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Die Erfindung betrifft ein Flugzeug mit wenigstens einem an der Tragfläche des Flugzeugs angeordneten Hochauftriebssystem, das wenigstens eine Antriebseinheit zur Umwandlung elektrischer oder hydraulischer Energie in eine drehzahlgesteuerte Rotationsbewegung umfasst, wobei das Flugzeug des Weiteren wenigstens eine Steuereinheit aufweist, die das Hochauftriebssystem steuert.
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Unter einem Hochauftriebssystem ist üblicherweise eine Vorrichtung an einer Tragfläche eines Flugzeugs zu verstehen, die dazu dient, in der Start- und Landephase den Auftriebsbeiwert der Tragfläche zu vergrößern, wodurch das Flugzeug bereits bei geringen Geschwindigkeiten flugfähig ist. Üblicherweise sind hierunter die Landeklappensysteme und/oder das Vorflügelsystem zu verstehen. Konventionelle Hochauftriebssysteme sind direkt mit der elektrischen und/oder hydraulischen Bordversorgung des Flugzeugs verbunden. Während der Betätigung des Hochauftriebssystems wird dieser Bordversorgung Leistung entzogen.
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Eine zentrale im Flugzeugrumpf positionierte Antriebseinheit wandelt hydraulische und/oder elektrische Energie in eine drehzahlgesteuerte Rotationsbewegung mit entsprechendem Drehmoment um. Die Antriebseinheit ist mit dem in der Tragfläche befindlichen Transmissionssystem verbunden, um das Drehmoment an Aktuatoren weiterzuleiten. Die Aktuatoren nehmen die Rotationsbewegung der Transmissionswellen auf und wandeln diese in eine translatorische Bewegung um, mit der die einzelnen Klappen des Hochauftriebssystems betätigt bzw. ein- und ausgefahren werden. Das Hochauftriebssystem besitzt zahlreiche Überwachungssensoren, die die einwandfreie Systemfunktion überwachen und als Regelungsparameter für die elektronische Ansteuerung dienen. Sicherheitsbremseinrichtungen vermeiden in einem Fehlerfall kritische Systemfehlfunktionen. Das Hochauftriebssystem ist verknüpft mit Flugsteuerungscomputern, die die Schnittstelle zwischen den aus den im Cockpit eingegebenen Eingabebefehlen und der anzusteuernden Antriebseinheit darstellen.
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In der 1 ist schematisch eine Systemarchitektur eines konventionellen Hochauftriebssystems gezeigt. Diese grundlegende Architektur ist sowohl für Vorflügelsysteme, die auch nach der englischen Bezeichnung „slat” genannt werden, als auch für Landeklappensysteme, die in der englischen Bezeichnung „flap” genannt werden, bekannt. In dem dort dargestellten Beispiel sind in einer Tragfläche 10 eines Flugzeugs zwei Klappen 12 und 14 angeordnet, wobei jeder Klappe jeweils zwei Aktuatoren 16 und 18 bzw. 20 und 22 zugeordnet sind. Über einen Dateneingang 30 werden die Kommandobefehle in eine Überwachungs- und Steuerungselektronik 32 eingegeben. Hierüber werden Motoren 34 bzw. 36 angesteuert, welche über ein Getriebe 38 und eine Transmissionswelle 40 die Aktuatoren 16 und 18 bzw. 20 und 22 für die Klappen 12 und 14 antreiben. Die Motoren 34 und 36 sind je nach ihrer Bauart mit einer hydraulischen bzw. elektrischen Versorgung 42 verbunden, die wiederum über eine Schnittstelle 44 mit der hydraulischen bzw. elektrischen Flugzeugversorgung verbunden sind. Mit 46 ist der Datenausgang bezeichnet, mit dem die jeweiligen Istdaten des Systems an die Flugzeugsteuerungscomputer ausgegeben werden.
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Bei diesem konventionellen System ergibt sich eine Reihe von Nachteilen. So bezieht das Hochauftriebssystem zunächst seine Leistung direkt aus der Bordversorgung des Luftfahrzeugs. Hier wird eine entsprechend große Dimensionierung der Generatoren im Luftfahrzeug notwendig. Bei totalem Triebwerksausfall muß die nur sehr begrenzt zur Verfügung stehende Energie aus existierenden Notstromsystemen bezogen werden. Gegebenenfalls ist hierdurch aber die Funktion des Hochauftriebssystems nur eingeschränkt.
