DE102019008624B4

DE102019008624B4 - Regelungsverfahren zum Rotieren eines Rades eines Flugzeugfahrwerks

Info

Publication number: DE102019008624B4
Application number: DE102019008624.4A
Authority: DE
Inventors: Ali Yesil
Original assignee: Coco Beteiligungsgesellschaft Mbh
Current assignee: Forbencap De GmbH
Priority date: 2019-12-12
Filing date: 2019-12-12
Publication date: 2022-11-03
Anticipated expiration: 2039-12-13
Also published as: DE102019008624A1

Abstract

Steuerungsverfahren zum Steuern eines Antriebssystems (10) zum Rotieren eines Rades (12) eines Flugzeugfahrwerks (100), das die Schritte aufweist:- Empfangen eines Höhensignals, das eine relative Höhe eines Flugzeuges über einem Erdboden aufweist;- Empfangen eines Geschwindigkeitssignals, das eine Relativgeschwindigkeit eines Flugzeuges relativ zu dem Erdboden aufweist;- Empfangen eines Drehzahlsignals, das eine Ist-Raddrehzahl des Rades (12) aufweist; undwenn sich das Antriebssystem (10) in einer ersten Konfigurierung (1000) befindet, in der das Antriebssystem (10) derart mit dem Rad (12) gekoppelt ist, dass das Rad (12) mittels des Antriebssystems (10) rotierbar ist;- Berechnen einer Soll-Raddrehzahl basierend auf dem Geschwindigkeitssignal;- Vergleichen der Ist-Raddrehzahl mit der berechneten Soll-Raddrehzahl;- Erzeugen eines Steuerbefehls zum Steuern der Raddrehzahl auf die berechnete Soll-Raddrehzahl, solange die Ist-Raddrehzahl nicht mit der Soll-Raddrehzahl übereinstimmt; undwenn das Höhensignal einen ersten vorbestimmten Grenzwert unterschreitet und/oder wenn das Geschwindigkeitssignal einen zweiten vorbestimmten Grenzwert unterschreitet;- Erzeugen eines Schaltbefehls zum Umschalten des Antriebssystems (10) in eine dritte Konfigurierung (3000) des Antriebssystems (10), in der das Antriebssystem (10) von dem Rad (12) entkoppelt ist,- Schalten des Antriebssystems in die erste Konfiguration zu Beginn eines Landeanfluges, wenn ein definierter Grenzwert unterschritten wird, wobei der definierte Grenzwert eine vorbestimmte Entfernung von einem Zielflughafen, ein Unterschreiten einer Grenzhöhe über Grund oder ein Kommando eines Piloten zum Schalten des Antriebssystems in die erste Konfiguration umfasst,- Auswerten des Höhensignals darauf, ob die momentane Flughöhe des Flugzeuges über Grund den definierten Grenzwert unterschreitet, und- Auswerten, ob der erste vorbestimmte Grenzwert und/oder der zweite vorbestimmte Grenzwert nicht unterschritten wird; wobei die beiden Schritte des Auswertens in Form von Dauerschleifen durchgeführt werden.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Antriebssystem zum Rotieren eines Rades eines Flugzeugfahrwerks. Ferner betrifft die vorliegende Erfindung ein Regelungsverfahren zur luftfahrtgerechten Regelung eines solchen Antriebssystems.
Nach heutigem Stand der Technik beginnen Flugzeug-Reifen von landenden Flugzeugen unmittelbar zum Zeitpunkt des Aufsetzens zu blockieren und zu rutschen. Dieses Rutschen wird auch als Schlupf bezeichnet. Im Anschluss an das Rutschen erfahren die Flugzeug-Reifen eine bremsbedingte Beschleunigung, die mit hohen Krafteinwirkungen auf die Flugzeug-Reifen sowie auf das gesamte Fahrwerk verbunden ist.
Ein rutschender Reifen wird durch die Rutschbewegung, d.h. bei dem „Abradieren“ des Reifengummis auf dem Asphalt, derart erhitzt, dass eine kritische Temperatur des Reifengummis überschritten wird. Dabei kommt es zu einem lokalen Aufschmelzen und folglich zum Abrieb (dem „Abradieren“) des Flugzeug-Reifens. Dieses führt neben einer kürzeren Lebensdauer weiterhin zu ökonomisch und ökologisch nachteiligen Konsequenzen. Beispielsweise müssen die Flugzeug-Reifen regelmäßig ausgetauscht und/oder runderneuert werden, was mit höheren jährlichen Ausfallzeiten, höheren Kosten sowie einer erheblichen Umweltbelastung (bspw. durch Aerosolbildung) verbunden ist.
In der Vergangenheit wurden zahlreiche mechanisch und/oder aerodynamisch arbeitende Vorrichtungen und Systeme zur Reduzierung des landebedingten Reifenverschleißes, bspw. durch eine Beschleunigung der Flugzeug-Reifen im Landeanflug, vorgeschlagen.
Keines dieser Systeme hatte jedoch einen kommerziellen Erfolg. Dies beruht u.a. darauf, dass bisherige Systeme und/oder Vorrichtungen eine hohe (mechanische) Komplexität und eine geringe Antriebs- / Beschleunigungsleistung aufweisen. Zudem resultiert der Einbau der bekannten Vorrichtungen und/oder Systeme oftmals in einer Gewichtszunahme des Flugzeuggesamtgewichts, die wiederrum zu einem erhöhten Treibstoffbedarf und dadurch zu höheren Treibstoffkosten und Treibstoffemissionen führt. Weiterhin mangelt es bei den bekannten Systemen und/oder Vorrichtungen an der allgemein zu gewährleistenden Flug-Sicherheit.
Beispielsweise ist es bekannt, Flugzeug-Reifen unter Verwendung von elektromotorischen Antrieben vor dem Aufsetzen auf die Landebahn auf eine sogenannte äquivalente Landegeschwindigkeit zu beschleunigen. Der grundlegende Gedanke dabei ist, jeden Reifen eines Hauptfahrwerkes eines Flugzeuges mit einem Elektromotor (z.B. mit einem Radnabenmotor) auszustatten und die Antriebsleistung, die sich aus der Umwandlung von elektrischer Leistung in mechanische Leistung ergibt, direkt an den einzelnen Reifen bereitzustellen. Aus der EP 3 038 901 B1 ist ein solches beispielhaftes System bekannt. Weiterer Stand der Technik ist in der EP 2 882 644 B1 sowie in der US 2006 / 0 065 779 A1 offenbart.
Allerdings hat sich die Implementierung von elektromotorischen Antrieben, die dem Zweck des Antreibens von Flugzeug-Reifen vor der Landung (Pre-Rotation) dienen, aufgrund der zunehmenden System-Komplexität von Flugzeugen und des damit verbundenen Wartungsmehraufwandes als wenig zielführend herausgestellt.
Nicht zuletzt wurde die Einsetzbarkeit von Elektromotoren zum Antreiben von Flugzeug-Reifen vor der Landung durch kürzlich eingeleitete Bestrebungen der Luftfahrtindustrie weiterhin geschmälert.
Die Luftfahrtindustrie hat sich nämlich zum Ziel gesetzt, den Elektrifizierungsgrad eines Flugzeuges zu erhöhen, was insbesondere auf ökonomische und ökologische Anforderungen zurückzuführen ist. Beispielsweise ist eine wesentliche Emissionsquelle der Luftfahrtindustrie der Flugzeug-Betrieb am Boden.
Ein Rollen der Flugzeug-Reifen über die Landebahn und das Flughafengelände erfolgt bisher bspw. unter Ausnutzung eines Leerlaufschubs (engl.: idle) der Haupttriebwerke. Der Leerlauf ist ein Zustand, in dem das Triebwerk sehr ineffizient arbeitet und somit Treibstoff auch dann verschwendet wird, wenn kein Antriebsschub benötigt wird (z.B. beim Abbremsen oder Anhalten des Flugzeugs). Darüber hinaus erzeugen Triebwerke hohe Geräuschemissionen.
Um die oben aufgeführten Probleme des Bodenbetriebes von Flugzeugen bewältigen zu können, macht die Luftfahrtindustrie Anstrengungen, einen Wandel weg vom konventionellen, triebwerksbasierten Boden-Betrieb hin zu einem elektrischen Boden-Betrieb zu vollziehen. Dabei ist es vorgesehen, dass zukünftige Flugzeuge mit Hilfe von elektromotorischen Antrieben, die elektrische Energie in mechanische Antriebsenergie umwandeln und am Fahrwerk angebracht sind, im Bodenbetrieb beschleunigt und gebremst werden, so dass auf den Einsatz von konventionellen Triebwerken verzichtet werden kann. Diese elektrifizierten Flugzeuge werden unter dem Sammelbegriff More Electric Aircraft (MEA) zusammengefasst.
