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Die Erfindung betrifft ein Klappensystem für ein Flugzeughochauftriebsystem oder eine Triebwerksaktuation mit einem Drehwellensystem, ein oder mehreren Antriebsstationen sowie Elementen zur Übertragung der Antriebsenergie von dem Drehwellensystem an die ein oder mehreren Antriebstationen. Weiterhin betrifft die Erfindung ein Verfahren zur Überwachung eines derartigen Klappensystems.
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Flugzeughochauftriebsysteme passen das Flügelprofil mittels geeigneter Klappenmechanik an die jeweilige Flugsituation an. Bekannt sind Flugzeughochauftriebsysteme mit einer zentralen Antriebseinheit in Form eines Drehwellensystems, das über Abzweiggetriebe mit ein oder mehreren Antriebstationen in Verbindung steht. Diese Antriebstationen umfassen jeweils einen passenden Antrieb, der die durch das Drehwellensystem bereitgestellte Rotationsenergie in die passende Klappenkinematik umsetzt.
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Bisher werden pro Klappe zwei einzelne Antriebe pro Klappe eingesetzt. Nebeneinander angeordnete Klappen sind über mechanische Koppelstellen, sogenannte „interconnection struts”, miteinander verbunden, um bei Ausfall eines Antriebs einen Schieflauf der Klappe beim Ein- und Ausfahren zu verhindern. Bei Ausfall einer Antriebsstation läuft der Lastpfad über den „interconnection strut” zur benachbarten Klappe.
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Diese mechanische Verbindung zwischen den Klappen verhindert jedoch die Implementierung einer erweiterten Klappenfunktionalität, insbesondere die Möglichkeit einer adaptiven Wölbung des Flügelprofils mittels differentieller Klappenpositionierung über die Flügelspannweite. Für die Umsetzung einer derartigen Erweiterungsfunktion muß der bisher vorgesehene mechanische Kopplungspfad zwischen den Klappen ausgespart werden. Mit der Aussparung der Kopplung verliert man jedoch die Redundanz und ein neuartiges Sicherheitskonzept zur Absicherung von strukturellen Fehlern ist erforderlich.
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Ein identisches bzw. ähnliches Klappensystem wird bei der Triebwerksaktuation eines Flugzeugtriebwerks eingesetzt. Mittels der Klappenkinematik lässt sich die Funktion eines Schubumkehr verwirklichen.
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Die Aufgabe besteht deshalb in dem Auffinden einer neuartigen technische Lösung für die mechanische Anordnung der Elemente eines Klappensystems für ein Flugzeughochauftriebsystem bzw. eine Triebwerksaktuation, das die Umsetzung der beschriebenen erweiterten funktionellen Anforderungen ermöglich und dennoch eine ausreichende sicherheitstechnische Absicherung der Konstruktion gewährleistet.
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Gelöst wird diese Aufgabe durch ein Klappensystem gemäß den Merkmalen des Anspruchs 1. Dieses System umfaßt ein Drehwellensystem, ein oder mehrere Antriebstationen sowie Elemente zur Übertragung der Antriebsenergie von dem Drehwellensystem an die ein oder mehreren Antriebstationen. Erfindungsgemäß weist wenigstens eine Antriebstation mindestens zwei unabhängige Lastpfade mit jeweils wenigstens einem Rotationsgetriebe zur Betätigung der Klappenkinematik auf. Mit Hilfe des Rotationsgetriebes wird das antriebseitig anliegende Moment des Drehwellensystems bzw. dessen Drehzahl in die gewünschte Solldrehzahl bzw. das Solldrehmoment gewandelt, um mit Hilfe eines geeigneten Klappenmechanismus die gewünschte Klappenbewegung zu erzeugen.
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Entscheidend bei der erfindungsgemäßen Anordnung ist, dass zwischen den redundanten Lastpfaden der Antriebsstation keine mechanische Kopplung existiert, das heißt die beiden Lastpfade arbeiten parallel gänzlich unabhängig voneinander. Beide Lastpfade sind während des regulären Betriebs aktiv, d. h. die gewünschte Klappenbewegung wird durch beide Lastpfade bewirkt. Besonders vorteilhaft verteilt sich das notwendige Lastmoment für die Klappenbetätigung in gleichen bzw. nahezu gleichen Anteilen auf beide Lastpfade. Rotationsantriebe sind im Vergleich zu bekannten Linearantrieben deutlich wartungsärmer, weshalb sich durch die erfindungsgemäße Verwendung von Rotationsantrieben die anfallenden Betriebskosten der Flugzeugsysteme minimieren lassen.