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Bei elektrischen Antriebssystemen wird eine komplexe Spannungswandlung notwendig, um die elektrische Bordenergie nutzen zu können. Eine schwere und kostenintensive Elektronik wird notwendig, um rückwirkende Störeinflüsse auf die elektrische Bordversorgung zu minimieren.
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Der direkte Zugriff des Hochauftriebssystems auf die Bordversorgung generiert zusätzliche Fehlerquellen, die zum Ausfall von Systemen auf Luftfahrzeugebene führen können.
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Schließlich ist die Betätigungszeit des Hochauftriebssystems im Verhältnis zur Flugzeit vernachlässigbar klein. Dennoch müssen alle Komponenten der Bordversorgung auf die benötigte Leistung für das Betätigen des Systems ausgelegt werden.
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Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Hochauftriebssystem für ein Flugzeug zu schaffen, bei dem die Generatoren im Luftfahrzeug vergleichsweise kleiner dimensioniert werden können und bei dem auch beim Triebwerksausfall die Hochauftriebssysteme uneingeschränkt betätigt werden können.
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Diese Aufgabe wird durch ein Flugzeug mit sämtlichen Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Der Lösungsgedanke der vorliegenden Erfindung besteht darin, das Hochauftriebssystem energetisch vom Bordenergiesystem unter Verwendung eines Energiespeichers zu entkoppeln. Hierzu werden geeignete Energiespeicher verwendet, die den zum Betrieb des Hochauftriebssystems entsprechenden Leistungsanforderungen entsprechen und die weiteren Randbedingungen, wie beispielsweise Umweltbedingungen und dergleichen, auffangen.
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Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den sich an den Hauptanspruch anschließenden Unteransprüchen.
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So ist gemäß einem ersten besonderen Aspekt der Erfindung ein autarkes Hochauftriebssystem basierend auf einem Zentralantrieb unter Schutz gestellt. Die Ankopplung des Hochauftriebssystems erfolgt hier auf der Grundlage des konventionellen Systems. Hierzu wird die grundlegende Systemarchitektur beibehalten, wobei die energetische Schnittstelle zur Bordversorgung unterbrochen und durch ein unabhängiges Speichersystem ersetzt wird. Ein möglicher Speicher ist hier ein elektrischer Akkumulator basierend auf der Litium-Ionen-Technologie. Dieser elektrische Speicher oder Akkumulator kann mit Hilfe einer Laderegelung kontinuierlich durch die elektrische Bordversorgung des Luftfahrzeugs aufgeladen werden. Die Aufladung kann ebenso durch die Rückgewinnung elektrischer Energie durch das System selbst erfolgen (regenerativer Aspekt). Der hierbei benötigte Ladestrom ist klein, so daß dieser kontinuierliche Leistungsbedarf im Vergleich zum konventionellen sehr gering ausfällt. Der für das Betätigen des Systems erforderliche Leistungsbedarf kann innerhalb kurzer Zeit abgerufen werden und hat keinen Einfluß auf die Bordversorgung des Luftfahrzeugs. Bei der Speicherauslegung muß allerdings berücksichtigt werden, daß die Energiemenge für mehrere hintereinander folgende Betätigungen ausreicht.
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Gemäß einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung ist ein autarkes Hochauftriebssystem basierend auf Einzelklappenantrieben unter Schutz gestellt.
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Die Ankopplung des Hochauftriebssystems kann hier auf Grundlage von einer neuen Systemarchitektur erfolgen. Dieser Ansatz löst sich von dem bisher beschriebenen Zentralantrieb und sieht für jede Klappe ein eigenes gesondertes Antriebssystem vor. Jede Klappe wird mit separatem Antrieb, separaten Aktuatoren sowie einem eigenen Energiespeicher gesteuert und betätigt. Jedes Einzelklappensystem besitzt eigene Überwachungs- und Kontrollelektroniken, so daß jede Klappe direkt vom Flugzeugsteuerungscomputer angesteuert wird. Das Transmissionssystem, das in konventionellen Zentralantrieben vorhanden ist, kann zwischen den Klappen entfallen. Wie beim vorigen System wird der Akkumulator kontinuierlich aufgeladen, so daß die erforderliche Energie in kurzem Zeitraum abgegeben werden kann. Der Vorteil des Einzelklappenantriebs besteht darin, daß die Komponenten kleiner dimensioniert werden können, wobei sich allerdings die Anzahl der Komponenten, die im Flugzeug verbaut werden müssen, vervielfachen.
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Weitere Ausführungsformen der Erfindung beinhalten ein autarkes Hochauftriebssystem, das aus einer Kombination aus Zentral- und Einzelklappenantrieben besteht.
