DE102008022895B4

DE102008022895B4 - Aktiver Helikopterrotor mit verteilten Redundanzen

Info

Publication number: DE102008022895B4
Application number: DE102008022895.8A
Authority: DE
Inventors: Dr. Grohmann Boris; Dr. Konstanzer Peter
Original assignee: Airbus Helicopters Deutschland GmbH; Airbus Defence and Space GmbH
Current assignee: Airbus Helicopters Deutschland GmbH; Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 2008-05-08
Filing date: 2008-05-08
Publication date: 2017-05-04
Anticipated expiration: 2028-05-09
Also published as: DE102008022895A1

Abstract

Ansteuerungsanordnung zum Ansteuern einer Mehrzahl an/in einem Rotorblatt befindlichen Aktuatoren, wobei die Ansteuerungsanordnung umfasst: eine mit einem Rumpf (3) eines Luftfahrzeugs (2) verbindbare Ansteuerungsvorrichtung (10), ein Rotorblatt (5) mit einer Mehrzahl von an/in dem Rotorblatt (5) angeordneten Aktuatoren (30), eine Schnittstelle (20), wobei die Schnittstelle (20) in einem Verbindungspfadsystem (60) von der Ansteuerungsvorrichtung (10) zu den Aktuatoren (30) angeordnet ist und eine Mehrzahl von Schnittstellenverbindungseinheiten mit einer ersten Schnittstellenverbindungseinheit (21) und einer zweiten Schnittstellenverbindungseinheit (22) aufweist, wobei das Rotorblatt (5) eine Mehrzahl von Gruppen von Aktuatoren (30) mit einer ersten Gruppe von Aktuatoren (31) und einer zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) aufweist, wobei wenigstens ein Element (31a, 31b) aus der ersten Gruppe von Aktuatoren (31) und wenigstens ein Element (32a, 32b) aus der zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) eine funktional übereinstimmende Aufgabe (S) aufweisen, wobei die Ansteuerungsvorrichtung (10) über die erste Schnittstellenverbindungseinheit (21) mit der ersten Gruppe von Aktuatoren (31) verbunden ist und über die zweite Schnittstellenverbindungseinheit (22) mit der zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) verbunden ist, wobei das Rotorblatt (5) wenigstens einen Sensor (91, 92) aufweist; wobei wenigstens ein Element (31a, 31b, 32a, 32b) aus der ersten oder zweiten Gruppe von Aktuatoren (31, 32) mit dem wenigstens einen Sensor (91, 92) gekoppelt ist; wobei der wenigstens eine Sensor (91, 92) ein Signal an die Ansteuerungsvorrichtung (10) bereitstellt, das ausgeführt ist, eine Ansteuerung des wenigstens einen Elements (31a, 31b, 32a, 32b) zu verifizieren.

Description

Gebiet der Erfindung
Die Erfindung betrifft eine Ansteuerungsanordnung zum Ansteuern einer Mehrzahl an/in einem Rotorblatt befindlichen Aktuatoren sowie ein Verfahren zum Ansteuern einer Mehrzahl in/an einem Rotorblatt befindlichen Aktuatoren und ein Verfahren mit einem verbesserten Redundanzkonzept zur Primärsteuerung eines aktiven Helikopterrotors.
Hintergrund der Erfindung
Zur Primärsteuerung eines Helikopters, beispielsweise bei einem Schwebeflug, einem Steig- bzw. Sinkflug oder einem Vorwärtsflug wird eine kollektive und mit der Blattdrehzahl zyklische Rotorblattsteuerung benötigt. Zusätzlich können zur Reduktion von Lärm und Vibrationen, zur Ausweitung des Betriebsbereiches, der Leistungssteigerung und zur Reduktion des Treibstoffbedarfs Veränderungen der Blattgeometrie in unterschiedlichen Bereichen des Blattes vorgenommen werden. Ein derartiges Verfahren zum Vermindern einer Verwirbelung am Blatt eines Rotors bei einem Helikopter ist aus US 6 461 106 B1 bekannt, in der ein Verfahren zum Vermindern der Blattwirbelinteraktionsgeräusche eines Rotors vorgeschlagen wird, bei dem die Blattgeometrie zur Geräuschverminderung verändert wird.
Ferner ist aus DE 601 01 928 T2 eine Steuerung für ein Luftfahrzeug mit Drehflügeln bekannt, bei dem die Blattwinkelverstellung eines mit Blättern versehenen und die Drehflügel bildenden Rotors vollständig elektronisch gesteuert wird.
Zusammenfassung der Erfindung
Aufgabe der Erfindung ist es, ein Redundanzkonzept eines Systems zur Primärsteuerung eines Helikopterrotors bereitzustellen, welches es ermöglicht, nicht detektierte Ausfälle aufgrund nicht funktionierender Aktuatoren zumindest zu reduzieren.
Die Aufgabe wird gelöst durch eine Ansteuerungsanordnung zum Ansteuern einer Mehrzahl an/in einem Rotorblatt befindlicher Aktuatoren und ein zugehöriges Verfahren gemäß der unabhängigen Ansprüche, wobei Ausführungsformen in den abhängigen Ansprüchen verkörpert sind.
Insbesondere wird die Aufgabe gelöst durch eine Ansteuerungsanordnung zum Ansteuern einer Mehrzahl an/in einem Rotorblatt befindlichen Aktuatoren, eine mit einem Rumpf eines Luftfahrzeugs verbindbare Ansteuervorrichtung, ein Rotorblatt mit einer Mehrzahl von an/in einem Rotorblatt angebrachten Aktuatoren, eine Schnittstelle, wobei die Schnittstelle in einem Verbindungspfadsystem von der Ansteuerungsvorrichtung zu den Aktuatoren angeordnet ist und eine Mehrzahl von Schnittstellenverbindungseinheiten mit einer ersten Schnittstellenverbindungseinheit und einer zweiten Schnittstellenverbindungseinheit aufweist, wobei das Rotorblatt eine Mehrzahl von Gruppen von Aktuatoren mit einer ersten Gruppe von Aktuatoren und einer zweiten Gruppe von Aktuatoren aufweist, wobei wenigstens ein Element aus der ersten Gruppe von Aktuatoren und wenigstens ein Element aus der zweiten Gruppe von Aktuatoren eine funktional übereinstimmende Aufgabe aufweisen, wobei die Ansteuerungsvorrichtung über die erste Schnittstellenverbindungseinheit mit der ersten Gruppe von Aktuatoren verbunden ist und über die zweite Schnittstellenverbindungseinheit mit der zweiten Gruppe von Aktuatoren verbunden ist, wobei das Rotorblatt wenigstens einen Sensor aufweist; wobei wenigstens ein Element aus der ersten oder zweiten Gruppe von Aktuatoren mit dem wenigstens einen Sensor gekoppelt ist; und wobei der wenigstens eine Sensor ein Signal an die Ansteuervorrichtung bereitstellt, das ausgeführt ist, eine Ansteuerung des wenigstens einen Elements zu verifizieren.
