DE102009017653A1

DE102009017653A1 - Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, Flugzeugsystem und Propeller-Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem

Info

Publication number: DE102009017653A1
Application number: DE102009017653A
Authority: DE
Inventors: Ina Ruckes; Peter Scheffers; Olaf Spiller; Michael Willmer
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2009-04-16
Filing date: 2009-04-16
Publication date: 2010-10-21
Also published as: CN102458983A; WO2010118886A2; RU2011146418A; CN102458983B; WO2010118886A3; EP2445782A2; US20120032030A1; CA2758461A1

Abstract

Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, aufweisend: · eine oder mehrere Hochauftriebsklappen (14a, 14b), · eine Ansteuerungsvorrichtung (60, 160) mit einer Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen (14a, 14b), · eine mit den Hochauftriebsklappen (14a, 14b) gekoppelte Antriebsvorrichtung (63, 163), die derart ausgeführt ist, dass diese aufgrund von Ansteuerungskommandos die Hochauftriebsklappen (14a, 14b) zwischen einer eingefahrenen Stellung und einer ausgefahrenen Stellung verstellt, wobei die Ansteuerungsfunktion auf der Basis von Eingangswerten Stellkommandos erzeugt und an die Antriebsvorrichtung (63, 163) zur Verstellung der Hochauftriebsklappen (14a, 14b) sendet, und wobei die Ansteuerungsfunktion eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe (14a, 14b) im Fluge aufweist, die in einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) eine Ausfahrstellung einnimmt, unter Berücksichtigung eines Triebwerksschubs und einer minimalen Flughöhe ein Ansteuerungskommando erzeugt, nachdem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) einfährt.

Description

Die Erfindung betrifft ein Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, ein Flugzeugsystem und ein Propeller-Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem.
Hinsichtlich der Steuerbarkeit in der Längsbewegung eines Flugzeugs besteht die Gefahr des Strömungsabrisses am Höhenleitwerk („Tail Stall”). Die Gefahr eines Strömungsabrisses am Höhenleitwerk mit der Folge eines sogenannten „Negative Tail Stall” tritt vor allem dann auf, wenn in Hochauftriebskonfiguration (Landeklappen ausgefahren) am Höhenleitwerk ein starker Abtrieb erzeugt werden muss. Bei Turbopropellerflugzeugen wird dieser Effekt verstärkt durch den Einfluss des Propellerschubs, welcher über die Landeklappen auf das Höhenleitwerk geführt wird.
Üblicherweise wird dieser Effekt durch eine entsprechende Auslegung des Höhen-Leitwerks kompensiert, um auf diese Weise Stabilitäts- und Steuerbarkeitskriterien, die sich aus den Bauvorschriften (CS und FAR) ableiten, zu erfüllen.
Die Gefahr eines „Tail Stall” hängt ab von dynamischen und instationären Anstellwinkelanteilen des Flugzustands des Flugzeugs. Als besonders kritische Manöver, die implizit die Gefahr des Tail Stall beinhalten, haben sich so genannte Push-Over-Manöver erwiesen. Bei diesen Manövern wird über Steuereingaben der Primärsteuerflächen ein Nachdrücken des Flugzeugs bewirkt. Die eigentliche Gefährdung entsteht, wenn bei diesen kritischen Manövern der Stall-Anstellwinkel überschritten wird, es zu einem Abreißen der Strömung am Leitwerk kommt, so dass nach dem Stand der Technik bei einer entsprechenden Auslegung des Höhenruders und bei einer entsprechenden Auslenkung desselben das Flugzeug nicht mehr in eine sichere Fluglage gebracht werden kann.
Ziel der Leitwerksauslegung ist demnach, vom Stall-Anstellwinkel in vordefinierten Flugzuständen einen ausreichend großen Sicherheitsabstand (Tail Stall Marge) einzuhalten. Zur Bestimmung dieses Wertes besteht neben der Zuverlässigkeit der aerodynamischen Berechnungen jedoch ein weiterer Unsicherheitsfaktor in dem Einfluss einer Vereisung am Höhenleitwerk. In den Bauvorschriften gibt es hinsichtlich des Tail Stall keine direkten Anforderungen. Grundsätzlich wird jedoch gefordert (CS 25.143 General), dass das Flugzeug in allen Flugphasen sicher steuerbar und manövrierbar sein muss. Besteht die Gefahr, dass bei bestimmten Manövern ein Negative Tail Stall eintreten kann, so muss nachgewiesen werden, dass das Flugzeug trotz Strömungsablösung steuerbar bleibt, oder gleich so ausgelegt wurde, dass es mit ausreichender Sicherheit nicht in einen Tail Stall gelangen kann.
Die aus dem Stand der Technik bekannten konstruktiven Maßnahmen gegen eine zu große Limitierung des Flugzeugs gegen einen Tail Stall sehen eine entsprechende Vergrößerung der Höhenleitwerksfläche oder in einer Vergrößerung des Leitwerkhebelarms vor und somit eine Gewichtserhöhung.
Aufgabe der Erfindung ist, eine effiziente Maßnahme an einem Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, einem Flugzeugsystem und einem Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem bereitzustellen, mit der die Gefahr des Strömungsabrisses am Höhenleitwerk minimiert wird und die Flugsicherheit erhöht wird.
Diese Aufgabe wird mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst. Weitere Ausführungsformen sind in den auf diesen rückbezogenen Unteransprüchen angegeben.
Grundsätzlich kann mit der erfindungsgemäßen Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen eine Stabilisierungsmaßnahme bei zwei unterschiedlichen Szenarien vorgenommen werden:

– bei Flugzuständen mit hohem Triebwerksschub bei großem Landeklappenwinkel; und
– bei den sogenannten Push-Over-Manöver.

Die nach der Erfindung vorgesehene Maßnahmen gegen eine zu große Limitierung des Flugzeugs gegen einen Tail Stall ist durch die Gestaltung der Ansteuerungsfunktion zur Verstellung der Hochauftriebklappen, nach der ein automatisches Einfahren der Landeklappen in bestimmten kritischen Flugzuständen erfolgt, um somit den Abwind am Höhenleitwerk zu verringern. Die nach der Erfindung vorgesehene Lösung hat nicht nur den Vorteil, dass diese auf das Gewicht des Flugzeug keinen Einfluss hat, sondern hat auch den Vorteil, dass diese an die spezifische aerodynamische Auslegung des Flugzeug speziell angepasst und für diese speziell optimiert werden kann.
Die nach dem Stand der Technik vorgesehene Lösung kann die Gefahr eines Strömungsabrisses am Höhenleitwerk nur beschränkt kompensieren. Mit der erfindungsgemäßen Lösung, nach der die Ansteuerungsfunktion einen Triebwerksschub-Grenzwert berücksichtigt und in Abhängigkeit davon, ob ein kommandierter Treibwerksschub oberhalb dieses Triebwerksschub-Grenzwerts liegt, die Hochauftriebsklappe einfährt, können spezifische aerodynamische Wirkungen verhindert werden, die bei ausgefahrenen Hochauftriebsklappen eintreten können.
Nach der Erfindung ist ein Hochauftriebssystem eines Flugzeugs vorgesehen, das insbesondere aufweist:

– eine oder mehrere Hochauftriebsklappen,
– eine Ansteuerungsvorrichtung mit einer Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen,
– eine mit den Hochauftriebsklappen gekoppelte Antriebsvorrichtung, die derart ausgeführt ist, dass diese aufgrund von Ansteuerungskommandos die Hochauftriebsklappen zwischen einer eingefahrenen Stellung und einer ausgefahrenen Stellung verstellt,

Nach einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel weist die Ansteuerungsfunktion insbesondere eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe im Fluge auf, die derart ausgeführt ist, dass diese die in einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe eine Ausfahrstellung einnimmt, unter Berücksichtigung eines Triebwerksschubs und einer minimalen Flughöhe ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe einfährt.
Nach einem weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel oder in einer bestimmten Betriebsart weist die Ansteuerungsfunktion insbesondere eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe im Fluge auf, die derart ausgeführt ist, dass diese ausgehend von einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe eine Ausfahrstellung zwischen 80 und 100% der maximalen Ausfahrstellung einnimmt, ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe in eine Ausfahrstellung zwischen 30 und 80% der maximalen Ausfahrstellung einfährt, wenn vorbestimmte Bedingungen der Ansteuerungsfunktion erfüllt sind, wobei die Bedingungen folgendermaßen gestaltet sind:

– die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für den aktuellen Triebwerksschub, der einen Triebwerksschub-Grenzwert erreicht,
– die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die aktuelle Flughöhe, der einen vorgegebenen Flughöhen-Grenzwert für eine minimale Flughöhe über Grund überschreitet, wobei der Flughöhen-Grenzwert mindestens 20 m beträgt.

