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Die vorliegende Erfindung betrifft ein Highliftsystem eines Flugzeuges mit an den Flügeln des Flugzeuges angeordneten Klappen sowie mit einem zentralen Antrieb und Antriebswellen, von denen sich je eine ausgehend von dem zentralen Antrieb in einen der Flügel erstreckt, wobei jede der Antriebswellen mit Antriebsstationen in Verbindung stehen, die von den Antriebswellen angetrieben werden und die mit den Klappen zu deren Bewegung in Verbindung stehen.
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Bei den heute gängigen Flugzeugen werden die Hochauftriebssysteme, das heißt die Highliftsysteme durch einen zentralen Antrieb bzw. durch ein zentrales Antriebssystem angetrieben. Dieser zentrale Antrieb ist dabei mittels eines Drehwellensystems, d. h. mittels eines Systems aus Antriebswellen über die gesamte Spannweite mit Antriebsstationen der einzelnen Segmente der Landeklappensysteme bzw. der Vorflügelklappensysteme verbunden.
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Bei der Betätigung dieser Klappen kann es zu Fehlern kommen, die einerseits darin liegen können, dass die Klappe klemmt bzw. blockiert oder darin, dass es zu einem Bruch in einer der Antriebsstationen, der Kinematik oder strukturseitig in einem Segment bzw. in einer Klappe kommt.
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Im Falle einer Blockierung eines Einzelsegmentes bzw. einer Antriebsstation müsste dieses Segment die gesamte Antriebsenergie des zentralen Antriebes als Reaktionsenergie aufnehmen und dementsprechend massiv und schwer gebaut sein. Als Schutzvorrichtung sind deshalb bisher mechanische Lastbegrenzer an jeder einzelnen Antriebsstation installiert. Diese sind so ausgeführt, dass sie bei Auftreten einer definierten Überlast die Antriebsenergie, die von der Antriebswelle bzw. von dem zentralen Antrieb aufgebracht wird, an die Flügelstruktur umleiten, sodass der blockierende Klappenkörper und die Kinematik nicht beschädigt wird.
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Da im Fehlerfall die zentrale Antriebseinheit nicht sofort stoppen kann, sondern einen gewissen Nachlauf aufweist, wird der Wellenstrang zwischen der Antriebseinheit und der Blockierstelle mit einem maximalen Antriebsmoment belastet.
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Kommt es zu einem Bruch, müsste der noch intakte Lastpfad dieses Einzelsegmentes, wie beispielsweise einer Klappe die komplette Luftlast tragen. Weist beispielsweise eine Landeklappe zwei Antriebsstationen auf und ist eine Antriebsstation nicht betriebsfähig, etwa weil darin ein Bruch vorliegt, ist die komplette Luftlast, beispielsweise einer Landeklappe durch die intakte Antriebsstation derselben Klappe zu tragen.
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Würde ein solcher Bruch nicht detektiert, kann es bei dem weiteren Antreiben des Antriebssystems zu einer Schiefstellung des Einzelsegmentes bzw. der Klappe und im schlimmsten Fall zum Abriss der Klappe kommen. Zur Detektierung einer Schiefstellung werden heute meistens Systeme zur Messung der Wegstreckenänderung, sogenannte Lanyard-Systeme oder auch Systeme zur Messung von Winkeländerungen, beispielsweise Drehsensoren RVDT eingesetzt.
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Somit ist es aus dem Stand der Technik bekannt, zwei getrennte Systeme, nämlich einerseits einen mechanischen Drehmomentbegrenzer für die Klemmfallerkennung und sogenannte Skew-Detection-Systeme (Lanyard oder RVDT's) zur Brucherkennung einzusetzen.
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Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, ein Highliftsystem der eingangsgenannten Art dahingehend weiterzubilden, dass dieses gegenüber bekannten Systemen einfacher aufgebaut ist.
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Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass an jeder der Antriebsstationen sowie am Ausgang der zentralen Antriebseinheit jeweils ein oder mehrere Lastsensoren, vorzugsweise elektronische Lastsensoren, angeordnet sind. Des Weiteren ist eine Recheneinheit vorgesehen, die mit den Lastsensoren in Verbindung steht und deren Signale auswertet. Bei den Lastsensoren handelt es sich um Drehmomentsensoren und/oder um Kraftsensoren.
