DE102016015382A1 - Aktuator zum Betätigen einer Einrichtung eines Fluggeräts - Google Patents

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Nikolaus Dreyer
Thomas Schlegel
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Abstract

Die Erfindung betrifft einen Aktuator zum Betätigen einer Einrichtung eines Fluggeräts, insbesondere eines Flugzeugs, mit wenigstens einem berührungslos arbeitenden Sensor. Die Erfindung ist ferner auf ein Fluggerät mit einem entsprechenden Aktuator gerichtet.

Description

  • Die Erfindung betrifft einen Aktuator zum Betätigen einer Einrichtung eines Fluggeräts, insbesondere eines Flugzeugs, mit wenigstens einem berührungslos arbeitenden Sensor. Die Erfindung ist ferner auf ein Fluggerät mit einem entsprechenden Aktuator gerichtet, jedoch sind auch Anwendungen im Bereich der Verkehrstechnik möglich.
  • Aus dem Stand der Technik sind Aktuatoren von Fluggeräten bekannt, die zum Bewegen bzw. Betätigen von Einrichtungen der Fluggeräte dienen. Dabei ist es bekannt, eine Zustandsüberwachung des Aktuators beispielsweise zur Positions-, Geschwindigkeits- und/oder Kraftregelung des Aktuators durchzuführen, wobei es weiterhin bekannt ist, innerhalb vorgegebener Sicherheitsgrenzen durch Erfassung der Position bzw. des Kraft- und/oder Drehmoments entsprechende Daten für elektrohydraulische Servoaktuatoren (EHSA), elektro-hydrostatische Aktuatoren (EHA/EBHA) und elektromechanische Aktuaren (EMA) in beispielsweise der primären Flugsteuerung eines Fluggeräts oder der Verkehrstechnik zu erfassen.
  • Eine erste bekannte Methode zum Messen eines Drehmoments an rotierenden Teilen, ist ein einfacher Torsionsstab. Wird eine Welle axial tordiert, so kommt es zu einem Verdrehwinkel, der proportional zum anliegenden Torsionsmoment ist. Dieser Winkel kann mit einem induktiven Winkelmesssystem gemessen werden. Die Speisespannung des Messsystems und das Messsignal werden über einen Transformatordrehübertrager übertragen.
  • Durch das amplitudenmodulierte Messsignal, reagiert dieses System jedoch sehr empfindlich auf axiale und radiale Verschiebung, unrundem Lauf, Änderung der magnetischen Materialeigenschaften und auf magnetische Nebenschlüsse. Hierdurch können erhebliche Messfehler auftreten. Störgrößen, wie z.B. die Temperaturausdehnung, können wenn überhaupt erst im Messverstärker kompensiert werden, sodass immer mit einem Temperaturverhalten des Messsignals zu rechnen ist.
  • Die Verwendung von Dehnmessstreifen- bzw. DMS-Drehmomentsensoren ist zur Messung eines Drehmoments ebenfalls bekannt. Speisespannung und Ausgangsspannung werden mit Hilfe von Schleifringen auf den auf der Welle sitzenden DMS-Messstreifen übertragen. Die Anbringung der Schleifringe erfordert eine gewisse Sorgfalt, da sie sowohl von der Welle als auch voneinander isoliert sein müssen. Auch der Anpressdruck der Schleifkontakte muss exakt stimmen, um eine zu große Erwärmung bzw. ein Abheben zu verhindern.
  • Nachteile dieser Messtechnik sind vor allem die Messfehler bei schon geringen Isolationsfehlern, die schnelle Abnutzung der Schleifringe und der Kohlenbürsten und die dadurch resultierende begrenzte Umfangsgeschwindigkeit. Verbessert wurde diese Methode durch die schleifringlose Übertragung der Messsignale. Durch eine Wechselspannungsspeisung der DMS-Brücke erhält man als Ausgangssignal eine zum Drehmoment proportionale amplitudenmodulierte Wechselspannung. Die Speisespannung und das Messsignal werden über Transformatordrehübertrager übermittelt. Mit der Weiterentwicklung der DMS-Technologie können heute die DMS-Sensoren temperaturkompensierend als auch kriechkompensierend hergestellt werden.
  • Dies ermöglicht die direkte Kompensation der Störgrößen. Die immer kleiner werdende Elektronik und die damit verbundene Verbesserung der Messgenauigkeit machen die DMS-Drehmomentmesstechnik heute zur Standartmesstechnik. Doch auch diese Technik bringt viele Nachteile mit sich. Das Drehmoment kann nicht an jeder beliebigen Stelle gemessen werden, die Verklebung der Messstreifen löst sich bei schlagartigen Lastwechseln (z.B. beim Bremsen) und es kommt immer wieder zu Übertragungsproblemen durch die Antennen.