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Bei bisherigen Systemen mit „interconnection strut” entstehen im Falle einer Unterbrechung eines einfachen Lastpfades hohe Fehlerlasten, die sich aufgrund der mechanischen Kopplung anteilig auf die intakte Station auswirken. Diese Fehlerlasten sind im Design der Klappenkörper, der Klappenführungsmechanismen und der Aktuatoren zu berücksichtigen. Da die Lastverteilung an den Antriebstationen einer Landeklappe deutlich unsymmetrisch sein kann, z. B. im Verhältnis 1:3, müssen insbesondere die Elemente der im Normalbetrieb weniger belasteten Stationen mehrfach überdimensioniert werden. Diese Problematik kann durch die erfindungsgemäße mechanische Entkopplung zwischen den Klappen vollständig vermieden werden, weil der Fehler „Disconnect einer Antriebsstation” durch die Redundanz in der Antriebsstation ausgeschlossen wird.
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Weiterhin erfindungsgemäß ist pro Lastpfad einer redundanten Antriebsstation wenigstens eine mechanisch kopplungsfreie Synchronisationseinheit zur Kompensation regulärer Lastschwankungen zwischen den Lastpfaden vorgesehen. Im fehlerfreien Betrieb verteilt sich die Stationslast selbsttätig zu gleichen Anteilen auf die vorgesehenen Lastpfade. Das vorherrschende Lastgleichgewicht kann allerdings aufgrund unterschiedlicher Schleppmomente, Spiele, Wirkungsgrade und Einstellfehler (Rigging) der Lastpfade beeinträchtigt sein. Im Extremfall kann das hieraus resultierende Ungleichgewicht mehr als +/–25% des Maximalwertes der Stationslast betragen. Insbesondere zur Überwachungszwecken des erfindungsgemäßen Klappensystems ist es notwendig, eine Kompensation dieser Lastschwankungen zwischen den Lastpfaden zu erreichen. Konkret kann eine selbstständige Synchronisation der übertragenen Lastanteile der einzelnen Lastpfade erfolgen, wobei diese Synchronisation weitgehend rückwirkungsfrei innerhalb des jeweiligen Lastpfades bleibt. Es kommt zu keinem Leistungstransfer zwischen den beiden Lastpfaden. Beim Auftreten einer Unterbrechung eines der Lastpfade kann der verbleibende Lastpfad die gesamte Last des Antriebs übernehmen.
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Das erfindungsgemäße Klappensystem eignet sich für den Einsatz in einem Flugzeughochauftriebsystem zur Betätigung der an den Tragflächen angeordneten Klappen. Das System ist jedoch ohne Einschränkung auch bei bestimmten Systemen zur Triebwerksaktuation eines Luftfahrzeugs mittels Klappen einsetzbar. Hierunter fällt insbesondere die Betätigung der Schubumkehr mittels Klappenanordnung. Der Einfachheit halber werden im Folgenden vorteilhafte Ausgestaltungen mit Bezug zu einem Flugzeughochauftriebsystem beschrieben. Die Ausgestaltungen gelten jedoch gleichermaßen für den Einsatz bei der Triebwerksaktuation und sollen den Gegenstand gerade nicht auf den Einsatz bei Flugzeughochauftriebsystemen beschränken.
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In einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung besteht wenigstens eine Synchronisationseinheit im Wesentlichen aus einer Torsionsfeder, deren Federrate so ausgelegt ist, dass im fehlerfreien Betrieb die Asymmetrie der Lastverteilung einen Bereich von +/–25% des Maximalwertes der Betriebslast nicht übersteigt. Die Bauart kann vorzugsweise ein Torsionsstab oder ein mit Federn vorgespannter Kugelrampenmechanismus sein.
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In einer bevorzugten konzeptionellen Ausführung der Erfindung umfaßt das Flugzeughochauftriebsystem einen Klappenmechanismus mit Hebel und Schubstange.
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Der Hebelmechanismus transformiert die Rotationsbewegung der Abtriebswelle des Rotationsgetriebes in eine translatorische Bewegung für die Stellbewegung der Landeklappe. Die Schubstange überträgt die Stellenergie an die Landeklappe oder deren Führungsmechanismus. Das erfindungsgemäße Konzept kann jedoch auch für andere vergleichbare Führungsmechanismen Verwendung finden, darunter fallen beispielsweise „Rack & Pinion, Track & Rear Link, Curved Track, 4-bar Linkage, 6-bar Linkage”, usw..
