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Die vorliegende Erfindung betrifft eine Stellvorrichtung für ein Luftfahrzeug mit einem rotativen Antrieb und einer linearen Stellbewegung. Ferner betrifft die vorliegende Erfindung ein Verfahren zum Betrieb einer Stellvorrichtung.
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Bei Flugzeugen mit Kraftverstärkung in der Flugsteuerung wird die Höhenflosse üblicherweise von einem einzelnen, kraftverstärkten Stellgerät betätigt. Üblicherweise wird hierfür ein Lineargetriebe mit Gewindespindel verwendet.
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Ein Bruch in der Kette bzw. Gruppe lastübertragender Teile (Lastpfad) innerhalb dieses Stellgerätes hätte die Freigängigkeit der Höhenflosse und somit den Absturz des Flugzeuges zur Folge. Um dies zu verhindern, wird üblicherweise innerhalb dieses Stellgerätes der Lastpfad doppelt ausgeführt, in der Art, dass bei Bruch des ersten, im fehlerfreien Flugbetrieb lastübertragenden Lastpfades der zweite, im fehlerfreien Flugbetrieb unbelastete Lastpfad die Last übernimmt, jedoch die Höhenflosse nicht mehr bewegt, sondern in der aktuellen Position hält. Die Höhenflosse muss in diesem Fehlerfall nicht mehr steuerbar sein, da die Steuerfunktion nach wie vor von den Höhenrudern gewährleistet wird.
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Ein Bruch in den Lastpfaden muss erkannt und behoben werden. Ein unerkannter Bruch würde dazu führen, dass das Stellgerät nur noch einen Lastpfad besitzt und dass bei einem Bruch dieses verbleibenden Lastpfades das Flugzeug abstürzt.
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Bei Lineargetrieben mit Gewindespindel wird der zweite Lastpfad üblicherweise zweigeteilt ausgeführt.
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Der erste Teil sichert einen Bruch ab, welcher im Lastpfad „Spindel - Flugzeugstruktur“ auftreten kann. Dieser Lastpfad beginnt an der Gewindespindel am Ort des Mutterneingriffs und endet an der Anbindung des Stellgerätes an die Flugzeugstruktur. Die Gewindespindel wird bei diesem Lastpfad üblicherweise mit einem Zuganker abgesichert, welcher sich in einer konzentrischen, durchgängigen Bohrung in der Gewindespindel befindet. Der zweite Teil sichert einen Bruch ab, welcher im Lastpfad „Spindelmutter - Höhenflossenstruktur“ auftreten kann. Dieser Lastpfad beginnt am Ort, an welchem die Spindelmutter in das Gewinde der Spindel eingreift und endet an der Anbindung des Stellgerätes an die Höhenflossenstruktur. Die Spindelmutter wird hier üblicherweise dadurch abgesichert, dass sie doppelt ausgeführt wird.
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Zur Erkennung eines Bruchs im Lastpfad „Spindel - Flugzeugstruktur“ sind verschiedene Verfahren bekannt. In
US 2008 / 0 315 040 A1 sind Möglichkeiten elektrischer Kraftmessung am Zuganker beschrieben.
US 2008 / 0 265 091 A1 zeigt die Möglichkeiten auf, den Bruch dadurch zu erkennen, dass bei Belastung des Zugankers und Drehung der Spindel die Isolierung elektrischer Kontakte abgetragen wird.
EP 1 557 588 A1 zeigt eine Anordnung mit Scherstift, welche bei Bruch eine elektrische Kontaktierung hervorruft.
US 2008 / 0 084 130 A1 erklärt ein Verfahren, welches bei Bruch der Spindel den Antrieb mechanisch blockiert in Folge einer durch den Bruch hervorgerufenen Relativdrehung zwischen Spindel und Zuganker.
FR 2 858 035 A1 zeigt eine Lösung, einen Bruch mittels elektrischen Schalters zu erkennen.