Aufgrund der bereits festgesetzten Bestrebung der Luftfahrtindustrie, elektromotorische Antriebe zum Antreiben von Flugzeugreifen im Bodenbetrieb zu verwenden, kommt es bei der Frage nach der Einsetzbarkeit solcher elektromotorischer Antriebe zum Antreiben von Flugzeugreifen vor der Landung des Flugzeuges nun zu folgender Problematik.
Für den Bodenbetrieb müssen die elektromotorischen Antriebe nämlich auf eine sehr geringe Drehzahl bei gleichzeitig sehr hohem Drehmoment ausgelegt werden, da die gesamte Flugzeugmasse verteilt auf die einzelnen Flugzeug-Reifen beschleunigt und abgebremst werden muss. Hingegen müssen die elektromotorischen Antriebe zum Antreiben der Flugzeug-Reifen vor der Ladung auf eine vergleichsweise hohe Drehzahl und ein vergleichsweises geringes Drehmoment ausgelegt werden, da vor der Landung lediglich die träge Masse des jeweiligen Flugzeug-Reifens beschleunigt werden muss. Diese beiden Betriebsgrößen können im Regelfall nur bedingt durch ein und denselben elektromotorischen Antrieb bereitgestellt werden.
Daher ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung ein System bereitzustellen, durch welches die Vorteile eines reinen Antreibens eines Flugzeugreifens während des Landeanfluges und die Vorteile eines Antreibens des Flugzeugreifens am Boden verbindbar sind. Ferner ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren zum Regeln eines solchem Antriebssystems bereitzustellen.
Die Aufgabe wird durch ein Antriebssystem zum Rotieren eines Rades eines Flugzeugfahrwerks gelöst, wobei das Antriebssystem einen Motor, ein Abtriebsrad, das mit dem Rad gekoppelt ist, und ein Getriebe aufweist. Das Getriebe weist ferner ein erstes Antriebsritzel und ein zweites Antriebsritzel auf und ist dazu ausgebildet, in einer ersten Konfigurierung des Antriebssystems, in der das Getriebe über das erste Antriebsritzel mit dem Abtriebsrad gekoppelt ist, Bewegungsgrößen des Motors gemäß einem ersten Übersetzungsverhältnis auf das Abtriebsrad zu übertragen, und in einer zweiten Konfigurierung des Antriebssystems, in der das Getriebe über das zweite Antriebsritzel mit dem Abtriebsrad gekoppelt ist, Bewegungsgrößen des Motors gemäß einem zweiten Übersetzungsverhältnis auf das Abtriebsrad zu übertragen, wobei sich das erste Übersetzungsverhältnis von dem zweiten Übersetzungsverhältnis unterscheidet.
Im Rahmen der vorliegenden Erfindung wird die oben formulierte Aufgabe durch ein (vorzugsweise elektrisch arbeitendes) Antriebssystem gelöst, das dazu dient, einen oder mehrere Flugzeug-Reifen während eines Landeanfluges des Flugzeuges auf eine äquivalente Landegeschwindigkeit zu beschleunigen.
Unter dem Begriff „äquivalente Landegeschwindigkeit“ wird vorliegend eine Reifenumfangsgeschwindigkeit des Flugzeug-Reifens nach der Beschleunigung durch das Antriebssystem verstanden, die vorzugsweise gleich einer translatorischen Geschwindigkeit des Flugzeuges im Zeitpunkt des Aufsetzens auf die Landebahn entspricht. Das heißt also mit anderen Worten, dass eine Tangentialgeschwindigkeit des Flugzeug-Reifens vorzugsweise einer translatorischen Geschwindigkeit des Flugzeuges im Moment des Aufsetzens auf der Landebahn entspricht.
Das Getriebe gemäß der vorliegenden Erfindung ist vorzugsweise derart ausgebildet, dass es Bewegungsgrößen des Motors überträgt. Unter dem Begriff „Bewegungsgrößen“ werden vorliegend, nicht abschließend aufgezählt, verstanden: eine Drehzahl des Motors, ein Drehmoment des Motors, eine oder mehrere Kräfte des Motors und/oder eine Drehrichtung des Motors.
Unter dem Begriff „gekoppelt“ wird vorliegend verstanden, dass beispielsweise das erste Antriebsritzel mit dem Abtriebsrad in Eingriff steht bzw. mit diesem kämmt.
Bei dem Begriff des „Getriebes“ kann es sich vorliegend um beliebige Getriebearten handeln, die einzeln oder in beliebiger Kombination miteinander verbaut werden können. Vorzugsweise handelt es sich bei dem Getriebe um ein einstufiges oder mehrstufiges Stirnradgetriebe.
Bei dem Motor handelt es sich beispielsweise um einen elektromotorischen Antrieb bzw. um einen Elektromotor. Andere, alternative Antriebsarten (beispielsweise pneumatische Antriebe) können alternativ oder ergänzend verwendet werden.
Durch das Antreiben / Beschleunigen des Flugzeug-Reifens auf eine Umfangsgeschwindigkeit nahe oder gleich der Landegeschwindigkeit kann der landebedingte Reifenverschleiß reduziert werden. Das Antriebssystem ermöglicht somit eine ressourcenarme, synergetische Kopplung von einem Antriebssystem zum Antreiben eines Flugzeug-Reifens im Bodenbetrieb mit einem Antriebssystem zum Antreiben eines Flugzeug-Reifens während des Landeanfluges (vor dem Aufsetzen auf der Landebahn). Hierdurch wird eine kosteneffiziente und kommerziell vielversprechende Alternative zu bestehenden Systemen geboten.
Durch das Antriebssystem, insbesondere durch die erste und zweite Konfiguration, wird somit ein Antreiben des Flugzeug-Reifens vor der Landung sowie ein Antreiben des Flugzeug-Reifens im Bodenbetrieb mit ein und demselben Motor ermöglicht. Hierbei wird das Antreiben des Flugzeug-Reifens vor der Landung vorzugsweise durch das Übertragen der Bewegungsgrößen des Motors gemäß dem ersten Übersetzungsverhältnis auf das Abtriebsrad ermöglicht. Das Antreiben des Flugzeug-Reifens im Bodenbetrieb wird hingegen vorzugsweise durch das Übertragen der Bewegungsgrößen des Motors gemäß dem zweiten Übersetzungsverhältnis auf das Abtriebsrad ermöglicht.
Im Gegensatz zu der vorliegenden Erfindung zeigt die oben genannte EP 3 038 901 B1 nur einen einzigen Betriebsmodus eines Getriebes, in dem sich Zahnräder des Getriebes in einem eingegriffenen Zustand befinden. Hierbei ist im Gegensatz zu dem erfindungsgemäßen Antriebssystem lediglich die Übertragung eines einzigen Drehmoments möglich. Somit kann durch dieses Antriebssystem lediglich ein Bodenbetrieb realisiert werden.
Das Antriebssystem ist vorzugsweise derart ausgeführt, dass eines oder mehrere Antriebssysteme pro Flugzeugfahrwerk zum Einsatz kommen. Bspw. können bei einem Flugzeug mit einem Hauptfahrwerk, das zwei Räder aufweist, und zwei Nebenfahrwerken, die jeweils zwei Räder aufweisen, sechs Antriebssysteme zum Einsatz kommen. Es ist also vorzugsweise möglich, dass pro Rad ein Antriebssystem zum Einsatz kommt oder das Antriebssystem derart modifiziert ist, dass es zum Antreiben von zwei Rädern ausgebildet ist.
Ferner wird erfindungsgemäß ein Steuerungsverfahren zum Steuern eines Antriebssystems zum Rotieren eines Rades eines Flugzeugfahrwerks mit den Merkmalen des unabhängigen Anspruchs 1 bereitgestellt.
Besonders bevorzugt ist es auch, wenn ein Computerprogrammprodukt bereitgestellt wird, das auf einem Prozessor ausführbar ist, wobei der Prozessor dazu eingerichtet ist, das erfindungsgemäße Regelungsverfahren auszuführen.
Bei Kenntnis der Fluggeschwindigkeit über Grund lässt sich mittels des erfindungsgemäßen Regelungsverfahren vorzugsweise zu einem beliebigen Zeitpunkt während des Landeanfluges die Solldrehzahl n_soll des jeweiligen Rades des Flugzeugtriebwerks berechnen. Das Drehzahlsignal umfasst dabei vorzugsweise nicht nur die Drehzahl eines Rades, sondern von einer Vielzahl von Rädern des Flugzeuges. Die Solldrehzahl beschreibt diejenige Drehzahl, die das Rad beim Aufsetzen auf der Landebahn aufweist, um die Tangentialgeschwindigkeit des Rades an die translatorische Aufsetzgeschwindigkeit des Flugzeuges anzugleichen (d.h. n_Rad = n_Soll). In diesem Zustand herrscht sozusagen 100 % Vorrotation, was einer Relativgeschwindigkeit von null gleichkommt. Die Solldrehzahl n_Soll (in Umdrehungen pro Minute, RPM) hängt über den entsprechenden Reifendurchmesser mit der Fluggeschwindigkeit über Grund zusammen.