Auf diese Weise kann eine redundante Ansteuerung erreicht werden. Die Ansteuerung von zwei Aktuatoren, die die gleiche oder zumindest eine überschneidende Aufgabe übernehmen, kann somit auf unterschiedlichen Pfaden vorgenommen werden. Die Ausgestaltung der prozentualen Verteilung der Aufgabe auf eine Mehrzahl von Aktuatoren kann dabei unterschiedlichster Art sein und wird vom Fachmann vorgenommen. Dabei können zwei Aktuatoren für eine bestimmte Aufgabe vorgesehen sein, die jeweils 100% der gesamten Aufgabe übernehmen können, sodass bei einer Notwendigkeit, die Aufgabe in jedem Fall zu 100% ausführen können, ein Aktuator bzw. die Ansteuerung eines Aktuators vollständig ausfallen darf (N + 1 Kriterium). Beispielsweise können auch drei Aktuatoren für eine bestimmte Aufgabe vorgesehen sein, die jeweils 50% der gesamten Aufgabe übernehmen können, sodass bei einer Notwendigkeit, die Aufgabe in jedem Fall zu 100% ausführen zu können, ein Aktuator bzw. die Ansteuerung eines Aktuators vollständig ausfallen darf (N + 1 Kriterium). Wenn die Aufgabe notwendigerweise nur zu 80% erfüllt werden muss, um etwa eine stabile Flugsituation sicher zu stellen, dann reicht die Bereitstellung von drei Aktuatoren aus, die jeweils nur 40% der Gesamtaufgabe abdecken können. Mit anderen Worten, kann die notwendige Aufgabe mit dem Ausfall eines vollständigen Aktuatorpfades einschließlich der Ansteuerung hingenommen werden, ohne die Ausführung der Aufgabe zu gefährden. Ebenso kann die Redundanz gemäß höher abgesicherter Aufgaben ausgelegt werden, um den Ausfall von zwei (N + 2 Kriterium) oder mehr Aktuatoren hinnehmen zu können, die die gleiche Aufgabe übernehmen.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung weist die Ansteuerungsanordnung eine Mehrzahl von Ansteuerungsmodulen mit einem ersten Ansteuerungsmodul und einem zweiten Ansteuerungsmodul auf, wobei die Ansteuerungsvorrichtung über das erste Ansteuerungsmodul mit der ersten Gruppe von Aktuatoren verbunden ist und über das zweite Ansteuerungsmodul mit der zweiten Gruppe von Aktuatoren verbunden ist.
Durch eine Bereitstellung von Ansteuerungsmodulen für jeden Aktuator einer Aufgabe oder Aufgabengruppe, kann auch der Ausfall eines Ansteuerungsmoduls redundant abgesichert werden. Die Ansteuerungsmodule können dabei sowohl auf der feststehenden Seite, als auch der beweglichen Seite des Luftfahrzeuges, d. h. auf der Rumpfseite oder auf der Rotorseite vorgesehen sein.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung sind wenigstens ein Teil der Mehrzahl von Ansteuerungsmodulen mit einem Bussystem verbunden.
Die Bereitstellung eines Bussystems gewährleistet eine weitere redundante Absicherung der Ansteuerungsmodule. Die Ausgestaltung des Bussystems mit einer Mehrzahl von parallelen Bussen sichert dabei den Ausfall oder die Unterbrechung eines Busses ab. Die Verwendung einer Bustechnologie ermöglich die Ansteuerung einer Mehrzahl von Ansteuerungsmodulen mittels Adressierung über mindestens einen der bei einem Fehlerfall noch verbleibenden Busse eines Bussystems. Diese Redundanz eines derartigen Bussystems kann natürlich nicht nur bei den Ansteuerungsmodulen erreicht werden, sondern auch bei entsprechenden Ansteuerungseinheiten, sowie allen dafür ausgerüsteten Einheiten und Komponenten erfolgen, die in der Struktur der Ansteuerungsanordnung parallel zueinander vorgesehen sind und im Fehlerfall Aufgaben der parallelen Komponenten übernehmen können.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung weist die Ansteuerungsvorrichtung eine Mehrzahl von Ansteuerungseinheiten mit einer ersten Ansteuerungseinheit und einer zweiten Ansteuerungseinheit auf, wobei die erste Ansteuerungseinheit über die erste Schnittstellenverbindungseinheit mit der ersten Gruppe von Aktuatoren verbunden ist und die zweite Ansteuerungseinheit über die zweite Schnittstellenverbindungseinheit mit der zweiten Gruppe von Aktuatoren verbunden ist.
Durch eine Bereitstellung von Ansteuerungseinheiten für jeden Aktuator einer Aufgabe oder Aufgabengruppe, kann auch der Ausfall einer Ansteuerungseinheit redundant abgesichert werden. Die Ansteuerungseinheiten können dabei sowohl auf der feststehenden Seite, als auch der beweglichen Seite des Luftfahrzeuges, d. h. auf der Rumpfseite oder auf der Rotorseite vorgesehen sein. Ferner können die Ansteuerungseinheiten in der Ansteuerungsvorrichtung funktional und/oder räumlich implementiert sein, insbesondere, wenn die Ansteuerungseinheiten auf der feststehenden Rumpfseite des Luftfahrzeuges vorgesehen sind.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung sind wenigstens eine der ersten und zweiten Ansteuerungseinheit und die entsprechende der ersten bzw. zweiten Schnittstellenverbindungseinheit ausgelegt, um die entsprechende der ersten bzw. zweiten Gruppe von Aktuatoren über die entsprechende der ersten bzw. zweiten Schnittstellenverbindungseinheit mit Energie zu versorgen.
Auf diese Weise kann nicht nur die Ansteuerung redundant erfolgen, sondern auch die Energieversorgung. Oft erfolgt mit der Ansteuerung der Aktuatoren auch deren Energieversorgung, d. h. die Aktuatoren werden oft durch eine Energieversorgung angesteuert. Der Pfad der Energieversorgung kann weitestgehend auf dem Pfad der Ansteuerung erfolgen, wobei in diesem Fall der Pfad der Ansteuerung auch für den Energietransport ausgelegt sein muss. Der Pfad der Energieversorgung kann aber auch aus Redundanzgründen vom Pfad der Ansteuerung getrennt verlaufen, sodass die Freigabe der Energie, etwa durch Leistungshalbleiter erst verhältnismäßig aktuatornah erfolgt.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung weist die Ansteuerungsanordnung rotorseitig eine Mehrzahl von Ansteuerungseinheiten mit einer ersten Ansteuerungseinheit und einer zweiten Ansteuerungseinheit auf, wobei die Ansteuerungsvorrichtung mit der ersten Ansteuerungseinheit über die erste Schnittstellenverbindungseinheit mit der ersten Gruppe von Aktuatoren verbunden ist und mit der zweiten Ansteuerungseinheit über die zweite Schnittstellenverbindungseinheit mit der zweiten Gruppe von Aktuatoren verbunden ist.
Die Bereitstellung der Ansteuerungseinheiten auf der Rotorseite des Helikopters, oder allgemein auf der beweglichen Seite des Luftfahrzeugs kann die Anzahl der notwendigen Schnittstelleneinheiten in der Schnittstelle vermindern. Die Redundant Ansteuerung wird damit zu einem gewissen Teil auf die Rotorseite verschoben. Zu diesem Zweck können dann die entsprechend notwendigen Komponenten auf der Rotorseite bzw. in den Rotorblättern angeordnet werden.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung sind die Ansteuerungsvorrichtung und die Schnittstelle ausgelegt, um wenigstens einer der ersten und der zweiten Gruppe von Aktuatoren über die Schnittstelle und über die entsprechende der ersten bzw. zweiten Ansteuereinheit mit Energie zu versorgen.
Auf diese Weise kann eine Energieübertragung über die Schnittstelle erfolgen. Die Ansteuereinheit kann dann auch die Energieversorgung der Aktuatoren übernehmen.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung weist die Ansteuerungsanordnung eine Mehrzahl von Energieversorgungen mit einer ersten Energieversorgung und einer zweiten Energieversorgung auf, wobei die erste Energieversorgung das Element aus der ersten Gruppe von Aktuatoren und die zweite Energieversorgung das eine funktional übereinstimmende Aufgabe mit dem Element aus der ersten Gruppe von Aktuatoren aufweisende Element aus der zweiten Gruppe von Aktuatoren mit Energie versorgt.