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Den genannten Verfahren liegt der Nachteil zu Grunde, dass zusätzliche Sensoren (Schalter, Kraftmesselemente, elektrische Kontakte) oder, im Falle
US 2008 / 0 084 130 A1 , eine aufwändige Getriebeanordnung zur Drehdifferenzerkennung und Blockierung im Fehlerfall erforderlich ist. Dies hat eine Reduzierung der Zuverlässigkeit und eine Erhöhung von Kosten, Gewicht und Bauraumbedarf zur Folge.
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Aus
DE 10 2007 023 394 A1 ist eine Vorrichtung zur Fehlererkennung im Lastpfad eines Spindelaktuators bekannt, wobei die Vorrichtung zur Betätigung einer aerodynamisch wirksamen Fläche, insbesondere einer Hochauftriebsklappe eines Flugzeugs vorgesehen ist.
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DE 10 2009 022 406 A1 offenbart einen Spindelantrieb mit einem ersten und einem zweiten Lastpfad, wobei der erste Lastpfad durch die Spindel und der zweite Lastpfad durch einen auf Torsion beanspruchten Stab gebildet werden.
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US 2009 / 0 108 130 A1 beschreibt eine in einem Fahrzeug angeordnete feste Stützstruktur mit einer relativ dazu bewegbaren Last, ein Betätigungssystem sowie ein Verfahren zum Steuern des Betätigungssystems.
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WO 2005 / 024 273 A1 offenbart eine Vorrichtung zum Lösen einer Blockierung zwischen einer ineinandergreifenden Leitspindel und einer Mutter in einem motorgetriebenen Leitspindelaktuator.
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Es ist daher die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Stellvorrichtung für ein Luftfahrzeug der eingangs genannten Art in vorteilhafter Weise weiterzubilden.
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Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch eine Stellvorrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 1. Danach ist vorgesehen, dass eine Stellvorrichtung für ein Luftfahrzeug, mit rotativem Antrieb und linearer Stellbewegung geschaffen wird, die lastübertragende Bauteile aufweist, wobei mittels der lastübertragenden Bauteile zumindest eine Kraft und/oder ein Drehmoment übertragbar ist, wobei zumindest ein Teil der lastübertragenden Bauteile redundant ausgeführt ist und wobei wenigstens ein erster Lastpfad durch eine erste Gruppe lastübertragender Bauteile gebildet ist und wobei wenigstens ein zweiter Lastpfad durch eine zweite Gruppe lastübertragender Bauteile gebildet ist und wobei wenigstens ein mechanisches Überwachungsmittel zur Fehlererkennung in zumindest einem Lastpfad, insbesondere zur Erkennung von Funktionsstörungen und/oder Überwachung der Funktionstüchtigkeit der Lastpfade, vorgesehen ist.
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Insbesondere ist vorgesehen, dass diese Stellvorrichtung in Luftfahrzeugen, insbesondere Fluggeräten zur Verstellung trimmbarer Höhenflossen von Flächenflugzeugen verwendet wird. Die vorliegende Erfindung ist insbesondere eine vorteilhafte Ausführung des Lastpfades „Spindel - Flugzeugstruktur“.
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Die vorliegende Erfindung zeigt damit eine Möglichkeit und ein Verfahren zur Brucherkennung auf, ohne dass zusätzliche Sensorik oder aufwändige Getriebeanordnungen erforderlich sind. Des Weiteren ist die Brucherkennung sehr sicher, da nahezu alle möglichen Fehler der Brucherkennungsanordnung im regulären Flugbetrieb erkannt werden. Sie ist auch sehr zuverlässig, da nur wenige zusätzliche Komponenten erforderlich sind.
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Des Weiteren kann vorgesehen sein, dass das eine mechanische Überwachungsmittel dadurch ausgebildet ist, dass der rotative Antrieb einen rotativen Anteil eines Getriebes aufweist, der Bestandteil des ersten Lastpfades ist, und dass der rotative Anteil des Getriebes bei Bruch des ersten Lastpfades in Folge eines durch den Bruch hervorgerufenen und durch den zweiten Lastpfad mechanisch begrenzten linearen Versatzes einen Zustand einnimmt, welcher einen Drehwinkelversatz zwischen Ein- und Ausgang des rotativen Anteils des Getriebes hervorruft, welcher dazu verwendbar ist, dass der lineare Versatz in seiner Position fixierbar ist zur Vermeidung unzulässig hoher linearer Freigängigkeit und/oder welcher dazu verwendbar ist, dass durch messtechnischen Vergleich zwischen Ein- und Ausgang des rotativen Anteils des Getriebes der Versatz und somit der Bruch erkennbar wird.