Um sicherzustellen, dass das Antriebssystem vor dem Aufsetzen auf der Landebahn rechtzeitig vom Rad entkoppelt, d.h. in die dritte Konfiguration geschaltet, wird, kann die Flughöhe und/oder die Fluggeschwindigkeit als Trigger (d.h. als der erste Grenzwert) verwendet werden, die jeweils über das Höhensignal und das Geschwindigkeitssignal erfassbar ist. Der zweite Grenzwert, der als alternativer oder ergänzender Umschalt-Trigger verwendet werden kann, kann bspw. eine vorbestimmte Landegeschwindigkeit vor dem Aufsetzen verwendet werden.
Mit dem erfindungsgemäßen Steuerungsverfahren wird eine Steuerung des Motors bzw. der Motoren (im Falle, wenn ein Antriebssystem pro Flugzeug-Rad bzw. Radpaar verwendet wird) während des Landeanfluges gewährleistet, die vorzugsweise den sicherheitskritischen Voraussetzungen der Luftfahrt entspricht und eine umfassende Sicherheit gewährleistet. Zu Beginn des Landeanfluges befindet sich das Antriebssystem bspw. in der ersten Konfiguration oder wird in diese manuell oder vorzugsweise auch mittels des Regelungsverfahrens geschaltet, bspw. wenn ein definierter Grenzwert (bspw. vorbestimmte Entfernung vom Zielflughafen) unterschritten wird. In der ersten Konfiguration ist der mechanische Antriebsstrang zwischen Motor und Rad hergestellt. Bspw. kann ein Schalten in die erste Konfiguration auch bei Unterschreiten einer weiteren Grenzhöhe über Grund ausgelöst werden. Alternativ wäre diesbezüglich auch ein Kommando durch den Piloten zum Schalten des Antriebssystems in die erste Konfiguration möglich. Die Fahrwerke befinden sich zu diesem Zeitpunkt noch im Fahrwerksschacht. Nachdem die Hauptfahrwerke ausgefahren werden, erhält bspw. ein Motorcontroller ein vom Prozessor verarbeitetes Signal, dass sich alle Hauptfahrwerke in verriegelter Position befinden. In nächsten Schritt wird durch das erfindungsgemäße Verfahren vorzugsweise durch Auswertung des Höhensignals geprüft, ob die momentane Flughöhe über Grund unterhalb der maximalen Grenzhöhe liegt. Gleichzeitig wird sichergestellt, dass eine minimale Grenzhöhe (erster Grenzwert) und/oder eine vorbestimmte Landegeschwindigkeit (zweiter Grenzwert) nicht unterschritten ist, da das Antriebssystem sonst in die dritte Konfiguration geschaltet wird, in der das Antriebssystem von dem Rad entkoppelt ist, so dass keine Kräfteübertragung von dem Getriebe auf das Rad mehr möglich ist. Die beiden zuletzt genannten Verfahrensschritte können bspw. in Form von Dauerschleifen programmiert sein und vorzugsweise unabhängig von übrigen Verfahrensschritten, bspw. kontinuierlich durchgeführt werden. Dadurch kann gewährleistet werden, dass der Antrieb rechtzeitig vor dem Aufsetzen auf der Landebahn entkoppelt (d.h. in die dritte Konfiguration geschaltet) wird.
Anschließend geht das Verfahren vorzugsweise in einen Regelkreis über. Hier ist zunächst zu prüfen, ob die aus der Fluggeschwindigkeit über Grund errechnete Solldrehzahl größer als die Ist-Drehzahl (Raddrehzahl) ist. Da das Rad sich bis zu diesem Zeitpunkt im Stillstand befand, die zuvor genannte Bedingung also wahr ist, folgt eine drehzahlgeregelte Steuerung der Motoren zur Beschleunigung der Flugzeugräder. Sobald die Ist- und die Solldrehzahl des Rades übereinstimmen, wird der Motor vorzugsweise derart angesteuert, dass über den Antriebsstrang eine konstante, der Solldrehzahl entsprechende Raddrehzahl aufrechterhalten werden kann. Da sich die relative Geschwindigkeit über dem Erdboden während des Landeanfluges verändert, ermöglicht die erläuterte Regelstrategie ein nachträgliches Anpassen der Raddrehzahl an die variierende Solldrehzahl.
Sobald eine Unterschreitung der minimalen Grenzflughöhe (erster Grenzwert) detektiert wird, wird das Antriebssystem (d.h. bspw. das erste Antriebsritzel) von dem Abtriebsrad entkoppelt. Im Anschluss erfolgt vorzugsweise ein kontrolliertes Herunterregeln der Motordrehzahl. In der Praxis lässt sich das erläuterte Konzept durch einen gängigen Drehzahlregelkreis realisieren.
In einer Ausgestaltung des Antriebssystems wird in dem ersten Übersetzungsverhältnis eine Ausgangsdrehzahl des Motors in eine erste Drehzahl des ersten Antriebsritzels übersetzt, und in dem zweiten Übersetzungsverhältnis die Ausgangsdrehzahl des Motors in eine zweite Drehzahl des zweiten Antriebsritzels übersetzt, wobei sich die erste Drehzahl von der zweiten Drehzahl unterscheidet.
Das heißt also, dass in dieser Ausgestaltung die erste Konfiguration einem Antreiben des Flugzeug-Reifens in der Luft, d.h. im Landeanflug des Flugzeuges, entspricht, wohingegen die zweite Konfiguration einem Antreiben des Flugzeug-Reifens im Bodenbetrieb des Flugzeuges entspricht.
Ein Vorteil dieser Ausgestaltung ist, dass unter Verwendung lediglich eines Motors, die Bewegungsgrößen desselben in unterschiedlicher Art und Weise, nämlich mittels des ersten Übersetzungsverhältnisses (z.B. niedrige Drehzahl, hohes Drehmoment) und des zweiten Übersetzungsverhältnisses (z.B. hohe Drehzahl, niedriges Drehmoment), auf das Abtriebsrad und somit auf den mit diesem vorzugsweise gekoppelten Flugzeug-Reifen übertragen werden.
Die erste Drehzahl unterscheidet sich von der zweiten Drehzahl vorzugsweise dahingehend, dass die erste Drehzahl beispielsweise größer als die zweite Drehzahl ist. In einer solchen vorteilhaften Ausgestaltung ist die erste Drehzahl bspw. in der ersten Konfiguration, bspw. über eine Wahl des ersten Übersetzungsverhältnisses des Getriebes, derart gewählt, dass ein Antreiben des Rades bzw. der Räder des Flugzeuges vor der Landung, d.h. in der Luft, ermöglicht ist. Die zweite Drehzahl ist dagegen vorzugsweise kleiner als die erste Drehzahl, so dass in der zweiten Konfiguration, bspw. über eine Wahl des zweiten Übersetzungsverhältnisses des Getriebes, ein Antreiben des Rades bzw. der Räder des Flugzeuges am Boden, d.h. im Boden- bzw. Taxibetrieb, möglich ist.
In einer weiteren Ausgestaltung weist das Antriebssystem ferner einen Schaltmechanismus auf, der dazu ausgebildet ist, zumindest zwischen der ersten Konfigurierung und der zweiten Konfigurierung zu schalten.
Unter dem Begriff „Schaltmechanismus“ wird vorliegend eine Vorrichtung zum Schalten zwischen zumindest der ersten und der zweiten Konfiguration verstanden. Der Schaltmechanismus kann vorzugsweise mechanisch, pneumatisch, elektrisch und/oder magnetisch aktuiert sein. Das heißt mit anderen Worten, dass der Schaltmechanismus vorzugsweise zumindest entweder das erste Antriebsritzel mit dem Abtriebsrad in Eingriff bringt oder das zweite Antriebsritzel mit dem Abtriebsrad in Eingriff bringt.
Ein Vorteil dieser Ausgestaltung ist, dass durch das Hin- und Herschalten zwischen zumindest der ersten und zweiten Konfiguration sich voneinander unterscheidende Bewegungsgrößen übertragbar sind.
In einer weiteren Ausgestaltung weist der Schaltmechanismus ferner einen Aktuator auf, der mit einem Teil des Motors gekoppelt ist und dazu ausgebildet ist, den Motor um eine erste Schwenkachse zu schwenken.