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Hierbei kann die Abkopplung des Hochauftriebssystems auf der Grundlage von Kombinationen aus einem autarken Hochauftriebssystem mit Zentralantrieb und einem autarken Hochauftriebssystem basierend aus Einzelklappenantrieben bestehen. Dabei können insbesondere hinsichtlich der Überwachung und Ansteuerung unterschiedliche Detaillösungen gewählt werden. Die Wahl der Detaillösung ist allerdings vom einzelnen Anwendungsfall abhängig. So ist gemäß einer besonderen Ausgestaltung der Erfindung eine vollkommen separate Aktuatorsteuerung mit eigener Energiequelle, eigenem Laderegelungsmodul, eigener Steuerungseinheit und eigener Antriebseinheit zugeordnet. Jeder Aktuator wird somit unabhängig direkt von den Flugsteuerungscomputern angesteuert.
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Gemäß einer weiteren besonders vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung haben die Aktuatoren eine gemeinsame Überwachung und werden gemeinsam über die Flugsteuerungscomputer angesteuert, wobei allerdings die Energiequelle, das Laderegelungsmodul und die Antriebseinheit jedem Aktuator gesondert zugeordnet sind. Gemäß einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung ist jedem Aktuator eine Antriebseinheit und eine Steuerungseinheit zugeordnet, wobei den Aktuatoren für eine Klappe des Hochauftriebssystems eine gemeinsame Energiequelle mit zugeordneter Laderegelung zugeordnet ist.
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Schließlich ist gemäß einer anderen bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung einem ersten Aktuator für eine Klappe des Hochauftriebssystems eine Energiequelle zugeordnet, ein Laderegelungsmodul und eine Steuerungseinheit sowie eine Antriebseinheit, wobei der mindestens eine weitere Aktuator für die Klappe des Hochauftriebssystems über eine Transmissionswelle mit dem ersten Aktuator verbunden ist.
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Die zuvor beschriebenen erfindungsgemäßen Lösungen weisen eine Reihe von Vorteilen auf.
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Zunächst ist hier die Sicherheit und Verfügbarkeit des Hochauftriebssystems wesentlich verbessert worden. Durch den Wegfall der direkten Verbindung zur Bordversorgung können Fehlerfälle auf Flugzeugebene die Funktion des Hochauftriebssystems nicht mehr beeinflussen. Darüber hinaus kann das Hochauftriebssystem jederzeit aus energetischer Sicht betätigt werden. Die bislang bei den Zentralsystemen vorhandene kostenintensive und komplexe Elektronik kann eingespart oder zumindest reduziert werden. Durch das Hochauftriebssystem werden andere Systeme auf Flugzeugebene nun nicht mehr beeinflußt. Insbesondere wird verhindert, daß hier ein hoher und sehr kurzer Leistungsbedarf auf Flugzeugebene durch das Hochauftriebssystem abgerufen wird. Durch die Nutzung von zeitlich kontinuierlichen und geringen Energiemengen werden Spitzenbelastungen auf Luftfahrzeugebene vermieden, so daß diverse Komponenten hieran angepaßt und günstiger ausgelegt werden können.
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Andere Systeme auf Flugzeugebene können in Fehlerfällen möglicherweise auch noch mitversorgt werden.
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Weitere Merkmale, Einzelheiten und Vorteile der Erfindung werden anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen im Folgenden näher erläutert. Es zeigen:
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1: eine schematische Darstellung eines Flugzeugflügels mit einem Hochauftriebssystem nach dem Stand der Technik,
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2: eine Darstellung gemäß 1 entsprechend einer ersten erfindungsgemäßen Lösung,
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3: eine Darstellung gemäß 2 mit einer zweiten erfindungsgemäßen Lösung.
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4–7: unterschiedliche Einzellösungen des erfindungsgemäßen Hochauftriebssystems.
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Die im Folgenden dargestellten Ausführungsbeispiele beziehen sich grundsätzlich auf Verwendung von elektrischen oder hydraulischen Antriebseinheiten in der Flugzeugtragfläche im Flugzeugflügel bzw. im Halbflügel als Teil des Hochauftriebssystems.
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Die 2 zeigt ein Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung, dessen Gesamtarchitektur der konventionellen Architektur weitgehend ähnelt, da das hier dargestellte autarke Hochauftriebssystem ebenfalls auf einem konventionellen Zentralantrieb basiert. Die grundlegende Architektur entspricht also derjenigen gemäß dem Stand der Technik gemäß 1. Lediglich die energetische Schnittstelle zur Bordversorgung wird unterbrachen und durch ein unabhängiges Speichersystem ersetzt. Im hier dargestellten Ausführungsbeispiel werden entsprechende Litium-Ionen-Akkumulatoren 50 verwendet, über die die Motoren 34 und 36 angetrieben werden.