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Die Überwachung der ordnungsgemäßen Funktion des erfindungsgemäßen Flugzeughochauftriebsystems soll sensorbasiert erfolgen. Dazu ist es zweckmäßig, wenn an jedem Rotationsgetriebe abtriebsseitig wenigstens ein Lastsensor angeordnet ist. Hierdurch läßt sich das abtriebsseitig vorliegende Drehmoment der einzelnen Lastpfade überwachen und miteinander vergleichen.
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Weiterhin ist es zweckmäßig, pro Rotationsgetriebe antriebsseitig wenigstens eine Überlastsicherung vorzusehen. Im Fehlerfall eines Klemmens in einem der Lastpfade wird dieser durch eine am Eingang der Station befindliche mechanische Überlastsicherung vor Überlastung geschützt. Gegebenenfalls wird der verklemmte Lastpfad durch die Überlastsicherung unterbrochen. In diesem Fall übernimmt der verbleibende intakte Pfad die Gesamtlast.
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Zweckmäßigerweise wird der Zustand der mechanischen Überlastsicherung durch ein oder mehrere Zustandssensoren überwacht und erkannt. Wenigstens ein Zustandssensor kann in Form eines Näherungsschalters ausgeführt sein. Statt der mechanischen Überlastsicherung können auch passende Lastsensoren Anwendung finden, die antriebsseitig an den Rotationsgetrieben angeordnet sind und mit Hilfe einer elektronischen Auswerteeinheit den Zustand des Antriebsstrangs hinsichtlich einer Überlastung aufgrund Verklemmung erkennen.
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Idealerweise ist eine elektronische Steuereinheit vorgesehen, die in Abhängigkeit der Sensorwerte die ordnungsgemäße Funktion des Flugzeughochauftriebsystems überwacht und im Fehlerfall eine entsprechende Fehlermeldung generiert. Diese Fehlermeldung kann nicht nur den Fehlerfall anzeigen, sondern gleichzeitig den vorliegenden Fehlerfall bis zu einem gewissen Grad identifizieren und/oder lokalisieren.
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Denkbar ist es, dass die Steuereinheit Mittel zur Berechnung eines Differenzwertes zwischen den abtriebsseitig an den jeweiligen Rotationsgetrieben gemessenen Lastmomenten aufweist.
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Die erfindungsgemäße Konstruktion des Flugzeughochauftriebsystems ist für einen Großteil bekannter Klappenführungsmechanismen einsetzbar. Beispielsweise kann das Flugzeughochauftriebsystem nach dem Vorbild eines „Fowler Flap” Systems aufgebaut sein, das vorzugsweise eine Spannweiten-differentielle Klappenpositionierung erlaubt.
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Grundsätzlich läßt sich der erfindungsgemäße Gedanke auch auf anderweitige Flugzzeughochauftriebsysteme anwenden, beispielsweise auf ein „Simple Hinge” oder „Dropped Hinge” System.
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Neben dem erfindungsgemäßen Klappensystem betrifft die Erfindung ein Verfahren zur Überwachung eines Klappensystems für Flugzeughochauftriebsystems bzw. eine Triebwerksaktuation, insbesondere Schubumkehr. Wesentlich für das Verfahren ist es, dass das Klappensystem pro Klappe wenigstens zwei redundante Lastpfade aufweist, die jeweils wenigstens ein Rotationsgetriebe umfassen. Idealerweise dient das Verfahren zur Überwachung eines Klappensystems gemäß der vorliegenden Erfindung bzw. einer vorteilhaften Ausgestaltung des erfindungsgemäßen Klappensystems.
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Das erfindungsgemäße Überwachungsverfahren eignet sich für die Überwachung eines Flugzeughochauftriebsystems zur Betätigung der an den Tragflächen angeordneten Klappen. Das System ist jedoch ohne Einschränkung auch für die Überwachung einer Triebwerksaktuation eines Luftfahrzeugs mittels Klappen, insbesondere der Schubumkehr, einsetzbar. Der Einfachheit halber werden im Folgenden vorteilhafte Ausgestaltungen des Verfahrens mit Bezug zu einem Flugzeughochauftriebsystem beschrieben. Die Ausgestaltungen gelten jedoch gleichermaßen für den Einsatz bei der Triebwerksaktuation und sollen den Gegenstand gerade nicht auf den Einsatz bei Flugzeughochauftriebsystemen beschränken.