Bei dem Aktuator kann es sich beispielsweise um einen Linearantrieb (z.B. eine Tauchspule oder ein Linearmotor) oder um einen rotierenden Antrieb (z.B. ein Stellmotor) handeln.
Das Getriebe ist also vorzugsweise derart an dem Motor bzw. an dem Antriebssystem angeordnet, dass es mit dem Motor um die erste Schwenkachse schwenkbar ist. Somit kann mittels des Schaltmechanismus zwischen der ersten Konfiguration und der zweiten Konfiguration geschaltet werden.
Ein Vorteil dieser Ausgestaltung ist, dass durch eine Bewegung des Aktuators entlang zumindest einer Bewegungsachse (z.B. im Falle eines Linearmotors) oder um eine Bewegungsachse (z.B. im Falle eines Stellmotors) ein Umschalten zwischen zumindest der ersten Konfiguration und der zweiten Konfiguration gewährleistet ist.
In einer weiteren Ausgestaltung weist das Getriebe ferner eine Eingangswelle, eine erste Ausgangswelle und eine zweite Ausgangswelle auf, wobei das Getriebe über die Eingangswelle mit dem Motor gekoppelt ist, das erste Antriebsritzel mit der ersten Ausgangswelle gekoppelt ist, und das zweite Antriebsritzel mit der zweiten Ausgangswelle gekoppelt ist.
Ein Vorteil dieser Ausgestaltung ist, dass unter Verwendung lediglich eines Motors, die Bewegungsgrößen desselben in unterschiedlicher Art und Weise gleichzeitig auf die erste Ausgangswelle und die zweite Ausgangswelle übertragen werden. Beispielsweise wird auf die erste Ausgangswelle eine durch den Motor hervorgerufene niedrige Drehzahl übertragen, wohingegen auf die zweite Ausgangswelle vorzugsweise eine hohe Drehzahl übertragen wird.
In einer weiteren Ausgestaltung weist das Antriebsystem ferner eine dritte Konfigurierung auf, in der sowohl das erste Antriebsritzel und das zweite Antriebsritzel von dem Abtriebsrad entkoppelt sind.
Das heißt also mit anderen Worten, dass in der dritten Konfiguration weder das erste Antriebsritzel noch das zweite Antriebsritzel mit dem Abtriebsrad in Eingriff steht bzw. kämmt. Somit werden in der dritten Konfiguration die Bewegungsgrößen des Motors nicht auf das Abtriebsrad übertragen. Die dritte Konfiguration entspricht somit vorzugsweise einer Leerlaufstellung des Antriebssystems.
In der dritten Konfiguration ist der Schaltmechanismus vorzugsweise ferner dazu ausgebildet, das Getriebe um die erste Schwenkachse in den entkoppelten Zustand (die Leerlaufstellung) zu schwenken.
In einer weiteren Ausgestaltung sind die Eingangswelle und die erste Ausgangswelle einstückig ausgeführt und weisen eine gemeinsame Rotationsachse auf.
Unter der Formulierung „einstückig ausgeführt“ ist vorliegend zu verstehen, dass die Eingangswelle und die erste Ausgangswelle ein und dieselbe Welle sind.
Ein Vorteil dieser Ausgestaltung ist, dass hierdurch ein Direktantrieb bereitgestellt werden kann, bei dem die Bewegungsgrößen des Motors vorzugsweise unverändert (d.h. mit einem Übersetzungsverhältnis zwischen der Eingangswelle des Getriebes zu der ersten Ausgangswelle des Getriebes von 1:1) übertragen werden. Hierdurch kann zwischen der Eingangswelle und der ersten Ausgangswelle auf ein zusätzliches, axial angeordnetes Getriebe (bspw. ein Planetengetriebe) verzichtet werden.
Es versteht sich, dass die vorstehend genannten und die nachstehend noch zu erläuternden Merkmale nicht nur einzeln oder in der jeweils angegebenen Kombination, sondern auch in anderen Kombinationen verwendbar sind, ohne den Rahmen der vorliegenden Erfindung zu verlassen.
Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in den Zeichnungen dargestellt und werden in der nachfolgenden Beschreibung näher erläutert. Es zeigen:

1 eine schematische Ansicht eines Flugzeugfahrwerks mit einem Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Antriebssystems;
2 eine Detailansicht eines Ausschnittes der in 1 gezeigten Ansicht;
3 eine Detailansicht eines Teils des erfindungsgemäßen Antriebssystems;
4 eine Detailansicht von Teilen des erfindungsgemäßen Antriebssystems;
5 eine schematische Darstellung dreier verschiedener Konfigurationen des Antriebssystems; und
6 eine schematische Darstellung eines zweiten Ausführungsbeispiels.

1 zeigt ein erstes Ausführungsbeispiel eines Antriebssystems zum Rotieren eines Rades eines Flugzeugfahrwerks. Das Flugzeugfahrwerk ist in seiner Gesamtheit mit der Bezugsziffer 100 bezeichnet und weist vorliegend ein Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Antriebssystems auf, das mit der Bezugsziffer 10 bezeichnet ist.
Das in 1 gezeigte Flugzeugfahrwerk 100 ist beispielsweise ein Hauptfahrwerk eines Flugzeuges. Aus Gründen der Übersichtlichkeit ist in 1 lediglich ein Rad 12 des Flugzeugfahrwerks 100 dargestellt. Ein solches Flugzeugfahrwerk 100 mit zwei Rädern 12 kommt beispielsweise bei herkömmlichen Kurz- oder Mittelstrecken-Flugzeugen (z.B. Airbus A320 oder A321) zum Einsatz. Das erfindungsgemäße Antriebssystem kann jedoch ebenso bei Flugzeugen zum Einsatz kommen, deren Fahrwerke jeweils mehr als zwei Räder umfassen.
Das Flugzeugfahrwerk 100 weist in dem in 1 gezeigten Fall einen Stoßdämpfer 14 auf, der beispielsweise als Luft-Öl-Hydraulik Stoßdämpfer ausgeführt sein kann. Der Stoßdämpfer 14 weist vorzugsweise ein erstes ein- und ausfahrbares Stoßdämpferbein 16 sowie ein zweites Stoßdämpferbein auf, an dem das erste Stoßdämpferbein 16 derart angeordnet ist, dass es ein- und ausfahrbar ist, um somit eine Dämpfung hervorzurufen (nicht gezeigt). Das obere Stoßdämpferbein kann beispielsweise an einem Flugzeugrumpf oder einem Flügel eines Flugzeuges montiert sein (nicht dargestellt).
An einem unteren Ende des ersten Stoßdämpferbeins 16 ist eine Radachse 18 angeordnet. Die Radachse 18 steht beidseitig von dem ersten Stoßdämpferbein 16 ab und bildet in dieser Anordnung gemeinsam mit dem ersten Stoßdämpferbein sozusagen ein umgedrehtes T. An der Radachse 18 ist aus Gründen der Symmetrie lediglich eines der Räder des Radpaares, nämlich das Rad 12 drehbar angeordnet. Das Rad 12 kann beispielsweise auf einer Radnabe 20 montiert sein. Eine solche Radnabe 20 ist exemplarisch an der aus Gründen der Übersichtlichkeit ohne Rad dargestellten Seite der Radachse 18 gezeigt. Die Radachse 18 greift in montiertem Zustand des Rades 12 vorzugsweise in eine nicht dargestellte Radlagerung des Rades 12 ein, so dass das Rad vorzugsweise nahezu reibungsfrei um die Radachse 18 drehbar ist. Die Radachse 18 bildet sozusagen eine Rotationsachse des Rades 12.
Vorzugsweise sind auf einer Innenseite einer Radfelge des Rades 12 zur Aufnahme von Rotorscheiben einer Bremsanlage 22 materialverstärkte Nutführungen (bspw. stahlverstärkte Nutführungen) vorgesehen. Das Rad 12 wird bei der Montage axial auf die Radachse 18 geschoben und vorzugsweise mit der Bremsanlage 22 reversibel lösbar verbunden. Die Bremsanlage 22 ist dazu eingerichtet, das Rad 12 bzw. die Räder 12 abzubremsen.
Das Antriebssystem 10 weist einen Motor 24 auf. Der Motor 24 ist vorzugsweise als Elektromotor ausgestaltet, wobei bspw. ein Drehstrom-Asynchronmotor, ein DrehstromSynchronmotor, ein Kaskadenmotor, ein bürstenloser Gleichstrommotor, ein Wechselstrommotor, ein Reluktanzmotor oder eine Transversalflussmaschine zum Einsatz kommen kann. Grundsätzlich können auch nicht-elektrische Motoren zum Einsatz kommen.
