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2006115480A RU2006115480A (ru) | 2007-12-20 |
RU2360844C2 true RU2360844C2 (ru) | 2009-07-10 |
Family
ID=34585187
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2006115480/11A RU2360844C2 (ru) | 2003-11-12 | 2004-11-12 | Способ ограничения силовой нагрузки в приводных системах для систем увеличения подъемной силы летательных аппаратов |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8074937B2 (ru) |
EP (1) | EP1685026B1 (ru) |
JP (1) | JP4638444B2 (ru) |
CN (1) | CN100522743C (ru) |
BR (1) | BRPI0415959A (ru) |
CA (1) | CA2545820C (ru) |
DE (2) | DE10353672A1 (ru) |
RU (1) | RU2360844C2 (ru) |
WO (1) | WO2005047108A1 (ru) |
Families Citing this family (40)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2888210B1 (fr) * | 2005-07-08 | 2007-08-17 | Airbus France Sas | Procede et dispositif pour alleger les charges sur la voilure d'un aeronef en roulis |
US20070108342A1 (en) * | 2005-11-14 | 2007-05-17 | Honeywell International, Inc. | Reconfigurable flight control surface actuation system and method |
DE102005058192A1 (de) * | 2005-12-06 | 2007-06-28 | Airbus Deutschland Gmbh | Vorrichtung zur Fehlererkennung von verstellbaren Klappen |
DE102005059369B4 (de) * | 2005-12-13 | 2012-06-14 | Airbus Operations Gmbh | Verfahren und Einrichtung zur automatischen Entlastung eines Hochauftriebsflächensystems, insbesondere eines Landeklappensystems, eines Flugzeugs |
DE102006030315A1 (de) * | 2006-06-30 | 2008-01-17 | Airbus Deutschland Gmbh | Hochauftriebssystem am Tragflügel eines Flugzeugs |
DE102006032003B4 (de) * | 2006-07-11 | 2015-10-22 | Airbus Operations Gmbh | Trimmbares Höhenleitwerk |
DE102007030059A1 (de) * | 2007-06-29 | 2009-02-05 | Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh | Verfahren zur Ansteuerung eines Antriebssystems und Antriebssystem |
DE102007044642A1 (de) | 2007-09-19 | 2009-04-02 | Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh | Flugzeughochauftriebssystem |
DE102007063157A1 (de) * | 2007-12-30 | 2009-07-09 | Airbus Deutschland Gmbh | System zur Betätigung von zumindest einer Stellklappe eines Flugzeugs sowie ein Verfahren zur Überprüfung des Systems |
US7921729B2 (en) * | 2008-03-10 | 2011-04-12 | Hamilton Sundstrand Corporation | Disconnect sensor |
DE102008022092A1 (de) | 2008-05-05 | 2009-11-19 | Airbus Deutschland Gmbh | Fehlertolerantes Stellsystem zur Verstellung von Klappen eines Flugzeugs mit einer Verstell-Kinematik mit feststehender Drehachse |
DE102008034444B4 (de) * | 2008-05-14 | 2013-09-05 | Diehl Aerospace Gmbh | Eingabesystem für eine Landeklappensteuerung eines Flugzeugs |
FR2931553B1 (fr) * | 2008-05-22 | 2010-10-29 | Airbus France | Estimation d'un critere de charge subie par un composant structurel d'un aeronef, et aide a la detection d'un atterissage dit "dur" grace a un tel critere |
DE102008052754A1 (de) * | 2008-10-22 | 2010-05-06 | Airbus Deutschland Gmbh | Verstellvorrichtung zur Ankopplung an eine Verstellklappe eines Flugzeugs, fehlertolerantes Stellsystem und Verfahren zur Rekonfiguration eines Stellsystems |
DE102009002435A1 (de) | 2009-04-16 | 2010-10-21 | Airbus Deutschland Gmbh | Hochauftriebssystem für ein Flugzeug und Verfahren zum Detektieren von Fehlern in einem Hochauftriebssystem für ein Flugzeug |