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Bei dem Überwachungsverfahren wird nun zyklisch überprüft, ob die Differenz der abtriebseitigen Drehmomente der wenigstens zwei Lastpfade, das heißt der Drehmomente an der Abtriebswelle der verwendeten Rotationsgetriebe, einen definierten Schwellwert überschreitet und/oder sich in einem definierten Grenzbereich bewegt.
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Da die Gesamtlast zur Klappenbetätigung im Idealfall anteilig gleich auf beide Lastpfade verteilt wird, kann bei einer gewissen Abweichung der einzelnen Lastmomente auf einen aufgetretenen Fehlerfall geschlossen werden.
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Idealerweise werden reguläre Lastschwankungen in den einzelnen Lastpfaden durch integrierte Synchronisationseinheiten pro Lastpfad, wie beispielsweise ein oder mehrere Torsionsfedern bzw. federbelastete Kugelrampenmechanismen, kompensiert, so dass eine reguläre Lastschwankung nicht unmittelbar zur Detektion eines Fehlerfalls führt. So können nämlich unterschiedliche Spiele, Reibungen, Wirkungsgrade und Einstellfehler innerhalb der separaten Lastpfade diese regulären Abweichungen der gemessenen Lastwerte von den tatsächlichen Luftlasten verursachen. Diese Art von Abweichung darf jedoch die korrekte Auswertung der Signale und die richtige Fehleranzeige nicht beeinflussen. Daher ist es besonders vorteilhaft, wenn die definierten Schwellwerte bzw. Toleranzbereiche den Einfluß dieses Effektes berücksichtigen, um eine robuste Fehlerüberwachung sicherzustellen. Beispielsweise bietet es sich an, einen offset-Wert bei der Differenzberechnung der Lastmomente einzuführen und zu berücksichtigen.
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Denkbar ist es, dass das Klappensystem pro Lastpfad wenigstens eine Überlastsicherung aufweist, die im Fehlerfall den jeweiligen Lastpfad unterbricht, sobald das anliegende Drehmoment einen bestimmten Grenzwert überschreitet. In einer besonders bevorzugten Ausgestaltung des Verfahrens wird nun der antriebseitige Zustand des Lastpfades kontinuierliche abgefragt, das heißt insbesondere der Zustand der Überlastsicherung. Auf Grundlage der antriebseitigen und abtriebseitigen Überprüfung der Lastpfade erstellt das Verfahren ein Fehlerbild, was nicht nur die einfache Detektion eines Fehlers ermöglicht, sondern gleichzeitig eine erste Identifikation und/oder Lokalisierung des aufgetretenen Fehlers ermöglicht. Vorzugsweise wird der identifizierte Fehler durch einen binären Fehlercode dargestellt. Das Fehlerbild bzw. der binäre Fehlercode kann sodann an eine nächsthöhere Steuerungshierarchie für die weitergehende Steuerungslogik weitergeleitet werden.
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Mit Hilfe des erfindungsgemäßen Überwachungssystems kann somit eine Unterbrechung innerhalb eines der Lastpfade erkannt werden, d. h. ein Klemmen in einem der Lastpfade bzw. ein Klemmen im Klappenmechanismus kann zuverlässig festgestellt und diagnostiziert werden. Das sensorbasierte Monitorkonzept erfüllt somit die Forderung nach einem Erkennungs- und Anzeigesystem für alle denkbaren Fehlerfälle. Dabei ist sichergestellt, dass bei Auftreten eines Fehlers dieser innerhalb eines Flugzyklus erkannt wird. Die Wahrscheinlichkeit für das Auftreten eines schlafenden Fehlers wird weitestgehend reduziert. Der Flugzyklus definiert die Zeit von einem Ereignis des gegenwärtigen Fluges bis zum wiederholten gleichen Ereignis während es nächsten Fluges. Aus der Kombination der zur Verfügung stehenden Sensorsignale können die Fehlerart sowie der Fehlerort eindeutig bestimmt werden.
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Dies führt nun dazu, dass während des Flugzeuglebens keine speziellen Wartungsmaßnahmen an dem System erforderlich sind, da sowohl die Fehlerdetektion als auch die Fehleridentifizierung automatisch durch das erfindungsgemäße Verfahren erfolgen und keine manuelle Diagnose erforderlich ist. Es wird lediglich eine manuelle Reparatur notwendig.