  • In manchen Fällen sind Drehmomentsensoren, der nach dem Prinzip des Differentialtransformators arbeiten, besser geeignet als DMS-Sensoren. Sie bestehen aus einer Torsionswelle auf der mehrere Spulen angeordnet sind. Ausgehend von einer Spule wird in die anderen Spulen eine Spannung induziert. Der Betrag der induzierten Spannung ist abhängig von der Position der Spulen zueinander. Die Position der Spulen wiederum hängt vom aufgebrachten Drehmoment ab und repräsentiert den Winkel (Verdrehwinkel), um den der Torsionskörper auf einer bestimmten länge verdreht wird. Eine Spule wird aufgrund von Verdrehung aus der ursprünglichen Position gebracht und damit ändert sich die Induktion/Kopplung.
  • Innerhalb der primären Flugsteuerung und den Applikationen wie sie weiter unten aufgelistet sind, ist die Position-, Kraft- und/oder Drehmoment-Messung meist nur mit Einschränkungen realisierbar.
  • Da die heute bekannten Verfahren bzw. Vorrichtungen die genannten technischen bzw. kommerziellen Nachteile aufweisen, ist es Aufgabe der Erfindung eine verbesserte Vorrichtung bereitzustellen, die insbesondere weniger störanfällig als die bekannten Vorrichtungen ist.
  • Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch einen Aktuator mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausbildungen sind Gegenstand der Unteransprüche. Demnach ist ein Aktuator mit wenigstens einem berührungslos arbeitenden Sensor vorgesehen, der im Lastpfad des Aktuators angeordnet ist.. Der Begriff „berührungslos“ kann sich vorliegend auf einen Zustand beziehen, in dem der Sensor und eine vom Sensor sensorisch erfasste Komponenten zur sensorischen Erfassung nicht miteinander in direktem, physischem Kontakt sein müssen. Vielmehr kann beispielsweise ein Luftspalt zwischen dem Sensor und der Komponente vorhanden sein. Vorliegend ist auch der Falls umfasst, in dem lediglich ein Teil des Sensors im Lastpfad und ein anderer Teil des Sensors außerhalb des Lastpfads angeordnet ist.
  • Mittels des Sensor und auf Basis der berührungslosen Erfassung von Positions-, Kraft- und/oder Drehmomenten ist es möglich, insbesondere für elektrohydraulische, servo-, elektro-hydrostatische und/oder elektro-mechanische Aktuatoren Methoden oder Algorithmen bereitzustellen, die es ermöglichen, zuverlässig und verschleißfrei
    1. a. den Eintritt eines Fehlers am Gerät (Monitoring) festzustellen z.B. sich verändernde Reibung, Spiel oder Steifigkeit
    2. b. den Eintritt eines Fehlers am Gerät (HM) vorherzusagen
    3. c. die auftretenden Lasten im System zu limitieren oder
    4. d. Informationen für Regelkreise wie z.B. einer Kraftregelung - im Speziellen der Kompensation/Verminderung eines „Force Fights“ bereit zu stellen
  • Im Gegensatz zu den üblicherweise in der primären Flugsteuerung eingesetzten konventionellen hydraulischen Aktuatoren gilt für elektromechanische Antriebe eine höhere Klemmwahrscheinlichkeit (Fälle a. und b.). Das Klemmen eines Aktuators muss so gut wie ausgeschlossen werden Eine gute Möglichkeit, einen Klemmfall zu vermeiden bietet die Überwachung des Aktuatorzustandes.
  • Im Falle von mehreren aktiv geschalteten Aktuatoren an einer Steuerungsfläche (z.B. Rudder, Aileron, Elevator) können Kraftkonflikte durch die Aktuatoren und innerhalb der Struktur durch die aktive Regelung der Aktuatorkräfte kompensiert bzw. vermindert werden (Fall c).
  • Durch die Erfassung der Kraft welcher der Aktuator (vorwiegend elektromechanisch) in die Struktur einprägt, kann eine aktive Überwachung/Limitierung dieser Kraft zum Schutz der Struktur im normalen Betriebsfall als auch in speziellen Fehlerfällen verwendet werden (Fall d).
  • In einer bevorzugten Ausführung der Erfindung ist denkbar, dass wenigstens zwei insbesondere parallel zueinander angeordnete und unterschiedliche Linearabschnitte des Sensors vorgesehen sind, die sich wenigstens durch die unterschiedlich weite Erstreckung in Längsrichtung unterscheiden. Mittels zweier oder mehrere Linearabschnitte ist es möglich, beispielsweise eine magnetische Komponente des Sensors definiert fein zu untergliedern. Diese feine Untergliederung der magnetischen Komponente kann mittels einer weiteren Komponente, insbesondere einer Auslesekomponente, des Sensors ausgelesen und unter anderem zur Bestimmung der oben genannten Parameter bzw. Werte genutzt werden.
  • In einer besonders bevorzugten Ausführung ist denkbar, dass wenigstens zwei berührungslos arbeitende Sensoren vorgesehen sind, von denen einer außerhalb des Lastpfads des Aktuators angeordnet ist. Der außerhalb des Lastpfads angeordnete Sensor kann hierbei zur Erfassung von Referenzwerten genutzt werden, mittels derer die erfassten Aktuatorparameter korrigiert bzw. genauer erfasst werden können.
