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Die vorliegende Erfindung betrifft ein elektronisches Gerät zur Positionsregelung eines Aktuators, nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1. Des Weiteren betrifft die vorliegende Erfindung einen Aktuator nach Anspruch 18 sowie ein Aktuator-Steuerungssystem nach Anspruch 20.
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Zur Führung eines Flugzeugs muss sich der Pilot auf Flugsteuerflächen verlassen, welche an den Tragflächen, den horizontalen Stabilisierungsflächen und den vertikalen Stabilisierungsflächen des Flugzeugs angeordnet sind. Die Primärflugsteuerflächen an einem Flugzeug umfassen die Querruder, die Höhenruder und das Seitenruder. Die Querruder befinden sich an den Hinterkanten der Tragflächen des Flugzeugs und steuern das Rollen des Flugzeugs. Die Höhenruder oder das Höhenleitwerk befinden sich bzw. befindet sich an der horizontalen Stabilisierungsfläche des Flugzeugs, und dienen der Stabilisierung des Flugzeugs. Das Seitenruder befindet sich am hinteren Ende des Flugzeugs und dient der Steitensteuerung des Flugzeugs.
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Die Primärflugsteuerflächen werden von dem Piloten betätigt, wobei bei den meisten größeren Flugzeugen Seile oder Drähte vorgesehen sind, welche die Steuerelemente des Piloten mit den hydraulischen Aktuatoren, mit denen die Primärsteuerflächen bewegt werden, verbinden. Bei neueren Flugzeugen wird als technisches Hilfsmittel zur Steuerung und Stabilisierung des Flugzeugs die sogenannte „Fly-by-Wire-Technologie” verwendet.
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Bei einem typischen Fly-by-Wire-Flugzeug sind Elektroniksensoren an den Steuerelementen des Piloten angebracht. Über diese Sensoren werden die Piloteneingaben an sogenannten Seitensteuer-Bediengeräten (side-sticks) in elektronische Steuersignale umgewandelt, so dass elektronische Daten in die Computer des Flugsystems (Flugsteuerungscomputer, FCC) eingegeben und daraus unter Hinzunahme von Lagesensorinformationen mittels digitalisierter Regelgesetze letztendlich Steuerkommandos für Bedienungseinrichtungen, die sogenannten Aktuatoren, erzeugt werden können. Ein System, das als Aktuator-Steuer-Elektronik (ACE) bekannt ist, erhält die elektronischen Signale vom Flugsteuerungscomputer und bewegt die hydraulischen Aktuatoren auf der Basis der empfangenen Signale. Jeder hydraulische Aktuator ist derart an eine bewegliche Primärsteuerfläche gekoppelt, dass die Bewegung des Aktuators die Primärsteuerfläche bewegt.
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Das Fly-by-Wire-Konzept führt zwar zu Gewichtseinsparungen, da keine Notwendigkeit mehr für schwere Gestänge, Seile, Riemenscheiben und Montagewinkel, die durch das Flugzeug verlaufen, besteht, um die Aktuatoren zu steuern, außer die elektrische Verdrahtung zu dem Flugsteuerungscomputer und der Aktuator-Steuer-Elektronik (ACE).
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Die klassischen Fly-By-Wire-Flugsteuerungen in modernen Flugzeugen sind jedoch durch einen hohen Verkabelungsaufwand zwischen den Steuer- und Überwachungsrechnern und den zu regelnden hydraulischen Aktuatoren zur Betätigung der Steuerflächen gekennzeichnet, was einerseits das Gewicht und andererseits die Kosten für die Verkabelung wesentlich erhöht. Außerdem ist der Aufwand für Installations- und Wartungsarbeiten mit Fehlersuche bei solchen Flugsteuerungen ziemlich groß.