Der Pfad der Energieversorgung kann in diesem Fall aus Redundanzgründen vom Pfad der Ansteuerung getrennt verlaufen, sodass die Freigabe der Energie, etwa durch Leistungshalbleiter erst verhältnismäßig aktuatornah erfolgt. Die redundante Energieversorgung über etwa die erste Schnittstelleneinheit und die zweite Schnittstelleneinheit ermöglich auch die Funktionsweise der Anordnung über die verbleibende Schnittstelleneinheit, wenn eine der Schnittstelleneinheiten ausfällt.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung sind wenigstens ein Teil der Mehrzahl von Ansteuerungseinheiten mit einem Bussystem verbunden.
Die Bereitstellung eines Bussystems gewährleistet eine weitere redundante Absicherung der Ansteuerungseinheiten. Die Ausgestaltung des Bussystems mit einer Mehrzahl von parallelen Bussen sichert dabei den Ausfall oder die Unterbrechung eines Busses ab. Die Verwendung einer Bustechnologie ermöglich die Ansteuerung einer Mehrzahl von Ansteuerungseinheiten mittels Adressierung über mindestens einen der bei einem Fehlerfall noch verbleibenden Busse eines Bussystems.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung weist wenigstens eines der Bussysteme wenigstens zwei wenigstens teilweise funktional parallel verlaufende Busse auf.
Gemäß den oben bereits erläuterten Kriterien kann der Grad der Redundanz entsprechend den Anforderungen auch bei der Auslegung der Bussysteme auf höhere Redundanzen ausgelegt werden, etwa durch die Bereitstellung von drei oder mehr parallelen Bussen oder auch Bussystemen.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung weist das Verbindungspfadsystem wenigsten zwei wenigstens teilweise funktional parallele verlaufende Verbindungspfade auf.
Auf diese Weise wird nicht nur die Redundanz einzelner Komponenten sichergestellt, sondern auch eine Redundanz des gesamten Ansteuerungspfades.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung ist die Ansteuerungsvorrichtung mit wenigstens einem des ersten Ansteuerungsmoduls und des zweiten Ansteuerungsmoduls mit wenigstens zwei funktional parallel verlaufenden Verbindungspfaden verbunden.
Diese Ausgestaltung gewährleistet die redundante Ansteuerung auf dem Pfad zwischen Ansteuerungsvorrichtung und Ansteuerungsmodul. Da oft vom Ansteuerungsmodul aus die Aktuatoren direkt angesteuert werden, wird mit der redundanten Ansteuerung zwischen Ansteuerungsvorrichtung und Ansteuerungsmodul der wesentliche Teil des Ansteuerungspfades abgedeckt.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung weist der Sensor einen Signalausgang auf, wobei das Signal zur Verarbeitung in einer dem zu überwachenden Aktuator, entsprechenden Ansteuerungseinheit geeignet ist.
Die Bereitstellung eines Sensors zu dem entsprechenden Aktuator ermöglicht die Überprüfung, ob tatsächlich eine Ansteuerung des Aktuators erfolgt ist. Damit kann die Ansteuerung verifiziert werden. Die Verifizierung kann durch eine Zuordnung eines Aktuators zu einem Sensor erfolgen. Jedoch kann auch durch eine geschickte Verteilung der Sensoren die Anzahl der Sensoren geringen sein als die der Aktuatoren, um durch logische Verknüpfungen der Zuordnungen in einer Matrixstruktur eine ordnungsgemäße Ansteuerung sicher zu stellen. Die Anzahl der Sensoren kann jedoch auch höher sein, um eine redundante Auslegung der Sensoren zu ermöglichen.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung ist der Signalausgang des wenigstens einen Sensors mit einem Ansteuerungsmodul verbunden, das von dem Ansteuerungsmodul des zu überwachenden Aktuators verschieden ist.
Durch eine „gekreuzte” Führung der Ansteuerung eines Aktuators und der Rückmeldung eines dazugehörigen Sensors kann auch bei Ausfall eines gesamten Pfades der Ausfall erkannt werden. Das System bleibt bei einer derartigen Struktur im Fehlerfall auf dem verbleibenden Pfad zumindest beobachtbar.
Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung weist ein Rotor eines Luftfahrzeuges einen beweglichen Teil eines Generators auf, der zur Befestigung einer Energieversorgung am Rotorblatt verwendbar ist.
Auf diese Weise kann die Bewegung des Rotors gegenüber dem feststehenden Rumpf zur Erzeugung elektrischer Energie verwendet werden. Dies kann sowohl für den Notfall sinnvoll sein, in dem durch ein derartiges Notfallsystem beim Ausfall des Standardenergieversorgungssystems eine Energieversorgung am Rotor zur Ansteuerung der Aktuatoren bereitgestellt werden kann, als auch in einem normalen Betriebsfall, um überhaupt elektrische Energie für die Ansteuerung am Rotor bereitzustellen. Im letzteren Fall könnte auf eine leitungsgebundene Energieübertragung vom Rumpf auf den Rotor verzichtetet werden. Die Bereitstellung eines Rotors mit einem beweglichen Teil eines Generators zur Bereitstellung einer Energieversorgung am Rotorblatt kann aber auch durch entsprechende Wahl des Generatorrotorteils und des Generatorstatorteils am feststehenden Teil des Rumpfes erfolgen, sodass eine Notfallenergieversorgung auch für den Rest des Luftfahrzeuges erfolgen kann.
Ein erfindungsmäßiges Verfahren zum Ansteuern einer Mehrzahl an/in einem Rotorblatt befindlichen Aktuatoren umfasst ein Bereitstellen einer mit einem Rumpf eines Luftfahrzeugs verbindbaren Ansteuervorrichtung, Bereitstellen wenigstens eines am/im Rotorblatt angeordneten Sensors; koppeln wenigstens eines Elements aus einer ersten oder zweiten Gruppe von Aktuatoren mit dem wenigstens einen Sensor; ein Ansteuern einer Mehrzahl von an/in einem Rotorblatt anbringbare Aktuatoren über eine Mehrzahl von Schnittstellenverbindungseinheiten mit einer ersten Schnittstellenverbindungseinheit einer Schnittstelle zur Verbindung der Ansteuervorrichtung mit einer ersten Gruppe von Aktuatoren und einer zweiten Schnittstellenverbindungseinheit einer Schnittstelle zur Verbindung der Ansteuervorrichtung mit einer zweiten Gruppe von Aktuatoren in einem Verbindungspfadsystem von der Ansteuerungsvorrichtung zu den Aktuatoren, Verifizieren der Ansteuerung des jeweiligen Elements mittels eines Sensor an die Ansteuerungsvorrichtung bereitstellten Signals, wobei das Ansteuern ein Ansteuern einer Mehrzahl von Gruppen von Aktuatoren mit einer ersten Gruppe von Aktuatoren und einer zweiten Gruppe von Aktuatoren umfasst, wobei wenigstens ein Element aus der ersten Gruppe von Aktuatoren und wenigstens ein Element aus der zweiten Gruppe von Aktuatoren eine funktional übereinstimmende Aufgabe aufweisen.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Beispielhafte Ausführungsformen werden im Folgenden mit Bezugnahme auf die folgenden Zeichnungen beschrieben.
1 zeigt eine schematische Ansicht eines Rotors gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der Erfindung.
2 zeigt ein Prinzipschaltbild einer Ansteuerungsanordnung gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der Erfindung.
3 zeigt eine Ansteuerungsanordnung einer anderen beispielhaften Ausführungsform der Erfindung.
4 zeigt eine weitere beispielhafte Ausführungsform einer Ansteuerungsanordnung.
5 zeigt eine weitere Ansteuerungsanordnung gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der Erfindung.
6 zeigt eine weitere beispielhafte Ausführungsform einer Ansteuerungsanordnung gemäß der Erfindung.
7 zeigt eine prinzipielle Anordnung einer Ansteuerung und einer Überwachung gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der Erfindung.