  • In einer weiteren bevorzugten Ausführung ist denkbar, dass eine Steuerungs-/Regelungseinrichtung vorgesehen ist, die zur Zustandsüberwachung, zur Kraftüberwachung zum Strukturschutz und/oder zur Vermeidung/Verringerung von Kraftkonflikten mittels wenigstens eines Sensors eingerichtet ist. Mittels der Steuerung-/Regelungseinrichtung können so Funktionen zum Health Monitoring, zur Wear Analysis, zur Load Analysis, zur Instandhaltung des Aktuators und/oder zur Kontrolle von Kraftkonflikten redundant ausgeführter Aktuatoren ausgeführt werden.
  • In einer weiteren bevorzugten Ausführung ist denkbar, dass der wenigstens eine Sensor zur Durchführung magnetoresistiver Messungen eingerichtet ist.
  • In einer weiteren bevorzugten Ausführung ist denkbar, dass die Steuerung-/Regelungseinrichtung dazu eingerichtet ist, Messungen und/oder Ableitungen der physikalischen Größen Last, Drehmoment, Position und/oder Geschwindigkeit des Aktuators zu bewerkstelligen und/oder auf Werte der physikalischen Größen Last, Drehmoment, Position und/oder Geschwindigkeit des Aktuators zuzugreifen.
  • In einer weiteren bevorzugten Ausführung ist denkbar, dass der Sensor außerhalb des Lastpfades zur Temperaturkompensation eingerichtet ist.
  • In einer weiteren bevorzugten Ausführung ist ferner denkbar, dass der Sensor wenigstens teilweise mittels insbesondere hochpräziser Magnetfeldeinprägung in den Aktuator eingearbeitet ist und/oder als wenigstens ein Striktionsband ausgebildet ist.
  • Durch das Einarbeiten bzw. Einprägen des Sensors bzw. von Teilen des Sensors wie beispielsweise dem Linearabschnitt, in Komponenten des Aktuators bzw. durch Ausbildung des Sensors oder Teilen des Sensors als Striktionsband ist es möglich, Teile des Sensors in nahezu beliebigen Positionen am Aktuator vorzusehen und so ggf. Positionen auszuwählen, die besonders geschützt z.B. durch ihre innenliegende Anordnung sind.
  • In einer weiteren bevorzugten Ausbildung ist denkbar, dass das eingeprägte Magnetfeld und/oder das Striktionsband in einem Bereich angeordnet sind, der über den zu messenden Bereich hinausgeht. Der Begriff des eingeprägten Magnetfelds ist hierbei nicht einschränkend zu verstehen und umfasst Magnetfelder, die auf beliebige Art hergestellt sind. Der zu messende Bereich des Aktuators betrifft einen Bereich, in dem mittels des Sensors Messungen vorgenommen werden können. Damit können sich der Sensor bzw. das eingeprägte Magnetfeld oder das Striktionsband und damit der entsprechende Teil des Sensors über einen größeren Bereich erstrecken, als der vermessene bzw. der vom Sensor erfasste oder gemessene Bereich des Aktuators. Hierdurch kann das genaue Durchführen von Messungen innerhalb des zu vermessenden Bereichs besonders einfach sichergestellt werden.
  • Denkbar ist, dass eine Mehrzahl von Sensoren entweder im Lastpfad oder außerhalb des Lastpfads des Aktuators angeordnet ist.
  • Bei einer Anordnung außerhalb des Lastpfades besteht der Vorteil, dass keine Kompensation der gemessenen Werte zum Ausgleichen der durch die Lastübertragung auftretenden Verformungen erforderlich ist. Die Steuerung bzw. Regelung des Aktuators kann dementsprechend vereinfacht ausgeführt werden.
  • In einer weiteren bevorzugten Ausführung ist ferner denkbar, dass die Einrichtung je wenigstens ein Höhenruder, ein Querruder, ein Seitenruder, ein Spoiler, eine Hauptrotorverstellung oder eine Heckrotorverstellung ist.
  • In einer weiteren bevorzugten Ausführung ist denkbar, dass der Aktuator ein Aktuator zur Fahrwerks-Betätigung, -Lenkung oder -Verriegelung ist und/oder dass der Aktuator ein Aktuator für Verkehrstechnik-Anwendungen ist.
  • Es kann ferner vorgesehen sein, dass eine Primärkomponente des Sensors an einer Kolbenstange und/oder Drehwelle und/oder an einem ersten Gehäuseteil des Aktuators angeordnet ist und/oder dass eine Sekundärkomponente des Sensors an einem zweiten Gehäuseteil des Aktuators angeordnet ist oder umgekehrt. Bei der Primärkomponente kann es sich beispielsweise um einen Abnehmer bzw. eine Komponente zur Messung eines magnetischen Feldes bzw. zur Feststellung der Veränderung eines magnetischen Feldes handeln, während die Sekundärkomponente eine weiter oben genannte Magnetfeldeinprägung und/oder ein Striktionsband sein kann. Der Begriff des Gehäuseteils ist ferner weit auszulegen und kann beliebige, im Gegensatz zu einer Kolbenstange oder Drehwelle nicht bewegte Komponenten des Aktuators umfassen. Bei einer Ausführung als Kolben-ZylinderVorrichtung, bei der der Zylinder zum Fluggerät wenigstens teilweise festgestellt ist, kann beispielsweise der Zylinder der Vorrichtung das entsprechende Gehäuseteil sein.