Diese Bedingungen müssen innerhalb eines vorgegebenen Zeitintervalls erfüllt sein, dass die Ansteuerungsfunktion die Hochauftriebsklappe einfährt.
Dabei kann der Triebwerksschub-Grenzwert mit einem Wert definiert sein, der größer als 50% des maximalen Triebswerksschubs ist.
Der aktuelle Triebwerksschub kann erfindungsgemäß insbesondere eine Sollvorgabe für den Triebwerksschub oder ein ermittelter oder gemessener Triebwerksschub sein.
Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel oder in einer bestimmten Betriebsart der Erfindung ist vorgesehen, dass die Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe folgende Werte berücksichtigt:

– einen aktuellen Triebwerksschub,
– einen Wert für die aktuelle Flughöhe,
– einen Verstellzustand oder eine Bewegung des Höhenruders oder ein Kommandosignal zur Verstellung des Höhenruders in einen Zustand, der eine negative Nickbewegung bewirkt.

Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel oder in einer bestimmten Betriebsart der Erfindung ist vorgesehen, dass die Bedingungen für die Erzeugung des Ansteuerungskommandos zum Einfahren der Hochauftriebsklappe folgendermaßen gestaltet sind:

– die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für den aktuellen Triebwerksschub, der einen Triebwerksschub-Grenzwert überschreitet, wobei der Triebwerksschub-Grenzwert mit einem Wert definiert ist, der zwischen 40% und 90% des maximalen Triebswerksschubs ist,
– die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die aktuelle Flughöhe, der einen vorgegebenen Flughöhen-Grenzwert für eine minimale Flughöhe über Grund überschreitet, wobei der Flughöhen-Grenzwert mindestens 20 m beträgt,
– die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die Kommandierung des Höhenruders, der in einen vorgegebenen Höhenruderverstellkommando-Grenzwert übersteigt, wobei der Höhenruderverstellkommando-Grenzwert in dem Bereich zwischen 50 und 100% der maximalen Ausfahrstellung des Höhenruders nach unten gelegen ist.

Die erfindungsgemäß vorgeschlagenen Lösungen erlauben eine Detailanpassung auch zu einem sehr späten Zeitpunkt der Flugzeugentwicklung, da diese keine konstruktive Maßnahme erfordert. Dieser Umstand verringert messbar das Entwicklungsrisiko und ermöglicht in einem sinnvollen Rahmen die Flexibilität während der Flugzeugentwicklung. Die Reduzierung der Betriebskosten eines Flugzeuges überwiegen die Erhöhung der Komplexität der S/W und damit die Einmalkosten bei einer Flugzeugentwicklung signifikant. Die in S/W implementierte Ansteuerungsfunktion überwacht relevante Flugzeugparameter, wertet diese aus und erzeugt ein Kommando zum Einfahren der Landeklappen. Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Hochauftriebssystems sind die Ansteuerungsvorrichtung und die externen Quellen für die durch die Ansteuerungsvorrichtung verwendeten Werte oder Signale redundant vorgesehen.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Flugzeugsystem mit einem erfindungsgemäßen Hochauftriebssystem vorgesehen.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Propeller-Flugzeug mit dem erfindungsgemäßen Flugzeugsystem und/oder mit dem erfindungsgemäßen Hochauftriebssystem vorgesehen. Das Propeller-Flugzeug kann insbesondere ein Flugzeug sein, dass die Propeller-Triebwerke an den Tragflügeln angebracht sind. Dabei kann das Propeller-Flugzeug kann insbesondere ein Hochdecker sein. Bei diesen Ausführungsbeispielen des erfindungsgemäßen Flugzeugs kann die erfindungsgemäße Funktion vorteilhaft eingesetzt werden, da die Gefahr eines Strömungsabrisses am Höhenleitwerk mit der Folge eines sogenannten „Negative Tail Stall” insbesondere in der Hochauftriebskonfiguration (mit Landeklappen ausgefahren), in der am Höhenleitwerk ein starker Abtrieb erzeugt werden muss, bei Turbopropellerflugzeugen verstärkt durch den Einfluss des Propellerschubs, welcher über die Landeklappen auf das Höhenleitwerk geführt wird, besteht. Mit der erfindungsgemäßen Lösung kann erreicht werden, dass sich das Flugzeug innerhalb von Flugzuständen befindet, die einen ausreichenden Sicherheitsabstand zu dem Zustand haben, in dem die Gefahr eines solchen Strömungsabrisses besteht. Im Folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung an Hand der beigefügten Figuren beschrieben, die zeigen:
1 eine schematische Darstellung eines Flugzeugs mit einer funktionalen Darstellung einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Hochauftriebs-Systems;
2 eine funktionale Darstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Hochauftriebssystems zum Verstellen von Hochauftriebsklappen mit einer Antriebsvorrichtung;
3 eine funktionale Darstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Hochauftriebssystems zum Verstellen von Hochauftriebsklappen mit einer Antriebsvorrichtung;
4 ein Ausführungsbeispiel eines Datenkommunikationssystems zur Kommunikation zwischen zwei Ansteuerungsfunktionen eines Hochauftriebssystems, einem Triebswerkskontrollsystem, einer Sensorvorrichtung zur Ermittlung der Flughöhe über Grund und einer Flugsteuerungsvorrichtung;
5 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Datenkommunikationssystems zur Kommunikation zwischen zwei Ansteuerungsfunktionen eines Hochauftriebssystems, einem Triebswerkskontrollsystem, einer Sensorvorrichtung zur Ermittlung der Flughöhe über Grund und einer Flugsteuerungsvorrichtung;
6 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Datenkommunikationssystems zur Kommunikation zwischen zwei Ansteuerungsfunktionen eines Hochauftriebssystems, einem Triebswerkskontrollsystem, einer Sensorvorrichtung zur Ermittlung der Flughöhe über Grund und einer Flugsteuerungsvorrichtung;
7 ein Ausführungsbeispiel eines Datenkommunikationssystems zur Kommunikation zwischen zwei Ansteuerungsfunktionen eines Hochauftriebssystems und zwei Sensorvorrichtungen zur Ermittlung der Flughöhe über Grund.
Die 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines geregelten Flugzeugs F mit zwei Tragflügeln 10a, 10b. Die Tragflügel 10a, 10b weisen jeweils zumindest ein Querruder 11a bzw. 11b und zumindest eine Hinterkantenklappe 14a, 14b auf. Optional können die Tragflügel 10a, 10b jeweils eine Mehrzahl von Spoilern und/oder Vorflügel aufweisen. Weiterhin weist das Flugzeug F ein Seitenleitwerk 20 mit zumindest einem Seitenruder und einem Höhenruder 22 auf. Das Seitenleitwerk 20 kann z. B. als T-Leitwerk oder Kreuz-Leitwerk ausgebildet sein. Das Flugzeug F kann insbesondere ein Propeller-Flugzeug mit Propeller-Triebwerken P sein. Bei diesem kann insbesondere vorgesehen sein, dass bei dem Propeller-Flugzeug die Propeller-Triebwerke P an den Tragflügeln 10a, 10b angebracht sind, wie dies in der 1 dargestellt ist. Weiterhin kann das Propeller-Flugzeug F ein Hochdecker sein.
Das Flugzeug F oder ein Flugführungssystem FF weist eine Flugsteuerungsvorrichtung 50 sowie eine mit der Flugsteuerungsvorrichtung 50 funktional in Verbindung stehende Luftdaten-Sensorvorrichtung 51 zur Erfassung von Flugzustandsdaten einschließlich der barometrischen Höhe, der Umgebungstemperatur, der Strömungsgeschwindigkeit, des Anstellwinkels und des Schiebewinkels des Flugzeugs auf. Weiterhin weist das Flugzeug eine Höhenmess-Vorrichtung 53 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs F über Grund auf. Weiterhin kann das Flugzeug eine Sensorvorrichtung mit Sensoren und insbesondere Inertialsensoren zur Erfassung der Drehraten des Flugzeugs aufweisen (nicht dargestellt). Hierzu weist die Flugsteuerungsvorrichtung 50 eine Empfangsvorrichtung zum Empfang der von der Sensorvorrichtung erfassten und an die Flugsteuerungsvorrichtung 50 übermittelten Sensorwerte auf.
Weiterhin ist mit der Flugsteuerungsvorrichtung 50 funktional eine Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 verbunden, mit der Steuerungskommandos in Form von Soll-Vorgaben zur Steuerung des Flugzeugs F erzeugt und an die Flugsteuerungsvorrichtung 50 übermittelt werden. Die Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 kann eine manuelle Eingabevorrichtung aufweisen. Alternativ oder zusätzlich kann die Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 auch eine Autopiloten-Vorrichtung aufweisen, die Steuerungskommandos in Form von Soll-Vorgaben zur Steuerung des Flugzeugs F automatisch aufgrund von Sensorwerten, die von Sensorvorrichtungen an die Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 übermittelt werden, erzeugt und an die Flugsteuerungsvorrichtung 50 übermittelt.
Den Steuerklappen, wie den Spoilern, Vorflügeln, Hinterkantenklappen 14a, 14b, dem Seiteruder und/oder dem Höhenruder 22, soweit von diesen einer bzw. eine oder mehrere vorgesehen sind, ist zumindest ein Stellantrieb und/oder eine Antriebsvorrichtung zugeordnet. Insbesondere kann vorgesehen sein, dass einer dieser Steuerklappen jeweils ein Stellantrieb zugeordnet ist. Auch können mehrere Steuerklappen von einem Stellantrieb oder von jeweils einem Stellantrieb, die von einer Antriebsvorrichtung angetrieben werden, zu deren Verstellung gekoppelt sein. Dies kann insbesondere Hinterkantenklappen 14a, 14b und – falls vorhanden – bei den Vorflügeln 13a, 13b vorgesehen sein.
Die Flugsteuerungsvorrichtung 50 weist eine Steuerungsfunktion auf, die von der Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 Steuerungskommandos und von der Sensorvorrichtung und insbesondere von der Luftdaten-Sensorvorrichtung 51 Sensorwerte empfängt. Die Steuerungsfunktion ist derart ausgeführt, dass diese in Abhängigkeit der Steuerungskommandos oder Soll-Vorgaben und der erfassten und empfangenden Sensorwerte Stellkommandos für die Stellantriebe erzeugt und an diese übermittelt, so dass durch Betätigung der Stellantriebe eine Steuerung des Flugzeugs F gemäß der Steuerungskommandos erfolgt.
Das Flugzeug nach der Erfindung oder das erfindungsgemäße Hochauftriebssystem HAS weistinsbesondere auf:

– eine oder mehrere Hochauftriebsklappen 14a, 14b an jedem Tragflügel,
– eine Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung oder Ansteuerungsvorrichtung 60 mit einer Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen 14a, 14b,
– eine mit den Hochauftriebsklappen 14a, 14b gekoppelte Antriebsvorrichtung 63, die derart ausgeführt ist, dass diese aufgrund von Ansteuerungskommandos die Hochauftriebsklappen 14a, 14b zwischen einer eingefahrenen Stellung und einer ausgefahrenen Stellung verstellt,

63

Ein Ausführungsbeispiel des Hochauftriebssystems HAS wird an Hand der 2 beschrieben, das vier Hochauftriebsklappen oder Landeklappen A1, A2; B1 B2 aufweist, das jedoch generell an einem Hauptflügel verstellbare Klappen oder aerodynamische Körper aufweist. In der 2 sind zwei Landeklappen je Tragflügel, der in der Darstellung der 1 nicht gezeigt ist, dargestellt. Im Einzelnen sind dargestellt: eine innere Landeklappe A1 und eine äußere Landeklappe A2 an einem ersten Tragflügel und eine innere Landeklappe B1 und eine äußere Landeklappe B2 an einem zweiten Tragflügel. Bei dem erfindungsgemäßen Hochauftriebssystem können auch weniger oder mehr als zwei Landeklappen pro Tragflügel vorgesehen sein.
Das Hochauftriebssystem HAS wird betätigt und kontrolliert über eine Piloten-Schnittstelle, die insbesondere ein Betätigungsorgan 56 wie z. B. einen Betätigungshebel aufweist. Das Betätigungsorgan 56 ist Teil der Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 oder dieser zugeordnet und ist mit der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 50 oder der Ansteuerungsvorrichtung 60 mit der Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos oder Steuerkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen funktional gekoppelt. Die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 50 bzw. die Ansteuerungsvorrichtung 60 übermittelt Steuerkommandos über eine Ansteuerungs-Leitung 8 zur Ansteuerung einer zentralen Antriebseinheit 7.
In der Ausführungsform nach der 2 ist die Antriebsvorrichtung 63 als zentrale Antriebsvorrichtung oder Antriebseinheit gebildet, so dass die Stellkommandos oder Steuerkommandos von der Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 über die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 50 oder direkt von der Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 über eine Ansteuerungs-Leitung 68 zur Ansteuerung einer zentralen Antriebseinheit 63 übermittelt werden. Die z. B. zentral, d. h. im Rumpfbereich angeordnete Antriebseinheit 63 weist zumindest einen Antriebsmotor auf, dessen Ausgangsleistung an Antriebs-Drehwellen W1, W2 übertragen werden. Dazu sind an die zentrale Antriebseinheit 63 die zwei Antriebs-Drehwellen W1, W2 jeweils zur Betätigung der zumindest einen Klappe A1, A2 bzw. B1, B2 je Tragflügel angekoppelt. Die beiden Antriebs-Drehwellen W1, W2 sind an die zentrale Antriebseinheit 63 gekoppelt und werden durch diese miteinander synchronisiert. Aufgrund entsprechender Steuerkommandos versetzt die zentrale Antriebseinheit 63 die Antriebs-Drehwellen W1, W2 in Drehung zur Ausübung von Stellbewegungen der mit diesen gekoppelten Verstell-Vorrichtungen der jeweiligen Klappe. In einem der Antriebseinheit 63 nahe gelegenen Wellenabschnitt der Antriebs-Drehwellen 11, 12 kann ein Drehmoment-Begrenzer T integriert sein. An jeder Klappe A1, A2 bzw. B1, B2 sind zwei Verstell-Vorrichtungen vorgesehen. Jeder der Antriebs-Drehwellen W1, W2 ist an jeweils eine der Verstell-Vorrichtungen angekoppelt. Bei dem in der 1 dargestellten Hochauftriebssystem sind an jeder Klappe jeweils zwei Verstellvorrichtungen angeordnet, und zwar im Einzelnen an den inneren Klappen A1 und B1 die Verstell-Vorrichtungen A11, A12 bzw. B11, B12 und an den äußeren Klappen A2 und B2 die Verstell-Vorrichtungen A21, A22 bzw. B21, B22. Nach einem Ausführungsbeispiel weist jede der Verstell-Vorrichtungen A11, A12, B11, B12, A21, A22, B21, B22 ein Übersetzungsgetriebe 20, eine Verstell-Kinematik 21 sowie ein Positionssensor 22 auf. Das Übersetzungsgetriebe 20 ist mechanisch an die jeweiligen Antriebs-Drehwellen 11, 12 angekoppelt und setzt eine Rotationsbewegung der jeweiligen Antriebs-Drehwellen 11, 12 in eine Verstellbewegung des Klappenbereichs um, der mit der jeweiligen Verstell-Vorrichtungen A11, A12, B11, B12, A21, A22, B21, B22 gekoppelt ist. An jeder Verstell-Vorrichtung A11, A12, B11, B12, A21, A22, B21, B22 einer Klappe ist ein Positionssensor 22 angeordnet, der die aktuelle Position der jeweiligen Klappe ermittelt und diesen Positionswert über eine nicht dargestellte Leitung an die Ansteuerungsvorrichtung 60 sendet.
In der 3 ist ein alternatives Hochauftriebssystem nach der Erfindung dargestellt. In der Ausführungsform nach der 3 ist die Antriebsvorrichtung – nicht wie in der in der 2 dargestellten Ausführungsform – als zentrale Antriebsvorrichtung oder Antriebseinheit gebildet. Stattdessen ist jede Klappe A1, A2; B1 B2 mittels jeweils einer zugeordneten Antriebsvorrichtung PA1, PA2, PB1, PB2 zwischen einer eingefahrenen Stellung und mehreren ausgefahrenen Stellungen verstellbar. Das in der 3 dargestellte Stellsystem oder Hochauftriebsystem HAS ist zum Verstellen zumindest einer Landeklappe an jedem Tragflügel vorgesehen. In dem in der 3 dargestellten Ausführungsbeispiel sind zwei aerodynamische Körper oder Klappen oder Hochauftriebsklappen je Tragflügel, der in der Darstellung der 3 nicht gezeigt ist, dargestellt: eine innere Klappe A1 und eine äußere Klappe A2 an einem ersten Tragflügel und eine innere Klappe B1 und eine äußere Klappe B2 an einem zweiten Tragflügel. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel des Hochauftriebssystems können auch weniger oder mehr als zwei Klappen pro Tragflügel verwendet werden.
Jedem aerodynamischen Körper oder jeder Klappe ist jeweils eine Antriebseinheit zugeordnet, wobei an den inneren Klappen A1, B1 die Antriebsvorrichtungen PA1 bzw. PB1 und an den äußeren Klappen A2, B2 die Antriebsvorrichtungen PA2 bzw. PB2 angekoppelt sind. Die Antriebsvorrichtungen PA1, PA2, PB1, PB2 können automatisch oder über eine Piloten-Schnittstelle mit einer Eingabevorrichtung 155 betätigt und kontrolliert werden, die insbesondere ein Betätigungsorgan wie z. B. einen Betätigungshebel aufweist. Die Piloten-Schnittstelle 155 ist mit der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 160 funktional gekoppelt. Die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 160 steht funktional mit jeder Antriebsvorrichtung PA1, PA2, PB1, PB2 in Verbindung, wobei jedem aerodynamischen Körper A1, A2; B1, B2 jeweils eine Antriebsvorrichtung PA1, PA2, PB1, PB2 zugeordnet ist.