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Aus der
WO 2007/084679 A2 ist eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Backup-Steuerung in einem verteilten Flugsteuerungssystem bekannt. Die Vorrichtung weist eine übergeordnete dezentrale Architektur bzw. einen Remote-Electronic-Unit-Verbund (REU-Verbund) auf, wobei hier pro Steuerfläche (Querruder, Höhenleitwerk, Seitenruder, Spoiler) jeweils eine Master-REU mit aktiver Backup-Funktion realisiert wird. Diese Master-REU ist in der Lage Kontrollsignale der primären Hauptregeleinheit (primary controller) und Kontrollsignale der Backup-Regeleinheit (backup controller) zu empfangen. Die Master-REU gibt somit den Aktuatoren Kommandosignale vor, wenn diese von der primären Hauptregeleinheit (primary controller) verfügbar und gültig sind. Die Master-REU gibt außerdem den Aktuatoren über die Backup-Regeleinheit (backup controller) Kommandosignale vor, wenn die von der primären Hauptregeleinheit (primary controller) nicht verfügbar oder ungültig sind. Diese bekannte Vorrichtung zeichnet sich jedoch mit einem hohen Verkabelungsaufwand und einer hohen Komplexität aus, da eine übergeordnete Master-REU vorgesehen ist. Falls diese ausfällt oder einen Fehler aufweist, werden die Kontrollsignale zu den einzelnen Aktuatoren entweder nicht oder fehlerhaft übermittelt.
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Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein elektronisches Gerät zur Positionierung eines Aktuators der eingangsgenannten Art bereitzustellen, welches einen vereinfachten und kostengünstigen aber auch sicheren Aufbau aufweist und durch welches der Verkabelungs- und damit der Kostenaufwand eines Aktuator-Steuerungssystems wesentlich reduziert werden kann, wobei den hohen Sicherheitsanforderungen an solche elektronische Geräte und Aktuator-Steuerungssysteme genügend Rechnung getragen wird.
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Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch ein elektronisches Gerät zur Positionierung eines Aktuators für ein Flugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1, durch einen Aktuator mit den Merkmalen des Anspruchs 18 sowie durch ein Aktuator-Steuerungssystem mit den Merkmalen des Anspruchs 20 gelöst.
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Das erfindungsgemäße elektronische Gerät zur Positionierung eines Aktuators, welcher an einer primären Flugsteuerungsfläche zur Bewegung dieser in einer gewünschten Position gekoppelt werden kann, ist mit dem Aktuator verbunden und/oder zumindest zum Teil im Aktuator integriert, wobei das elektronische Gerät geeignet ist, von einem Flugsteuerungscomputer (FCC) Befehle zum Kontrollieren und/oder Abschalten des Aktuators im Fehlerfall zu erhalten und umzusetzen. Das erfindungsgemäße elektronische Gerät ist dabei eine sogenannte smarte Aktuator-Elektronik, insbesondere eine „Remote Electronic Unit” (REU), mit welcher jeder der an verschiedenen Tragflächen des Flugzeugs gekoppelten Aktuatoren versehen ist.
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Es ist besonders wichtig, dass im Fehlerfall die REU von einem überlagerten Flugsteuerungscomputer (FCC) kontrolliert und überstimmt bzw. abgeschaltet werden kann. Durch das erfindungsgemäße elektronische Gerät erübrigt sich eine systematische Verschaltung bzw. Kommunikation der Vielzahl von REUs untereinander. Da sich die Fehlerauswertung und Überwachung in den übergeordneten Flugsteuerungsrechner verschiebt, kann die REU kleiner und leichter realisiert werden. Es ist aber auch möglich, dass die Überwachung der Positionierung des Aktuators sowie die Fehlerauswertung in der REU realisiert werden kann.
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Durch den Einsatz von solchen lokalen Aktuator-Elektroniken, den sogenannten Remote Electronic Units (REU's), kann weiterhin der Aufwand für Installations- und Wartungsarbeiten mit Fehlersuche wesentlich begrenzt und können somit nicht nur das Gewicht sondern auch die Kosten für die Verkabelung im Flugzeug erheblich reduziert werden. Die am Aktuator selbst lokal angebrachte Elektronik, welche die Positionsregelung und die Überwachung, das sogenannte „Monitoring” des Aktuators realisiert, kann erfindungsgemäß zum größten Teil oder aber auch ganz in den Aktuator integriert werden, so dass eine kompakte Ausführung der Aktuatorsteuerung realisierbar ist. Dies ist besonders wichtig, für den Fall, dass eine REU oder der damit verbundene Aktuator fehlerhaft funktioniert, so dass er zusammen mit der dazugehörigen REU ohne großen Arbeitsaufwand ausgewechselt werden kann. Darüber hinaus kann der Aufwand für Installations- und Wartungsarbeiten mit Fehlersuche wesentlich begrenzt werden.