  • In einer weiteren bevorzugten Ausführung ist denkbar, dass der Sensor mehrere, insbesondere parallel angeordnete Striktionsbänder umfasst, und/oder dass zwei oder mehr Sensoren in unterschiedlichen oder gleichen Inertialsystemen des Aktuators angeordnet sind.
  • Mit dem Begriff der Inertialsysteme sind vorliegend Systeme bzw. Abschnitte des Aktuators gemeint, die insbesondere im üblichen Betrieb des Aktuators zueinander beweglich sind. Mit einer größeren Anzahl der Striktionsbänder ist es möglich, die Auflösung des Sensors zu verfeinern. Näheres dazu geht aus der Figurenbeschreibung hervor.
  • In einer weiteren bevorzugten Ausführung ist denkbar, dass der Aktuator ein EHSA, EHA, EBHA oder ein EMA ist.
  • Die Erfindung ist ferner auf ein Fluggerät, insbesondere ein Flugzeug, mit wenigstens einem Aktuator nach einem der Ansprüche 1 bis 14 gerichtet.
  • Die Erfindung ist auch auf ein entsprechendes Verfahren zum Betätigen des Aktuators nach einem der Ansprüche 1 bis 14, gerichtet mit wenigstens einem berührungslos arbeitenden Sensor, der im Lastpfad des Aktuators angeordnet ist, und wenigstens einem Sensor, der außerhalb des Lastpfads des Aktuators angeordnet ist. Das Verfahren umfasst den Schritt:
  • Temperaturkompensation mittels des außerhalb des Lastpfads angeordneten Sensors.
  • Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung gehen aus den in den Figuren beispielhaft gezeigten Ausführungen hervor. Dabei zeigen:
    • 1: Striktionsbänder bei einem EHSA in der Schubstange zur Positionsmessung
    • 2: Striktionsbänder bei einem rotatorische EMA;
    • 3: Sensoranordnung zur temperaturkompensierten Kraftmessung;
    • 4: Phasenverschiebung einer Striktionsmodulation unter Bewegung;
    • 5: Striktionsbänder zur kombinierten Positions- und Kraftmessung;
    • 6: kombinierte Torsionswinkel- und Momentmessung;
    • 7: Lastmessung, Spielmessung und/oder Steifigkeitsmessung an einem linearen EMA;
    • 8: Spielmessung in einem rotatorischen EMA;
    • 9.1-9.3: unterschiedliche Druckmessungen bzw. Lastmessungen an einem hydraulischen Lastzylinder;
    • 10: Teilansicht eines erfindungsgemäßen Fluggeräts.
  • Abhängig von der zu erreichende Genauigkeit wird die gewünschte Auflösung der Sensormessung erreicht, indem beispielsweise mehrere Striktionsbänder bzw. magnetische Komponenten verwendet werden. Diese Bänder können unterschiedliche Modulationen haben und über den gesamten Hub des Aktuators ein eindeutiges Positionssignal ergeben. Anfang und Ende der Modulation können zu diesem Zweck außerhalb des zu messenden Bereichs gelegt werden bzw. verortet sein.
  • Insbesondere bei einer linearen Positionsmessung kann sich die Länge des Primärsensors unter Last ändern, was eine Lastkompensation erforderlich machen kann. Diese Lastkompensation wahlweise über drei verschiede Verfahren erfolgen:
    1. 1. Rückrechnung der Periodenänderung der Striktionsmodulation unter Verwendung der aktuellen Positionssignale mehrerer Striktionsbänder mit bekannten Periodenverhältnisse.
    2. 2. Zeitliche Messung einer einzelnen Striktionsperiode bei schneller Bewegung über einen bekannten Hub.
    3. 3. Wenn verfügbar mittels des Lastsignals und des Elastizitäts- bzw. Schubmoduls des Werkstoffes. Zur kombinierten Last- und Positionsmessung ist näheres weiter unten angegeben.
  • Die Striktionsbänder dehnen sich nicht nur mit der Last sondern auch mit der Temperatur des Trägermaterials. Basis für die Temperaturkompensation ist vergleichbar mit der Brückenschaltung des DMS-Prinzips und/oder kann über eine Referenzmessung außerhalb des Lastpfades erfolgen (vgl. mit Temperaturkompensation bei der Kraftmessung gemäß 3). Diese erfasst ausschließlich die Bauteildehnung aufgrund der Temperaturschwankung.
  • Sind Primär- und Sekundärsensor in unterschiedlichen Inertialsystemen platziert (z.B. ein Sensor auf dem Gehäuse, ein anderer auf der Kolbenstange oder Drehwelle), so entsteht bei der Messung z.B. bei hohen Laufgeschwindigkeiten und niedrigen Trägerfrequenzen zusätzlich ein Doppler-Effekt bei der Signalerfassung. Aus Laufgeschwindigkeit, Wellenlängen und Frequenzen lässt sich leicht die notwendige Kompensation errechnen: λ B = λ S − v s f s
    Figure DE102016015382A1_0001
  • Mit
    • λB
    Gemessene Wellenlänge am Sekundärsensor
    λS
    Wellenlänge der Striktionsmodulation am Primärsensor
    vs
    Laufgeschwindigkeit der Schubstange
    fs
    Effektive Trägerfrequenz am Primärsensor
  • Wird ein Referenzsensor verwendet und sind die jeweiligen Primär- und Sekundärkomponenten der Mess- und Referenzsensoren in selben Inertialsystem platziert (siehe 3), so erübrigt sich diese Umrechnung.