8 zeigt eine Prinzipanordnung einer Energieversorgung gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der Erfindung.
1 zeigt eine beispielhafte prinzipielle Anordnung eines Rotors 4, für den die Ansteuerungsanordnung gemäß der Erfindung verwendet werden kann. Der Rotor 4 eines hier nicht im Weiteren gezeigten Helikopters oder auch eines anderen Luftfahrzeugs mit einem Rotorantrieb weist ein Rotorblatt 5 auf. Auf bzw. an/in dem Rotorblatt 5 können zur Vermeidung von Lärmentwicklung oder Vibrationen Aktuatoren 30, 31a, 31b, 31c, 32a, 32b, 32c angeordnet sein. Diese Aktuatoren können beispielsweise dazu verwendet werden, um die Geometrie des Rotorblattkörpers bzw. die Oberfläche derart zu verformen, dass eine Flugsteuerung ermöglicht bzw. verbessert werden kann und dass Lärmentwicklung bzw. Vibrationsentwicklung durch Turbulenzen am Rotorblatt 5 vermieden werden können, was dann zur Ausweitung eines Betriebsbereiches, zur Leistungssteigerung bzw. zur Reduktion des Treibstoffbedarfes führen kann. Durch die Verwendung derartiger Aktuatoren kann eine höherharmonische bzw. höhenfrequente Veränderung der Blattgeometrie in unterschiedlichen Bereichen des Blattes vorgenommen werden, mit der die unterschiedlichen Dynamikanforderungen, die Betriebssicherheit und die Verfügbarkeit verschiedener Systemkomponenten und insbesondere die Verteilung des Systems auf den feststehenden Teil eines Luftfahrzeugs und des drehenden Systems des Luftfahrzeugs vorteilhaft gelöst werden können.
Insbesondere im Bereich der Luftfahrzeuge ist die Ausgestaltung sämtlicher verwendeter Systeme, die für die Flugstabilität und damit auch für die Flugsicherheit beachtlich sind, in redundanter Form vorteilhaft. Dazu gehören gemäß der Erfindung auch die Aktuatoren, die zur Veränderung einer Geometrie eines Rotorblattes 5 verwendet werden können. Die verwendeten Aktuatoren 30, 31a, 31b, 31c, 32a, 32b, 32c können teilweise oder sämtlich als redundante Aktuatoren ausgeführt sein. Dazu können die Aktuatoren zur Ansteuerung in Gruppen zusammengefasst werden, so wie es in 1 mit den Aktuatoren 31a, 31b, 31c zu einer ersten Gruppe von Aktuatoren 31 erfolgt ist, ebenso wie mit den Aktuatoren 32a, 32b, 32c zu einer zweiten Gruppe von Aktuatoren 32. Gemäß der Erfindung kann die erste Gruppe von Aktuatoren 31 von einer hier nicht gezeigten Ansteuerungsvorrichtung angesteuert werden, ebenso wie die zweite Gruppe von Aktuatoren 32 durch die hier nicht gezeigte Ansteuerungsvorrichtung getrennt davon angesteuert werden kann. Die Anordnung der Aktuatoren auf dem Rotorblatt 5 ist so ausgestaltet, dass wenigstens ein Element aus der ersten Gruppe von Aktuatoren 31 sowie wenigstens ein Element aus der zweiten Gruppe von Aktuatoren 32 eine funktional übereinstimmende Aufgabe aufweisen. In der in 1 gezeigten Ausführungsform sind beispielsweise die Aktuatoren 31a und 32a geschichtet ausgeführt, so dass diese für eine im Wesentlichen übereinstimmende oder zumindest teilweise übereinstimmende funktionale Aufgabe, beispielsweise der Verformung der Oberfläche des Rotorblattes 5, vorgesehen sind. Dabei können die Aktuatoren 31a, 32a so ausgelegt sein, dass jeder der Aktuatoren die auszuführende Aufgabe vollständig alleine ausführen kann, jedoch können die Aktuatoren 31a und 32a auch so ausgelegt sein, dass sie nur gemeinsam die Aufgabe zu 100 Prozent ausführen können, jeder Aktuator für sich jedoch nur einen Teil der Aufgabe ausführt. Dabei können die Aufgaben in dem hier gezeigten Ausführungsbeispiel von jedem Aktuator in einer Größenordnung zwischen 50 Prozent und 100 Prozent ausgeführt werden, je nach Auslegung des Systems und der notwendigen Abdeckung der Aufgabe im Fehlerfall. Dasselbe gilt im Wesentlichen für die Aktuatoren 31b und 32b, ebenso wie für die hier gezeigten Aktuatoren 31c und 32c. Selbstverständlich müssen nicht sämtliche Aktuatoren der ersten Gruppe 31 einen korrespondierenden Aktuator der Gruppe 32 aufweisen, um ein Redundanzkonzept zu realisieren.
Auf diese Weise können für unterschiedliche Anforderungen einer Primär- und Sekundärsteuerung eines Luftfahrzeuges, insbesondere eines Helikopters, aktive Komponenten in Form von Aktuatoren mit unterschiedlicher räumlicher Anordnung verwendet werden, beispielsweise an der Blattspitze, an der Blattwurzel, an der Blattvorderkante und/oder an der Blatthinterkante. Dabei können unterschiedliche Wirksamkeiten sowie Vielfachheiten realisiert werden, insbesondere hinsichtlich der Strukturdynamik und der Aerodynamik, wobei die Vielfachheiten je nach Redundanzerfordernis als Simplex, Duplex, Triplex oder höhergradige Vielfachheiten ausgelegt werden. Durch eine geschickte Kombination und Anordnung derartiger modularer und redundanter Systemkomponenten kann ein einerseits zuverlässiges und andererseits effizientes System hinsichtlich des Leistungsverbrauches, der Zusatzmasse, der Wartung sowie der Anschaffungskosten geschaffen werden, um eine kombinierte Primär- und Sekundärsteuerung eines Helikopters beispielsweise zu realisieren.
2 zeigt eine schematische Anordnung der unterschiedlichen Komponenten einer Ansteuerungsanordnung 1 gemäß der Erfindung. In der 2 ist eine schematische Trennung der Ansteuerungsanordnung 1 auf einen relativ zu dem Luftfahrzeugrumpf feststehenden Bereich und einen beweglichen Bereich vorgenommen. Der feststehende Bereich ist beispielsweise der Rumpf 3 eines Luftfahrzeuges 2, während der bewegliche Teil beispielsweise ein Rotor 4 mit einem Rotorblatt 5 ist. In dem feststehenden Bereich befindet sich im Allgemeinen eine Bedienungseinrichtung 200 zum Bedienen des Luftfahrzeuges 2, wobei diese Bedienungseinrichtung 200 beispielsweise ein Steuerungsknüppel oder unterschiedliche Fußpedale in einem Helikopter sein können. Mit dieser Bedienungseinrichtung 200 wird beispielsweise eine Ansteuerungsvorrichtung 10 initiiert. Diese Ansteuerungsvorrichtung 10 ist beispielsweise in dem feststehenden Teil des Luftfahrzeuges 2 angeordnet, wobei in der hier gezeigten Ausführungsform eine erste Ansteuerungseinheit 11 und eine zweite Ansteuerungseinheit 12 in der Ansteuerungsvorrichtung vorgesehen sind. Über Leitungen ist die Ansteuerungsvorrichtung 10 mit einer Schnittstelle 20 verbunden, die in der hier gezeigten Ausführungsform eine erste Schnittstellenverbindungseinheit 21 und eine zweite Schnittstellenverbindungseinheit 22 aufweist. Auf dem beweglichen Teil des Luftfahrzeuges, beispielsweise auf einem Rotorblatt 5, sind in der hier gezeigten Ausführungsform mehrere Aktuatoren 30, 31a, 32a angeordnet, die zu unterschiedlichen Gruppen von Aktuatoren gehören können. Gemäß einer beispielhaften Ausführungsform der Erfindung wird beispielsweise in der in 2 gezeigten Anordnung ein erster Aktuator 31a aus der ersten Gruppe von Aktuatoren über die erste Schnittstellenverbindungseinheit 21 von einer ersten Ansteuerungseinheit 11 angesteuert, während ein zweiter Aktuator 32a einer zweiten Gruppe von Aktuatoren über die zweite Schnittstellenverbindungseinheit 22 von einer zweiten Ansteuerungseinheit 12 angesteuert wird. Dabei wird davon ausgegangen, dass die beiden Aktuatoren 31a, 32a eine übereinstimmende Aufgabe S aufweisen bzw. ausüben, so dass durch die redundante Auslegung der gesamten Ansteuerung die Gewährleistung der Ausführung der gemeinsamen Aufgabe S gegeben ist, selbst wenn ein Element bzw. ein gesamter Strang ausfällt. Dabei sei angemerkt, dass die Ansteuerungseinheiten 11, 12 nicht zwingend in der Ansteuerungsvorrichtung 10 vorgesehen sein müssen, sondern ebenso außerhalb der Ansteuerungsvorrichtung 10 in dem feststehenden Teil des Luftfahrzeuges angeordnet sein können, ebenso wie in dem beweglichen Teil des Luftfahrzeuges, wie im Folgenden mit Bezugnahme auf die folgenden Figuren noch erläutert werden wird.