Ferner weist das Antriebssystem 10 ein Abtriebsrad 26 auf, das vorliegend über mehrere Schraubverbindungen 27 mit der Radnabe 20 gekoppelt ist. Grundsätzlich sind jedoch auch andere Verbindungsarten zwischen dem Abtriebsrad 26 und der Radnabe 20 denkbar. Das Abtriebsrad 26 ist derart an der Radnabe 20 befestigt, dass es sich mit dem anzutreibenden Rad 12 schlupffrei mit dreht. Das Abtriebsrad 26 ist in 1 als Wälzzahnrad dargestellt. Alternativ wäre auch die Verwendung eines ein- oder mehrstufigen Kettenrades denkbar.
Der Elektromotor 24 ist im vorliegenden Fall über eine Eingangswelle 28 mit einem Getriebe 30 gekoppelt. Das Getriebe 30 ist vorliegend als einstufiges Getriebe ausgeführt, wobei grundsätzlich auch zwei oder mehrstufige Getriebe einsetzbar sind (siehe bspw. 6). Das Getriebe 30 weist vorliegend ein erstes Getrieberitzel 32 und ein zweites Getrieberitzel 34 auf, auf deren Funktion nachstehend noch weiter eingegangen werden wird. Das Getriebe 30 ist vorliegend aus Gründen der Einsehbarkeit in 1 ohne ein Getriebegehäuse 36 dargestellt.
Der Motor 24 überträgt eine elektrische Antriebsleistung in Form von motorischen Bewegungsgrößen, bspw. Drehmoment und Drehzahl, über die Eingangswelle 28 (siehe auch 6).
Im Folgenden wird auf die in 2 gezeigte Detailansicht der 1 Bezug genommen. Das Antriebssystem 10 weist vorzugsweise einen Schaltmechanismus 38 auf. In einer möglichen Ausgestaltung des bevorzugten Schaltmechanismus 38 weist der Motor 24 bzw. ein Motorgehäuse 25 eine in einer radialen Richtung hervorstehende erste Lasche 40 auf. Die erste Lasche 40 ist schwenkbar über einen Aktuator 42 mit einer zweiten Lasche 44 verbunden, die an einer Montagehalterung 46 angeordnet ist. Die erste Lasche 40 und die zweite Lasche 44 sind beispielsweise mittels eines Bolzens drehbar verbunden und weisen eine gemeinsame erste Rotationsachse 41 auf. Die erste Rotationsache 41 ist sozusagen eine Schwenkachse 41, um die das Getriebe mittels des Schaltmechanismus 38 geschwenkt werden kann. Der Aktuator 42 kann beispielsweise ein Linearmotor sein. Grundsätzlich sind in anderen Ausgestaltungen des Schaltmechanismus 38 auch nicht-Linearantriebe als Aktuator denkbar.
Das Motorgehäuse 25 weist ferner eine in radialer Richtung hervorstehende dritte Lasche 48 auf, die entlang einer Umfangsrichtung des Motors versetzt zu der ersten Lasche 40 angeordnet ist. Mittels der dritten Lasche 48 ist der Motor 24 schwenkbar, bspw. über einen Bolzen, mit einem ersten Ende des Aktuators 42 verbunden. Der Aktuator 42 ist also mit anderen Worten mit einem Teil des Motors 24, nämlich vorliegend mit der dritten Lasche 48 gekoppelt. Der Aktuator 42 dient sozusagen als Kupplung zwischen der zweiten Lasche 44 der Montagehalterung 46 und der dritten Lasche 48 des Motors 24.
Der Aktuator 42 weist ferner ein dem ersten Ende gegenüberliegendes zweites Ende auf, das schwenkbar mit einer vierten Lasche 50 der Montagehalterung 46 verbunden ist. Die Montagehalterung 46 ist vorzugsweise drehfest mit einem Teil des Flugzeugfahrwerks 100 verbunden, wobei bspw. eine Kopplung an dem ersten Stoßdämpferbein 16 denkbar wäre. Somit ist der Schaltmechanismus 38 dazu ausgebildet, den Motor 24 und somit vorzugsweise das Getriebe 30 um eine erste Schwenkachse zu schwenken (siehe 4).
Es sei erwähnt, dass die erste und die dritte Lasche 40, 48 grundsätzlich auch in radialer Richtung hervorstehend an dem Getriebegehäuse 36 angeordnet sein können. Ferner ist es denkbar, dass der Motor 24 und das Getriebe 30 in einem gemeinsamen Gehäuse angeordnet sind und die erste und die dritte Lasche 40, 48 von diesem gemeinsamen Gehäuse in radialer Richtung hervorstehen. In der hier gezeigten Ausführung ist das Motorgehäuse 25 drehfest mit dem Getriebegehäuse 36 verbunden. Bspw. können die beiden Gehäuse 25, 36 miteinander verschraubt, jedoch auch verschweißt oder verlötet sein. Alternativ ist, wie oben erwähnt, denkbar, dass sie als ein gemeinsames, einstückiges Gehäuse, bspw. als Spritzgussteil, hergestellt sind.
In den 3 und 4 ist jeweils ein Teil eines Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Antriebssystems dargestellt. Auf der Eingangswelle 28 ist vorliegend das erste Getrieberitzel 32 angeordnet. Das erste Getrieberitzel 32 ist bspw. ein Stirnzahnrad oder Wälzzahlrad und ist vorzugsweise drehfest mit der Eingangswelle 28 gekoppelt. Bspw. ist das Getrieberitzel 32 mit der Eingangswelle 28 formschlüssig (z.B. mittels Passfeder, Keilverbindung, etc.), kraftschlüssig (z.B. mittels Pressverbindung, Spannelemente, Klemmverbindung, etc.), stoffschlüssig (z.B. Schweißen, Löten, Kleben), oder durch beliebige Kombinationen der vorgennannten Schlussarten drehfest verbunden. Das Getriebe 30 weist ferner eine erste Ausgangswelle 52 auf. Vorliegend ist die Eingangswelle 28 und die erste Ausgangswelle 52 als einstückige Welle, d.h. als durchgehende Welle ausgeführt.
Auf der ersten Ausgangswelle 52 ist ein erstes Antriebsritzel 54 angeordnet. Vorzugsweise ist das erste Antriebsritzel 54 an einem stirnseitigen Endbereich auf die erste Ausgangswelle 52 aufgeschoben und mit dieser drehfest (bspw. aufgeschrumpft) verbunden.
In einer parallelen Anordnung zu der ersten Ausgangswelle 52 bzw. der Eingangswelle 28 weist das Getriebe ferner vorzugsweise eine zweite Ausgangswelle 56 auf. An einem ersten stirnseitigen Ende der zweiten Ausgangswelle 56 ist das zweite Getrieberitzel 34 angeordnet. An einem dem ersten stirnseitigen Ende gegenüberliegenden zweiten stirnseitigen Ende der zweiten Ausgangswelle 56 ist ein zweites Antriebsritzel 58 angeordnet. Die Befestigung des zweiten Getrieberitzels 34 sowie des zweiten Antriebsritzels 58 erfolgt analog zu der des ersten Getrieberitzels 32 sowie des ersten Antriebsritzels 54, d.h. drehfest und bspw. durch aufschrumpfen. Das erste Antriebsritzel 54 und das zweite Antriebsritzel 58 sind vorzugs- weise als zueinander identische Ritzel ausgeführt, d.h. unterscheiden sich vorzugsweise nicht in ihrem Durchmesser und ihrer Zähnezahl.
Die Getrieberitzel 32, 34 sind vorzugsweise kraftschlüssig miteinander verbunden, d.h. stehen miteinander in Eingriff und bilden somit sozusagen ein einstufiges Stirnradgetriebe. Das erste Getrieberitzel 32 weist vorzugsweise einen kleineren Teilkreisdurchmesser als das zweite Getrieberitzel 34 auf. Das Stirnradgetriebe 30 weist das Getriebegehäuse 36 auf, das auf einer radabgewandten Gehäuseseite fest mit dem Gehäuse 25 des Motors 24 verbunden ist und auf einer radzugewandten Gehäuseseite zwei Durchgangslöcher für die ausgehende erste und zweite Ausgangswelle 52, 56 aufweist. Jede der Ausgangswellen ist innerhalb des Getriebegehäuses 36 jeweils an zwei Lagerstellen (z.B. Kugellagerungen) drehbar gelagert. Das Getriebegehäuse 36 dient dem Schutz des Stirnradgetriebes vor Verschmutzung und ermöglicht zugleich eine starre und robuste Verbindung mit dem Gehäuse 25 des Motors 24. Das Getriebegehäuse 36 ist vorzugsweise als Aluminium-Druckgussteil ausgeführt.
Im folgenden Absatz soll auf die generelle Funktionsweise sowie Kraftübertragung gangen werden.