  • Bei klassischen EHSA kann der Positionssensor lastunabhängig an oder in der Schubstange bzw. dem Zylindergehäuse platziert werden. Hierbei kann eine lineare Codierung des Primärsensors vorliegen.
  • Es kann ferner einer Messung der Laufgeschwindigkeit durchgeführt werden. Bei der rotatorischen Anordnung liegt die Positionsmessung im Lastpfad und muss kompensiert werden. Hierbei kann eine rotatorische Codierung des Primärsensors vorliegen.
  • Bei der Lastmessung werden zwei Arten von Lasten unterschieden: Kraft und Torsionsmoment.
  • Bei der. Kraftmessung an insbesondere linearen Aktuatoren (EHSA, EHA, EBHA, lineare EMA) kann der Kraftsensor positionsunabhängig am oder im Zylindergehäuse bzw. an oder in der Schubstange platziert werden. Bevorzugt wird die Ausführung 1 (siehe 3), da der Sensor selbst nicht bewegt wird und somit die zusätzliche Gefahr einer möglichen Beschädigung (z.B. Kabelbruch durch Ermüdung) oder Störung aufgrund der Bewegung der Sensorkomponenten vermieden wird. Bei Ausführungen mit zwei Sensoren in unterschiedlichen Inertialsystemen auf der beweglichen Schubstange wird bei der Auswertung sowohl:
    1. 1. die veränderliche Signalphase (siehe 4) wahlweise durch Verwendung eines Positionssignals oder mehrerer Striktionsbänder als auch
    2. 2. der weiter oben beschriebene Doppler-Effekt auf die erfasste Signalperiode mit berücksichtigt.
  • Bei der kombinierten Last- und Positionsmessung bzw. insbesondere der Kraft- und Hubmessung kann unter Verwendung der Lastauswertung die Positionsmessung flexibler gestaltet werden. Zum einen kann die Position weiterhin außerhalb des Lastpfades durchgeführt werden, und zum anderen kombiniert mit der Lastmessung durchgeführt werden. Hierbei kann eine Modulationsperiode für die Lastkompensation gewählt werden und/oder eine Temperaturkompensation separat durchführbar sein.
  • Eine Spielmessung kann nach einem Lastrichtungswechsel durch den Vergleich der Eingangs- mit der Ausgangsposition beim Erreichen eines zweiten lastfreien Zustandes durchgeführt werden. Stehen keine vollkommenen lastfreien Zustände zur Verfügung, kann die Dehnung erzeugt aus der Steifigkeit und der Last von der Positionsdifferenz abgezogen werden, um eine bessere Genauigkeit zu erreichen.
  • Eine Steifigkeitsmessung kann ähnlich wie bei der Spielmessung durch den Vergleich der Eingangs und Ausgangspositionen durchgeführt werden, jedoch bei unterschiedlichen Lasten, und gleichbleibender Lastrichtung. Alternativ kann die Steifigkeit auch bei auftretendem Lastrichtungswechsel nach Abzug des Spieles ausgewertet werden.
  • Eine Kraftmessung kann durch Bildung der Differenz zwischen einzelnen Kammerdruckmessungen durchgeführt werden. Die respektive Kammerdruckmessungen erfolgen anhand der elastischen Umfangsdehnung zweier unabhängigen magnetischen Striktionsfelder, wie dies aus 9.1 hervorgeht.
  • Eine Kraftmessung kann alternativ oder zusätzlich durch Bestimmung der Kammerdruckdifferenz durchgeführt werden, wobei die Kammerdruckdifferenz anhand der sich über die Länge des Zylinders verändernden elastischen Umfangsdehnung eines magnetischen Striktionsfelder verteilt über die gesamte Zylinderlänge erfasst wird. Das Striktionsfeld bzw. die magnetische Komponente kann sich entsprechend über die gesamte Zylinderlänge bzw. Aktuatorlänge oder über einen wesentlichen Abschnitt der Zylinderlängsseite bzw. der Aktuatorlängsseite erstrecken. Dies ist in 9.2 illustriert.
  • Eine Kraftmessung kann ferner durch Bestimmung der Kammerdruckdifferenz durchgeführt werden, wobei die Kammerdruckmessungen anhand der elastischen Umfangsdehnung eines magnetischen Striktionsfelg auf den Druckkammerstirnwänden erfolgt. Durch die Verwendung von jeweils einem Sekundärsensor an jeder Zylinderkammer kann der relative Ausdehnungsunterschied der Kammern untereinander bestimmt werden. Dies ist in 9.3 illustriert.