3 zeigt die beispielhafte Ausführungsform einer Ansteuerungsanordnung. In der in 3 gezeigten Anordnung ist die Ansteuerungsvorrichtung 10 auf dem feststehenden Teil des Luftfahrzeuges angeordnet und über eine Schnittstelle 20 mit dem beweglichen Teil des Luftfahrzeuges verbunden. Dabei kann die Schnittstelle 20 eine Mehrzahl von hier nicht gezeigten Schnittstellenverbindungseinheiten aufweisen, die nicht auf die erste Schnittstellenverbindungseinheit 21 und die zweite Schnittstellenverbindungseinheit 22 beschränkt ist, sondern eine darüberhinausgehende Anzahl von Schnittstellenverbindungseinheiten aufweisen kann. An dieser Stelle sei angemerkt, dass eine Schnittstellenverbindungseinheit als eine elektrisch leitende Verbindung, beispielsweise durch eine Schleifdrahtanordnung realisiert werden kann, ebenso wie durch eine drahtlose Verbindung, etwa durch eine Funkverbindung oder eine optische Verbindung zwischen dem feststehenden Teil des Luftfahrzeuges und dem beweglichen Teil des Luftfahrzeuges. Eine derartige drahtlose Schnittstellenverbindungseinheit ist im Bereich der Datenübertragung für eine Ansteuerung bzw. eine Datenübertragung für eine Überwachung der Ansteuerung geeignet. Durch eine entsprechende Anordnung kann jedoch über die Schnittstelle 20 auch drahtlos Energie übertragen werden, beispielsweise durch einen induktiven Übertrager oder beispielsweise durch einen in der Schnittstelle implementierten Generator mit einem feststehenden Teil 101 und einem beweglichen Teil 102, so wie in 8 gezeigt ist. Dabei sei angemerkt, dass der feststehende Teil 101 und der bewegliche Teil 102 zusammen einen Generator bilden können, wobei der Stator im Sinne der Nomenklatur eines Generators sowohl der feststehende Teil 101 als auch der bewegliche Teil 102 sein kann, ebenso wie der Rotor in der Nomenklatur eines Generators der feststehende Teil 101 als auch der bewegliche Teil 102 sein kann. Dabei können unterschiedliche Generatorprinzipien verwendet werden, beispielsweise die eines Gleichstromgenerators, eines Wechselstromgenerators, diese wiederum in Form eines Synchrongenerators bzw. eines Asynchrongenerators, die vom Fachmann je nach Eignung entsprechend ausgewählt werden.
In der in 3 gezeigten Anordnung befinden sich die Ansteuerungseinheiten 11, 12 nicht mehr zwingend physikalisch innerhalb der Ansteuerungsvorrichtung 10, sondern auf der beweglichen Seite des Luftfahrzeuges am Rotor 4 bzw. am Rotorblatt 5. In der in 3 gezeigten Ausführungsform können die unterschiedlichen Aktuatoren 31a, 31b, 32a, 32b über Ansteuerungsmodule 51, 52 angesteuert werden. Dabei kann beispielsweise die erste Ansteuerungseinheit 11 eine erste Gruppe von Aktuatoren 31a, 31b über das erste Modul 51 ansteuern, während die zweite Ansteuerungseinheit 12 eine zweite Gruppe von Aktuatoren 32a, 32b über ein zweites Modul 52 ansteuern kann. Dabei sei angemerkt, dass die Ansteuerung der entsprechenden Ansteuerungseinheiten 11, 12 über die Schnittstelle 20 von der Ansteuerungsvorrichtung 10 erfolgen kann, und dass die entsprechenden Zuleitungen durch beispielsweise die Ausgestaltung eines Bussystems ebenfalls redundant ausgelegt sein können. Ebenso können die Verbindungen zwischen den Ansteuerungseinheiten 11, 12 mit den entsprechenden Modulen 51, 52 durch die Ausgestaltung entsprechender Bussysteme 70 redundant ausgestaltet sein, so dass eine Überkreuzansteuerung beim Ausfall einzelner Komponenten erfolgen kann, ohne dass es zu einem wesentlichen Ausfall von Funktionalitäten durch nicht ausgeführte Aufgaben kommt. In der in 3 gezeigten Anordnung weisen die Aktuatoren 31a und 32a eine übereinstimmende Aufgabe S auf, wobei die Aktuatoren 31a und 32a zu unterschiedlichen Gruppen von Aktuatoren 31, 32 gehören und somit auch über unterschiedliche Pfade und Ansteuerungseinheiten 11, 12 angesteuert werden. Auf diese Weise ist gewährleistet, dass bei einem Ausfall einzelner Komponenten oder sogar eines vollständigen Zweiges zumindest Teile der Aufgabe S ausgeführt werden können, nämlich durch den jeweilig verbliebenen und ansteuerbaren Aktuator 31a, 32a.
Die Aktuatoren können räumlich in einer Einheit oder auch physikalisch gekoppelt mit Sensoren 91, 92 ausgestaltet sein, die beispielsweise eine Rückmeldung über die Betätigung des entsprechenden Aktuators 31a, 32a geben können. Diese Rückmeldung kann beispielsweise an das entsprechende Modul 51, 52 erfolgen, von dem auch die Ansteuerung des Aktuators erfolgt ist. Jedoch kann auch eine Rückgabe eines entsprechenden Signals an ein anderes Modul erfolgen, so dass beispielsweise beim Ausfall eines der Module 51, 52, bei dem ein bestimmter Aktuator nicht mehr betätigt wird, eine entsprechende Rückmeldung des zugehörigen Sensors 91, 92 über ein Modul erfolgt, das von dem ausgefallenen Modul verschieden ist. In diesem Fall erfolgt die Rückmeldung der zu den Aktuatoren gehörigen Sensoren über Kreuz an ein anderes Modul 51, 52 als das, von dem die Ansteuerung des entsprechenden Aktuators 31a, 32a erfolgt ist. Eine derartige Überkreuzung ist in der 3 nicht zu sehen, wird jedoch vom Fachmann unter Zuhilfenahme der Lehre der Erfindung ohne weiteres realisiert.