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Vorzugsweise ist das erfindungsgemäße elektronische Gerät derart ausgebildet, dass es geeignet ist, eine geänderte, neue Aktuatorposition zu erfassen und diese dem Flugsteuerungscomputer zu übermitteln, so dass eine schnelle Auswertung und gegebenenfalls eine Korrektur der Aktuatorposition durch den Einsatz von zusätzlichen Sensoreinheiten und Steuerungssystemen durchgeführt werden kann.
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Als besonders vorteilhaft wird ebenfalls angesehen, wenn die Aktuator-Elektronik (REU) vom Flugsteuerungscomputer direkt kontrolliert und abgeschaltet werden kann, wobei der Flugsteuerungscomputer geeignet ist, die Versorgungsspannung der REU über ein Schaltelement abzuschalten und somit die REU direkt zu deaktivieren oder aber auch für eine bestimmte Zeit zu passivieren.
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Vorzugsweise weist das erfindungsgemäße elektronische Gerät eine Steuereinheit sowie ein abnehmbares Instandhaltungs-Modul auf, welches eine Instandhaltungs-Einheit, einen Instandhaltungs-Speicher sowie eine kabellose Einheit enthält. Somit können von der Steuereinheit des erfindungsgemäßen elektronischen Geräts technische Kenndaten, wie z. B. Flugstunden, Hubweg usw., während des Fluges erfasst und errechnet werden. Diese können dann über einen ersten internen Datenbus in den Instandhaltungs-Speicher dauerhaft abgespeichert werden, so dass sie bei Bedarf abrufbar sind. Dabei können die technischen Kenndaten zum Teil entweder fest definiert oder aber auch frei wählbar sein.
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Es wird als vorteilhaft angesehen, wenn der in der Instandhaltungs-Einheit eingebaute Instandhaltungs-Speicher ein M-RAM, d. h. ein magnetoresistiver Wahlzugriffsspeicher ist. Dieser ist bekannterweise geeignet, Daten permanent zu speichern, wobei er über sehr hohe Schaltgeschwindigkeiten verfügt und nur eine geringe Wärmeentwicklung aufweist. Solche Speichervorrichtungen sind hier besonders geeignet, da sie sich im Vergleich zu Flash-Speicher beliebig oft löschen und überschreiben lassen, wobei die Daten auch bei abgeschaltetem Strom dauerhaft gespeichert bleiben. Somit können auch bei einer Deaktivierung oder Passivierung des erfindungsgemäßen elektronischen Geräts durch die Wegnahme des abnehmbaren Instandhaltungs-Moduls die abgespeicherten Kenndaten nicht gelöscht werden. Des Weiteren verbrauchen solche Speichervorrichtungen auf einem Chip nur einen Bruchteil des Platzes, den etwa DRAM- oder SRAM-Zellen belegen und weisen eine hohe Schnelligkeit und hohe Zuverlässigkeit auf, was besonders wichtig für den Einsatz in Flugsteuerungssystemen ist.
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Als Speichervorrichtung kann aber genauso gut ein elektrisch löschbarer programmierbarer Nur-Lese-Speicher (EEPROM) verwendet werden, welcher ein nichtflüchtiger, elektronischer Speicherbaustein ist und bekannterweise in Einrichtungen Anwendung findet, in denen kleinere Datenmengen, die sich häufiger verändern, abgespeichert werden müssen. Es kann aber durchaus eine andere Speichervorrichtung in der Instandhaltungseinheit der REU eingebaut werden, die über ähnliche Eigenschaften verfügt und geeignet ist in Flugsteuerungseinrichtungen Anwendung zu finden.
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Vorzugsweise ist das Instandhaltungs-Modul des erfindungsgemäßen elektronischen Gerätes geeignet, im aktivierten Zustand der REU, die in der Instandhaltungs-Einheit abgespeicherten Kenndaten, die entweder fest definierbar oder frei wählbar sind, über die Kabellose-Einheit kabellos an einem Auswertesystem zu übermitteln, was zu einer zusätzlichen Minimierung des Verkabelungsaufwands führt.