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Es handelt sich also vorzugsweise um eine Stellvorrichtung mit rotativem Antrieb und linearer Stellbewegung, bei welcher ein Teil oder alle lastübertragenden Bauteile zumindest doppelt und damit redundant ausgeführt sind. Dies geschieht vorteilhafterweise in der Form, dass im fehlerfreien Betrieb lastübertragende Bauteile vorhanden, die als erster Lastpfad bezeichnet werden, sowie weitere nicht lastübertragende Bauteile vorhanden sind, die als zweiter Lastpfad bezeichnet werden. Der rotative Anteil des Getriebes nimmt bei Bruch des ersten Lastpfades infolge eines durch den Bruch hervorgerufenen und durch den zweiten Lastpfad mechanisch begrenzten linearen Versatzes einen Zustand ein, welcher einen Drehwinkelversatz zwischen Ein- und Ausgang des rotativen Anteils des Getriebes hervorruft. Dieser Drehwinkelversatz kann einerseits dazu verwendet werden, dass der lineare Versatz in seiner Position gehalten wird zur Vermeidung unzulässig hoher linearer Freigängigkeit und andererseits dazu verwendet werden, dass durch messtechnischen Vergleich zwischen Ein- und Ausgang des rotativen Anteils des Getriebes der Versatz und somit der Bruch erkannt wird.
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Gemäß der Erfindung ist vorgesehen, dass die lastübertragenden Bauteile des ersten Lastpfades, wenigstens eine Hülse und wenigstens ein Antriebsrad umfassen, wobei die Hülse eine Außenverzahnung zur Ausbildung einer Steckverzahnung aufweist und wobei das Antriebsrad wenigstens einen ersten Innenverzahnungsabschnitt aufweist, der derart geformt ist, dass er zusammen mit der Außenverzahnung eine spielarme Steckverzahnungsverbindung ausbildet, und wobei das Antriebsrad wenigstens einen zweiten Innenverzahnungsabschnitt aufweist, der derart geformt ist, dass er zusammen mit der Außenverzahnung eine Steckverzahnungsverbindung mit vergrößertem Drehspiel ausbildet.
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Die Innenverzahnung kann vorzugsweise dadurch ausgebildet sein, dass die Zähne im Wesentlichen L-förmig oder T-förmig ausgebildet sind. Grundsätzlich ist auch denkbar, dass das Antriebsrad eine Innenverzahnung zur Ausbildung einer Steckverbindung aufweist und dass die Hülse wenigstens einen ersten Außenverzahnungsabschnitt aufweist, der derart geformt ist, dass er zusammen mit der Innenverzahnung eine spielarme Steckverzahnungsverbindung ausbildet, und wobei die Hülse wenigstens einen zweiten Außenverzahnungsabschnitt aufweist, der derart geformt ist, dass er zusammen mit der Innenverzahnung eine Steckverzahnungsverbindung mit vergrößertem Drehspiel ausbildet.
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Es ist weiter denkbar, dass ein Drehpositionsgeber vorgesehen ist, mittels dessen mittelbar und/oder unmittelbar, vorzugsweise kontinuierlich, die Position wenigstens eines Bestandteils des rotativen Antriebs bestimmbar ist.