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Durch die vorliegende Erfindung ist es möglich die oben genannten zwei Fehlerarten bei Hochauftriebssystemen, nämlich einerseits Klemmfälle bzw. Blockierung und andererseits Brüche zu detektieren. Aufgrund der Detektierung dieser Fehler und deren Auswertung können über die Recheneinheit, wie beispielsweise über einen Flight-Control-Computer Maßnahmen eingeleitet werden, um das Hochauftriebssystem in einen Fail-Safe-Zustand, das heißt in einen sicheren Zustand zu versetzen.
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Durch die Lastmessung an den Antriebsstationen kann die Doppelfunktion (Erkennung des Klemmfalls bzw. des Bruches und der Schiefstellung) mit nur einem System bzw. mit nur einem Systemtyp, d. h. elektronischen Lastsensoren erreicht werden.
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Es ist somit nicht erforderlich, zum einen Sensoren einzusetzen, die das Drehmoment erfassen bzw. als Drehmomentbegrenzer ausgeführt sind und zum anderen Sensoren einzusetzen, die zur Erkennung der Schiefstellung eines Einzelsegmentes dienen. Vielmehr kann durch die Verteilung und Anordnung der Lastsensoren an den Antriebsstationen erreicht werden, dass beide Fehlerfälle zuverlässig erkannt werden.
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Denkbar ist es, die Lastsensoren identisch auszuführen. Dies bedeutet, dass die Lastsensoren, die an jeder Antriebsstationen oder jeweils zwischen zwei Antriebsstationen angeordnet sind identisch sind sowie auch identisch zu den Lastsensoren, die an den Ausgangswellen von dem zentralen Antrieb zu den Antriebsstationen angeordnet sind.
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Die vorliegende Erfindung bringt den Vorteil mit sich, dass das Highliftsystem vergleichsweise einfach aufgebaut ist, da auf mechanische Drehmomentbegrenzer verzichtet werden kann und vorzugsweise nur ein einziger Typus von Lastsensoren eingesetzt werden kann. Durch die Signalauswertung in der Recheneinheit kann sowohl ein Bruch als auch eine Schrägstellung erkannt werden.
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Bei aus dem Stand der Technik bekannten Anwendungen ist zu berücksichtigen, dass die Streubreite von mechanischen Drehmomentbegrenzern recht groß ist, was zur Folge hat, dass die Strukturbauteile sowie die Elemente im Antriebsstrang entsprechend massiv ausgelegt werden müssen. Abgesehen davon ist es notwendig, bekannte Drehmomentbegrenzer regelmäßig auf ihre Funktionalität hin zu überprüfen.
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Beim Ansprechen eines mechanischen Drehmomentbegrenzers erfolgt eine mechanische Anzeige. Diese muss dann vom Wartungspersonal lokalisiert werden. Werden hingegen elektronische Sensoren, wie beispielsweise elektronische Drehmomentbegrenzungseinrichtungen verwendet, wie dies erfindungsgemäß denkbar ist, kann über eine Anzeige im Cockpit der Fehlerort lokalisiert werden. Des Weiteren weisen Skew-Detection-Systeme, wie sie aus dem Stand der Technik bekannt sind, erst dann eine Anzeige auf, wenn bereits eine gewisse Schiefstellung der Klappe, das heißt ein Skew erfolgt ist.
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Gemäß der vorliegenden Erfindung ist es möglich eine Anzeige z. B. im Cockpit bereits dann zu generieren, wenn unterschiedliche Lasten detektiert werden, ohne dass dazu bereits eine merkliche Schiefstellung der Klappe erfolgt ist.
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In einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung ist in jede Antriebsstation bzw. in den zentralen Antrieb wenigstens ein Lastsensor integriert. Durch die Integration von Lastsensoren in den Antriebsstationen im Flügel sowie auch in der zentralen Antriebseinheit, die vorzugsweise im Rumpf zwischen den Flügeln angeordnet ist, lassen sich die Lastverhältnisse in einem Hochauftriebssystem genau überwachen.
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Treten Fehlerfälle wie z. B. Klemmen oder Brüche im Hochauftriebssystem oder an den strukturseitigen Elementen bis zur Klappe auf, ändern sich die Lastverhältnisse so, dass gegebenenfalls vordefinierte Grenzwerte überschritten werden. Über ein Monitoring-System im Flight-Control-Computer, das heißt in der genannten Recheneinheit kann die Überschreitung der Grenzwerte erfasst und es können Maßnahmen eingeleitet werden, wie beispielsweise das Stoppen des Antriebssystems, um das Hochauftriebssystem in einen sicheren Zustand zu versetzen und weiteren Schaden zu vermeiden.