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Eine besonders vorteilhafte Ausführung des erfindungsgemäßen elektronischen Gerätes sieht vor, dass eine Identifikations-Einheit vorgesehen ist, über welche ein Instandhaltungs-Mode, nach Versorgung des Aktuators von dem Flugsteuerungscomputer mit Spannung, vorzugsweise mit 28 DVC, wählbar ist, so dass die im Instandhaltungs-Speicher abgespeicherten Kenndaten an einen Servicerechner übermittelt werden können. Der Servicerechner kann dabei entweder im Flugzeug angebracht werden oder in einer Basisstation am Boden vorgesehen sein, so dass die Daten dauerhaft gespeichert und bei Bedarf wieder abgerufen werden können.
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Die kompakte Ausbildung des erfindungsgemäßen elektronischen Geräts erlaubt es, dieses im Aktuator, welcher ein hydraulischer, elektrischer oder pneumatischer Aktuator ist, anzubringen.
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Vorzugsweise ist die Steuereinheit des elektronischen Geräts derart ausgebildet, dass sie geeignet ist, einen von dem Flugsteuerungscomputer ausgegebenen Positionsbefehl über das digitale Bus-Interface und einen weiteren internen Datenbus zu empfangen und dieser in ein proportionales digitales Stellsignal umzuwandeln, wobei das digitale Stellsignal in einem D/A-Wandler in ein analoges Stellsignal umgewandelt werden kann, um ein Steuerventil (Servo-Valve) des Aktuators zu aktiveren und den Aktuator auf eine neue festgelegte Position zu bewegen.
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Ganz besonders vorteilhaft wird das elektronische Gerät in einem hermetisch dicht geschweißten Gehäuse aufgenommen. Hierdurch kann die Elektronik im Flugzeug auch in Bereichen außerhalb der klimatisierten Räume angeordnet werden. Die Elektronik ist aufgrund dieser Weiterbildung der Erfindung vor Eindringen von Feuchtigkeit und elektromagnetischer Strahlung und anderen Umwelteinflüssen geschützt.
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Es wird besonders bevorzugt, wenn im Aktuator selbst ein Positions-Sensor eingebaut ist, so dass über einen A/D-Wandler und einen weiteren digitalen Datenbus ein proportionales Signal der Speichereinheit der REU zuführbar ist, um die aktuelle Aktuatorposition zu errechnen.
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Der erfindungsgemäße hydraulische Aktuator weist eine mit ihm verbundene oder zumindest zum Teil in ihm angebrachte Aktuator-Elektronik auf, wobei eine Überwachung der Bewegungen des Aktuators sowie eine Fehlerauswertung im übergeordneten Flugsteuerungscomputer durchführbar ist. Der erfindungsgemäße Aktuator weist einen Positions-Sensor, einen MSV-Sensor sowie weitere Sensoren auf, wobei diese jeweils mit dem elektronischen Gerät kommunizieren, und wobei der Aktuator ein Steuerventil, insbesondere ein elektrohydraulisches Steuerventil aufweist, über welches der Aktuator auf eine neue, nach einer Fehlererkennung befohlene Position bewegt werden kann.
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Die erfindungsgemäße Aufgabe wird weiterhin durch ein Aktuator-Steuerungssystem gelöst, welches aus einem Flugsteuerungsrechner (FCC), wenigstens einem mit dem Flugsteuerungsrechner verbundenen elektronischen Gerät, insbesondere einer Remote Elektronic Unit, und wenigstens einem Aktuator besteht, wobei die Remote Electronic Unit mit dem Aktuator verbunden ist oder ein Teil des Aktuators ist.
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Die vorliegende Erfindung wird nun anhand eines Ausführungsbeispiels und der Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:
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1: ein Blockschaltbild eines erfindungsgemäßen elektronischen Geräts zur Positionierung eines Aktuators gemäß einem Ausführungsbeispiel,
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2: eine schematische Darstellung eines Aktuators mit dem erfindungsgemäßen elektronischen Gerät,
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3: eine Ausführung eines erfindungsgemäßen Gehäuses zur Aufnahme des elektronischen Gerätes.
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1 zeigt einen schematischen Aufbau eines erfindungsgemäßen elektronischen Geräts 100 zur Positionierung eines an einer Fläche 120 eines Flugzeugs angebrachten Aktuators 80 als Blockschaltbild. Das erfindungsgemäße elektronische Gerät ist als eine smarte Aktuator-Elektronik, die sogenannte „Remote Electronic Unit” 100, im Folgenden REU genannt, welche als Elektronikschnittstelle des Aktuators 80 dient, ausgebildet. Der Aktuator 80 kann dabei ein hydraulischer, elektrischer oder pneumatischer Aktuator sein. Der schematische Aufbau der REU 100 ist aus der 1 ersichtlich und wird im Folgenden näher erläutert.