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Darüber hinaus betrifft die vorliegende Erfindung ein Verfahren zum Betrieb einer Stellvorrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 4. Danach ist vorgesehen, dass bei einem Verfahren zum Betrieb einer Stellvorrichtung für ein Luftfahrzeug, mit rotativem Antrieb und linearer Stellbewegung, die lastübertragende Bauteile aufweist, mittels der lastübertragenden Bauteile zumindest eine Kraft und/oder ein Drehmoment übertragen wird, wobei zumindest ein Teil der lastübertragenden Bauteile redundant ausgeführt ist und wobei ein erster Lastpfad durch eine erste Gruppe lastübertragender Bauteile gebildet ist und wobei ein zweiter Lastpfad durch eine zweite Gruppe lastübertragender Bauteile gebildet ist und wobei mittels einer mechanischen Überwachung eine Fehlererkennung, insbesondere zur Erkennung von Funktionsstörungen und/oder Überwachung der Funktionstüchtigkeit, durchgeführt wird. Gemäß der Erfindung wird das Verfahren mit einer Stellvorrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 3 durchgeführt.
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Des Weiteren kann vorgesehen sein, dass die mechanische Überwachung dadurch ausgeführt wird, dass der rotative Antrieb einen rotativen Anteil eines Getriebes aufweist, der Bestandteil des ersten Lastpfades ist, und dass der rotative Anteil des Getriebes bei Bruch des ersten Lastpfades in Folge eines durch den Bruch hervorgerufenen und durch den zweiten Lastpfad mechanisch begrenzten linearen Versatzes einen Zustand einnimmt, welcher einen Drehwinkelversatz zwischen Ein- und Ausgang des rotativen Anteils des Getriebes hervorruft, welcher dazu verwendet wird, dass der lineare Versatz in seiner Position fixiert wird zur Vermeidung unzulässig hoher linearer Freigängigkeit und/oder welcher dazu verwendet wird, dass durch messtechnischen Vergleich zwischen Ein- und Ausgang des rotativen Anteils des Getriebes der Versatz und somit der Bruch erkennbar wird.
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Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung sollen nun anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert werden.
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Es zeigen:
- 1: eine erste Ausführungsform des erfindungsgemäßen Lineargetriebes mit Gewindespindeln;
- 2: eine Schnittdarstellung durch die Stellvorrichtung;
- 3: eine perspektivische Ansicht auf einen Teil der Stellvorrichtung;
- 4: eine weitere perspektivische Ansicht auf das Antriebsrad der Stellvorrichtung;
- 5: eine schematische Ansicht auf die Stellvorrichtung im Fehlerfall „Bruch der Spindel“;
- 6: eine perspektivische Ansicht auf das Antriebsrad der Stellvorrichtung in einem verriegelten Zustand;
- 7: eine schematische Darstellung des Fehlerfalls „Bruch der Anbindungsspindel - Flugzeugstruktur“;
- 8: eine perspektivische Ansicht auf das Antriebsrad und die Hülse der Stellvorrichtung im verriegelten Zustand;
- 9: eine schematische Ansicht des Fehlerfalls „Bruch des Zugankers“; und
- 10: eine perspektivische Ansicht auf das Antriebsrad und die Hülse im verriegelten Zustand.
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1 und 2 zeigen eine beispielhafte Ausführung des erfindungsgemäßen Lineargetriebes mit Gewindespindel. Die Gewindespindel 1 ist in einer Axiallageranordnung 2 drehbar gelagert. Die Axiallageranordnung 2 nimmt die Axialkräfte der Gewindespindel auf und leitet sie über die Lageranordnung 3 in die Flugzeugstruktur 4a ein. Im fehlerfreien Flugbetrieb überträgt die Lageranordnung 3 nur die Linearkräfte der Gewindespindel 1.
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Die Gewindespindel besitzt eine Gewindemutteranordnung 5, welche sich um ihre Gewindeachse nicht drehen kann, so dass eine Drehung der Gewindespindel 1 eine Linearbewegung der Gewindemutteranordnung 5 bewirkt. Diese Linearbewegung wird auf die Höhenflosse 6 übertragen, welche drehbar mit der Flugzeugstruktur 4b verbunden ist. Eine Drehung der Gewindespindel 1 bewirkt somit eine Drehverstellung der Höhenflosse 6. Die Drehposition der Gewindespindel 1, und somit auch der Höhenflosse 6, wird vom Antrieb 7 eingestellt, bestehend aus Motor 7a, Drehpositionsgeber 7b und Bremse 7c. Der Antrieb 7 treibt das Antriebsrad 8 an, hier beispielhaft über eine Stirnradgetriebeanordnung. Die Drehung wird über die Steckverzahnung 9 auf die Hülse 10 übertragen, welche wiederum über die Steckverzahnung 11 die Gewindespindel 1 antreibt.