DE102009022602A1 (de) * | 2009-05-26 | 2010-12-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem |
US8516898B2 (en) * | 2010-03-24 | 2013-08-27 | Hamilton Sundstrand Corporation | Aircraft slat disconnect sensor |
DE102010025475A1 (de) * | 2010-06-29 | 2011-12-29 | Airbus Operations Gmbh | Stellsystem eines Flugzeugs mit einer Stellklappe |
DE102010044678A1 (de) * | 2010-09-08 | 2012-03-08 | Airbus Operations Gmbh | Überwachungsvorrichtung für ein Stellsystem eines Flugzeugs, Stellsystem und Verfahren zur Rekonfiguration des Stellsystems |
DE102010047540A1 (de) * | 2010-10-05 | 2012-04-05 | Airbus Operations Gmbh | Hochauftriebssystem für einen Tragflügel eines Flugzeugs |
CN103732491A (zh) * | 2011-05-19 | 2014-04-16 | 里尔喷射机公司 | 用于保持电缆控制***内张力的装置和方法 |
ES2543633T3 (es) * | 2011-07-28 | 2015-08-20 | Airbus Defence and Space GmbH | Método y aparato para minimizar las cargas estructurales dinámicas de un avión |
US8820174B2 (en) | 2012-11-21 | 2014-09-02 | Hamilton Sundstrand Corporation | Dual threshold sensor for detecting relative movement |
GB2513133B (en) | 2013-04-16 | 2015-07-08 | Ge Aviat Systems Ltd | Methods for predicting a speed brake system fault |
EP2801520B1 (en) | 2013-05-07 | 2016-03-30 | Airbus Operations GmbH | Drive system for a high lift system of an aircraft and method for detecting a misalignment between a transmission shaft and an opening in a drive system for a high lift system of an aircraft |
GB2514109B (en) * | 2013-05-13 | 2015-07-08 | Ge Aviat Systems Ltd | Method for diagnosing a speed brake system fault |
EP2878938B1 (de) * | 2013-11-27 | 2018-07-04 | Ncte Ag | Magnetostriktiver Sensor für Aktuatoren in Flugzeugen |
US9488544B2 (en) * | 2013-12-05 | 2016-11-08 | The Boeing Company | Load estimation system for aerodynamic structures |
EP2947004B1 (en) * | 2014-05-23 | 2017-02-01 | Airbus Operations GmbH | Method for determining the position of a component in a high lift system of an aircraft, high lift system of an aircraft and aircraft |
EP3012192B1 (en) * | 2014-10-24 | 2022-06-01 | Airbus Operations GmbH | Method for determining a state of a component in a high lift system of an aircraft, high lift system of an aircraft and aircraft having such a high lift system |
EP3012191B1 (en) | 2014-10-24 | 2022-06-01 | Airbus Operations GmbH | Method for determining a state of a component in a high lift system of an aircraft, high lift system of an aircraft and aircraft having such a high lift system |
EP3037346B1 (en) | 2014-12-22 | 2018-10-24 | Airbus Operations GmbH | Method for testing a component in a high lift system of an aircraft |
EP3037347B1 (en) * | 2014-12-22 | 2019-02-06 | Airbus Operations GmbH | Method for determining a state of a component in a high lift system of an aircraft |
CN104933259B (zh) * | 2015-06-29 | 2018-04-13 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机高升力***载荷计算方法 |
DE102016109821A1 (de) | 2016-05-27 | 2017-11-30 | Raytheon Anschütz Gmbh | Vorrichtung und Verfahren zur Fehlerüberwachung des Ruders eines Wasserfahrzeuges |
DE102017118771B4 (de) | 2017-08-17 | 2020-01-02 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Abtriebsstation für die Betätigung einer Klappe an einem Flugzeugflügel und Flugzeug mit solchen Abtriebsstationen |