In Anbetracht der zuvor beschriebenen Anordnung der Getrieberitzel 32, 34 sowie der Antriebsritzel 54, 58 an der ersten und zweiten Ausgangswelle 52, 56 des Getriebes 30 ist die Übertragung von sich unterscheidenden Bewegungsgrößen auf die erste Ausgangswelle 52 im Vergleich zu der zweiten Ausgangswelle 56 möglich. Die Bewegungsgrößen (z.B. Drehzahl, Drehmoment) der ersten Ausgangswelle 52 sind vorzugsweise identisch zu den Bewegungsgrößen, die von dem Motors 24 generiert und über die Eingangswelle 28 übertragen werden. Dies entspricht definitionsgemäß einem direkten, unübersetzten Antrieb zwischen dem Motor 24 und der ersten Ausgangswelle 52.
Der direkte Antrieb eignet sich vorzugsweise zum Antreiben von Flugzeugrädern 12 vor der Landung, da aufgrund der hohen translatorischen Landegeschwindigkeit des Flugzeugs eine hohe Drehzahl zum Antreiben der Räder 12 auf eine betragsmäßig der Flugzeug-Landgeschwindigkeit entsprechenden Radumgangsgeschwindigkeit notwendig ist.
Auf die zweite Ausgangswelle 56 werden die Bewegungsgrößen des Motors 24 hingegen anders übersetzt als auf die erste Ausgangswelle 52, da die Bewegungs- und Parameterübertragung mittels des ersten und des zweiten Getrieberitzels 32, 34 erfolgt. Ein Übersetzungsverhältnis i zwischen dem ersten und dem zweiten Getrieberitzel 32, 34 ist vorzugsweise derart gewählt, dass es größer als eins ist (i > 1). Das Übersetzungsverhältnis ist definiert als Quotient zwischen der Drehzahl der Eingangswelle 28 bzw. der ersten Ausgangswelle 52 und der zweiten Ausgangswelle 56. Alternativ kann das Übersetzungsverhältnis als Quotient zwischen der Zähnezahl des zweiten Getrieberitzels 34 und der Zähnezahl des ersten Getrieberitzels 32 berechnet werden.
Vorzugsweise ist an der zweiten Ausgangswelle 56 unter Voraussetzung einer Getriebeübersetzung i > 1 ein höheres Drehmoment bei gleichzeitig geringerer Drehzahl als an der ersten Ausgangswelle 52 abrufbar. Folglich kann durch eine entsprechende Getriebeauslegung ein zweiter Antrieb bereitgestellt werden, der vorzugsweise derart ausgebildet ist, dass er für ein Antreiben des Rades 12 bzw. der Räder 12 eines Flugzeuges ausgebildet ist. Dieser zweite Antrieb, der einen Boden- bzw. Taxibetrieb des Flugzeuges ermöglicht, erfordert aufgrund der hohen Flugzeugmasse (mehrere hunderte Tonnen) ein im Vergleich zu einem Antreiben des Rades 12 in der Luft sehr hohes Antriebsmoment bei gleichzeitig geringer Drehzahl.
Das Getriebe ist vorzugsweise mittels des Schaltmechanismus 38, zwischen einer ersten Konfiguration 1000 und einer zweiten Konfiguration 2000 hin- und her schaltbar.
In der ersten Konfiguration 1000 des Antriebssystems 10, in der das Getriebe 30 über das erste Antriebsritzel 54 mit dem Abtriebsrad 26 gekoppelt ist, werden die Bewegungsgrößen des Motors 24 direkt, gemäß einem ersten Übersetzungsverhältnis i₁ = 1 auf das erste Antriebsritzel 52 und über dieses auf das Abtriebsrad 26 übertragen. In der ersten Konfiguration 1000 kämmt das erste Antriebsritzel 54 mit dem Abtriebsrad 26 (Betriebsmodus der Vorrotation vor der Landung). In der ersten Konfiguration 1000 ist der Aktuator 42 (vorzugsweise ein Linearmotor) vorzugsweise in einer ersten Stellung, die einer maximalen Auslenkung des Aktuators 42 entspricht. Eine Lage- bzw. Positionsregelung des Aktuators 42 lässt sich beispielsweise unter Verwendung eines Kaskadenregelkreises umsetzen.
In der zweiten Konfiguration 2000 des Antriebssystems 10, in der das Getriebe 30 über das zweite Antriebsritzel 58 mit dem Abtriebsrad 26 gekoppelt ist, werden die Bewegungsgrößen des Motors 24 indirekt, d.h. über das erste und zweite Getrieberitzel 32, 34, gemäß einem zweiten Übersetzungsverhältnis i₂ > 1 auf das zweite Antriebsritzel 58 und über dieses auf das Abtriebsrad 26 übertragen. In der zweiten Konfiguration 2000 kämmt das zweite Antriebsritzel 58 mit dem Abtriebsrad 26 (Betriebsmodus des Bodenbetriebes bzw. Taxibetriebes). Das erste Übersetzungsverhältnis i₁ unterscheidet sich vorzugsweise von dem zweiten Übersetzungsverhältnis i₂. In der zweiten Konfiguration 2000 befindet sich der Aktuator 42 vorzugsweise in einer zweiten Stellung, die vorzugsweise einer minimalen Auslenkung des ausfahrbaren Aktuators entspricht.
In den 5A und 5B ist das Antriebssystem 10 in den zwei verschiedenen Konfigurationen 1000, 2000 dargestellt. In der ersten Konfiguration 1000 in 5A ist zu erkennen, dass das erste Antriebsritzel 54 mit dem Abtriebsrad 26 in Eingriff steht. Das zweite Antriebsritzel 58 ist hingegen von dem Abtriebsrad 26 beabstandet, so dass keine Bewegungsgrößen des zweiten Antriebsritzels 58 auf das Abtriebsrad 26 übertragen werden.
In der zweiten Konfiguration 2000 in 5B ist zu hingegen zu erkennen, dass das zweite Antriebsritzel 58 mit dem Abtriebsrad 26 in Eingriff steht. Das erste Antriebsritzel 54 ist hingegen von dem Abtriebsrad 26 beabstandet, so dass keine Bewegungsgrößen des ersten Antriebsritzels 54 auf das Abtriebsrad 26 übertragen werden.
Da das erste Antriebsritzel 54 und das zweite Antriebsritzel 58 aufgrund der Getriebeübersetzung unterschiedliche Drehzahlen und Drehmomente aufweisen, ist das Antriebssystem 10 vorzugsweise derart ausgelegt, dass das Abtriebsrad 26 unter keinen Umständen mit beiden Antriebsritzeln 54, 58 gleichzeitig kämmt. Andernfalls könnte es zu einer Beschädigung der Bauteile des Antriebssystems 10 und des Flugzeugfahrwerks 100 kommen.
Vorzugsweise weist das Antriebssystem wie in dem in 5C gezeigten Fall eine weitere dritte Konfiguration 3000 auf. Das Antriebssystem 10 kann vorzugsweise mittels des Schaltmechanismus 38, zusätzlich zu der ersten und zweiten Konfiguration 1000, 2000, auch in die dritte Konfiguration 3000 geschaltet werden. In der dritten Konfiguration 3000 sind sowohl das erste Antriebsritzel 54 als auch das zweite Antriebsritzel 58 nicht mit dem Abtriebsrad 26 gekoppelt bzw. in Eingriff. Das heißt mit anderen Worten, dass in der dritten Konfiguration 3000 weder das erste noch das zweite Antriebsritzel 54, 58 mit dem Abtriebsrad 26 kämmt. Die vorteilhafte dritte Konfiguration stellt zum einen sicher, dass der Motor 24 rechtzeitig vor dem Einleiten einer Startbeschleunigung durch die Haupttriebwerke (d.h. nach Erreichen der Abflugposition) von dem Rad 12 entkoppelt werden kann. Da sich das Antriebssystem 10 in dem Taxibetrieb in der zweiten Konfiguration 2000 befindet (d.h. niedrige Drehzahl, hohes Drehmoment), könnte der Motor 24 andernfalls infolge einer Überschreitung einer maximal zulässigen Motordrehzahl beschädigt oder gar zerstört werden, wenn nicht rechtzeitig in die dritte Konfiguration 3000 geschaltet werden würde. In der dritten Konfiguration 3000 befindet sich der Aktuator 42 vorzugsweise in einer dritten Stellung, die zwischen der ersten und der zweiten Stellung ist.