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2 zeigt einen Schnitt durch das Stellgerät, in welchem die Steckverzahnung 9 besser erkennbar ist. 3 zeigt eine räumliche Darstellung von Antriebsrad 8 und Hülse 10, axial voneinander versetzt. Es sind somit die Zähne der Steckverzahnung 9 einzeln sichtbar, gekennzeichnet mit Position 17, 18a und 18b. Die Hülse 10 besitzt eine übliche Steckverzahnung mit der Zahngeometrie 17. Die entsprechende Innenverzahnung des Antriebsrades 8 ist eine Kombination zweier Zahngeometrien 18a und 18b. Die Zahngeometrie 18a ist derart geformt, dass sie zusammen mit den Zähnen der Hülse 10 eine übliche, spielarme Steckverzahnungsverbindung bildet. An die beiden Stirnflächen der Zähne 18a schließen unmittelbar Zähne mit der Zahngeometrie 18b an. Die Zahngeometrie 18b ist derart geformt, dass sie zusammen mit den Zähnen der Hülse 10 eine Steckverzahnungsverbindung mit vergrößertem Drehspiel bildet. Dies eröffnet die Möglichkeit, durch Drehung innerhalb des Drehspiels die Stirnflächen der Zähne 17 und 18a in Überdeckung zu bringen und somit eine Axialbewegung zurück in die drehspielarme Stellung zu verhindern. Die Vereinigung der spielarmen und spielbehafteten Verzahnungen in ein Zahnrad ist hier nur beispielhaft dargestellt. Sie können auch räumlich getrennt ausgeführt werden. Diese Funktionalität, bekannt auch unter dem Begriff „Bajonettverriegelung“, wird im Fehlerfall verwendet, wie später beschrieben wird.
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4 zeigt die Lage von Antriebsrad 8 und Hülse 10 zueinander im fehlerfreien Flugbetrieb, d. h. die Steckverzahnung 9 ist drehspielarm im Eingriff. Die Komponenten 7 bis 11 in 1 sind im Gehäuse 12 gehalten, welches mit der Flugzeugstruktur 4c verbunden ist. Im fehlerfreien Flugbetrieb wird in die Flugzeugstruktur 4c nur das Drehmoment der Gewindespindel 1 eingeleitet. In Abhängigkeit von der Wahrscheinlichkeit, dass bei Bruch der Anbindung des Gehäuses 12 an die Struktur 4c das Gehäuse 12 frei rotieren kann, kann es erforderlich sein, zwischen Gehäuse 12 und Halter der Lagerung 2 eine Anordnung vorzusehen, welche eine Verdrehung zueinander verhindert. Die vorliegende, beispielhafte Ausführung zeigt einen einzelnen Antrieb zur Vereinfachung der Darstellung. Üblicherweise wird aufgrund Sicherheits- und Verfügbarkeitsanforderungen der Antrieb redundant ausgeführt.
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Die Gewindespindel 1 besitzt eine durchgängige Bohrung, welche einen Zuganker 13 aufnimmt. Der Zuganker 13 ist auf der dem Antrieb abgewandten Seite mit der Spindel formschlüssig verbunden, wie beispielhaft mit dem Querstift 14 dargestellt. Das andere Ende des Zugankers 13 ist über eine linear verschiebbare Zahnung (nicht dargestellt) mit der Bremse 15 verbunden. Die Bremse 15 kann die Zustände „geöffnet“ oder „geschlossen“ einnehmen. Im fehlerfreien Flugbetrieb wird nach Erreichen der Sollposition des Höhenruders die Gewindespindel 1 von der Bremse 15 gehalten. Während diesem Haltezustand wird der Antrieb angewiesen, konstant ein geringes Drehmoment (z. B. 10% des Maximalmomentes) in das Antriebsrad 8 einzuleiten in die Drehrichtung, die dazu führt, dass bei Axialversatz der Hülse 10 das durch den Versatz entstehende Drehspiel der Steckverzahnung 9 überwunden werden kann. Ein Drehpositionsgeber 16 erfasst kontinuierlich die Position der Spindelmutter. Hierzu gewährleistet ein in den Drehpositionsgeber integriertes Untersetzungsgetriebe, dass der Drehpositionsgeber über den gesamten Spindelmutterhub maximal eine Umdrehung ausführt.