Die in 3 gezeigte Ansteuerungsvorrichtung 10 kann beispielsweise ein Flugsteuerungscomputer sein, der an dem feststehenden Teil, beispielsweise dem Rumpf 2 des Luftfahrzeuges 3 angeordnet ist, wobei die Ansteuerungseinheiten 11, 12 eine Steuerung bzw. ein Computer im beweglichen Teil bzw. dem rotierenden Teil des Luftfahrzeuges sein kann, wobei die Ansteuerungsvorrichtung 10 beispielsweise Information hinsichtlich der Flugbedingungen an die entsprechenden Ansteuerungseinheiten 11, 12 bereitstellt. Mit der in 3 gezeigten Anordnung kann dann die Bandbreite der Anforderungen für eine Ankopplung zwischen dem festen und dem beweglichen Teil des Luftfahrzeuges vermindert werden.
4 zeigt eine weitere beispielhafte Ausführungsform der Erfindung, bei der die Ansteuerungsanordnung wiederum in einen feststehenden Teil 2, 3 und einen beweglichen Teil 4, 5 aufgeteilt ist.
In der in 4 gezeigten Anordnung ist wiederum eine Ansteuerungsvorrichtung 10 vorgesehen, die über ein entsprechendes redundant ausgelegtes Bussystem die Ansteuerungseinheiten 11 und 12 beispielsweise mit Information bezüglich einer Flugbedingung versorgt. Über weitere redundante Bussysteme werden dann die entsprechenden Aktuatoren auf dem beweglichen Teil des Luftfahrzeuges über die Schnittstelle 20 sowie die entsprechenden Module 51, 52 angesteuert. Dabei ist in der in 4 gezeigten Ausführungsform der Erfindung die erste Ansteuerungseinheit 11 und die zweite Ansteuerungseinheit 12 auf der feststehenden Seite des Luftfahrzeuges 2 angeordnet, wobei die Ansteuerung der Module 31a und 32a über die entsprechenden Module 51, 52 sowie die Schnittstelle 20 erfolgt. Auch in der in 4 gezeigten Ausführungsform kann in die bauliche Einheit eines Aktuators 31a, 32a auch ein hier nicht näher bezeichneter Sensor implementiert werden, um die Betätigung des entsprechenden Aktuators zu bestätigen. An dieser Stelle sei angemerkt, dass in der in 4 gezeigten Anordnung sowie auch in den in den verbliebenen Figuren gezeigten Anordnungen die Anzahl der Aktuatorgruppen nicht auf zwei beschränkt ist, ebenso wie die Anzahl der Module sowie der parallelen Leitungen. Die redundante Leitungsführung über Bussysteme kann beispielsweise mittels einer entsprechenden Adressierung der Zielgeräte, wie beispielsweise der Module 51, 52 erfolgen, so dass aus Redundanzgründen die Bereitstellung mehrfach vorhandener Ressourcen gewährleistet werden kann.
5 zeigt eine weitere beispielhafte Ausführungsform der Erfindung, bei der in dem feststehenden Teil des Luftfahrzeuges 2 die Ansteuerungsvorrichtung 10 mit darin vorhandenen Ansteuerungseinheiten 11, 12 angeordnet ist, wobei die Ansteuerungseinheiten 11, 12 mittels eines Bussystems verbunden sein können, um auf diese Weise einen Daten- und Funktionsaustausch bzw. eine Funktionsübernahme realisieren zu können, insbesondere wenn Teile der Ansteuerungsvorrichtung bzw. der Ansteuerungseinheiten ausfallen. Über die Schnittstelle 20 mit den hier nicht näher bezeichneten Schnittstellenverbindungseinheiten 21, 22 können über entsprechende Module 51, 52 wiederum die einzelnen Aktuatorgruppen angesprochen werden, wobei auch in der in 5 gezeigten Anordnung die Aktuatoren 31a und 32a unterschiedlichen Aktuatorgruppen zugehören, jedoch eine gemeinsame Aufgabe S übernehmen oder zumindest bezüglich der Aufgabe S eine überschneidende Funktion aufweisen. Dabei können die unterschiedlichen Module sowohl dazu ausgelegt sein, eine Ansteuerung von Aktuatoren vorzunehmen als auch eine Rückmeldung von entsprechend zugehörigen Sensoren oder auch Einzelsensoren aufzunehmen, wobei die Einzelsensoren nicht zwingend einem entsprechenden Aktuator zugeordnet sein müssen, so wie es bei den unteren Einheiten auf 5 zu sehen ist.
6 zeigt eine weitere beispielhafte Ausführungsform der Erfindung, bei der auf der feststehenden Seite des Luftfahrzeuges 2, 3 die Ansteuerungsvorrichtung 10 vorgesehen ist, einschließlich der darin vorhandenen Ansteuerungseinheiten 11, 12, die hier wiederum mit einem diese verbindenden Bus 80 verbunden sind. Dabei sei angemerkt, dass die erste und zweite Steuerungseinheit 11, 12 nicht zwingend in der Ansteuerungsvorrichtung 10 angeordnet sein muss, sondern eine analoge Anordnung gemäß der 2 vorliegen kann. In der in 6 gezeigten Anordnung ist eine funktionale Aufteilung der in den vorangegangenen Abbildungen gezeigten Modulen 51, 52 vorgenommen, und zwar in den funktionalen Bereich einer Ansteuerung mit den Modulen 51a, 52a und einer Überwachungsfunktion durch die Module 51b, 52b. In der hier gezeigten Ausführungsform der 6 ist die funktionale Einheit der Ansteuerung durch die Module 51a, 52a auf der feststehenden Seite des Luftfahrzeuges 2, 3 angeordnet, während die Überwachungsfunktionalität durch die Module 51b, 52b auf der beweglichen Seite des Luftfahrzeuges 4, 5 angeordnet ist. Selbstverständlich kann der Modulteil 51a, 52a auch auf der beweglichen Seite des Luftfahrzeuges angeordnet sein, ebenso wie der Überwachungsmodulteil 51b, 52b auf der feststehenden Seite des Luftfahrzeuges angeordnet sein kann. In den letztgenannten Fällen ist die Funktionalität von Modul 51a und 51b in einem Modul zusammengefasst, ebenso wie bei den Modulen 52a und 52b.
In der in 6 gezeigten Anordnung werden die Gruppen von Aktuatoren 31, 32 jeweils über entsprechende Leitungen bzw. Busse bzw. Kommunikationsverbindungen 61, 62 eines Verbindungspfadsystems 60 über die Schnittstelle 20 beispielsweise über die Schnittstellenverbindungseinheiten 21, 22 von den Modulen 51a, 52a angesteuert. Die Module 51a, 52a können dabei beispielsweise durch einen eine Redundanz bereitstellenden Bus 70 verbunden sein, sowohl auf der Ausgangsseite als auch auf der Eingangsseite. Dabei können für die Ansteuerung und für die Überwachung jeweils unterschiedliche Schnittstellen 20a, 20b bereitgestellt werden, die jeweils eine erste Schnittstellenverbindungseinheit 21 sowie eine zweite Schnittstellenverbindungseinheit 22 aufweisen. Während über die eine Schnittstelle 20a die Ansteuerung von den Ansteuerungseinheiten 11, 12 über die Busse 71, 72 des Bussystems 70, die Module 51a, 52a an die entsprechende Gruppe von Aktuatoren 31, 32 erfolgt, kann die Überwachung der entsprechenden Module durch integral mit den Aktuatoren verbundene Sensoren 91, 92 erfolgen, die eine Rückmeldung beispielsweise an die Module 51b und 52b geben. Diese wiederum kommunizieren über die andere Schnittstelle 20b mit den darin befindlichen ersten und zweiten Schnittstellenverbindungseinheiten 21, 22 wiederum mit den Ansteuerungseinheiten 11, 12, wodurch die Ansteuerung der entsprechenden Aktuatoren von der Überwachung der entsprechenden Aktuatoren vollständig getrennt werden kann. Darüber hinaus weist die Ansteuerung der Aktuatoren selber eine innere Redundanz auf, die es erlaubt, die Aktuatoren auch bei einem Ausfall einzelner Komponenten bzw. ganzer Stränge aufrechtzuerhalten bzw. die durch die Aktuatoren 31a, 32a übernommene gemeinsame Aufgabe S wenigstens teilweise auszuführen, auch wenn ein Fehlerfall im Ansteuerungszweig vorliegt. Analoge Redundanz kann auch auf dem Überwachungsweg von den Sensoren 91, 92 über die Module 51b, 52b und die Schnittstelle 20b zu der Ansteuerungsvorrichtung 10 bzw. der ersten bzw. zweiten Ansteuerungseinheit 11, 12 erfolgen.
