DE102020117931B3

DE102020117931B3 - Verfahren und elektrischer Flugsteuerungsaktuator mit Einrichtungen zum Erfassen von Fehlern und Abnutzung des Flugsteuerungsaktuators

Info

Publication number: DE102020117931B3
Application number: DE102020117931.6A
Authority: DE
Inventors: Mohamed Alsayed Ahmed M. Ismail
Original assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Current assignee: Deutsches Zentrum fuer Luft und Raumfahrt eV
Priority date: 2020-07-07
Filing date: 2020-07-07
Publication date: 2021-10-07
Anticipated expiration: 2040-07-08

Abstract

Bei einem elektrischen Flugsteuerungsaktuator (1) für eine Flugsteuereinrichtung (2), der ein Gleitkeilgetriebe (4) mit einer Eingangswelle, einer Ausgangswelle (3) und einer Übersetzung aufweist, werden fortlaufend ein Eingangsdrehwinkel (13) der Eingangswelle und ein Ausgangsdrehwinkels (10) der Ausgangswelle (3) gemessen. Aus dem Eingangsdrehwinkel (13) und der Übersetzung wird fortlaufend ein Erwartungswert des Ausgangsdrehwinkels (10) berechnet, und zwischen dem Ausgangsdrehwinkel (10) und seinem Erwartungswert wird fortlaufend eine Drehwinkeldifferenz berechnet. Dann wird nach fortlaufendem Bestimmen einer Ableitung der Drehwinkeldifferenz nach der Zeit, fortlaufendem Berechnen einer Ableitungsdifferenz zwischen der Ableitung und einem Grenzwert und fortlaufendem Bestimmen eines Integrals der Ableitungsdifferenz über einem mitlaufenden Zeitfenster ein aufgrund einer aerodynamischen Last auf die Flugsteuereinrichtung (2) auf das Gleitkeilgetriebe (4) einwirkendes Drehmoments aus dem Integral und einem Skalierungsvektor berechnet. Weiter werden fortlaufend Betriebsvariablen des Flugsteuerungsaktuators (1) gemessen, die einen elektrischen Strom, eine Aktuatortemperatur (16), eine Aktuatorstellung und eine Aktuatorgeschwindigkeit umfassen. Die gemessenen Betriebsvariablen werden fortlaufend mit für das berechnete Drehmoment vorgegebenen Grenzwerten für die Betriebsvariablen verglichen, um einen Fehler oder eine Abnutzung des Flugsteuerungsaktuators (1) zu erkennen.