US10934017B2 (en) * | 2017-09-25 | 2021-03-02 | Hamilton Sunstrand Corporation | Prognostic health monitoring for use with an aircraft |
US10589871B2 (en) * | 2017-09-25 | 2020-03-17 | Hamilton Sundstrand Corporation | Prognostic health monitoring and jam detection for use with an aircraft |
US11111005B2 (en) | 2017-11-22 | 2021-09-07 | Hamilton Sundstrand Corporation | Control of multiple flight control surface systems using single power drive unit |
CN111208844B (zh) * | 2020-03-02 | 2023-06-23 | 中国人民解放军海军航空大学 | 基于过载角速度的飞行器纵向过载非线性控制方法 |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1400449A (en) * | 1971-09-23 | 1975-07-16 | Lucas Industries Ltd | Actuating arrangements for aircraft control surfaces |
US3841589A (en) * | 1972-09-25 | 1974-10-15 | Lucas Aerospace Ltd | Actuating arrangements for aircraft control surfaces |
GB1591799A (en) * | 1976-11-24 | 1981-06-24 | Lucas Industries Ltd | Drive arrangement forlift control surfaces on all aircraft wings |
US4904999A (en) * | 1983-03-28 | 1990-02-27 | The Boeing Company | Fault monitoring system for aircraft power control units |
DE3443909A1 (de) * | 1984-12-01 | 1986-06-05 | O & K Orenstein & Koppel Ag, 1000 Berlin | Verfahren und vorrichtung zur ueberwachung und/oder steuerung von antrieben von foerdergeraeten, foerderanlagen oder dergleichen, insbesondere im tagebau und haldenbetrieb |
DE3621401C1 (en) * | 1986-06-26 | 1988-01-14 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Flap arrangement for an aircraft mainplane (wing) |
JPS63145797U (ru) * | 1987-03-18 | 1988-09-26 | ||
DE3709837A1 (de) * | 1987-03-25 | 1988-10-13 | Orenstein & Koppel Ag | Verfahren und vorrichtung zur ueberwachung und/oder steuerung von antrieben von foerdergeraeten, foerderanlagen oder dergleichen insbes. im tagebau und haldenbetrieb |
US5170969A (en) * | 1988-11-23 | 1992-12-15 | The Boeing Company | Aircraft rudder command system |
DE4221607C1 (ru) * | 1992-07-01 | 1993-09-09 | Deutsche Aerospace Airbus Gmbh, 21129 Hamburg, De | |
US5598991A (en) * | 1995-05-12 | 1997-02-04 | The Boeing Company | Method and apparatus for detecting oscillatory phenomena indicative of airflow separation |
US5686907A (en) * | 1995-05-15 | 1997-11-11 | The Boeing Company | Skew and loss detection system for individual high lift devices |
US5719566A (en) | 1996-06-28 | 1998-02-17 | Sundstrand Corporation | Method and apparatus for detecting dormant actuator failure |
US6299108B1 (en) * | 1997-12-12 | 2001-10-09 | Jeffrey V. Lindstrom | Method and apparatus for detecting skew and asymmetry of an airplane flap |
US6466141B1 (en) * | 1999-09-28 | 2002-10-15 | Lucas Industries Limited | Skew detection system |
DE10361891A1 (de) * | 2003-12-23 | 2005-08-04 | Airbus Deutschland Gmbh | Vorrichtung zur Ansteuerung und Verstellung von Klappen an Flugzeugtragflächen |
DE102004055740A1 (de) * | 2004-06-09 | 2006-01-05 | Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh | Flugzeughochauftriebssystem mit Überlastsicherung |
DE102004063018B4 (de) * | 2004-12-22 | 2007-08-02 | Airbus Deutschland Gmbh | Vorrichtung zur Überwachung von verschwenkbaren Klappen an Flugzeugtragflügeln |
US7549605B2 (en) * | 2005-06-27 | 2009-06-23 | Honeywell International Inc. | Electric flight control surface actuation system for aircraft flaps and slats |
-
2003