7 zeigt eine beispielhafte Ausführungsform der Erfindung, bei der die Struktur unterschiedlicher Module 51, 52 sowie unterschiedlicher Aktuatoren 31a, 32a, 31b, 32b und entsprechend zugehöriger Sensoren 91a, 92a, 91b, 92b dargestellt ist. An dieser Stelle ist der 7 zu entnehmen, dass beispielsweise der Aktuator 31a durch das Modul 51 betätigt wird, während der Aktuator 32a, der eine mit dem Aktuator 31a übereinstimmende Aufgabe S übernimmt, von einem Modul 52 betätigt wird, das von dem ersten Modul 51 verschieden ist. Auf diese Weise kann eine entsprechende Redundanz hergestellt werden, die nicht nur zwei Module 51, 52 umfasst, sondern auch eine darüber hinausgehende Anzahl von Modulen umfassen kann. An dieser Stelle sei angemerkt, dass die überwachende Rückgabe eines mit dem Aktuator 31a integral verbundenen Sensors 91a nicht zwingend parallel zu dem gleichen Modul 51 erfolgen muss, über das der zugehörige Aktuator 31a angesteuert worden ist, sondern die Rückgabe des entsprechenden Überwachungssensors auch an ein vom Modul 51 verschiedenes Modul 52 erfolgen kann, auch wenn dies in 7 nicht dargestellt ist.
Auf diese Weise wird eine Überwachbarkeit des entsprechenden Aktuators gewährleistet, auch wenn das zugehörige Steuerungs- und Überwachungsmodul 51 ausfällt.
8 zeigt eine beispielhafte Ausführungsform der Erfindung, bei der die Energieversorgung unterschiedlicher Aktuatoren 31a, 32a beispielhaft angegeben wird, und zwar durch jeweils ein erstes Energieversorgungsmodul 41 und ein zweites Energieversorgungsmodul 42, die in der in 8 gezeigten Ausführungsform auf der feststehenden Seite des Luftfahrzeuges 2 angeordnet sind. Dabei versteht sich, dass auch in der 8 nicht gezeigte redundante Bussysteme vorhanden sein können, ebenso wie zwischengeschaltete Module bzw. Kreuzvernetzungen zwischen den Modulen sowie den zugehörigen Aktuatoren 31a, 32a. 8 illustriert an dieser Stelle rein schematisch die Versorgung unterschiedlicher Aktuatoren 31a, 32a, die jedoch eine gemeinsame Aufgabe übernehmen durch unterschiedliche Energieversorgungsmodule 41, 42 über eine Schnittstelle 20 mit darin befindlichen ersten und zweiten Schnittstellenverbindungseinheiten 21, 22. Die unterschiedliche Energieversorgung durch die Module 41, 42 kann jedoch nicht nur auf unterschiedliche Aktuatoren 31a, 32a erfolgen, sondern auch im Hinblick auf unterschiedliche Module 51, 52, die in 8 jedoch aus Übersichtlichkeitsgründen nicht dargestellt sind.
Ferner kann eine Energieerzeugung bzw. Energieumwandlung durch die relative Bewegung des beweglichen bzw. rotierenden Teils 4, 5 des Luftfahrzeuges gegenüber dem feststehenden Teil 3 des Luftfahrzeuges 2 erfolgen, beispielsweise durch einen Generator, der ein mit dem feststehenden Teil des Luftfahrzeuges verbundenes Element 101 sowie ein mit dem beweglichen Teil des Luftfahrzeuges verbundenes Element 102 umfasst. Dabei kann die Zuordnung von Rotor und Stator eines Generators beliebig auf der feststehenden Seite bzw. der beweglichen Seite des Luftfahrzeuges erfolgen.
Bezugszeichenliste

1: Ansteuerungsanordnung
2: Luftfahrzeug
3: Rumpf
4: Rotor
5: Rotorblatt
10: Ansteuerungsvorrichtung
11: erste Ansteuerungseinheit
12: zweite Ansteuerungseinheit
20: Schnittstelle
20a: Schnittstelle
20b: Schnittstelle
21: erste Schnittstellenverbindungseinheit
22: zweite Schnittstellenverbindungseinheit
30: Aktuator
31: erste Gruppe von Aktuatoren
31a: Aktuator
31b: Aktuator
31c: Aktuator
32: zweite Gruppe von Aktuatoren
32a: Aktuator
32b: Aktuator
32c: Aktuator
41: erstes Energieversorgungsmodul
42: zweites Energieversorgungsmodul
51: erstes Ansteuerungsmodul
51a: Ansteuerungsmodul
51b: Überwachungsmodul
52: zweites Ansteuerungsmodul
52a: Ansteuerungsmodul
52b: Überwachungsmodul
60: Verbindungspfadsystem
61: Kommunikationsverbindung
62: Kommunikationsverbindung
70: Bussystem
71: Bus
72: Bus
80: Bussystem
81: Bus
82: Bus
91: Sensor
91a: Sensor
91b: Sensor
92: Sensor
92a: Sensor
92b: Sensor
101: feststehender Teil Generator
102: beweglicher Teil Generator
200: Bedienungseinrichtung
S: funktional übereinstimmende Aufgabe

Claims

Ansteuerungsanordnung zum Ansteuern einer Mehrzahl an/in einem Rotorblatt befindlichen Aktuatoren, wobei die Ansteuerungsanordnung umfasst: eine mit einem Rumpf (3) eines Luftfahrzeugs (2) verbindbare Ansteuerungsvorrichtung (10), ein Rotorblatt (5) mit einer Mehrzahl von an/in dem Rotorblatt (5) angeordneten Aktuatoren (30), eine Schnittstelle (20), wobei die Schnittstelle (20) in einem Verbindungspfadsystem (60) von der Ansteuerungsvorrichtung (10) zu den Aktuatoren (30) angeordnet ist und eine Mehrzahl von Schnittstellenverbindungseinheiten mit einer ersten Schnittstellenverbindungseinheit (21) und einer zweiten Schnittstellenverbindungseinheit (22) aufweist, wobei das Rotorblatt (5) eine Mehrzahl von Gruppen von Aktuatoren (30) mit einer ersten Gruppe von Aktuatoren (31) und einer zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) aufweist, wobei wenigstens ein Element (31a, 31b) aus der ersten Gruppe von Aktuatoren (31) und wenigstens ein Element (32a, 32b) aus der zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) eine funktional übereinstimmende Aufgabe (S) aufweisen, wobei die Ansteuerungsvorrichtung (10) über die erste Schnittstellenverbindungseinheit (21) mit der ersten Gruppe von Aktuatoren (31) verbunden ist und über die zweite Schnittstellenverbindungseinheit (22) mit der zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) verbunden ist, wobei das Rotorblatt (5) wenigstens einen Sensor (91, 92) aufweist; wobei wenigstens ein Element (31a, 31b, 32a, 32b) aus der ersten oder zweiten Gruppe von Aktuatoren (31, 32) mit dem wenigstens einen Sensor (91, 92) gekoppelt ist; wobei der wenigstens eine Sensor (91, 92) ein Signal an die Ansteuerungsvorrichtung (10) bereitstellt, das ausgeführt ist, eine Ansteuerung des wenigstens einen Elements (31a, 31b, 32a, 32b) zu verifizieren.