In einer vorteilhaften Ausgestaltung kann als Sicherheitselement zur Sicherung der Funktionsweise des Flugzeugtriebwerkes, z. B. beim Auftreten eines Antriebs- oder Steuerungsfehlers, an dem Aktuator 42 ein Vorspannelement vorgesehen sein. Das Vorspannelement dient dazu, den Aktuator 42 in die entkoppelte dritte Konfiguration 3000 bzw. Neutralstellung vorzuspannen. Das Vorspannelement könnte beispielsweise als Schraubenfeder ausgeführt sein und um den Aktuator 42 gewickelt und entsprechend an diesem befestigt sein. Während der Bewegung des Aktuators 42 von der dritten Stellung (entkoppelt) in die erste Stellung (Vorrotation in der Luft) bzw. in die zweite Stellung (Taxi-Betrieb) arbeitet der Aktuator 42 in dieser Ausgestaltung vorzugsweises stets gegen die vorgespannte Schraubenfeder, d.h., dass die Schraubenfeder aus einem Ruhezustand entweder eine Streckung oder eine Stauchung erfährt. Im Falle eines Ausfalls des Aktuators, welcher sich beispielsweise in der ersten oder zweiten Position ereignet, kann durch die Verwendung des Vorspannelementes eine Rückführung des Aktuators 42 in die dritte Stellung (Ausgangsposition) und somit eine vollständige Entkopplung beider Antriebsritzel 54, 58 von dem Abtriebsrad 26 sichergestellt werden.
In den 6A und 6B ist ein zweites Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Antriebssystems zumindest teilweise dargestellt. Zur besseren Übersichtlichkeit bzw. Einsehbarkeit wurden einige Teile des Antriebssystems 10 nicht dargestellt. In dem zweiten Ausführungsbeispiel ist das Getriebe 30 als zweistufiges Stirnradgetriebe ausgeführt.
In diesem Ausführungsbeispiel ist zwischen der Eingangswelle 28 und der ersten Ausgangswelle 52 eine Zwischenwelle 60 angeordnet. In diesem Ausführungsbeispiel sind die Eingangswelle 28 und die erste Ausgangswelle 52 analog zu dem ersten Ausführungsbeispiel vorzugsweise als durchgängige, einstückige Welle ausgeführt. Auf der Zwischenwelle 60 sind ein erstes und ein zweites Zahnrad 62, 64 drehfest montiert, wobei die Zwischenwelle 60 in dem Getriebegehäuse 36 drehbar gelagert ist. Die Eingangswelle 28 ist, wie im ersten Ausführungsbeispiel, in dem Getriebegehäuse 36 drehbar gelagert.
Auf der Eingangswelle 28 ist das erste Getrieberitzel 32 drehfest angeordnet und wird mittels des Motors 24 angetrieben. Das erste Getrieberitzel 32 kämmt mit dem ersten Zahnrad 62. Vorzugsweise besteht zwischen dem Getrieberitzel 32 und dem ersten Zahnrad 62 ein drittes Übersetzungsverhältnis i₃> 1. Da das erste und das zweite Zahnrad 62, 64 auf der Zwischenwelle 60 angeordnet sind, sind die Bewegungsgrößen der beiden Zahnräder 62, 64 identisch (i = 1). Das zweite Zahnrad 64 kämmt vorzugsweise mit dem zweiten Getrieberitzel 34, das auf der zweiten Ausgangswelle 56 angeordnet ist. Zwischen dem zweiten Zahnrad 64 und dem zweiten Getrieberitzel 32 besteht vorzugsweise ein viertes Übersetzungsverhältnis i₄>1. Ein Gesamtübersetzungsverhältnis i_ges des zweistufigen Stirnradgetriebes 30 ergibt sich aus dem Produkt aus i₃ und i₄.
Durch den Einsatz eines mehrstufigen Stirnradgetriebes lassen sich bei Bedarf höhere Drehmomente und gleichermaßen geringere Drehzahlen an einer der Ausgangswellen erzeugen. Das mehrstufige Getriebe dient somit der Vergrößerung des Gesamtübersetzungsverhältnisses. Durch eine axial versetzte Anordnung der Getrieberitzel 32, 34 und Zahnräder 62, 64 ergibt sich bei geeignetem Getriebedesign trotz zweistufiger Bauweise ein kompaktes Gehäusevolumen. Im gezeigten Ausführungsbeispiel wurden aus Leichtbaugründen noch Aussparungen 66 an den entsprechenden Zahnrädern und Getrieberitzeln vorgenommen. Das zweistufige Stirnradgetriebe könnte sich beispielsweise für größere Mittelstreckenflugzeuge bzw. Langstreckenflugzeuge als nützlich erweisen.
In einem weiteren nicht gezeigten Ausführungsbeispiel kann das Antriebssystem 10 vorzugsweise seitlich neben dem Abtriebsrad 26 angeordnet sein. In dem entkoppelten Zustand, d.h. der dritten Konfiguration 3000, befindet sich das Getriebegehäuses 25 vorzugsweise in einer vertikalen Ausrichtung, d.h. vorzugsweise in einer Längsrichtung des Getriebegehäuses betrachtet, parallel zu einer Längserstreckung des Flugzeugstoßdämpfers.
Eine derartige Anordnung des Getriebegehäuses 25 stellt sicher, dass das Antriebssystem 10 selbst im Falle einer hohen Reifenverformung infolge einer beispielsweise außerplanmäßigen „harten Landung“, die eine unerwünschte Relativbewegung zwischen den Antriebsritzeln 52, 54 und dem Abtriebsrad 26 zur Folge haben kann, sicher und zerstörungsfrei betrieben werden kann. Eine Kollision der vorstehend genannten Komponenten kann somit ausgeschlossen werden.
Das erfindungsgemäße Regelungsverfahren weist die Schritte des Empfangens eines Höhensignals, das eine relative Höhe eines Flugzeuges über einem Erdboden aufweist; des Empfangens eines Geschwindigkeitssignals, das eine Relativgeschwindigkeit eines Flugzeuges relativ zu dem Erdboden aufweist; und des Empfangens eines Drehzahlsignals, das eine Ist-Raddrehzahl des Rades 12 aufweist, auf.
Um die Fluggeschwindigkeit über Grund in Form des Geschwindigkeitssignals zu erfassen, könnte beispielsweise ein sogenanntes Air Data and Inertial Reference System (ADIRS) verwendet werden. Die redundanten Messsignale des ADIRS werden im Flight Control Computer (FCC) des Flugzeugs überwacht und konsolidiert. Das ADIRS besteht vorzugsweise aus bis zu drei fehlertoleranten Air Data and Inertial Reference Units (ADIRUs). Jede ADIRU vereint einen Air Data Reference (ADR)-Computer und eine Laser-Kreisel basierte Inertial Reference (IR)-Einheit, wobei die beiden Untereinheiten vorzugsweise unabhängig voneinander arbeiten bzw. betreibbar sind. Die IRU kann die Geschwindigkeit über Grund vorzugsweise mit einer Genauigkeit von ± 8 Knoten (14,8 km/h) erfassen. Hierfür wird vorzugsweise die momentane Beschleunigung im Raum von drei Linearbeschleunigungssensoren erfasst. Diese Beschleunigung wird dann über die Zeit integriert, um die Geschwindigkeit zu bestimmen. Änderungen in einer Vektorrichtung werden mit Hilfe von Winkelbeschleunigungssensoren erfasst. Wenn diese eine Veränderung in der Kreiselausrichtung erkennen, werden bspw. Korrektursignale erzeugt, um die Plattform wieder auf die ursprüngliche Position auszurichten und eine neue Vektorrichtung zu bestimmen. Nähere Informationen können bspw. Tooley, M.H., Wyatt, D. Aircraft Communications and Navigation Systems. Principles, operation and maintenance. Oxford: Elsevier / Butterworth-Heinemann, 2007, ISBN 0750681373 entnommen werden.
Um zu gewährleisten, dass das Antriebssystem vor dem Aufsetzen auf der Landebahn rechtzeitig von dem Rad 12 entkoppelt, d.h. in die dritte Konfiguration 3000 geschaltet, wird, wird die Flughöhe als ein bevorzugter Trigger/Indikator verwendet. Das Flugzeug kann zur Aufnahme des Höhensignals bspw. einen Radarhöhenmesser bzw. Radar-Altimeter (engl.: Radio-Altimeter) zur Messung der Flughöhe über Grund aufweisen. Radio-Altimeter sind dabei vorzugsweise Teil des bordseitigen Bodenannäherungs-Warnsystems (engl.: Ground Proximity Warning System, GPWS), das dazu dient, eine Kollision oder Beinahekollision während des Fluges mit Hindernissen ohne Anzeichen von Kontrollverlust zu verhindern.
Dabei sendet das Radioaltimeter, das vorzugsweise mit einem Sender-Empfänger und einer Richtantenne ausgestattet ist, eine Trägerwelle bei 4,2 - 4,4 GHz aus dem Flugzeug zu dem Erdboden. Die Welle ist dabei vorzugsweise frequenzmoduliert und bewegt sich mit einer bekannten Geschwindigkeit. Ein Teil der Energie wird am Boden derart reflektiert, dass eine zweite bordseitige Antenne das Rücklaufsignal empfängt. Der Sender-Empfänger verarbeitet das Signal, indem er die verstrichene Zeit des Signalverlaufs und die aufgetretene Frequenzmodulation misst. Die Höhe über Grund lässt sich mit dieser Methode bis zu Höhen über Grund von ca. 2500 Fuß (762 m) mit einer Genauigkeit von max. ± 1 m bestimmen.