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Grundsätzlich kann der Lastsensor antriebsseitig oder abtriebsseitig an der jeweiligen Antriebsstation angeordnet sein.
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Bei den Lastsensoren handelt es sich um Drehmomentsensoren, vorzugsweise um elektronische Drehmomentsensoren, und/oder um Kraftsensoren.
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Vorzugsweise sind keine mechanischen Lastsensoren vorgesehen.
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Vorzugsweise werden an allen Antriebsstationen abtriebsseitig Lastsensoren, vorzugsweise Drehmomentsensoren angebracht bzw. integriert. Ebenso werden an den beiden Ausgangswellen des zentralen Antriebs Lastsensoren angebracht bzw. integriert.
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Vorzugsweise ist weiter vorgesehen, dass eine Überwachungseinrichtung, das heißt die genannte Recheneinheit über den gesamten Flugeinsatz die von den Lastsensoren gemessenen Lasten (Kräfte und/oder Momente) erfasst. Dabei ist es denkbar, dass die Recheneinheit eine Vergleichseinheit aufweist, die ausgebildet ist, dass diese von die von den Lastsensoren erhaltenen Werte mit Grenzwerten vergleicht bzw. mit vordefinierten Grenzwerten für einen bestimmten Flugzustand.
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Die Recheneinheit kann eine Vergleichseinheit aufweisen, die ausgebildet ist, dass diese die von den Lastsensoren erhaltenen Werte paarweise vergleicht oder mit Grenzwerten vergleicht und die bei Über- oder Unterschreiten der Grenzwerte oder die bei Über- oder Unterschreiten einer Differenz der paarweise verglichenen Werte ein Signal ausgibt und/oder die zentrale Antriebseinheit stoppt und/oder das Highliftsystem in einen sicheren Zustand verfährt.
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Werden die Grenzwerte dabei über oder unterschritten kann eine Fehleranzeige generiert werden und/oder die zentrale Antriebseinheit kann gestoppt werden und/oder das Highliftsystem kann in einen sicheren Zustand verfahren werden, in dem ein sicherer Flugbetrieb möglich ist und Beschädigungen der Klappen verhindert werden.
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Die Anordnung der Lastsensoren jeweils abtriebsseitig an den Antriebsstationen ist nur ein Beispiel.
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Alternativ können die Lastsensoren auch am Eingang der Antriebsstationen bzw. im Drehwellensystem angeordnet bzw. darin integriert werden.
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Weiterhin kann vorgesehen sein, dass der Lastsensor in die Abtriebswellen der Antriebsstationen oder auch in die Antriebswellen der Antriebsstationen integriert ist.
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Denkbar ist eine Ausführungsform, bei der die Abtriebswelle vorzugsweise auf ihrer Innenseite eine magnetische Codierung aufweist, die mit einem Stator derart zusammenwirkt, dass eine Änderung des Magnetfeldes über den Stator gemessen werden kann.
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Dabei ist vorzugsweise vorgesehen, dass die Sensorelektronik im Inneren der Abtriebswelle integriert ist.
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Kommt es zur Drehmomentbeanspruchung, verändert sich die magnetische Codierung und über den Stator wird die Änderung des Magnetfeldes bei Aufbringung eines Drehmomentes gemessen.
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Die vorliegende Erfindung betrifft des Weiteren ein Flugzeug mit einem Highliftsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
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An dieser Stelle wird darauf hingewiesen, dass die Begriffe „ein” oder „eine” nicht dahingehend einschränkend auszulegen sind, dass genau eines der genannten Elemente vorhanden ist. Diese Begriffe umfassen somit auch das Vorhandensein mehrerer der fraglichen Elemente.
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Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung werden anhand eines in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert.
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Es zeigen:
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1: eine schematische Ansicht eines Highliftsystems gemäß der Erfindung in einem ersten Ausführungsbeispiel,
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2: eine weitere schematische Ansicht eines Highliftsystems gemäß der Erfindung in einem zweiten Ausführungsbeispiel.
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3: eine Schnittansicht durch einen Drehmomentsensor gemäß der Erfindung.
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In 1 sind mit den Bezugszeichen 10, 10' zwei Klappen eins Flügels dargestellt, die beispielsweise Landeklappen darstellen können bzw. Vorflügelklappen.
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Das Bezugszeichen 20 kennzeichnet eine Antriebswelle, die ausgehend von einem zentralen Antrieb 100 (vergl. 2) im Rumpf die einzelnen Antriebsstationen 30 antreiben. Wie dies aus 1 ersichtlich ist, verläuft die Antriebswelle nicht als durchgehende Welle, sondern erstreckt sich segmentartig von Antriebsstation zu Antriebsstation.