Description

TECHNISCHES GEBIET DER ERFINDUNG
Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zum Erfassen von Fehlern und Abnutzung eines elektrischen Flugsteueraktuators für eine Flugsteuereinrichtung mit den Merkmalen des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 1, das ein Verfahren zum Messen des über ein Gleitkeilgetriebe übertragenen Drehmoments umfasst. Weiterhin bezieht sich die Erfindung auf einen elektrischen Flugsteuerungsaktuator für eine Flugsteuereinrichtung mit Überwachungseinrichtungen zur Durchführung des Verfahrens.
STAND DER TECHNIK
Elektrische Flugsteuerungsaktuatoren, mit denen Flugsteuereinrichtungen betätigt werden, finden zunehmend Verwendung, nicht nur in unbemannten sondern auch in bemannten Luftfahrzeugen. Wie alle Flugsteuerungsaktuatoren, insbesondere wie bei allen Flugsteuerungsaktuatoren, die nicht rein mechanisch von einem Piloten betätigt werden, muss bei elektrischen Flugsteuerungsaktuatoren eine Funktionsüberwachung erfolgen. Diese Funktionsüberwachung sollte nicht erst den Ausfall des jeweiligen Flugsteuerungsaktuators erkennen, sondern frühzeitig auftretenden Verschleiß oder andere Hinweise auf potentielle Beeinträchtigungen der Funktion des Flugsteuerungsaktuators erfassen.
Bei redundanter Ausbildung eines elektrischen Flugsteuerungsaktuators, das heißt bei Ausstattung des Flugsteuerungsaktuators mit mindestens zwei getrennt voneinander angesteuerten oder zumindest ansteuerbaren elektrischen Antrieben, ist zudem sicherzustellen, dass die elektrischen Antriebe nur miteinander und nicht gegeneinander wirken. Das Gegeneinanderwirken elektrischer Antriebe eines Aktuators wird auch als Force Fighting bezeichnet. Im günstigsten Fall führt ein Force Fighting zu einer Erhöhung der normalen Abnutzung im Betrieb des Flugsteuerungsaktuators. Im Extremfall blockieren sich die Antriebe gegenseitig, was unmittelbar zu einem Funktionsverlust des Flugsteuerungsaktuators führt.
Gleitkeilgetriebe, die auch als Spannungswellengetriebe, als Wellgetriebe oder nach ihrer englischen Bezeichnung als Strain Wave Gear bezeichnet werden, weisen eine hohe Übersetzung beziehungsweise Untersetzung zwischen der Drehzahl ihrer Eingangswelle und der Drehzahl ihrer Ausgangswelle und eine hohe Steifigkeit auf. Ein Gleitkeilgetriebe umfasst eine elliptische Scheibe, den so genannten Wave Generator, der drehfest mit der Eingangswelle verbunden ist, eine elastisch verformbare zylindrische Stahlbuchse mit Außenverzahnung, den so genannten Flex Spline, der drehfest mit der Ausgangswelle verbunden ist, und einen ortsfesten starren zylindrischen Außenring mit Innenverzahnung, den so genannten Circular Spline. Der Wave Generator verformt den Flex Spline. In den Bereichen des größten Durchmessers der elliptischen Scheibe des Wave Generators greifen die Zähne des Flex Spline und des Circular Spline ineinander, und diese Bereiche laufen mit der Eingangswelle um. Die Untersetzung wird dabei durch eine Differenz zwischen einer Anzahl von Zähnen der Außenverzahnung des Flex Spline und einer Anzahl von Zähnen der Innenverzahnung des Circular Spline geteilt durch die Anzahl der Zähne des Circular Spline bestimmt.
Trotz der hohen Steifigkeit eines Gleitkeilgetriebes tritt bei Drehrichtungsumkehr eine Hysterese zwischen dem Eingangsdrehwinkel der Eingangswelle und dem Ausgangsdrehwinkel der Ausgangswelle auf. Die über ein Gleitkeilgetriebe hinweg auftretende Torsion zwischen seiner Eingangswelle und seiner Ausgangswelle beschrieben als Differenz zwischen einem Erwartungswert des Ausgangsdrehwinkels der Ausgangswelle aufgrund des Eingangsdrehwinkels der Eingangswelle und der Übersetzung des Gleitkeilgetriebes einerseits und dem tatsächlichen Ausgangsdrehwinkel andererseits hängt neben einem über das Gleitkeilgetriebe übertragenen Drehmoment und der Torsionssteifigkeit des Gleitkeilgetriebes von dieser Hysterese und einem geometrischen kinematischen Fehler ab. Anders gesagt kann das über das Gleitkeilgetriebe übertragene Drehmoment auch bei Kenntnis der Torsionssteifigkeit des Gleitkeilgetriebes nicht unmittelbar aus dem Eingangsdrehwinkel und dem Ausgangsdrehwinkel bestimmt werden. Das über das Gleitkeilgetriebe übertragene Drehmoment ist wäre aber für eine Überwachung eines das Gleitkeilgetriebe umfassenden Flugsteuerungsaktuators von großem Interesse.