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Die REU 100 ist mit einem überlagerten Flugsteuerungscomputer (FCC) 20 verbunden und wird über eine Zuleitung 28 und ein Schaltelement 25 vom Flugsteuerungscomputer, FCC 20 mit beispielsweise 28 VDC gespeist. Die REU 100 weist eine Steuereinheit (Control Section) 60, ein abnehmbares Instandhaltungs-Modul (Maintenance Section) 50 ein digitales Bus-Interface 36, einen ersten internen Datenbus 11 sowie einen zweiten internen Datenbus 12 auf. Das digitale Bus-Interface 36 sowie eine Identifikations- und Instandhaltungs-Einheit 35 sind in einem Interface-Modul 30 angebracht.
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Das Instandhaltungs-Modul 50 ist geeignet, im aktivierten Zustand der Remote Electronic Unit 100, in einem Instandhaltungs-Speicher 56 abgespeicherten Kenndaten über eine Kabellose-Einheit 57 kabellos an ein Auswertesystem zu übermitteln. Das Instandhaltungs-Modul 50 enthält dabei eine Instandhaltungs-Einheit 55, den Instandhaltungs-Speicher 56 sowie die kabellose Einheit 57. Der Instandhaltungs-Speicher 56 ist vorzugsweise ein M-RAM oder ein EEPROM.
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Wie aus 1 ersichtlich, weist die REU 100 einen dritten internen Datenbus 13, eine Spannungsversorgungs-Verstärker-Einheit 45 (SV-Amplifier-Unit), einen D/A-Wandler (D/A Section) 46, einen A/D-Wandler (A/D Section) 47 sowie eine Speichereinheit (Memory Section) 48 auf, welche einerseits jeweils über eine interne Schnittstelle 13, 16, 14 und 15 mit der Steuereinheit 60 kommunizieren und über interne Leitungen 18, 18a, 19a, 19b mit dem Aktuator 80 in Verbindung stehen.
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Die Kontrollsignale des überlagerten Flugsteuerungscomputers FCC 20 werden an die REU 100 über einen digitalen Datenbus 10 gesendet. Das digitale Bus-Interface 36 der REU 100 ist modular aufgebaut, so dass die REU 100 für gängige digitale Datenbussysteme, wie z. B. ARINC 429, TTP, MIL 1553, FlexRay, verwendet werden kann.
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Das digitale Bus-Interface 36 gibt die gesendeten digitalen Daten über den ersten internen Datenbus 11 an eine zentrale Steuereinheit 60 der REU 100 weiter, bzw. die digital generierten Daten der Steuereinheit 60 werden über das digitale Bus-Interface 36 und den ersten internen Datenbus 11 an den Flugsteuerungscomputer 20 übermittelt.
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Der hydraulische Aktuator 80 weist ein elektrohydraulisches Stellventil („Mode Slector Valve”) 91 und ein Steuerventil („Servo Valve”) 94 sowie eine Einheit 90 auf, welche Aktuator-Signale von der Steuereinheit 60 der REU 100 über einen A/D-Wandler (A/D Section) 47 und über eine Leitung 18 erhält.
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Das digitale Aktivierungskommando für das elektrohydraulische Stellventil 91 wird vom FCC 20 über den digitalen Datenbus 10 sowie über das digitale Bus-Interface 36 über den ersten internen Datenbus 11 an die Steuereinheit 60 gesendet. Die Steuereinheit 60 errechnet dann und wandelt das digitale Aktivierungskommando um, so dass sie dieses Kommando über die interne Schnittstelle 13, die Spannungsversorgungs-Verstärker-Einheit 45 und über ein Schaltelement 71 zum elektrohydraulischen Stellventil 91 des Aktuators 80 sendet. Das elektrohydraulische Stellventil 91 wird somit bestromt und bewegt. Der Aktuator 80 wird damit aktiviert und kann hydraulisch betätigt werden.