Ansteuerungsanordnung gemäß Anspruch 1, wobei die Ansteuerungsanordnung (1) eine Mehrzahl von Ansteuerungsmodulen mit einem ersten Ansteuerungsmodul (51) und einem zweiten Ansteuerungsmodul (52) aufweist, wobei die Ansteuerungsvorrichtung (10) über das erste Ansteuerungsmodul (51) mit der ersten Gruppe von Aktuatoren (31) verbunden ist und über das zweite Ansteuerungsmodul (52) mit der zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) verbunden ist.
Ansteuerungsanordnung gemäß Anspruch 2, wobei wenigstens ein Teil der Mehrzahl von Ansteuerungsmodulen mit einem Bussystem (70) verbunden sind.
Ansteuerungsanordnung gemäß einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei die Ansteuerungsvorrichtung (10) eine Mehrzahl von Ansteuerungseinheiten mit einer ersten Ansteuerungseinheit (11) und einer zweiten Ansteuerungseinheit (12) aufweist, wobei die erste Ansteuerungseinheit (11) über die erste Schnittstellenverbindungseinheit (21) mit der ersten Gruppe von Aktuatoren (31) verbunden ist und die zweite Ansteuerungseinheit (12) über die zweite Schnittstellenverbindungseinheit (22) mit der zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) verbunden ist.
Ansteuerungsanordnung gemäß Anspruch 4, wobei wenigstens eine der ersten und zweiten Ansteuerungseinheit (11, 12) und die entsprechende der ersten bzw. zweiten Schnittstellenverbindungseinheit (21, 22) ausgelegt sind, um die entsprechende der ersten bzw. zweiten Gruppe von Aktuatoren (31, 32) über die entsprechende der ersten bzw. zweiten Schnittstellenverbindungseinheit (21, 22) mit Energie zu versorgen.
Ansteuerungsanordnung gemäß einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei die Ansteuerungsanordnung (1) rotorseitig eine Mehrzahl von Ansteuerungseinheiten mit einer ersten Ansteuerungseinheit (11) und einer zweiten Ansteuerungseinheit (12) aufweist, wobei die Ansteuerungsvorrichtung (10) mit der ersten Ansteuerungseinheit (11) über die erste Schnittstellenverbindungseinheit (21) mit der ersten Gruppe von Aktuatoren (31) verbunden ist und mit der zweiten Ansteuerungseinheit (12) über die zweite Schnittstellenverbindungseinheit (22) mit der zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) verbunden ist.
Ansteuerungsanordnung gemäß Anspruch 6, wobei die Ansteuerungsvorrichtung (10) und die Schnittstelle (20) ausgelegt sind, um wenigstens einer der ersten und der zweiten Gruppe von Aktuatoren (31, 32) über die Schnittstelle (20) und über die entsprechende der ersten bzw. zweiten Ansteuereinheit (11, 12) mit Energie zu versorgen.
Ansteuerungsanordnung gemäß einem der Ansprüche 1 bis 7, wobei die Ansteuerungsanordnung (1) eine Mehrzahl von Energieversorgungen mit einer ersten Energieversorgung (41) und einer zweiten Energieversorgung (42) aufweist, wobei die erste Energieversorgung (41) das Element (31a, 31b) aus der ersten Gruppe von Aktuatoren (31) und die zweite Energieversorgung (42) das eine funktional übereinstimmende Aufgabe mit dem Element (31a, 31b) aus der ersten Gruppe von Aktuatoren (31) aufweisende Element (32a, 32b) aus der zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) mit Energie versorgt.
Ansteuerungsanordnung gemäß einem der Ansprüche 4 bis 8, wobei wenigstens ein Teil der Mehrzahl von Ansteuerungseinheiten (11, 12) mit einem Bussystem (80) verbunden sind.
Ansteuerungsanordnung gemäß einem der Ansprüche 3 bis 9, wobei wenigstens eines der Bussysteme (70, 80) wenigstens zwei wenigstens teilweise funktional parallel verlaufende Busse (71, 72, 81, 82) aufweist.
Ansteuerungsanordnung gemäß einem der Ansprüche 1 bis 10, wobei das Verbindungspfadsystem (60) wenigstens zwei wenigstens teilweise funktional parallel verlaufende Verbindungspfade (61, 62) aufweist.
Ansteuerungsanordnung gemäß Anspruch 11, wobei die Ansteuerungsvorrichtung (10) mit wenigstens einem des ersten Ansteuerungsmoduls (51) und des zweiten Ansteuerungsmoduls (52) mit wenigstens zwei funktional parallel verlaufenden Verbindungspfaden (61, 62) verbunden ist.
Ansteuerungsanordnung gemäß einem der Ansprüche 1 bis 12, wobei der wenigstens eine Sensor (91, 92) einen Signalausgang aufweist, wobei das Signal zur Verarbeitung in einer dem zu überwachenden Aktuator (30, 31, 32) entsprechenden Ansteuerungseinheit (11, 12) geeignet ist.
Ansteuerungsanordnung gemäß Anspruch 13, wobei der Signalausgang des wenigstens einen Sensors (91, 91a, 91b, 92, 92a, 92b) mit einem Ansteuerungsmodul (51b, 52b) verbunden ist, das von dem Ansteuerungsmodul (51a, 52a) des zu überwachenden Aktuators (30, 31, 32) verschieden ist.
Ansteuerungsanordnung gemäß einem der Ansprüche 1 bis 14, wobei ferner ein Rotor vorgesehen ist, wobei der Rotor einen beweglichen Teil eines Generators aufweist zur Bereitstellung einer Energieversorgung am Rotorblatt (5).
Verfahren zum Ansteuern einer Mehrzahl an/in einem Rotorblatt (5) befindlichen Aktuatoren (30), wobei das Verfahren umfasst: Bereitstellen einer mit einem Rumpf (3) eines Luftfahrzeugs (2) verbindbaren Ansteuerungsvorrichtung (10), Bereitstellen wenigstens eines am/im Rotorblatt (5) angeordneten Sensors (91, 92); Koppeln wenigstens eines Elements (31a, 31b, 32a, 32b) aus einer ersten oder zweiten Gruppe von Aktuatoren (31, 32) mit dem wenigstens einen Sensor (91, 92); Ansteuern einer Mehrzahl von am/im Rotorblatt (5) angeordneten Aktuatoren (30) über eine Mehrzahl von Schnittstellenverbindungseinheiten mit einer ersten Schnittstellenverbindungseinheit (21) einer Schnittstelle (20) zur Verbindung der Ansteuerungsvorrichtung (10) mit der ersten Gruppe von Aktuatoren (31) und einer zweiten Schnittstellenverbindungseinheit (22) einer Schnittstelle (20) zur Verbindung der Ansteuerungsvorrichtung (10) mit der zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) in einem Verbindungspfadsystem (60) von der Ansteuerungsvorrichtung (10) zu den Aktuatoren (30), Verifizieren der Ansteuerung des jeweiligen Elements (31a, 31b, 32a, 32b) mittels eines von einem Sensor (91, 92) an die Ansteuerungsvorrichtung (10) bereitgestellten Signals, wobei das Ansteuern ein Ansteuern einer Mehrzahl von Gruppen von Aktuatoren mit einer ersten Gruppe von Aktuatoren (31) und einer zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) umfasst, wobei wenigstens ein Element (31a, 31b) aus der ersten Gruppe von Aktuatoren (31) und wenigstens ein Element (32a, 32b) aus der zweiten Gruppe von Aktuatoren (32) eine funktional übereinstimmende Aufgabe aufweisen.