Aus der DE 103 35 033 A1 ist ein Verfahren zur Bestimmung eines von einem Motor abgegebenen Drehmoments mit Sensoren bekannt, die im Antriebsstrang eines Fahrzeugs vorhanden sind. Die Signale zweier jeweils einer Welle zugeordneter Winkelsensoren, von denen einer vor und einer nach einem Getriebe angeordnet ist, werden unter Beibehaltung ihrer Phase auf eine gemeinsame Frequenz abgestimmt. Aus der relativen Phasenverschiebung der abgestimmten Signale wird das Drehmoment ermittelt.
Aus der DE 10 2017 118 771 A1 ist eine Vorrichtung für die Betätigung einer Klappe an einem Flugzeugflügel bekannt. Die Vorrichtung weist eine Eingangswelle, eine Ausgangswelle, ein Untersetzungsgetriebe zwischen der Eingangswelle und der Ausgangswelle, eine mechanische Überlastsicherung für die Eingangswelle und einen Sensor für eine Zustandsgröße der Vorrichtung auf. Weiterhin umfasst die Vorrichtung einen Generator, der aus mechanischer Leistung, die über die Eingangswelle zugeführt wird, elektrische Leistung generiert, und eine Datenübermittlungseinheit, die mit der elektrischen Leistung versorgt wird und dazu ausgebildet ist, Informationen über die Zustandsgröße drahtlos auszusenden. Eine zentrale Datenempfangseinheit des jeweiligen Flugzeugs empfängt die Informationen über die Zustandsgröße von den Datenübermittlungseinheiten mehrerer solcher Vorrichtungen. Die Datenempfangseinheit ist an eine zentrale Datenauswerteeinheit angeschlossen, die die Informationen über die Zustandsgröße der Vorrichtungen auswertet. Die Informationen über die Zustandsgröße der Vorrichtung werden dann beim Ansteuern einer zentralen Antriebseinheit für die Antriebswellen der Vorrichtungen berücksichtigt. Konkret können auf einer Welle der Vorrichtung zwei Drehwinkelsensoren angeordnet sein. Wenn der dazwischen liegende Bereich der Welle lastfrei ist, sind die Signale von beiden Drehwinkelsensoren identisch. Bei Übertragung eines Drehmoments über die Welle tordiert diese jedoch in Abhängigkeit von ihrer Torsionssteifigkeit um die Drehachse. Hierdurch tritt eine Verschiebung der Signale zueinander auf. Aus der Größe dieser Verschiebung und der Torsionssteifigkeit der Welle lässt sich das auftretende Drehmoment bestimmen. Eine entsprechende Anordnung von zwei Drehwinkelsensoren von aufeinanderfolgenden Wellen der jeweiligen Vorrichtung und ihres Untersetzungsgetriebes ermöglicht es, die Steifigkeit und auch ein Umkehrspiel zwischen diesen beiden Wellen zu erfassen. Die DE 10 2017 118 771 A1 gibt jedoch nicht an, wie die einzelnen Größen aus den Signalen der Drehwinkelsensoren tatsächlich zu bestimmen sind.
Aus H. Zhang: Torque estimation for robotic joint with harmonic drive transmission based on position measurements, IEEE Transactions on Robotics, 31 (2), 322-330 (2015) ist es bekannt, die Torsion eines ein Gleitkeilgetriebe umfassenden Antriebsstrangs zu erfassen, um das über den Antriebsstrang übertragene Drehmoment zu bestimmen. Dazu werden ein Eingangsdrehwinkel und ein Ausgangsdrehwinkel vor und hinter dem Gleitkeilgetriebe erfasst. Hieraus wird das übertragene Drehmoment unter Verwendung eines kinematischen Fehlers aus einer Nachschlagetabelle, einer Näherungsformel für die Hysterese des Gleitkeilgetriebes und eines aus einem elektrischen Strom durch einen elektrischen Antrieb geschätzten Eingangsdrehmoments abgeleitet. Dieses bekannte Verfahren erweist sich nicht nur als aufwändig, sondern es ist auch in unerwünschter Weise von einer Messung des elektrischen Stroms durch den elektrischen Antrieb abhängig.
AUFGABE DER ERFINDUNG
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zum zum Erfassen von Fehlern und Abnutzung eines elektrischen Flugsteuerungsaktuators für eine Flugsteuereinrichtung mit den Merkmalen des Oberbegriffs des unabhängigen Patentanspruchs 1 aufzuzeigen, die ohne Schätzung des Eingangsdrehmoments auf Basis eines elektrischen Stroms auskommen und die zum Erfassen von Fehlern und Abnutzung eines elektrischen Flugsteuerungsaktuators für eine Flugsteuerungseinrichtung eines Luftfahrzeugs im Flug geeignet sind.
LÖSUNG
Die Aufgabe der Erfindung wird erfindungsgemäß mit den Merkmalen der unabhängigen Patentansprüche gelöst. Weitere bevorzugte erfindungsgemäße Ausgestaltungen sind den abhängigen Patentansprüchen zu entnehmen.
BESCHREIBUNG DER ERFINDUNG