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Die Antriebsstationen 30 umfassen jeweils einen Drehmomentsensor 35, der auf der Abtriebsseite der Antriebsstationen angeordnet ist.
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Im Normalbetrieb des Highliftsystems wird von dem Zentralantrieb 100 ein Drehmoment auf die Antriebswelle 20 aufgebracht, das mittels der Antriebsstation auf die Abtreibsseite der Antriebsstationen übertragen wird. Dort erfolgt eine Kraftübertragung auf die Klappen 10, 10', sodass diese entsprechend ein- oder ausgefahren werden.
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In dem in 1 dargestellten Ausführungsbeispiel arbeitet die Klappe 10 einwandfrei, wohingegen der Aktuator bzw. die Antriebsstation der Klappe 10', die in 1 links dargestellt ist, aufgrund eines Bruches schief steht. Dies führt dazu, dass bei angetriebener Antriebswelle 20 nur die rechts dargestellte Antriebsstation 30 ein Verfahren der Klappe 10' bewirkt, wohingegen die links dargestellte Antriebstation 30 derselben Klappe keinen Verfahrweg der Klappe 10' bewirkt. Dementsprechend steht die Klappe 10' schief.
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Wie dies weiter aus 1 hervorgeht, stehen sämtliche der Drehmomentsensoren 35 mit einer zentralen Recheneinheit 40 in Verbindung. Diese zentrale Recheneinheit 40 erhält die Istwerte (Y-Achse) der Drehmomente über die Klappenposition (X-Achse). Dies erfolgt für jede der Klappen. In der 1 sind die gemessenen Istwerte mit dem Bezugszeichen I gekennzeichnet und der untere und der obere Grenzwert jeweils mit dem Bezugszeichen UG und OG.
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Während für die beiden links dargestellten Antriebsstationen, die die Klappe 10 antreiben der gemessene Drehmomentwert stets zwischen den beiden Grenzwerten verbleibt, ergibt sich für den linken Aktuator der schief stehenden Klappe 10' ein Überschreiten des oberen Grenzwertes und für den rechten Aktuator der schief stehenden Klappe 10' ein Unterschreiten des unteren Grenzwertes. Diesen Fehlerzustand wertet die Recheneinheit 40 dahingehend aus, dass auf eine schief stehende Klappe 10' geschlossen wird. Dies kann dann z. B. im Cockpit dem Piloten angezeigt werden und/oder es können Maßnahmen ergriffen werden, um die Klappe 10' in einen sicheren Zustand zu verfahren.
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Um eine derartige genaue Zuordnung des Fehlerzustand zu den Klappen 10, 10' sowie auch eine Zuordnung der gemessenen Werte zu einem Fehlerfall (Bruch, Klemmen etc.) vornehmem zu können, weist jede der Antriebsstationen 30 einen eigenen Lastsensor 35 auf.
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Wie dies auf 2 hervorgeht, befindet sich zudem ein Lastsensor jeweils ausgangsseitig vom Zentralantrieb. Dieser Sensor ist in 2 mit dem Bezugszeichen 50 gekennzeichnet. Von diesem Sensor ausgehend erstreckt sich das erste Segment der Antriebswelle 20 zu der ersten Antriebsstation 30. Das Bezugszeichen 36 kennzeichnet einen Positionssensor.
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3 zeigt die Integration eines Lastsensors in Form eines Drehmomentsensors in der Abtriebswelle 60 einer Antriebsstation 30. Die Abtriebswelle weist auf ihrer Innenseite, das heißt am Innendurchmesser eine magnetische Codierung auf. Innerhalb der Abtriebswelle 60 ist drehbar der Stator 70 angeordnet. Die Abtriebswelle 60 wirkt somit als Primärsensor, der Stator als Sekundärsensor. Das Bezugszeichen 80 kennzeichnet die integrierte Elektronik, die über das Kabel 90 mit dem zentralen Rechner in Verbindung steht.
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Über den Stator 70 wird die Änderung des Magnetfeldes unter Aufbringung eines Drehmomentes gemessen.
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Somit ist es möglich, den Drehmomentverlauf der Antriebsstationen zu erfassen, wie dies in 1 exemplarisch dargestellt ist.
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Die in den 1 und 2 dargestellten Anordnungen befinden sich in jedem der Flügel und sind relativ zur Längsachse des Rumpfes spiegelsymmetrisch angeordnet.