An die Antriebsvorrichtungen PA1, PA2, PB1, PB2 sind zwei Antriebs-Verbindungen 151, 152 mit Antriebswellen angekoppelt, die von den Antriebsvorrichtungen PA1, PA2, PB1, PB2 angetrieben werden. Jeder der Antriebs-Verbindungen 151, 152 ist mit einer Verstellmechanik 121 gekoppelt. Jede der Antriebsvorrichtungen PA1, PA2, P131, PB2 kann insbesondere aufweisen: zumindest einen Antriebsmotor und zumindest eine Brems-Vorrichtung (nicht dargestellt), um die Ausgänge jeweils des ersten bzw. zweiten Antriebsmotors auf ein entsprechendes Kommandos durch die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 160 anzuhalten und zu arretieren, wenn von der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 160 ein entsprechender Fehler erkannt worden ist. An jeder Klappe A1, A2 bzw. B1, B2 sind zumindest zwei Verstellvorrichtungen A11, A12, A21, A22; B11, B12, B21, B22 angeordnet, die jeweils Klappen-Kinematiken aufweisen. An jede der Verstellvorrichtungen A11, A12, A21, A22; B11, B12, B21, B22 ist jeweils eine der beiden Antriebs-Verbindungen 151, 152 angekoppelt, die wiederum an jeweils einer der Antriebsvorrichtungen PA1, PA2, PB1, PB2 angekoppelt sind. Bei dem in der 3 dargestellten Hochauftriebssystem sind an jeder Klappe jeweils zwei Verstellvorrichtungen angeordnet, und zwar im Einzelnen an den inneren Klappen A1 und B1 die Verstellvorrichtungen A11, A12 bzw. B11, B12 und an den äußeren Klappen A2 und B2 die Verstellvorrichtungen A21, A22 bzw. B21, B22. Weierhin kann isnbesondere jeder der Verstellvorrichtungen A11, A12, B11, B12, A21, A22, B21, B22 jeweils ein Übersetzungsgetriebe 120, eine Verstell-Kinematik 121 sowie ein Positionssensor 122 zugeordnet sein. Generell kann das Übersetzungsgetriebe 120 durch einen Spindelantrieb oder einen Drehaktuator realisiert sein. Das Übersetzungsgetriebe 120 ist mechanisch an den jeweiligen Drehwellen-Antriebsstrang 151 bzw. 152 angekoppelt und setzt eine Rotationsbewegung des jeweiligen Antriebsstrangs 151 bzw. 152 in eine Verstellbewegung des Klappenbereichs um, der mit der jeweiligen Verstellmechanik gekoppelt ist.
Weiterhin weist die Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 des Flugzeugs eine Triebwerkschub-Eingabevorrichtung (in den Figuren nicht dargestellt) auf, mit der Triebwerksschub-Sollvorgaben kommandiert werden können, die an eine Triebwerks-Ansteuerungsvorrichtung gesendet werden, um den durch die Triebwerke des Flugzeugs zu erzeugenden Triebwerksschub einzustellen. Dabei kann vorgesehen sein, dass die Triebwerksschub-Sollvorgaben durch eine manuelle Eingabe und/oder durch eine Autopilotenfunktion des Flugzeugssystems eingeben werden. Nach der Erfindung ist vorgesehen, dass die Triebwerkschub-Eingabevorrichtung funktional derart mit der Ansteuerungsvorrichtung des Hochauftriebssystems HAS verbunden, dass die Triebwerksschub-Sollvorgaben oder der gemessene Triebwerksschub an die Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 übermittelt werden.
Nach der Erfindung weist die Ansteuerungsfunktion der Ansteuerungsvorrichtung oder Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 60, 160 eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe 14a, 14b im Fluge auf, die derart ausgeführt ist, dass diese in einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe 14a, 14b eine Ausfahrstellung einnimmt, unter Berücksichtigung eines Triebwerksschubs und einer minimalen Flughöhe ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe 14a, 14b einfährt.
Insbesondere kann die Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe 14a, 14b derart ausgeführt sein, dass diese ausgehend von einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe 14a, 14b eine Ausfahrstellung zwischen 80 und 100% der maximalen Ausfahrstellung einnimmt, ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe 14a, 14b in eine Ausfahrstellung um mindestens 10% und z. B. zwischen 30 und 80% der maximalen Ausfahrstellung einfährt, wenn vorbestimmte Bedingungen der Ansteuerungsfunktion erfüllt sind, wobei die Bedingungen folgendermaßen gestaltet sind:

Diese Bedingungen müssen beide in einem vorgegebenen Zeitraum erfüllt sein, so dass diese Bedingungen in dieser Hinsicht gleichzeitig erfüllt sein müssen.
Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel kann vorgesehen sein, dass der Triebwerksschub-Grenzwert mit einem Wert definiert ist, der größer als 50% des maximalen Triebswerksschubs ist.
Bei diesen Ausführungsbeispielen der Ansteuerungsfunktion sind die für das Einfahren der Hochauftriebsklappe unabhängig von einer Soll-Vorgabe für das Höhenruder.
Bei den Flugzuständen mit hohem Triebwerksschub bei großem Landeklappenwinkel erzeugt der hohe Schub der Triebwerke in Verbindung mit dem großen Landeklappenwinkel einen starken Abwind am Höhenleitwerk. Wird unter diesen Bedingungen das Flugzeug durch Steuereingaben nachgedrückt, besteht die Gefahr des Tail Stalls. Um dies zu vermeiden, werden präventiv die Landeklappen automatisch um den erforderlichen Winkel eingefahren. Dies kann lediglich in ausreichender Flughöhe über Grund erfolgen, um einen plötzlichen Auftriebsverlust in Bodennähe und damit verbundenen möglichen Bodenkontakt zu vermeiden. Somit wird erfindungsgemäß in ausreichender Flughöhe bei hohem Landeklappenwinkel und hohem Triebwerksschub die Landeklappe automatisch um den erforderlichen Winkel eingefahren.
Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Hochauftriebssystems ist vorgesehen, dass die Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe 14a, 14b folgende Werte berücksichtigt:

– einen aktuellen Triebwerksschub,
– einen Wert für die aktuelle Flughöhe,
– einen Verstellzustand oder eine Bewegung oder eine Kommandierung des Höhenruders in eine Richtung, die eine negative Nickbewegung bewirkt.