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Das vorgestellte erfindungsgemäße Überwachungsverfahren wird vorzugsweise zyklisch während des Flugbetriebs ausgeführt. Das Überwachungsverfahren kann nach der erstmaligen Aktivierung, das heißt noch vor Aufnahme des Flugbetriebs, einen einmaligen Systemcheck ausführen. Dabei ist es zweckmäßig, wenn die Augenblickswerte der jeweiligen Lastsensoren gegen einen entsprechenden Schwellwert überprüft werden. Gleichfalls kann eine Überprüfung der Zustandssensoren der Überlastsicherungen erfolgen. Sind alle initialen Überprüfungsschritte fehlerfrei, so wird der Flugbetrieb freigegeben und die entsprechende Statusmeldung erzeugt.
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Weitere Vorteile und Eigenschaften der Erfindung werden im Folgenden anhand eines in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispiels erläutert. Es zeigen:
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1 eine skizzierte Darstellung des erfindungsgemäßen Flugzeughochauftriebsystems,
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2 eine Darstellung der Lastsensorsignale im fehlerfreien Fall und
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3 eine Darstellung der Lastsensorsignale im Fehlerfall.
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1 skizziert den Aufbau des erfindungsgemäßen Flugzeughochauftriebsystems. Die Figur zeigt die Drehwelle 1 des Landeklappenantriebsystems, die die benötigte Stellenergie von einer zentralen Antriebseinheit zu den jeweiligen Antriebsstationen transportiert. Die Figur zeigt genau eine Antriebstation mit zwei redundanten Lastpfaden mit jeweils einem Aktuator, die beide voneinander unabhängig arbeiten und parallel im Aktivmodus betrieben werden.
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Jeder Lastpfad umfaßt ein Abzweiggetriebe 2a, 2b, mittels dem die Energie des Drehwellensystems 1 entnommen und einer eigenen mechanischen Überlastsicherung 3a, 3b zugeführt wird. Die mechanische Überlastsicherungen 3a, 3b sind in Form eines bekannten Drehmomentbegrenzers („Torque Limiters” oder „Torque Brake”) ausgeführt, die im Normalbetrieb die zugeführte Stellenenergie an die nachfolgenden Synchronisationseinheiten 4a, 4b weiterleiten. Übersteigt das anliegende Drehmoment im jeweiligen Lastpfad einen bestimmten Grenzwert, so unterbricht die jeweilige Überlastsicherung 3a, 3b ihren Lastpfad. Es kann dann kein Lastanteil mehr über den getrennten Lastpfad übertragen werden. Der verbleibende intakte Lastpfad übernimmt vollständig die Gesamtlast für die Klappenstellbewegung. Das Ansprechen der Überlastsicherung 3a, 3b wird durch die jeweiligen Zustandssensoren 10a, 10b erkannt und einer zentralen Steuereinheit mitgeteilt. Die Zustandssensoren 10a, 10b sind in Form von einfachen Schaltern oder Näherungsschaltern ausgeführt.
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Alternativ können anstelle der mechanischen Überlastsicherungen 3a, 3b mit den Zustandssensoren 10a, 10b auch Lastsensoren in Verbindung mit einer elektronischen Auswerteeinheit eingesetzt werden, die im Überlastfall anhand des gemessenen Drehmomentes einen Fehler erkennt und entsprechende Gegenmaßnahmen ergreift.
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Die Einstellung der Ansprechwerte der Überlastsicherungen beträgt zum Beispiel 65% der maximalen Gesamtbetriebslast. Wenn aufgrund eines Fehlers das Lastungleichgewicht zu groß wird, dann wächst der Lastanteil des höher belasteten Lastpfades und die Sicherung springt an. Abhängig vom Augenblickswert der Betriebslast beim Auftreten des Fehlers können eine oder auch beide Überlastsicherungen ansprechen.
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Im fehlerfreien Betrieb verteilt sich die Stationslast selbsttätig zu jeweils 50% auf die beiden Lastpfade. Das Lastgleichgewicht wird allerdings durch unterschiedliche Schleppmomente, Spiele, Wirkungsgrade und Einstellfehler („Rigging”) innerhalb der beiden Lastpfade unterschiedlich beeinträchtigt. Das hieraus resultierende Ungleichgewicht zwischen den Lastpfaden kann mehr als +/–25% des Maximalwertes der Stationslast betragen. Aus diesem Grund werden die im Antriebstrang nachfolgenden Synchronisationseinheit 4a, 4b eingesetzt, die zur Kompensation der unterschiedlichen Spiele, Schleppmomente, Wirkungsgrade oder Einstellfehler in den jeweiligen Lastpfaden beitragen. Die Synchronisationseinheiten 4a, 4b bestehen aus einer Torsionsfeder, deren Federgrad so ausgelegt ist, dass im fehlerfreien Betrieb die Asymmetrie der Lastverteilung einen Bereich von +/–25% des Maximalwertes der Betriebslast nicht übersteigt. Die konkrete Bauart der Einheiten 4a, 4b kann zum Beispiel einen Torsionsstab oder ein mit Federn vorgespannten Kugelrampenmechanismus umfassen.