Durch den vorteilhaften Einsatz einer Steuerlogik kann beispielsweise festgelegt werden, dass eine Steuereinheit, auf der das erfindungsgemäße Steuerverfahren ausgeführt wird, bei Unterschreitung der minimalen Grenzflughöhe (des ersten Grenzwerts) über dem Boden die mechanische Entkopplung des Antriebssystems von dem Rad veranlasst.
Nach der Entkopplung befindet sich das Rad bis zum Aufsetzen auf der Landebahn dann sozusagen in einem Leerlauf. Optional lässt sich über die Flughöhe auch der Beginn der Radbeschleunigung, d.h. das Schalten des Antriebssystems in die erste Konfiguration bestimmen, woraus sich ein sozusagen höhengesteuertes Antriebszeitfenster, in dem das Rad durch das Antriebssystem rotiert wird, ergibt.
Das Antriebskonzept bietet hinsichtlich des Beschleunigungsbeginns auch die Möglichkeit, die Räder bereits in einem Fahrwerksschacht des Flugzeuges anzutreiben. Sollte sich dieser Betriebsmodus allerdings als sicherheitskritisch erweisen, ist es bevorzugt, einen Antriebsbeginn erst während eines Ausfahrens der Hauptfahrwerke oder ab einem Zeitpunkt des Einrastens des jeweiligen Fahrwerks in seiner Endposition zu veranlassen. Als Reglungsgrundlage eignet sich bspw. eine Fahrwerksstellungsanzeige (z.B. Landing Gear Control and Indication Unit, LGCIU). Die LGCIUs, die beispielsweise in dem A320 verbaut sind, stellen die erforderlichen Eingaben und Rückmeldungen zur Verfügung, um das Fahrwerk zu steuern. Zusätzlich zu den Steuereingaben stellen die LGCIUs die Systemparameter für die Cockpitanzeige und Fehlermeldungen zur Verfügung.
Eine bevorzugte, sensorische Erfassung der Raddrehzahl (vorzugsweise aller Räder des Flugzeuges) in Form des Drehzahlsignals ist ebenfalls von großer Bedeutung für das erfindungsgemäße Regelungsverfahren und stellt eine bevorzugte Implementierung für das Antriebssystem dar. Sobald das Antriebssystem in die erste Konfiguration 1000 geschaltet ist, wird vorzugsweise innerhalb eines Regelkreises geprüft, ob die Raddrehzahl kleiner als die Solldrehzahl des Rades 12 ist.
Ist diese Bedingung erfüllt, wird das jeweilige Rad kontinuierlich beschleunigt, bis die Ist- und die Solldrehzahl übereinstimmen. Alternativ könnte das jeweilige Rad auch bis auf eine Drehzahl beschleunigt werden, die geringfügig größer als die Solldrehzahl ist. Dadurch lässt sich vorzugsweise eine Abweichung der Raddrehzahl von der Solldrehzahl nach der Entkopplung des Systems minimieren. Für den Fall, dass die Solldrehzahl bereits erreicht ist, und sich das Antriebssystem 10 noch in der ersten Konfiguration 1000 befindet (d.h. das Antriebssystem noch nicht entkoppelt ist, da z.B. die minimale Flughöhe über Grund noch nicht unterschritten ist), kann der Motor 24 vorzugsweise derart angesteuert werden, dass das entsprechende Rad 12 mit konstanter Drehzahl betrieben wird, bis das Antriebssystem 10 (nach Unterschreiten des ersten Grenzwertes) entkoppelt, d.h. in die dritte Konfiguration 3000 geschaltet, wird.
Um die Drehzahl des Rades 12 zu messen, kann jedem Rad mindestens ein Drehzahlsensor zugeordnet werden. Hierbei bietet sich bspw. der Einsatz von optischen Sensoren, die auf dem Messprinzip einer Lichtschranke basieren (Durchlicht- oder Reflexionsverfahren) an. Alternativ oder ergänzend kann geprüft werden, ob das Antiblockiersystem eines betrachteten Flugzeuges eine weitere Lösung bietet. Das Antiblockiersystem umfasst standardgemäß u.a. eine Steuereinheit sowie einen Raddrehzahlwandler (engl.: wheel speed transducer) für jedes Rad 12. Die Raddrehzahlwandler sind dabei an jeder Radachse montiert und werden durch die Drehung des Rades angetrieben. Die Ausgangssignale des Raddrehzahlwandlers werden über entsprechende Kabel zum Steuergerät geleitet, wo wiederum Korrektursignale produziert werden können, diese bereits vorhandenen Signale können vorzugsweise als Drehzahlsignale für das erfindungsgemäße Regelungsverfahren verwendet werden. Alternativ können die verwendeten Motoren 24 zur Messung einer Motordrehzahl jeweils einen Hall-Sensor und/oder einen induktiv arbeitenden Sensor zur Drehzahlmessung aufweisen. Über das Übersetzungsverhältnis zwischen dem ersten bzw. zweiten Antriebsritzel 54, 58 und dem Abtriebsrad 26, das vorteilhafterweise konstant ist, lässt sich durch die derart gemessene Motordrehzahl die Raddrehzahl des Rades 12 ermitteln.

Claims

Steuerungsverfahren zum Steuern eines Antriebssystems (10) zum Rotieren eines Rades (12) eines Flugzeugfahrwerks (100), das die Schritte aufweist: - Empfangen eines Höhensignals, das eine relative Höhe eines Flugzeuges über einem Erdboden aufweist; - Empfangen eines Geschwindigkeitssignals, das eine Relativgeschwindigkeit eines Flugzeuges relativ zu dem Erdboden aufweist; - Empfangen eines Drehzahlsignals, das eine Ist-Raddrehzahl des Rades (12) aufweist; und wenn sich das Antriebssystem (10) in einer ersten Konfigurierung (1000) befindet, in der das Antriebssystem (10) derart mit dem Rad (12) gekoppelt ist, dass das Rad (12) mittels des Antriebssystems (10) rotierbar ist; - Berechnen einer Soll-Raddrehzahl basierend auf dem Geschwindigkeitssignal; - Vergleichen der Ist-Raddrehzahl mit der berechneten Soll-Raddrehzahl; - Erzeugen eines Steuerbefehls zum Steuern der Raddrehzahl auf die berechnete Soll-Raddrehzahl, solange die Ist-Raddrehzahl nicht mit der Soll-Raddrehzahl übereinstimmt; und wenn das Höhensignal einen ersten vorbestimmten Grenzwert unterschreitet und/oder wenn das Geschwindigkeitssignal einen zweiten vorbestimmten Grenzwert unterschreitet; - Erzeugen eines Schaltbefehls zum Umschalten des Antriebssystems (10) in eine dritte Konfigurierung (3000) des Antriebssystems (10), in der das Antriebssystem (10) von dem Rad (12) entkoppelt ist, - Schalten des Antriebssystems in die erste Konfiguration zu Beginn eines Landeanfluges, wenn ein definierter Grenzwert unterschritten wird, wobei der definierte Grenzwert eine vorbestimmte Entfernung von einem Zielflughafen, ein Unterschreiten einer Grenzhöhe über Grund oder ein Kommando eines Piloten zum Schalten des Antriebssystems in die erste Konfiguration umfasst, - Auswerten des Höhensignals darauf, ob die momentane Flughöhe des Flugzeuges über Grund den definierten Grenzwert unterschreitet, und - Auswerten, ob der erste vorbestimmte Grenzwert und/oder der zweite vorbestimmte Grenzwert nicht unterschritten wird; wobei die beiden Schritte des Auswertens in Form von Dauerschleifen durchgeführt werden.
Steuerungsverfahren nach Anspruch 1, wobei sich das Antriebssystem zum Zeitpunkt des Schaltens in die erste Konfiguration noch in einem Fahrwerksschacht des Flugzeuges befindet.
Steuerungsverfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, das ferner die Schritte aufweist: - Anpassen der Ist-Raddrehzahl an die variierende Soll-Raddrehzahl, wenn sich die relative Geschwindigkeit des Flugzeuges über dem Erdboden während des Landeanfluges verändert.
Steuerungsverfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei das Drehzahlsignal die Drehzahlen einer Vielzahl von Rädern des Flugzeuges umfasst.
Computerprogrammprodukt, das auf einem Prozessor ausführbar ist, wobei der Prozessor dazu eingerichtet ist, das Steuerungsverfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche auszuführen.