In einem weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel können die Bedingungen für die Erzeugung des Ansteuerungskommandos zum Einfahren der Hochauftriebsklappe folgendermaßen gestaltet sein:

– die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für den aktuellen Triebwerksschub, der einen Triebwerksschub-Grenzwert überschreitet, wobei der Triebwerksschub-Grenzwert mit einem Wert definiert ist, der zwischen 40% und 90% des maximalen Triebswerksschubs ist,
– die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die aktuelle Flughöhe, der einen vorgegebenen Flughöhen-Grenzwert für eine minimale Flughöhe über Grund überschreitet, wobei der Flughöhen-Grenzwert mindestens 20 m beträgt,
– die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die Kommandierung des Höhenruders, der in einen vorgegebenen Höhenruderverstellkommando-Grenzwert übersteigt, wobei der Höhenruderverstellkommando-Grenzwert in dem Bereich zwischen 50 und 100% der maximalen Ausfahrstellung des Höhenruders nach unten, d. h. in die Richtung zur Kommandierung einer Vergrößerung des negativen Anstellwinkels des Flugzeugs, gelegen ist.

Bei diesen Ausführungsbeispielen der erfindungsgemäßen Lösung zur Verbesserung der Flugstabilität und Steuerbarkeit bei ausgefahrenen Hochauftriebsklappen, bei denen

– ein aktueller Triebwerksschub,
– ein Wert für die aktuelle Flughöhe,
– eine Stellung des Höhenruders oder eine Kommandierung des Höhenruders in eine Richtung, die eine negative Nickbewegung bewirkt,

Bei Pushover Manövern wird über die Steuereingaben an die Primärsteuerflächen (Höhenruder) ein Nachdrücken des Flugzeugs bewirkt, um schnell einen hohen negativen Anstellwinkel des Flugzeugs zu erreichen. Bei diesen dynamischen, instationären Manövern bei mittlerem bis hohem Triebwerksschub entsteht sehr schnell ein hoher negativer Anstellwinkel am Höhenleitwerk. Um auch hier den negativen Tail Stall bei großem Landeklappenwinkel aktiv zu vermeiden, werden die Landeklappen automatisch um den erforderlichen Winkel eingefahren, wenn folgende Parameter verarbeitet werden, um ein sicheres, automatisches Einfahren der Landeklappen in diesem Szenario zu gewährleisten:

– Ausfahrstellung der Hochauftriebsklappe oder der aerodynamischen Körpers und z. B. Landeklappenwinkel;
– Bewegung oder Ausfahrstellung des Höhenruders und z. B. die Steuereingabe an das Höhenruder;
– ein Wert für den Triebwerksschub;
– eine Flughöhe über Grund.

In ausreichender Flughöhe wird bei hohem Landeklappenwinkel und mittlerem bis hohem Triebwerksschub sowie einer hohen Steuereingabe an das Höhenruder die Landeklappe automatisch um den erforderlichen Winkel eingefahren.
Bei dem erfindungsgemäß vorgesehenen Flugzeugsystem kann insbesondere vorgesehen sein, dass die von der Ansteuerungsfunktion je nach Ausführungsbeispiel verwendeten Werte aus folgenden Datenquellen erhalten werden:

– Die Ausfahrstellung der Hochauftriebsklappe oder der Hochauftriebsklappen wird durch Sensoren ermittelt, die die aktuelle Stellung der jeweiligen Hochauftriebsklappe erfassen.
– Für den aktuellen Triebwerksschub kann ein jeweils kommandierter Treibwerksschub verwendet werden, so dass dieser als Soll-Vorgabe von Sensoren ermittelt wird, die die aktuelle Stellung einer Triebwerksschub-Eingabevorrichtung erfassen. Der aktuelle Triebwerksschub kann alternativ oder zusätzlich auch von einem Sensorwert abgeleitet werden, der am Triebwerk erfasst wird.
– Für die Flughöhe über Grund kann der Sensorwert eines Radar-Höhenmessers verwendet werden. Alternativ oder zusätzlich kann auch der Sensorwert einer Höhenermittlung durch einen Satelliten-Navigationssensor verwendet werden.
– Zur Ermittlung eines Wertes für die Bewegung oder Ausfahrstellung des Höhenruders oder eines Kommandos zur Verstellung des Höhenruders kann eine Sensorvorrichtung verwendet werden, die an einem Eingabemittel der Eingabevorrichtung 55, 155 zur Kommandierung der Bewegung des Höhenruders, z. B. einem Pilotenstick, die Stellung des Eingabemittels erfasst. Die Sensorvorrichtung kann weiterhin eine Funktion aufweisen, mit der die mit dem Eingabemittel jeweils kommandierte Soll-Vorgabe für die Bewegung oder Stellung des Höhenruders ermittelt wird, so dass erfindungsgemäß als Wert für die Bewegung des Höhenruders in eine Richtung, die eine negative Nickbewegung bewirkt, auch die Soll-Vorgabe verwendet werden kann.

Bei den erfindungsgemäßen Lösungen kann insbesondere vorgesehen sein, dass der Pilot durch eine Anzeige im Cockpit über das automatische Einfahren der Landeklappen informiert.
Nach einem Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Hochauftriebssystems ist weiterhin vorgesehen, dass ein Ausfall der Funktion aufgrund interner Systemfehler oder fehlender Daten im Cockpit angezeigt wird, da dann der Pilot durch ein entsprechendes Steuern des Flugzeugs Situationen mit Gefahr eines Tail Stalls vermeiden muss.
Insbesondere kann die Ansteuerungsfunktion aus folgenden Gründen mit Maßnahmen zur Erhöhung der Sicherheit des Hochauftriebssystems realisiert sein:

– Ein Ausfall der Funktion ohne Anzeige im Cockpit kann potentiell katastrophale Folgen haben (Negative Tail Stall am Höhenleitwerk).
– Ein Einfahren der Landeklappen aufgrund fälschlicher Ausführung der Funktion kann potentiell gefährliche Folgen haben (plötzlicher Auftriebsverlust).
– Ein Ausfall der Funktion mit Anzeige im Cockpit wird geringfügige Folgen haben (zusätzliche Arbeitsbelastung für den Piloten).

Da ein Ausfall der Funktion dazu führt, dass gewisse Flugzeugkonfigurationen ausgeschlossen sind (z. B. maximaler Landeklappenwinkel), ist es erforderlich, eine hohe Verfügbarkeit der Funktion zu gewährleisten. Die Anforderungen bezüglich Sicherheit und Verfügbarkeit haben direkt Auswirkungen auf die Auslegung der Signalwege (Ein- und Ausgang) und dem Funktionsdesign im Controller. Ein Ausfall der Funktion ohne Anzeige im Cockpit kann potentiell katastrophale Folgen haben.
Um eine geforderte Sicherheit für das gesamte Flugzeugsystem, die im zivilen Flugzeugbau durch die Wahrscheinlichkeit von 1·10 – 9 pro Flugsstunde definiert ist, zu erreichen, kann das erfindungsgemäße Hochauftriebssystem derart ausgeführt sein, dass die Eingangssignale, die für die Ausführung der erfindungsgemäßen Ansteuerungsfunktion erforderlich sind, redundant der Ansteuerungsvorrichtung mit der Ansteuerungsfunktion zugeführt werden, um die Sicherheit des Vorliegens der Eingangssignale zu erhöhen. Nach einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel ist demnach vorgesehen, die Schnittstellen der Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 für die Übermittlung

– eines Triebwerksschubs und
– einer minimalen Flughöhe

Zusätzlich kann vorgesehen sein, dass auch die Schnittstelle der Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 für die Übermittlung

– eines Kommandosignals des Höhenruders

Erfindungsgemäß kann weiterhin ein Flugzeugsystem mit einem erfindungsgemäßen Hochauftriebssystem vorgesehen sein, bei dem eine oder mehrere der Sensorwerte

– eines Triebwerksschubs und
– einer minimalen Flughöhe
– eines Kommandosignals des Höhenruders

60

160

14a

14b

Sind beide Quellen oder Sensorvorrichtungen, über das gleiche Übertragungsmedium mit der Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 verbunden, besteht die Gefahr, dass dieses Übertragungsmedium beide Signale zugleich korrumpiert. Aus diesem Grund ist nach einem Ausführungsbeispiel der Erfindung vorgesehen, dass die Daten über getrennte Wege und dabei insbesondere über verschiedene Übertragungsmedien oder dasselbe Übertragungsmedium, jedoch dann über eine physikalisch separierte Übertragungsverbindung übertragen werden.
Insbesondere kann das erfindungsgemäße Flugzeugsystem aufweisen:

– mehrere, also zumindest zwei Sensorvorrichtungen zur Ermittlung der Flughöhe über Grund,
– mehrere, also zumindest zwei Sensorvorrichtungen zur Ermittlung eines aktuellen Triebwerksschubs oder Triebswerksschubsollwerts.