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Über eine Laderegelung 52 wird mit der Schnittstelle zur elektrischen Flugzeugversorgung jeweils geringe elektrische Leistung aufgenommen. Der hierzu benötigte Ladestrom ist recht klein, so daß dieser kontinuierliche Leistungsbedarf im Vergleich zum konventionellen System sehr gering ausfällt. Auf der anderen Seite kann der für das Betätigen des Systems erforderliche Leistungsbedarf innerhalb sehr kurzer Zeit abgerufen werden.
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In der Ausführungsvariante gemäß 3 ist eine neue Systemarchitektur mit einem autarken Hochauftriebssystem bestehend aus einzelnen Klappenantrieben gezeigt. Die Klappen 12 und 14 sind jeweils von Aktuatoren 16 und 18 bzw. 20 und 22 angetrieben. Das Antriebssystem für die Klappe 12 besteht somit aus den Aktuatoren 16 und 18. Der Aktuator 16 wird durch den Motor 34 und Aktuator 18 durch den Motor 36 angetrieben. Den Motoren 34 und 36 ist ein Energiespeicher 50 zugeordnet, der über die Laderegelung 52 mit der Schnittstelle 54 zur elektrischen Flugzeugversorgung verbunden ist. Diese dient zur Aufnahme der geringen elektrischen Leistung. Mit 32 ist die Überwachung bzw. Steuerungselektronik des Antriebssystems bezeichnet. Diese steht mit dem Datenausgang 46 und dem Dateneingang 30 in Verbindung. Jedes einzelne Klappensystem 12 bzw. 14 besitzt nun eine eigene Überwachungs- und Kontrollelektronik, so daß jede Klappe 12 bzw. 14 direkt vom Flugsteuerungscomputer angesteuert wird und das Transmissionssystem zwischen den einzelnen Klappen entfallen kann. Wie auch bei den zuvor beschriebenen Systemen gemäß 2 wird der Akkumulator kontinuierlich aufgeladen, so daß die erforderliche Energie in kurzem Zeitraum abgegeben werden kann. Die Komponenten des Einzelklappenantriebs können vergleichsweise klein dimensioniert werden.
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Die Abkopplung des Hochauftriebssystems kann auf der Grundlage von Kombinationen eines zentralen bzw. autarken Systems auf Klappenebene erfolgen. Unterschiedliche Detaillösungen hierzu werden in den 4 bis 7 beispielhaft näher erläutert.
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So ist in der 6 eine Klappe 14 über zwei Aktuatoren 20 und 22 angetrieben. Jeder Aktuator 20 bzw. 22 weist einen separaten Motor 34 und 36, einen eigenen Energiespeicher 50 und 51, eine separate Laderegelung 52 und 53 sowie eine separate Überwachung 32 und 33 auf. In der Ausführungsform gemäß 7 ist ein einzelner Klappenantrieb einer Klappe 14 mit separater Aktuatorsteuerung aber gemeinsamer Überwachung 32 dargestellt.
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In der 4 wiederum wird eine Klappe 14 über Aktuatoren 20 und 22 mit eigenen Motoren 34 und 36 angetrieben. Den Motoren 34 und 36 ist aber ein gemeinsamer Akkumulator 50 mit einer für diesen gemeinsam bestimmten Laderegelung vorgesehen. Die Steuerung erfolgt dagegen wieder separat über die Überwachungen 32 und 33 für jeden Motor 20 bzw. 22.
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Schließlich ist ein weiteres Ausführungsbeispiel in der 5 gezeigt, bei der eine Klappe 14 über zwei Aktuatoren 20 und 22 angetrieben wird, wobei lediglich dem Aktuator 20 ein Motor 34, ein Akkumulator 50, eine Laderegelung 52 und eine Überwachung 32 zugeordnet ist. Der zweite Aktuator 22 wird in dieser Ausführungsform über eine Transmissionswelle 40 mit dem Aktuator 20 verbunden und über diesen zur Bewegung der Klappe 14 mitbewegt. Die anhand der 4 bis 7 gezeigten Ausführungsbeispiele sind hier nur beispielhaft dargestellt. Selbstverständlich sind weitere Abwandlungen und Varianten der Zuordnung der einzelnen Komponenten zu den Aktuatoren bzw. Klappen des Hochauftriebssystems im Rahmen der Erfindung möglich.