- 2003-11-12 DE DE10353672A patent/DE10353672A1/de not_active Ceased
-
2004
- 2004-11-12 CA CA2545820A patent/CA2545820C/en not_active Expired - Fee Related
- 2004-11-12 DE DE502004007012T patent/DE502004007012D1/de active Active
- 2004-11-12 CN CNB2004800335067A patent/CN100522743C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2004-11-12 RU RU2006115480/11A patent/RU2360844C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2004-11-12 EP EP04803138A patent/EP1685026B1/de not_active Expired - Fee Related
- 2004-11-12 BR BRPI0415959-4A patent/BRPI0415959A/pt not_active IP Right Cessation
- 2004-11-12 WO PCT/EP2004/012861 patent/WO2005047108A1/de active IP Right Grant
- 2004-11-12 US US10/579,420 patent/US8074937B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2004-11-12 JP JP2006538807A patent/JP4638444B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2005047108A1 (de) | 2005-05-26 |
RU2006115480A (ru) | 2007-12-20 |
EP1685026A1 (de) | 2006-08-02 |
CA2545820C (en) | 2011-01-11 |
CN1882474A (zh) | 2006-12-20 |
DE502004007012D1 (de) | 2008-06-12 |
JP4638444B2 (ja) | 2011-02-23 |
EP1685026B1 (de) | 2008-04-30 |
BRPI0415959A (pt) | 2007-01-23 |
DE10353672A1 (de) | 2005-06-23 |
US20070080261A1 (en) | 2007-04-12 |
CA2545820A1 (en) | 2005-05-26 |
CN100522743C (zh) | 2009-08-05 |
JP2007510584A (ja) | 2007-04-26 |
US8074937B2 (en) | 2011-12-13 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2360844C2 (ru) | Способ ограничения силовой нагрузки в приводных системах для систем увеличения подъемной силы летательных аппаратов | |
CA2909833C (en) | Method for determining a state of a component in a high lift system of an aircraft, high lift system of an aircraft and aircraft having such a high lift system | |
US10486803B2 (en) | Systems and methods for structural health monitoring and protection | |
CN103328332B (zh) | 航空器作动***的监视装置、作动***及作动***的再配置方法 | |
US8818574B2 (en) | Aircraft control apparatus and aircraft control system | |
JPS61276036A (ja) | デイジタル自動飛行制御装置 | |
US10338585B2 (en) | Abnormal aircraft response monitor | |
EP3489641B1 (en) | Improved system for detecting a mechanical fault in a rotating shaft | |
US4078750A (en) | Speed-variable limits in fail-safe actuators | |
EP3461746B1 (en) | Prognostic health monitoring and jam detection for use with an aircraft | |
KR101530181B1 (ko) | 가상 제어 구조를 갖는 다중화 구동 제어시스템 | |
CN110963027B (zh) | 异常检测装置及控制装置 | |
US10167848B2 (en) | Method and system for monitoring an individual blade adjustment of a wind turbine | |
CN113401337B (zh) | 飞行器及其控制方法、控制装置 | |
EP3012192B1 (en) | Method for determining a state of a component in a high lift system of an aircraft, high lift system of an aircraft and aircraft having such a high lift system | |
KR101494780B1 (ko) | 무인항공기의 전기식 구동장치와 그것의 제어방법 | |
Benischke et al. | Evaluation of control strategies for single flap drive systems in multifunctional high lift systems | |
EP4354088A2 (en) | Sensor fusion controller for fault tolerant electro-mechanical actuators | |
CA3006770C (en) | Electronic rudder bias system | |
CN108780307B (zh) | 致动器设备以及相关联的计算器装置 | |
Kunst et al. | An innovative approach to electromechanical actuator emulation and damage propagation analysis | |
CN113646707A (zh) | 包括两个冗余控制通道的用于控制飞行器发动机的装置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20141113 |