Bei einem Flugzeugsystem mit einem Hochauftriebssystem mit einer Ansteuerungsvorrichtung, deren Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe 14a, 14b einen Wert für einen Verstellzustand oder eine Bewegung oder ein Kommandosignal zur Verstellung des Höhenruders in eine Richtung, die eine negative Nickbewegung bewirkt, verwendet, kann vorgesehen sein, dass zumindest zwei Sensorvorrichtungen zur Ermittlung eines solchen Wertes verwendet werden.
Bei dem Hochauftriebssystem nach der Erfindung kann zusätzlich die Stellgeschwindigkeit der Klappen berücksichtigt werden. Danach kann bei dem erfindungsgemäßen Flugzeugsystem oder dem Hochauftriebssystem vorgesehen sein, dass im Fehlerfall die Betätigungskette von der Erzeugung von der Erzeugung der in die Ansteuerungsfunktion einzugebenden Sensorwerten über die Erzeugung von Ansteuerungskommandos mittels der Ansteuerungsfunktion und die Betätigung der Hochauftriebsklappen in einem reduzierten Modus mit reduzierter Stellgeschwindigkeit der Bewegung der Hochauftriebsklappen verfügbar bleibt, wenn damit auch ein ausreichend schneller Effekt zur Vermeidung des Negative Tail Stalls erreicht werden kann.
Zu dem nach der Erfindung vorgesehenen automatischen Fahren der Hochauftriebsklappen 14a, 14b oder Landeklappen führt die Ansteuerungsfunktion der Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 folgende Schritte aus:

– Aufnahme und Auswertung von Daten von externen Datenquellen und insbesondere der Sensorvorrichtungen zur Ermittlung einer Ausfahrstellung der Hochauftriebsklappe, eines Triebwerksschubs, einer Höhe über Grund und/oder eines Verstellzustands oder einer Bewegung oder eines Kommandosignals zur Verstellung des Höhenruders, aufweisend die Durchführung eines Dateneingangs, einer Prüfung auf fehlerfreie Übertragung von der jeweiligen externen Quelle oder Sensorvorrichtung, eine Prüfung auf Plausibilität und auf Ausschluss des Vorliegens fehlerhafter Daten;
– Prüfung auf Erfüllung der erfindungsgemäß vorgesehenen Bedingungen zum automatischen Bewegen der Landeklappen;
– Berechnung des Fahrkommandos und Weitergabe an die entsprechende Funktion oder an die Antriebsvorrichtung zur Aktivierung einer Fahrsequenz zum Einfahren einer oder mehrerer aerodynamischer Körper oder Hochauftriebsklappen beider Tragflügel.

Die Aufnahme und Auswertung von Daten von externen Datenquellen und insbesondere der Sensorvorrichtungen kann insbesondere in Hinsicht auf die Integrität oder Ausfallsicherheit des Flugzeugsystems mit dem Hochauftriebssystem in verschiedener Weise realisiert sein. Ausführungsbeispiele eines solchen Flugzeugssystems werden im Folgenden beschrieben:
Bei diesen Ausführungsbeispielen sind die Funktionen der Antriebsvorrichtung 63, 163 und insbesondere die Ansteuerungsfunktion desselben mehrfach ausgeführt. Nach einem Ausführungsbeispiel ist eine Ansteuerungsfunktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe 14a, 14b auf jeweils einem Computer implementiert und es sind mehrere Computer mit jeweils einer solchen Ansteuerungsfunktion vorgesehen. Bei den in den 2 und 3 schematisch dargestellten Ausführungsbeispielen weist eine Ansteuerungsvorrichtung 60 bzw. 160 jeweils zwei Computer mit jeweils einer Ansteuerengsfunktion auf, so dass die Ansteuerungsfunktion zweifach redundant realisiert ist. Die Ausführungsbeispiele des Flugzeugsystems 200 mit einem Hochauftriebssystem mit einer erfindungsgemäßen Ansteuerungsfunktion, die in den 4, 5 und 6 dargestellt sind, weisen jeweils auf: zwei Computer oder eine erste Ansteuerungsvorrichtung und eine zweite Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 des Hochauftriebssystems mit jeweils einer Ansteuerungsfunktion, ein Triebwerk-Kontrollsystem 210 (auch Engine Control System genannt) insbesondere zur Umsetzung von Soll-Vorgaben für das Triebwerk in Ansteuerungskommandos zur Steuerung des Triebwerks, eine Sensorvorrichtung 220 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs über Grund und eine Flugsteuerungsvorrichtung 230. Das Triebwerk-Kontrollsystem 210, die Sensorvorrichtung 220 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs über Grund und/oder die Flugsteuerungsvorrichtung 230 können jeweils mehrfach redundant ausgeführt sein. In diesem Fall kann vorgesehen sein, dass jeweils von jeder redundanten Einheit des Triebwerk-Kontrollsystems 210, der Sensorvorrichtung 220 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs über Grund und/oder der Flugsteuerungsvorrichtung 230 ein oder mehrere Ausgangssignale erzeugt und ausgegeben werden. Jede Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 des Hochauftriebssystems erhält die zur Ausführung der jeweiligen Ansteuerungsfunktion erforderlichen Eingangssignale redundant, d. h. jeweils von zumindest zwei unabhängigen Quellen über getrennte Verbindungsleitungen. Die jeweils vorgesehenen Verbindungsleitungen oder Datenanbindung kann auf verschiedene Weise realisiert sein, wobei in den 4, 5 und 6 jeweils alternativ Ausführungsbeispiele der Datenanbindung dargestellt sind, wobei das jeweils dargestellte Hochauftriebssystem jeweils Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 aufweist. Erfindungsgemäß kann das Hochauftriebsystem auch mehr als jeweils zwei Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 aufweisen. In diesem Fall sind die dargestellten Datenanbindungen analog zu modifizieren.
Bei der in der 4 dargestellten Anbindung von redundanten Eingangssignalen an die Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 erfolgt die Anbindung der externen Daten an jeden Controller über physikalisch voneinander getrennte Datenverbindungen, so dass z. B. von jedem Triebwerk-Kontrollsystem 210, jeder Sensorvorrichtung 220 und jedem Flugsteuerungsvorrichtung 230 zu jeder Ansteuerungsvorrichtung 201, 202 jeweils eine Verbindungsleitung vorgesehen ist. Dadurch wird ermöglicht, dass jede Ansteuerungsvorrichtung 201, 202 beim Ausfall jeweils einer anderen Ansteuerungsvorrichtung die Ansteuerungsfunktion ausführen kann. Mit diesem Ausführungsbeispiel wird eine hohe Verfügbarkeit der Ansteuerungsfunktion erreicht.
Bei der Anbindung von redundanten Eingangssignalen an die Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 gemäß der 5 erfolgt die Anbindung der externen Daten an jeden Controller über diskrete Datenverbindungen, also über einen getrennten Weg, d. h. ein jeweils anderes Übertragungsmedium oder über das gleiche Übertragungsmedium aber physikalisch separierte Datenverbindung, wobei von jeder externen Quelle jeweils eine Datenverbindung zu einer ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 und eine zweite Datenverbindung zu einer zweiten Ansteuerungsvorrichtung 202 verläuft. Insbesondere kann bei einem Ausführungsbeispiel, bei dem das Flugzeugsystem jeweils zwei oder mehr als zwei Einheiten der Triebwerk-Kontrollsystems 210, der Sensorvorrichtung 220 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs über Grund und/oder der Flugsteuerungsvorrichtung 230 aufweist, verlaufen die Datenverbindung von jeweils einer diese Einheiten nur zu einem der Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202. Z. B. kann vorgesehen sein,