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In 2 ist ein schematischer Aufbau eines Aktuators 80 mit dem erfindungsgemäßen elektronischen Gerät, nämlich die REU 100, gezeigt. Die Position des hier nicht dargestellten elektrohydraulischen Stellventils 91 wird mittels eines MSV-Sensors (Mode-Selctor-Valve-Sensor) 97 erfasst. Die so erfasste Position wird dem A/D-Wandler 47 der REU 100 über eine Verbindung 18 übermittelt, wie in 1 gezeigt. Im A/D-Wandler 47 wird das Signal gefiltert, aufbereitet und angepasst und über die damit verbundene interne Schnittstelle 14 zur Steuereinheit 60 übertragen.
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Die SV-Verstärker-Einheit 45, der A/D-Wandler 47 und der D/A-Wandler 46 sind in einer Einheit 40 angebracht und kommunizieren über die internen Schnittstellen 13, 16 und 14 mit der Steuereinheit 60 und über die internen Leitungen 18, 18a, 19a, 19b – mit dem Aktuator 80.
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In der Steuereinheit 60 wird die momentane Position des elektromagnetischen Ventils 91 mit dem von dem Flugsteuerungscomputer 20 erhaltenen Kommandosignal verglichen. Die Positionsinformation des elektromagnetischen Stellventils 91 wird dabei über den internen Datenbus 11, den digitalen Bus-Interface 36 und den digitalen Datenbus 10 dem Flugsteuerungscomputer 20 übermittelt.
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Das digitale Positionskommando für das Steuerventil 94 wird vom Flugsteuerungscomputer 20 mittels des digitalen Datenbuses 10 über das digitale Bus-Interface 36 über den internen Datenbus 11 an die Steuereinheit 60 gesendet. Die Steuereinheit 60 errechnet und wandelt das digitale Positionskommando in ein analoges Stellkommando um und gibt einen Stellstrom über die interne Schnittstelle 16, den D/A-Wandler 46, z. B. ASIC, FPGA, usw., und über ein Schaltelement 72, welches über eine von der Steuereinheit 60 kommandierte Sperrung 17 betätigbar ist, zum Aktuator 80 bzw. zum proportionalen Steuerventil 94.
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Das Steuerventil 94 wird somit bestromt und fährt in eine dem Stellsignal proportionale Position. Der Aktuator 80 fährt in die von dem Kommandosignal bestimmte Position. Diese Kommandoposition wird dann vom Aktuator 80 über einen im Aktuator 80 integrierten RAM-Sensor 95, welcher in 2 schematisch dargestellt ist, über die Verbindung 18, die A/D-Einheit 47 und die interne Schnittstelle 14 an die Steuereinheit 60 zurückgemeldet. In der Steuereinheit 60 wird somit der Positionsregelkreis des Aktuators 80 geschlossen.
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Die ermittelte tatsächliche Position des Aktuators und/oder eine Abweichung von der kommandierten Position wird dann von der Steuereinheit 60 über den internen Datenbus 11, das Digitale Bus Interface 36 und den digitalen Datenbus 10 zum Flugsteuerungscomputer 20 gesendet. Dort erfolgt der Vergleich zwischen kommandierter und tatsächlicher Aktuatorposition und einer unabhängig davon gemessenen Steuerflächenposition eines Flächenpositionssensors 150, welcher in unmittelbarer Nähe des Aktuators angebracht ist, oder der Flächenpositionsinformation eines weiteren parallelen, hier nicht dargestellten, Aktuators.
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Falls die vom Aktuator 80 gestellte Position nicht mit der Vorgabeposition des FCC's übereinstimmt, funktioniert die Aktuator-Elektronik wie folgt:
Die REU wird mit Spannung, z. B. mit 28 VDC, vom FCC 20 versorgt und aktiviert. Die vom FCC 20 kommandierte REU Sperrung (Inhibit) 26 wird freigegeben und somit wird das Schaltelement 71 geschlossen. Das elektrohydraulische Stellventil (Mode Selector Valve) 91 ist aktiviert und in Position gesetzt. Der Aktuator 80 ist im hydraulischen Modus aktiv, steht in einer definierten Position und definiert somit die Position der primären Steuerungsfläche 120, z. B. Querruder, Ruder, Höhenruder, Spoiler.