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Das Drehmoment wird von den Synchronisationseinheiten 4a, 4b an die nachfolgenden Getriebeeinheiten 5a, 5b weitergeleitet, die zum Ausgleich von Richtungs- und Lageunterschieden der Verbindung zwischen Abzweiggetriebe 2a, 2b und Rotationsgetriebe 6a, 6b notwendig sind.
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Die Rotationsgetriebe 6a, 6b transformieren die Eingangswellenleistung des Drehwellensystems 1 aus niedrigem Drehmoment und hoher Drehzahl in die benötigte Abtriebswellenleistung aus hohem Drehmoment bei geringer Drehzahl. Das Getriebe 6a, 6b ist flugzeugseitig an dessen Struktur 11 befestigt. Die Abtriebswelle des Rotationsgetriebes 6a, 6b ist mit dem Hebelmechanismus 8a, 8b verbunden. Die Drehmomentsensoren 7a, 7b messen kontinuierlich das Wellendrehmoment der Ausgangswelle des Rotationsgetriebes 6a, 6b und leiten die erfaßten Meßwerte an die zentrale Steuereinheit weiter.
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Der Hebelmechanismus 8a, 8b transformiert die Rotationsbewegung der Antriebswelle des Rotationsgetriebes 6a, 6b in eine translatorische Bewegung für die Stellbewegung der Landeklappe. Die Stellbewegung wird mit Hilfe der Schubstangen 9a, 9b an die Landeklappe oder deren Führungsmechanismus übertragen.
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Die Zustandssensoren 10a, 10b der Überlasteinrichtungen erzeugen ein diskretes Signal, welches im Normalbetrieb des Systems einem „Ein” bzw. „High” entspricht. Eine Aktivierung, das heißt ein Ansprechen der Überlastsicherung 3a, 3b, verändert das Signal in „Aus” bzw. „Low”. Mit dieser Signallogik wird erreicht, dass ein Sensorfehler nicht unendeckt bleibt, das heißt in Form eines schlafenden Fehlers unerkannt bleibt und nur bei gewissen Aktionen bemerkt werden kann.
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Die nicht dargestellte elektronische Auswerteeinheit dient zur Überwachung der Antriebstation, der Erkennung von mechanischen Fehlern und deren Anzeige. Sie bearbeitet die Signale der Lastsensoren 7a, 7b sowie der Zustandsensoren 10a, 10b gemäß dem nachfolgenden erfindungsgemäßen Verfahren.
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Das Monitorsystem besteht aus drei sequentiell ablaufenden Monitorabläufen. Jeder Monitordurchlauf resultiert in einem Fehlerstatussignal der Form 0 (kein Fehler) oder 1 (Fehler). Die einzelnen Fehlerstatussignale können sodann zu einem gemeinsamen Binärcode zusammengefaßt und ausgegeben werden. Jeder Binärcode symbolisiert dabei ein individuelles Fehlerbild.
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Während der Initialisierungsphase, das heißt nach dem Einschalten des Systems, wird einmalig eine sogenannte „Vorflug-Überprüfung” durchlaufen. Dadurch wird sichergestellt, dass die einzelnen Sensorsignale selbst nicht fehlerhaft und die Sensoren 7a, 7b, 10a, 10b funktionstüchtig sind. Dazu liest die Steuereinheit nach dem initialen Einschalten des Überwachungssystems die Augenblickswerte der Lastsensoren 7a, 7b ein. Wenn die Augenblickswerte innerhalb definierter Grenzwerte liegen, wird ein fehlerfreier Sensorbetrieb angenommen. Überschreiten die Augenblickswerte definierte Grenzwerte, so wird auf das Vorliegen eines Sensorfehlers geschlossen und eine Fehlermeldung erzeugt und angezeigt. Im Anschluß liest die Steuereinheit die Signale der Zustandsensoren 10a, 10b der Überlastsicherungen 3a, 3b ein und wertet deren diskrete Signalwerte aus. Im Fehlerfall geben die Zustandssensoren einen Signalwert von „Null” bzw. „Low” aus und die Steuereinheit erkennt und generiert eine passende Fehlermeldung. Im fehlerfreien Betrieb, das heißt beide Sensoren 10a, 10b erzeugen Ausgangswerte mit dem Wert „Eins” bzw. „High”, wird ein fehlerfreier Betrieb des Monitoringsystems angenommen und der erste Überwachungsalgorithmus zum regulären Flugbetrieb gestartet.