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Im Folgenden wird beschrieben, wie das Stellgerät das Halten der Höhenflosse gewährleistet, wenn ein Bruch im Lastpfad „Spindel - Flugzeugstruktur“ auftritt. Beispielhaft werden nur drei Bruchstellen betrachtet. Die damit beschriebene Funktionalität fixiert jedoch die Höhenflosse bei vielen weiteren Bruchszenarien.
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5 zeigt beispielhaft den Fehlerfall „Bruch der Spindel“. Die Spindel 1 ist an der Stelle 19 gebrochen. Im Moment des Bruchs leitet die Höhenflosse eine Last in die Spindel ein, welche die gebrochenen Teile in Achsrichtung räumlich zu trennen versucht. Die Anordnung lässt diese Trennbewegung zu bis die Hülse 10 an der Position 20 auf das Gehäuse 12 aufschlägt. In diesem Moment wird die Trennbewegung gestoppt und gleichzeitig wird das Antriebsrad 8 vom konstant drehmomenterzeugenden Antrieb 7 gedreht, mit der Folge, dass die Steckverzahnung 9 eine Position einnimmt, welche eine den Bruch schließende Bewegung nicht mehr zuläßt (Einfall der „Bajonettverriegelung“).
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6 zeigt die Position von Antriebsrad 8 und Hülse 10 zueinander in diesem verriegelten Zustand. Der Antrieb würde sich bei diesem Fehlerfall konstant drehen, da durch den Spindelbruch keine Verbindung mit der Bremse 15 mehr besteht. Um dies zu verhindern, ist das Antriebsrad 8 über ein definiertes Drehspiel mit dem Zuganker 13 verbunden. Eine beispielhafte Anordnung ist in 2 dargestellt, Positionszahl 21. Das Drehspiel ist so dimensioniert, dass es im fehlerfreien Betrieb in Folge elastischer Drehverformung unter maximaler Last nicht überwunden werden kann. Die Drehung des Antriebs findet nun sein Ende, wenn die Drehfreigängigkeit des Antriebsrades 8 zum Zuganker 13 überwunden ist. Die Drehung des Antriebs wird vom Drehpositionsgeber 7b erfasst und mit dem unverändert bleibenden Signal des Drehpositionsgebers 16 verglichen. Es wird die Freigängigkeit des Antriebsrades 8 und somit der Fehlerfall erkannt. Der Fehlerfall wird dem Piloten mitgeteilt und der Zustand des Stellgerätes wird bis zur Landung des Flugzeuges unverändert belassen. Insbesondere bedeutet dies, dass die Bremse 15 geschlossen bleibt und der Antrieb weiterhin konstant angewiesen wird, das geringe Drehmoment zu erzeugen um ein Lösen der Bajonettverriegelung zu verhindern. Das Stellgerät hält das Höhenruder auf Position mit dem nur geringen Axialspiel der Bajonettverriegelung.
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7 zeigt beispielhaft den Fehlerfall „Bruch der Anbindung Spindel - Flugzeugstruktur“. Die Verbindung der Lageranordnung 3 zum Spindellagergehäuse 22 ist gebrochen. Im Moment des Bruchs leitet die Höhenflosse eine Last in die Spindel ein, welche sie in Richtung Antrieb bewegt. Die Anordnung läßt diese Bewegung zu bis die Hülse 10 an der Position 23 auf das Gehäuse 12 aufschlägt. In diesem Moment wird die Trennbewegung gestoppt. Verriegelung, Fehlererkennung und -reaktion sind identisch zum oben beschriebenen Fehlerfall. 8 zeigt die Position von Antriebsrad 8 und Hülse 10 zueinander in diesem verriegelten Zustand.