  • Ein mögliches Einsatzgebiet für den Aktuator kann sich auf die physikalischen Betätigungssysteme inklusive von Stellantrieben der folgenden Einrichtungen erstrecken:
  • Flugsteuerung wie z.B. Höhenruder, Querruder, Seitenruder, Roll-Spoiler, Ground-Spoiler, Hauptrotorverstellung (o.A.) oder Heckrotorverstellung (o.A.).
  • Durch die mittels der vorliegenden Erfindung mögliche berührungslose Erfassung von Positionen, Kraft- und/oder Drehmomente, können in einer deutlich genaueren, einfacheren und verschleißfreien Weise relevante Signale für
    1. a. die Zustandsüberwachung (Health Monitoring)
    2. b. die Kraftüberwachung zum Strukturschutz (Limitierung/Abschaltung)
    3. c. die Vermeidung/Verringerung von Kraftkonflikten (Force Fight Kompensation) von elektromechanischen Aktuatoren in ihrer Umgebung (Struktur) in der speziellen Verwendung innerhalb der primären Flugsteuerung eingesetzt bzw. generiert werden.
  • Die Positions-, Kraft- und/oder Drehmoment-Informationen sind relevante Signale für die Realisierung einer einfachen und robusten Zustandsüberwachung. Insbesondere die Verschleißabschätzung und Aufzeichnung der Ermüdungsbeanspruchung benötigen eine zuverlässige Lastaufzeichnung.
  • Im Speziellen wird die Kraft- und/oder Drehmoment-Information als Abschalt- oder Limitierungsfunktion für Aktuatoren genutzt, wie sie in den genannten Einsatzgebieten verwendet werden. Dadurch können mögliche Schäden an den Aktuatoren und/oder der Flugzeugstruktur überwacht, erkannt und vermieden werden.
  • Im Falle von mehreren aktiven Aktuatoren an einer Steuerfläche (siehe 10) ist eine genaue Information der auftretenden Kräfte und Momente an den Aktuatoren bzw. an der Struktur Grundvoraussetzung für eine Zuverlässige und schnelle Kraftkompensation. Im Idealfall können dadurch Aktuatoren und Strukturteile aufgrund geringerer Kraftflüsse hinsichtlich Gewicht und Größe optimiert werden.
  • Durch die Verwendung des neuen Sensor-Prinzips sowie ggf. des zuverlässigen Fertigungsprozesses (z.B. hochpräzise Magnetfeldeinprägung), können neuartige Sensoren und/oder Aktuator-Komponenten bzw. Aktuatoren erzeugt, behandelt und/oder eingesetzt werden. Durch die berührungslose und somit verschleißfreie Übertragung der Signale, können u.U. Leitungssystems (Primär-, Sekundärverkabelung) zentral im Gerät vermieden werden bzw. dem Aktuator integriert ausgeführt werden. Zudem können durch die neuen Integrationsmöglichkeiten der Sensoren in den Gerätschaften diese vor den luftfahrspezifischen, harschen Umwelteinflüssen (Sand, Staub, Vereisung, elektromagnetische Interferenzen) optimal geschützt werden. Diese neuen berührungslosen, verschleißfreien und somit wartungsarmen Sensorsignale bzw. Sensorkomponenten stellen eine Grundvoraussetzung dar, um:
    1. A) die Lebensdauer von elektromechanischen Aktuatoren in der primären und/oder sekundären Flugsteuerung zu erhöhen
    2. B) die neuen Sensoren hochintegriert verbauen zu können (keine LRU Notwendigkeit, Sensorzugang und Austauschbarkeit)
    3. C) hochgenaue und von Umwelteinflüssen (Sand, Staub, Vereisung, elektromagnetische Interferenzen) geschützte Sensorsignale (Kraft, Drehmoment und Position), den Regelkreisen und Algorithmen bereitstellen und von diesen auswerten zu können
    4. D) eine 2-in1-Kombination zu ermöglichen und somit u.U. einen bislang zusätzlichen, eigenständiger Sensor einsparen zu können (der Sensor kann dazu ausgebildet sein, eine Signal-Kombination (2in1) aus Kraft, Drehmoment und/oder einer Positionsinformation auszugeben)
    5. E) eine zuverlässige und robuste Aktuatorregelung zu gewährleisten
    6. F) ein zuverlässiges und robustes Health Monitoring zu gewährleisten
  • Um ein robustes Health Monitoring (HM) verwenden und anbieten zu können, sind verifizierte Algorithmen und langzeitstabile Sensorsignale vorausgesetzt. Die Genauigkeit und die Robustheit der HM Algorithmen stehen in direkter Abhängigkeit zu den eingesetzten Sensoren und deren Einbauposition. Die erfindungsgemäß neue berührungslose, verschleißarme und hochgenaue Erfassung von regelungstechnisch relevanten Signalgrößen wie z.B. Kraft, Drehmoment und Position, ermöglichen ein zuverlässiges und robustes Health Monitoring Konzept.