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Dieser erste Monitor dient zur Erkennung der Lastverteilung und wird während des gesamten Fluges kontinuierlich wiederholt. Das Ergebnis des Monitorverlaufs wird in der Steuereinheit entsprechend dokumentiert und für den späteren Abruf zwischengespeichert.
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Die Steuereinheit liest kontinuierlich die Augenblickswerte der Lastsensoren ein und berechnet darauf basierend den Differenzbetrag aus den Signalwerten bzw. Lastwerten. Solange der Differenzbetrag kleiner ist als ein vordefinierter Schwellenwert, der die Grenzen der sogenannten „Blind Zone” definiert (der Wert liegt innerhalb der Blind Zone), wird ein fehlerfreier Betrieb angenommen und entsprechend dokumentiert. In diesem Fall wird der nachfolgende Monitor zur Erkennung von Verklemmungen gestartet, der zu einem späteren Zeitpunkt dieser Beschreibung noch erklärt wird.
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Als „Blind Zone” wird der Lastbereich unterhalb der garantierten Mindestlast („minimum daily load”) verstanden. In dieser Zone ist keine robuste Überwachung möglich, die Resultate der einzelnen Monitore werden nicht verwertet. Die Grenzen der „Blind Zone” werden von der Steuereinheit aus den Augenblickswerten der Drehmomentsensoren 7a, 7b berechnet.
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Ist der berechnete Differenzbetrag der Sensorwerte hingegen größer als der vordefinierte Schwellwert, so ist die Luftlast größer als die garantierte Mindestlast. Die Steuereinheit berechnet sodann die Summe aus den Augenblickswerten der Drehmomentsensoren 7a, 7b und zieht hiervon den doppelten Spannungswert des Sensorausgangs bei der Last 0 ab. Liegt dieser Wert innerhalb der Schwellenwerte, die die Grenzen zwischen fehlerfreien und Fehlerbetrieb festlegen, so wird ein fehlerfreier Betrieb angenommen und entsprechend zwischengespeichert. Auch hier folgt die Ausführung des nachfolgenden Monitors zur Erkennung einer Klappenverklemmung.
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Liegt der Wert außerhalb dieser Schwellenwerte, wird ein Fehler des Systems detektiert. Die Steuereinheit erzeugt sodann eine passende Fehlermeldung und speichert diese für den nachfolgenden Abruf ab. Der nachfolgende Monitor zur Erkennung von Klappenverklemmungen wird gestartet.
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Dieser Monitor zur Erkennung der Klappenmechanik bzw. eines Verklemmungszustandes wird kontinuierlich während des Flugbetriebs wiederholt. Das Monitorergebnis wird in der Steuereinheit dokumentiert und zwischengespeichert.
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Während des Monitorablaufs liest die Steuereinheit die Augenblickswerte der Zustandssensoren 10a der Überlastsicherung 3a aus und wertet die erhaltenen diskreten Signale aus. Wenn das Signal der Sensoren 10a ein „Ein” bzw. „High” ist, dann wird ein fehlerfreies Signal erzeugt und zwischengespeichert. Sofern das Signal der Sensoren 10a ein „Null” bzw. „Low” liefert, wird ein Fehlersignal erzeugt und zwischengespeichert.
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Gleiches Vorgehen wird für den zweiten Sensor 10b ausgeführt. Nach dem vollständigen Abfragezyklus der vorangehend beschriebenen Monitore wird zuletzt der Auswertungszyklus bzw. Auswertemonitor gestartet.
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Während des Auswertungszyklus generiert die Steuereinheit aus dem zwischengespeicherten Fehlerzustandssignal des ersten und zweiten Monitors einen entsprechenden Fehlercode für die spätere Darstellung und Auswertung. Anhand des generierten Fehlercodes läßt sich genau auf die ermittelte Fehlerart rückschließen. Die Fehlerart wird an eine nächsthöhere Systemhierarchie weitergeleitet.
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Sofern ein fehlerfreier Zustand vorliegt, wird der nächste Monitorlauf, beginnend mit dem ersten Monitor gestartet.