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Der übergeordnete Flugssteuerungscomputer 20 gibt über den digitalen Datenbus 10 ein geändertes Positionskommando vor. Dieses Kommando wird über das digitale Bus Interface 36 empfangen, aufbereitet und über den internen Datenbus 11 an die Steuereinheit 60 weitergeleitet. Die Steuereinheit 60 wandelt das vorgegebene Positionskommando in ein proportionales digitales Stellsignal um. Dieses digitale Stellsignal wird über die interne Schnittstelle 16 im D/A-Wandler 46 in ein analoges Stellsignal gewandelt. Das analoge Stellsignal gelangt über das geschlossene Schaltelement 72 und über die Leitung 19a zum elektrohydraulischen Steuerventil (EHSV) 94. Das proportionale Steuerventil 94 reagiert auf das Signal und erzeugt einen Druck, bzw. eine Verbindung zu einer Rücklaufleitung des Hydrauliksystems. Daraufhin bewegt sich der Aktuator 80 auf die neu befohlene Position.
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Über den im Aktuator 80 integrierten RAM-Sensor 95, die Verbindung 18, den A/D-Wandler 47 und den digitalen Datenbus 14 bekommt die Steuereinheit 60 ein der neuen Aktuatorposition proportionales Signal und errechnet daraus die neue Aktuatorposition. Die Information der geänderten, neuen Aktuatorposition wird über den ersten internen Datenbus 11, das digitale Bus Interface 36 und über den digitalen Datenbus 10 zum Flugssteuerungscomputer 20 gesendet.
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Im FCC 20 wird nun die kommandierte Position der Fläche 120, die über den Aktuator gestellt wird, mit der unabhängig gemessenen Lage der Fläche, z. B. parallel geschaltete(n) Aktuator(en), beliebiger Flächenpositionssensor 150, verglichen. Im Falle einer Abweichung, irregulärer Flächenposition oder unkontrollierter Flächenbewegungen, d. h. im Fehlerfall, kann der FCC 20 die REU 100 entweder Passivieren oder in einen passiven Zustand versetzen, oder die REU 100 abschalten.
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Im ersten Fall gibt die REU über eine Leitung 26 ein Sperrsignal aus und öffnet somit das Schaltelement 71. Das elektrohydraulische Stellventil 91 wird deaktiviert, so dass der Aktuator 80 in den Passiv-Modus geht.
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Im zweiten Fall kann der Flugssteuerungscomputer 20 die Versorgungsspannung zu der REU 100 über das Schaltelement 25 abschalten und die REU 100 wird somit deaktiviert bzw. passiviert.
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Lediglich die erfindungsgemäße Remote Electronic Unit muss die Daten am Aktuator aufbereiten, eventuell unterlagerte Regelungen durchführen und über die einheitlichen Busschnittstellen mit einem verbundenen ACE-Netzwerk kommunizieren. Beim Ausfall einer der Remote Electronic Units oder eines der Aktuatoren, können ihre Aufgaben von den verbleibenden Aktuatoren ausgeführt werden.
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3 zeigt eine Ausführung eines erfindungsgemäßen Gehäuses zur Aufnahme des elektronischen Gerätes. Natürlich kann hier jegliche Signalelektronik oder sonstige Elektronik in Luftfahrzeugen aufgenommen werden. Das Gehäuse besteht aus einer Schale 110, welche vorzugsweise ein Tiefziehteil aus korrosionsbeständigem Stahlblech ist. Sie nimmt die Elektronikplatine 120 auf (in der Figur ohne Elektronikbauteile dargestellt), welche in Kunststoffschienen 130 gehalten wird. Die elektrische Verbindung nach außen erfolgt über einen hermetisch dichten Glasverguß-Stecker 140, der mit der Schale 110 hermetisch verschweißt ist. Das Gehäuse wird mit dem Deckel 150 hermetisch verschlossen, d. h. geschweißt. Die Elektronikplatine 120 wird mit mindestens einem Stützkörper 160 zur Vermeidung von unzulässigen Schwingungen fixiert. An die Schale 110 sind Halteschienen 170 angebracht, vorzugsweise mittels Punktschweißung, welche erlauben, die Anordnung im Luftfahrzeug zu befestigen. Die Halteschienen 170 können frei gestaltet werden, entsprechend der jeweiligen Befestigungssituation.
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Statt der Ausführung aus Metall, kann das Gehäuse auch aus elektrisch leitfähigem und ggf. faserverstärktem Kunststoff bestehen, wobei das hermetische Verschließen durch Schweißen oder Kleben erreicht wird. Die Verbindung nach außen erfolgt dort über in dem Kunststoff eingebrachte Durchführungen.
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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