  • Durch die berührungslose Übertragung werden neue Sensoreinbaupositionen ermöglicht (Hochintegration). Die neuen Einbaumöglichkeiten erhöhen zum einen die Genauigkeiten und die Güte der Sensorsignale (z.B. vollständige Positionierung und Krafterfassung im Kraftpfad) und ermöglichen somit auch neue technische Anwendungsmöglichkeiten. Durch die Hochintegration der berührungslosen Signalerfassung sind die Sensoren u.a. vor Umwelteinflüssen wie Staub, Schmutz, Eis und elektromagnetischer Strahlung geschützt. Durch die Hochintegration und den daraus resultierenden indirekte Schutz der Sensoren, kann die elektronische Schutzbeschaltung des Sensors stark minimiert und somit miniaturisiert werden.
  • Eine weitere Neuerung besteht in der Kombination der Sensorsignale. Die neuen berührungslosen Sensoren erlauben u.a. eine 3in1-Kombination (z.B. Drehmoment Position, und Geschwindigkeit). Die neue Möglichkeit der 3in1-Kombination unterstützt die Bestrebungen die Zuverlässigkeit und Verfügbarkeit der Aktuatoren weiter zu verbessern. Ebenso ergibt sich daraus eine Preis-, Gewichts- und Volumenoptimierung.
  • 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Aktuators zum Betätigen einer Einrichtung eines Fluggeräts, insbesondere eines Flugzeugs, wobei eine Ausführung gezeigt ist, bei der der Sensor in einer Schubstange bzw. innerhalb einer Schubstange einer Zylinder-Kolben-Vorrichtung angeordnet ist. Der Sensor kann dabei lastunabhängig in einem Bereich der Schubstange vorgesehen sein, der nicht zur Kraftübertragung zwischen der Schubstange und dem ZylinderGehäuse dient. Eine magnetische Komponente bzw. ein Striktionsband des Sensors kann gemeinsam mit der Schubstange verfahrbar ausgebildet sein. Die magnetische Komponente bzw. das Striktionsband umfasst ferner im Ausführungsbeispiel der 1 fünf Linearabschnitte, welche insbesondere parallel zueinander angeordnet sein können. Die Linearabschnitte weisen Unterabschnitte auf, die abwechselnd nebeneinander angeordnete Südpole und Nordpole umfassen. 2 zeigt ferner eine Ausführung, die der die magnetische Komponente bzw. das Striktionsband an einem rotatorischen EMA vorgesehen ist. 5 zeigt Ausführungen der Erfindung, bei der Striktionsbänder zur kombinierten Positions- und Kraftmessung insbesondere in Umfangsrichtung des beispielsweise als Zylinder-Kolben-Vorrichtung ausgebildeten Aktuators angeordnet sind. 6 zeigt eine Ausführung, bei der ein Primärsensor in Umfangsrichtung eines als Rotationsaktuator ausgebildeten Aktuators angeordnet ist Hierbei kann der Sensor zu kombinierten Bestimmung eines Torsionswinkels und eines Moments genutzt werden. 7 und 8 zeigen Ausführungen der Erfindung, die zur Spielmessung an einem linearen bzw. rotatorischen EMA eingerichtet sind. Ein Primärsensor kann hierbei ebenfalls in Umfangsrichtung des Aktuators angeordnet sein.
  • Die zum Abgleichen der vom Sensor ausgegebenen Signale erforderliche Elektronik kann am Aktuator und/oder an einem davon separaten Rechner angeordnet sein. Die Vorrichtung kann zur Ermittlung von Grenzwerten und/oder Trendkurven genutzt werden, woraus eine Auskunft über den Lebenszustand bzw. Verschleißzustand des Aktuators abgeleitete werden kann. Hierbei können Positionen bzw. Krafteinflüsse und/oder Delta-Positionen im oder außerhalb des Lastpfads des Aktuators gemessen werden. Die Lastmessung kann vorzugsweise über eine Drehmomentmessung und insbesondere über eine magnetoresistive Messung erfolgen.

Claims (16)

  1. Aktuator zum Betätigen einer Einrichtung eines Fluggeräts, insbesondere eines Flugzeugs, mit wenigstens einem berührungslos arbeitenden Sensor, dadurch gekennzeichnet, dass der Sensor im Lastpfad des Aktuators angeordnet ist.
  2. Aktuator nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass wenigstens zwei berührungslos arbeitende Sensoren vorgesehen sind, von denen einer außerhalb des Lastpfads des Aktuators angeordnet ist.
  3. Aktuator nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass eine Steuerungs-/Regelungseinrichtung vorgesehen ist, die zur Zustandsüberwachung, zur Kraftüberwachung zum Strukturschutz und/oder zur Vermeidung/Verringerung von Kraftkonflikten mittels wenigstens eines Sensors eingerichtet ist.
  4. Aktuator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der wenigstens eine Sensor zur Durchführung magnetoresistiver Messungen eingerichtet ist.
  5. Aktuator wenigstens nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerung-/Regelungseinrichtung dazu eingerichtet ist, Messungen und/oder Ableitungen der physikalischen Größen Last, Drehmoment, Position und/oder Geschwindigkeit des Aktuators zu bewerkstelligen und/oder auf Werte der physikalischen Größen Last, Drehmoment, Position und/oder Geschwindigkeit des Aktuators zuzugreifen.
  6. Aktuator nach einem der Ansprüche 2 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Sensor außerhalb des Lastpfades zur Temperaturkompensation eingerichtet ist.