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Anhand der Meßwerte der Lastsensoren 7a, 7b kann das Monitorsystem also eine asymmetrische Verteilung der Last auf die einzelnen Lastpfade erkennen und eine entsprechende Fehlermeldung generieren. Im Fehlerfall eines Klemmens in einem der Lastpfade löst die entsprechende mechanische Überlastsicherung 3a, 3b aus, was durch den zugeordneten Zustandsensor 10a, 10b erkannt und der Steuerung mitgeteilt wird. Die daraufhin erzeugte Fehlermeldung identifiziert also ein Klemmen innerhalb eines der Lastpfade.
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Im Fehlerfall eines Klemmens des Klappenkörpers bleibt die Lastsymmetrie erhalten. In diesem Fall würden beide Überlastsicherungen 3a, 3b ansprechen und ein entsprechendes Fehlerbild erzeugen. Wird jedoch ein Fehlerbild erzeugt, das zum einen eine asymmetrische Verteilung der Last auf die Lastpfade beschreibt und zugleich Fehlerfälle für beide Überlastsicherungen ausgibt, so wird ein ungültiger Zustand erkannt und eine unbekannte Fehlfunktion des Monitoringsystems angenommen. Das Monitoringsystem wird sodann mit einer entsprechenden Fehlermeldung abgeschaltet.
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Die 2a, 2b zeigen den Signalverlauf der Drehmomentsensoren 7a, 7b im fehlerfreien Zustand. Aufgrund unterschiedlicher Spiele, Reibungen, Wirkungsgrade und Einstellfehler kann es in den einzelnen Lastpfaden zu einer gewissen Drehmomentabweichung zwischen den Lastpfaden kommen, das heißt, die gemessenen Lastwerte weichen von den tatsächlichen Luftlasten ab. Für die korrekte Auswertung der Signale der Lastsensoren 7a, 7b darf dieser Drehmoment-Offsetwert jedoch die richtige Fehlerdetektion nicht beeinflussen. Die verwendeten Schwellenwerte 15, 16 müssen daher den Einfluß dieser Effekte berücksichtigen, um eine robuste Fehlerüberwachung sicherzustellen. Die schraffierte Fläche kennzeichnet die eingangs erläuterte „Blind Zone”.
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2a zeigen einen Betrieb ohne Signalwertbeeinflussung, während in 2b eine einseitige maximale Signalwertbeeinflussung im Bereich von 700 Nm vorliegt. Diese führt zu einer Abweichung des berechneten Wertes A + B – n, wobei A den Lastwert des Sensors 7a und B den Lastwert des Sensors 7b darstellt und n dem doppelten Spannungswert des Sensorausgangs bei der Last 0 entspricht.
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Die beiden 3a, 3b zeigen den Signalverlauf der Sensorwerte der Lastsensoren 7a, 7b nach einer Unterbrechung des Lastpfades a. Das gemessene Lastmoment des Sensors 7a liegt folglich bei 0. 3b zeigt analog zu 2b eine einseitige maximale Signalwertbeeinflussung im Bereich von 700 Nm.
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Auf Aktuatorebene ist als Vorteil zu nennen, dass das erfindungsgemäße Verfahren reduzierte Wartungskosten durch Verwendung von Rotationsantrieben ermöglicht. Zudem erfolgt eine passive, selbsttätige Lastsynchronisation, die zudem aufgrund der größtmöglichen mechanischen Entkopplung zwischen beiden Lastpfaden rückwirkungsfrei ist. Es besteht kein Leistungstransfer zwischen den beiden Lastpfaden.
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Eine Verwendung eines Differentialgetriebes anstelle der beiden Synchronisationseinheiten 4a, 4b hätte den Nachteil, dass hierdurch eine unzulässige Kopplungsstelle zwischen den beiden Lastpfaden bestehen würde, und die bei Bruch zum Komplettausfall des Systems führen würde. Dasselbe gilt auch für die Verwendung einer Balkenwaage, die ebenfalls einen nicht akzeptablen Kopplungspunkt zwischen beiden Lastpfaden herstellen würde.
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Weiterhin bietet die Erfindung eine Möglichkeit zur lückenlosen Überwachung des gesamten Lastpfades. Es können schlafende Fehler ausgeschlossen werden und das Monitoringsystem kann den Fehler lokalisieren und identifizieren.
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Das gezeigte Ausführungsbeispiel des Klappensystems ist ohne aufwendige technische Modifikation auch für die Realisierung der Schubumkehr eines Flugzeugtriebwerks einsetzbar.