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9 zeigt beispielhaft den Fehlerfall „Bruch des Zugankers“. Der Zuganker 13 ist an der Stelle 24 gebrochen. Der Bruch des Zugankers 13 führt dazu, dass die Feder 25 den Bruch axial trennt bis die Hülse 10 an der Position 26 auf das Gehäuse 12 aufschlägt. Mit dem Bruch ist die Verbindung zur Bremse 15 unterbrochen und die Spindel dreht sich sobald das Last-Drehmoment ungleich dem Vorspann-Drehmoment des Antriebs ist. Sobald der Drehpositionssensor 7b erkennt, dass der Antrieb im Betriebsmodus „konstantes Vorspann-Drehmoment aufbringen“ sich um einen Drehwinkel größer als das vergrößerte Drehspiel der Steckverzahnung 9 dreht, wird dies als Fehler interpretiert. Die Bremse des Antriebs 7c wird geschlossen und hält die aktuelle Position der Spindel und somit auch der Höhenflosse. In diesem Fehlerfall ergibt sich ein geringfügig erhöhtes Axialspiel der Spindelmutter 5, da die Spindel über das erhöhte Drehspiel der Steckverzahnung 9 gehalten wird. Durch Erhöhung der Zähnezahl der Steckverzahnung 9 kann, falls erforderlich, das Axialspiel reduziert werden. Die Feder 13 dient dazu, einerseits die Hülse 10 in eine eindeutige Position zu bringen, um undefinierte Zahneingriffe der Steckverzahnung 9 zu verhindern, und andererseits den Bruch axial deutlich zu trennen, um eine für die Brucherkennung erforderliche Drehfreigängigkeit des Bruchs zu gewährleisten. 10 zeigt die Position von Antriebsrad 8 und Hülse 10 zueinander in diesem verriegelten Zustand.
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Es ist sicherzustellen, dass die Funktionalität „bei Bruch im ersten Lastpfad wird die Höhenflosse auf ihrer aktuellen Position gehalten“ jederzeit gewährleistet ist. Diese Funktionalität setzt sich aus Teil-Funktionalitäten zusammen. In Abhängigkeit von der Ausfallwahrscheinlichkeit einer Teil-Funktionalität ist diese mit entsprechender Häufigkeit zu testen. Beim hier vorgeschlagenen Stellgerät werden die meisten Teil-Funktionalitäten im fehlerfreien Flugbetrieb mit verwendet und bedürfen somit keines eigenständigen Tests. Beispiele hierfür sind Bruchfreiheit der Spindel 1, des Zugankers 13, der Traverse 3 oder korrekte Funktion der Bremse 15, des Antriebs 7 usw..
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Die folgenden Teil-Funktionalitäten werden im fehlerfreien Flugbetrieb nicht verwendet und müssen daher getestet werden, nämlich zum Einen die Verschiebbarkeit der Hülse 10 und zum Anderen die Drehfreigängigkeit von Antriebsrad 8 und Hülse 10 relativ zueinander im axial verschobenen Zustand zur Gewährleistung der Herstellbarkeit des bajonettverriegelten Zustandes und zur Gewährleistung der Brucherkennung.
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Beide Teil-Funktionalitäten sind rein mechanischer Natur mit nur geringer Komplexizität. Die betroffenen Komponenten befinden sich zudem innerhalb des ölgefüllten bzw. gefetteten Getriebes, so dass ein Ausfall dieser Teil-Funktionalitäten aufgrund Umwelteinflüsse (Korrosion, Vereisung usw.) sehr unwahrscheinlich ist. Vor diesem Hintergrund kann die Testhäufigkeit dieser Teil-Funktionalitäten gering sein. Als Test könnte im Rahmen einer großen Flugzeugwartung z. B. ein Bruch des Zugankers durch Lösen der Verbindung 14 simuliert und die korrekte Brucherkennung geprüft werden.