  7. Aktuator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Sensor wenigstens teilweise mittels insbesondere hochpräziser Magnetfeldeinprägung in den Aktuator eingearbeitet ist und/oder als wenigstens ein Striktionsband ausgebildet ist.
  8. Aktuator nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass das eingeprägte Magnetfeld und/oder das Striktionsband in einem Bereich angeordnet sind, der über den zu messenden Bereich hinausgeht.
  9. Aktuator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Einrichtung je wenigstens ein Höhenruder, ein Querruder, ein Seitenruder, ein Roll-Spoiler, ein Ground-Spoiler, eine Hauptrotorverstellung oder eine Heckrotorverstellung ist.
  10. Aktuator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Aktuator ein Aktuator zur Fahrwerks-Betätigung, -Lenkung oder -Verriegelung ist.
  11. Aktuator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Aktuator ein Aktuator für Verkehrstechnik-Anwendungen ist.
  12. Aktuator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass eine Primärkomponente des Sensors an einer Kolbenstange und/oder Drehwelle und/oder an einem ersten Gehäuseteil des Aktuators angeordnet ist und/oder dass eine Sekundärkomponente des Sensors an einem zweiten Gehäuseteil des Aktuators angeordnet ist oder umgekehrt.
  13. Aktuator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Sensor mehrere, insbesondere parallel angeordnete Striktionsbänder umfasst, und/oder dass zwei oder mehr Sensoren in unterschiedlichen oder gleichen Inertialsystemen des Aktuators angeordnet sind.
  14. Aktuator nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Aktuator ein EHSA, EHA, EBHA oder ein EMA ist.
  15. Fluggerät, insbesondere Flugzeug, mit wenigstens einem Aktuator nach einem der Ansprüche 1 bis 14.
  16. Verfahren zum Betätigen des Aktuators nach einem der Ansprüche 1 bis 14, mit wenigstens einem berührungslos arbeitenden Sensor, der im Lastpfad des Aktuators angeordnet ist, und wenigstens einem Sensor, der außerhalb des Lastpfads des Aktuators angeordnet ist, umfassend den Schritt: Temperaturkompensation mittels des außerhalb des Lastpfads angeordneten Sensors.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102022109015A1 (de) 2022-04-13 2023-10-19 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Messsystem, Linearbewegungselement und Luftfahrzeug

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11485476B2 (en) 2019-10-25 2022-11-01 Hamilton Sundstrand Corporation Driveline torque monitoring for long-term health assessment

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4474060A (en) * 1982-07-12 1984-10-02 Goodyear Aerospace Corporation Torque readout sensor
WO2010016829A1 (en) * 2008-08-04 2010-02-11 Bell Helicopter Textron, Inc. Force gradient using a non-contact proximity sensor
US7969110B2 (en) * 2007-09-07 2011-06-28 Eurocopter Compensation actuator for a rotorcraft flight control
WO2015078724A1 (de) * 2013-11-27 2015-06-04 Ncte Ag Magnetostriktiver sensor für aktuatoren in flugzeugen

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002213992A (ja) * 2001-01-23 2002-07-31 Sumitomo Metal Mining Co Ltd 非接触磁気式計測装置
DE102008052754A1 (de) * 2008-10-22 2010-05-06 Airbus Deutschland Gmbh Verstellvorrichtung zur Ankopplung an eine Verstellklappe eines Flugzeugs, fehlertolerantes Stellsystem und Verfahren zur Rekonfiguration eines Stellsystems
DE102009009189B4 (de) * 2009-02-16 2011-06-16 Airbus Operations Gmbh Sensor und Sensornetzwerk für ein Luftfahrzeug
RU2426079C1 (ru) * 2009-11-27 2011-08-10 Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) Способ измерения давления
EP2385353A1 (de) * 2010-05-04 2011-11-09 Wachendorff Automation GmbH & Co. KG Magnetischer Encoder, insbesondere zur Verwendung in einem Messsystem zur Messung der Absolut-Position eines gegenüber einem Referenzkörper verschiebbaren oder verdrehbaren Körpers, und Messsystem
FR2970387B1 (fr) * 2011-01-10 2013-12-13 Messier Bugatti Actionneur electromecanique a double excitation.
DE102014003157A1 (de) * 2014-03-03 2015-09-03 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Elektromechanischer Rotationsaktuator mit Entriegelung
US10093435B2 (en) * 2015-05-19 2018-10-09 Embraer S.A. Integrated system and methods for management and monitoring of vehicles

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4474060A (en) * 1982-07-12 1984-10-02 Goodyear Aerospace Corporation Torque readout sensor
US7969110B2 (en) * 2007-09-07 2011-06-28 Eurocopter Compensation actuator for a rotorcraft flight control
WO2010016829A1 (en) * 2008-08-04 2010-02-11 Bell Helicopter Textron, Inc. Force gradient using a non-contact proximity sensor
WO2015078724A1 (de) * 2013-11-27 2015-06-04 Ncte Ag Magnetostriktiver sensor für aktuatoren in flugzeugen

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102022109015A1 (de) 2022-04-13 2023-10-19 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Messsystem, Linearbewegungselement und Luftfahrzeug

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