– dass bei zwei redundanten Einheiten des Triebwerk-Kontrollsystems 210 eine Datenverbindung von einer ersten der redundanten Einheiten des Triebwerk-Kontrollsystems 210 zu einer ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 und eine weitere Datenverbindung von der anderen der redundanten Einheiten des Triebwerk-Kontrollsystems 210 zu einer zweiten Ansteuerungsvorrichtung 202,
– dass bei zwei redundanten Einheiten der Sensorvorrichtung 220 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs über Grund eine Datenverbindung von einer der redundanten Einheiten der Sensorvorrichtung 220 zu einer ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 und eine weitere Datenverbindung von der anderen der redundanten Einheiten der Sensorvorrichtung 220 zu einer zweiten Ansteuerungsvorrichtung 202, und
– dass bei zwei redundanten Einheiten der Flugsteuerungsvorrichtung 230 eine Datenverbindung von einer der redundanten Einheiten der Flugsteuerungsvorrichtung 230 zu einer ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 und eine weitere Datenverbindung von der anderen der redundanten Einheiten der Flugsteuerungsvorrichtung 230 zu einer zweiten Ansteuerungsvorrichtung 202 verlaufen. Bei dieser Infrastruktur der Datenanbindung wird eine der Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 nur mit einem Teil der redundanten Einheiten und insbesondere nur mit jeweils einer Einheit von redundanten externen Quellen verbunden. Das halbiert den Interface-Aufwand für jede Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202. Zur Erfüllung von Sicherheitsanforderungen ist erfindungsgemäß vorgesehen, dass die Daten über jeweils eine diskrete Datenverbindungsleitung, also über einen getrennten Weg, d. h. ein jeweils anderes Übertragungsmedium oder über das gleiche Übertragungsmedium aber physikalisch separierte Datenverbindung an die anderen Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 weitergegeben werden. Dadurch wird die Gefahr vermieden, dass die Daten für beide Controller durch ein Medium korrumpiert werden. Jede der Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 nutzt die jeweils von der anderen Ansteuerungsvorrichtung 202 bzw. 201 weitergegeben Daten, um mit Hilfe der Redundanz die Plausibilität und Korrektheit der Eingangssignale von den anderen Systemen zu prüfen. Diese Infrastruktur ist sinnvoll, wenn ein Ausführen der Autofunktionen nur dann effektiv ist, wenn beide Ansteuerungsvorrichtungen 201 und 202 operationell sind. Be dem Ausführungsbeispiel nach der 5 wird der Schnittstellenaufwand an den Ansteuerungsvorrichtungen 201 und 202 reduziert.

Bei der in der 6 dargestellten Anbindung von redundanten Eingangssignalen an die Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 erfolgt die Anbindung der externen Daten an einen ersten der Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 über diskrete Datenverbindungen also über einen getrennten Weg, d. h. ein jeweils anderes Übertragungsmedium oder über das gleiche Übertragungsmedium aber physikalisch separierte Datenverbindung an die anderen Ansteuerungsvorrichtungen, so dass eine Verbindungsleitung von jeweils jeder redundanten Einheit des Triebwerk-Kontrollsystem 210, der Sensorvorrichtung 220 und der Flugsteuerungsvorrichtung 230 der ersten Ansteuerungsvorrichtung 201, 202 mittels jeweils einer Verbindungsleitung vorgesehen ist. Die zweite Ansteuerungsvorrichtungen 202 ist in einer Slave-Funktion über einen Datenbus an die erste Ansteuerungsvorrichtungen 201 angekoppelt. Die Anbindung aller externen Daten an die Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 wird über eine Master-Slave Architektur realisiert. Dabei übernimmt eine Ansteuerungsvorrichtung 201 die Aufnahme und Auswertung aller Daten und gibt das Kommando zum Ausführen der Funktion an die andere Ansteuerungsvorrichtung 202 weiter. Diese Ausführungsform des Flugzeugsystems bzw. der Antriebsvorrichtung 63, 163 hat eine gegenüber der Ausführungsform der 4 und 5 reduzierte Ausfallsicherheit, da bei einem Ausfall der ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 die Ansteuerungsfunktion nicht mehr ausgeführt werden kann.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung erfolgt eine Auswertung der Daten von den externen Quellen in Hinsicht auf das Vorliegen von Übertragungsfehlern und auf Plausibilität. Für die gängigen Datenwege ist eine einfache Redundanz der Daten über zwei separate Wege ausreichend. Als Datenübertragungsmedien oder Datenbussen mit Datenübertragungsprotokollen kann AFDX und ARINC429 benutzt werden. Je nach Übertragungsmedium können verschiedene Parameter herangezogen werden, um eine Aussage über Übertragungsfehler oder Nutzbarkeit der eingehenden Daten zu machen: Beispiele dafür sind:

– erwartete Übertragungsraten,
– Parität,
– Status Bits (Markierung der übertragenen Daten als normal, fehlerhaft, Testdaten oder nicht berechnet).

Eine Fehlerdetektierung muss über einen angebrachten Zeitraum bestätigt werden, um eine robuste Einschätzung der Gültigkeit der Daten zu bekommen. Während dieser Zeit müssen ungültige Eingangsdaten für die Weiterverarbeitung in der Funktion durch letzte gültige Eingangsdaten ersetzt werden. Um die Plausibilität der eingehenden Daten zu prüfen, wird die Abweichung gleicher Daten, die über unterschiedliche Wege gesendet und empfangen werden, ausgewertet. Die maximal erlaubte Diskrepanz setzt sich zusammen aus der Toleranz des Signals und dem Zeitversatz der Signale über unterschiedliche Wege multipliziert mit der maximalen Änderungsrate des Signals.
Dies soll im Folgenden am Beispiel des Radarhöhen-Parameters erläutert werden: Die Sensorvorrichtung 220 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs über Grund, z. B. ein Radarhöhen-System ist aus zwei Radarhöhen-Controllern gebildet, die nicht synchron arbeiten. Jeweils eine der redundanten Ansteuerungsvorrichtungen 201 des Hochauftriebssystems HAS bekommt ein Radarhöhen-Signal von einem Radarhöhen-Controller. Das empfangene Signal wird an die jeweils andere Ansteuerungsvorrichtung 202 weitergesendet. Jeder Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 kann das von der jeweils anderen Ansteuerungsvorrichtung 202 bzw. 201 weitergeleitete Signal mit dem direkt vom Radarhöhen-System empfangenen Signal vergleichen. Z. B. kann die maximale Steigrate von 200 ft/s betragen. Die Höhenmessung erfolgt jeweils in Intervallen von 28 ms. Am Ende dieses Intervalls wird synchronisiert und das gemessene und korrigierte Signal ausgesendet. Hier kommt es also innerhalb des Radarhöhen-Controllers zu keinem Zeitverzug. Die 7 stellt die unterschiedlichen Signalwege und Signal-Laufzeiten (in die 7 jeweils eingetragen) für das Radarhöhen-Signal zum und innerhalb des High-Lift Systems dar, indem die Laufzeiten der Signale, die von den Radarhöhen-Controllers 131, 132 an einen ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 gesendet werden, dargestellt sind. Von jedem Radarhöhen-Controller 131, 132 erfolgt eine Übertragung des Messsignals an eine Eingangsdaten-Erfassung 133 bzw. 134. Von dort werden die Messsignale an eine Datenweiterleitung 135 bzw. 136 übermittelt. Die Radarhöhen-Controller laufen nicht synchron. Man kann also davon ausgehen, dass die maximale Zeit zwischen dem Wert, der von dem ersten Radarhöhen-Controller 131 kommt, und dem, den der zweite Radarhöhen-Controller 132 sendet, 118 ms bis 0 ms beträgt, also maximal eine Differenz von 118 ms·200 ft/s = 23,6 ft ≈ 25 ft haben kann. Zusätzlich zu der Toleranz des Radarhöhen-Controller Signals muss also noch eine Diskrepanz von 25 ft zugelassen werden. Jede Differenz zwischen den beiden empfangenen Signalen, die diesen Wert übersteigt, wird als Fehler betrachtet. Die empfangenen Daten können nicht weiterverwendet werden. Um eine robuste Aussage über eine fehlerhafte Datenquelle zu bekommen, muss auch die Diskrepanz mehrmals bestätigt werden. Da nicht bei jeder Überprüfung der Diskrepanz der maximale Zeitversatz der beiden Signal zueinander eintreten kann, ist es nötig, den größten Zeitversatz zu ermitteln, der über eine bestimmte Anzahl Zyklen mit einer bestimmten Zykluszeit in jeden Fall (also minimal) vorhanden sein wird. Damit kann die maximal zulässige Diskrepanz verringert werden. Die Berechnung der maximal zulässigen Diskrepanz von Eingangssignalen muss für jeden Parameter durchgeführt werden. Sie ist jeweils abhängig vom Signalweg und den verbundenen Verzögerungen, der maximalen Änderung der Daten pro Zeiteinheit sowie der Ungenauigkeit der Daten selbst.
Nach einem Ausführungsbeispiel der Erfindung wird die Übertragungsfunktion mit einer Zykluszeit durchgeführt, die sicher stellt, dass jeder Berechnungszyklus mit neuen Daten durchgeführt wird. Die Erfüllung der Bedingung zum Eingreifen der Funktion muss mehrmals bestätigt werden, um ein robustes Verhalten zu garantieren. Um ein schnelles Eingreifen der Funktionen in das System zu gewährleisten, muss die Anzahl der Bestätigungen jedoch auch so gering wie möglich gehalten werden.
Bei diesem Ausführungsbeispiel der Erfindung wird durch die Ansteuerungsfunktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe 14a, 14b zum einen die Erfüllung der Bedingungen bezüglich des Triebwerksschubs und einer minimalen Flughöhe und optional des Verstellzustands oder einer Bewegung des Höhenruders 22 oder eines Kommandosignals zur Verstellung des Höhenruders 22 geprüft. Zum anderen werden noch Bedingungen geprüft, die sich nach den Voraussetzungen der Funktion richten. Dabei wird die Ausfahrbewegung durch die Ansteuerungsfunktion erst kann kommandiert, wenn von beiden Radarhöhen-Controller gleichzeitig Informationen über die Radarhöhe an die Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 gesendet wird, die nur um maximal einen vorgegebenen Differenzbetrag voneinander abweichen. Die Information über den Zustand der anderen Ansteuerungsvorrichtung des Hochauftriebssystems muss dazu über die Kommunikation zwischen den beiden Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 eingeholt werden.
Die an Hand der Radarhöhen-Controller 131, 132 beschriebene Wirkungsweise kann erfindungsgemäß für jede externe redundant realisierte Quelle, also insbesondere auch für redundante Einheiten eines Triebwerk-Kontrollsystems 210 und/oder redundante Einheiten einer Flugsteuerungsvorrichtung 230 vorgesehen sein.
Erfindungsgemäß kann auch eine Prüfung vorgesehen sein, mit der festgestellt wird, dass die Leistungsversorgung für die Antriebsversorgung ausreichend ist. Gibt es beispielsweise keinen nötigen Hydraulikdruck um eine hydraulisch angetriebene Antriebsvorrichtung zu versorgen, wird kein Kommando zum Einfahren der Klappe generiert. Sind diese Bedingungen nicht mehr erfüllt, kann vorgesehen sein, dass ein Einfahren der Klappen nur durch aktives Eingreifen des Piloten möglich ist. Dazu muss diese manuelle Eingabe-Funktion die Priorität über weitere eventuell vorhandene Funktionen zugewiesen werden. Weiterhin muss für den Piloten eine Anzeige generiert werden, die ein Eingreifen der Funktion und eine eventuelle Reaktion seinerseits sichtbar macht. Nach einem Neustart des Controllers beispielsweise nach einem Stromausfall müssen sichere Zustände im System herrschen. Vor dem Neustart generierte Kommandos zum Einfahren der Klappen dürfen eventuell nicht aufgehoben werden, ohne eine Aktion vom Piloten zu erwarten. Dazu müssen Systeminformationen ausgewertet werden, um abzuschätzen, ob vor dem Neustart ein Kommando der Funktion angelegen hat oder nicht.

Claims

Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, aufweisend: – eine oder mehrere Hochauftriebsklappen (14a, 14b), – eine Ansteuerungsvorrichtung (60, 160) mit einer Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen (14a, 14b), – eine mit den Hochauftriebsklappen (14a, 14b) gekoppelte Antriebsvorrichtung (63, 163), die derart ausgeführt ist, dass diese aufgrund von Ansteuerungskommandos die Hochauftriebsklappen (14a, 14b) zwischen einer eingefahrenen Stellung und einer ausgefahrenen Stellung verstellt, wobei die Ansteuerungsfunktion auf der Basis von Eingangswerten Stellkommandos erzeugt und an die Antriebsvorrichtung (63, 163) zur Verstellung der Hochauftriebsklappen (14a, 14b) sendet, dadurch gekennzeichnet, dass die Ansteuerungsfunktion eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe (14a, 14b) im Fluge aufweist, die in einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) eine Ausfahrstellung einnimmt, unter Berücksichtigung eines Triebwerksschubs und einer minimalen Flughöhe ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) einfährt.
Hochauftriebssystem nach dem Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der aktuelle Triebwerksschub eine Sollvorgabe für den Triebwerksschub ist.
Hochauftriebssystem nach dem Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Ansteuerungsfunktion eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe (14a, 14b) im Fluge aufweist, die derart ausgeführt ist, dass diese ausgehend von einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) eine Ausfahrstellung zwischen 80 und 100% der maximalen Ausfahrstellung einnimmt, ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) in eine Ausfahrstellung zwischen 30 und 80% der maximalen Ausfahrstellung einfährt, wenn vorbestimmte Bedingungen der Ansteuerungsfunktion erfüllt sind, wobei die Bedingungen folgendermaßen gestaltet sind: – die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für den aktuellen Triebwerksschub, der einen Triebwerksschub-Grenzwert erreicht, – die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die aktuelle Flughöhe, der einen vorgegebenen Flughöhen-Grenzwert für eine minimale Flughöhe über Grund überschreitet, wobei der Flughöhen-Grenzwert mindestens 20 m beträgt.
Hochauftriebssystem nach dem Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Triebwerksschub-Grenzwert mit einem Wert definiert ist, der größer als 50% des maximalen Triebswerksschubs ist.
Hochauftriebssystem nach dem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe (14a, 14b) folgende Werte berücksichtigt: – einen aktuellen Triebwerksschub, – einen Wert für die aktuelle Flughöhe, – einen Verstellzustand oder eine Bewegung des Höhenruders (22) oder ein Kommandosignal zur Verstellung des Höhenruders (22) in einen Zustand, der eine negative Nickbewegung bewirkt.
Hochauftriebssystem nach dem Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Bedingungen für die Erzeugung des Ansteuerungskommandos zum Einfahren der Hochauftriebsklappe folgendermaßen gestaltet sind: – die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für den aktuellen Triebwerksschub, der einen Triebwerksschub-Grenzwert überschreitet, wobei der Triebwerksschub-Grenzwert mit einem Wert definiert ist, der zwischen 40% und 90% des maximalen Triebswerksschubs ist, – die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die aktuelle Flughöhe, der einen vorgegebenen Flughöhen-Grenzwert für eine minimale Flughöhe über Grund überschreitet, wobei der Flughöhen-Grenzwert mindestens 20 m beträgt, – die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für einen Verstellzustand oder eine Bewegung oder eine Kommandierung des Höhenruders (22), der in einen vorgegebenen Höhenruderverstellkommando-Grenzwert übersteigt, wobei der Höhenruderverstellkommando-Grenzwert in dem Bereich zwischen 50 und 100% der maximalen Ausfahrstellung des Höhenruders (22) in eine Richtung, die eine negative Nickbewegung bewirkt, gelegen ist.
Hochauftriebssystem nach dem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schnittstellen der Ansteuerungsvorrichtung (60, 160) für die Übermittlung – eines Triebwerksschubs und – einer minimalen Flughöhe redundant vorgesehen sind.
Hochauftriebssystem nach dem Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Schnittstelle der Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 für die Übermittlung eines Verstellzustands oder einer Bewegung des Höhenruders (22) oder eines Kommandosignals zur Verstellung des Höhenruders (22) redundant vorgesehen ist.
Flugzeugsystem mit einem Hochauftriebssystem nach einem der voranstehenden Ansprüche.
Propeller-Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 8.
Propeller-Flugzeug mit einem Flugzeugsystem nach dem Anspruch 9.
Propeller-Flugzeug nach dem Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, dass bei dem Propeller-Flugzeug die Propeller-Triebwerke (P) an den Tragflügeln (10a, 10b) angebracht sind.
Propeller-Flugzeug nach einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass das Propeller-Flugzeug ein Hochdecker ist.