Ein erfindungsgemäßes Verfahren zum Erfassen von Fehlern und Abnutzung eines elektrischen Flugsteuerungsaktuators für eine Flugsteuereinrichtung, wobei der Flugsteuerungsaktuator einen elektrischen Antrieb und ein Gleitkeilgetriebe mit einer Eingangswelle, einer Ausgangswelle und einer Übersetzung aufweist, umfasst ein Verfahren zum Bestimmen eines über das Gleitkeilgetriebe übertragenen Drehmoments. Dabei werden die folgenden Schritte ausgeführt: Ein fortlaufendes Messen eines Eingangsdrehwinkels der Eingangswelle, ein fortlaufendes Messen eines Ausgangsdrehwinkels der Ausgangswelle, ein fortlaufendes Berechnen eines Erwartungswerts des Ausgangsdrehwinkels aus dem Eingangsdrehwinkel und der Übersetzung, ein fortlaufendes Berechnen einer Drehwinkeldifferenz zwischen dem Ausgangsdrehwinkel und seinem Erwartungswert, ein fortlaufendes Bestimmen einer Ableitung der Drehwinkeldifferenz nach der Zeit, ein fortlaufendes Berechnen einer Ableitungsdifferenz zwischen der Ableitung und einem Grenzwert, ein fortlaufendes Bestimmen eines Integrals der Ableitungsdifferenz über einem mitlaufenden Zeitfenster und ein Berechnen des Drehmoments aus dem Integral und einem Skalierungsvektor.
Das erfindungsgemäße Verfahren zum Erfassen von Fehlern und Abnutzung eines elektrischen Flugsteuerungsaktuators weist neben den oben angegebenen Schritten zum Messen des aufgrund einer aerodynamischen Last auf die Flugsteuereinrichtung auf das Gleitkeilgetriebe einwirkenden Drehmoments ein fortlaufendes Messen von Betriebsvariablen des Flugsteuerungsaktuators, die einen elektrischen Strom durch den elektrischen Antrieb, eine Aktuatortemperatur, eine Aktuatorstellung und eine Aktuatorgeschwindigkeit umfassen, und ein fortlaufendes Vergleichen der Betriebsvariablen mit für das berechnete Drehmoment vorgegebenen Grenzwerten für die Betriebsvariablen auf, um einen Fehler oder eine Abnutzung des Flugsteuerungsaktuators zu erkennen. Die Grenzwerte für die Betriebsvariablen können dabei durch Einträge in einer Nachschlagetabelle oder durch eine mathematische Beschreibung beispielsweise in Form einer mathematischen Funktion vorgegeben werden.
Die Aktuatorstellung und die Aktuatorgeschwindigkeit können aus dem gemessenen Eingangsdrehwinkel und/oder dem gemessenen Ausgangsdrehwinkel bestimmt werden. Anders gesagt können dieselben Drehwinkelgeber für das Messen des Eingangsdrehwinkels, des Ausgangsdrehwinkels, der Aktuatorstellung und der Aktuatorgeschwindigkeit verwendet werden.
Die Aktuatortemperatur kann insbesondere eine Temperatur des Gleitkeilgetriebes sein. Die Temperatur des Gleitkeilgetriebes bestimmt die Viskosität eines in dem Gleitkeilgetriebe zum Einsatz kommenden Schmiermittels und, je nach ihrer Höhe und insbesondere dem Material des Flex Spline, die Aufteilung der Drehwinkeldifferenz auf ihre schon von Zhang et al (2015) grundsätzlich beschriebenen Komponenten des kinematischen Fehlers, der Hysterese des Gleitkeilgetriebes und der unmittelbar von dem übertragenen Drehmoment und der Torsionssteifigkeit des Gleitkeilgetriebes abhängigen elastischen Torsion des Gleitkeilgetriebes. Deshalb werden der Grenzwert und der Skalierungsvektor bei den erfindungsgemäßen Verfahren typischerweise temperaturabhängig festgelegt und dafür empirisch unter Verwendung eines externen Drehmomentsensors für das jeweilige Gleitkeilgetriebe und die jeweilige Aktuatortemperatur bestimmt.
Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren zum Erfassen von Fehlern und Abnutzung des elektrischen Flugsteuerungsaktuators können der Grenzwert, der Skalierungsfaktor und eine Breite des mitlaufenden Zeitfensters konkret auf Basis von Eingangsdrehwinkeln oder Ausgangsdrehwinkeln, die beim Ansteuern des elektrischen Antriebs auf vorgegebene unterschiedliche Aktuatorstellungen und Aktuatorgeschwindigkeiten bei einer bekannten Last auf die Flugsteuereinrichtung und bei einer bekannten Aktuatortemperatur gemessen werden, an den aktuellen Zustand des Gleitkeilgetriebes angepasst werden. Auf diese Weise wird berücksichtigt, dass das Gleitkeilgetriebe seine Eigenschaften in Bezug auf die Aufteilung der Drehwinkeldifferenz auf ihre Komponenten auch durch über seine Lebensdauer hinweg auftretende Abnutzung ändert.
Konkret können die Eingangsdrehwinkel und die Ausgangsdrehwinkel beim Ansteuern des elektrischen Antriebs auf die vorgegebenen unterschiedlichen Aktuatorstellungen und Aktuatorgeschwindigkeiten bei einem am Boden befindlichen Luftfahrzeug und insbesondere während eines sogenannten Pre-Flight Tests und/oder Ground Checks gemessen werden, so dass die bekannte Last auf die Flugsteuereinrichtung keine aerodynamische Last ist, sondern nur auf der Trägheit und der Reibung der Flugsteuereinrichtung beruht. Diese Last ist nicht variabel und muss daher nicht gemessen werden, um bekannt zu sein. So können der Grenzwert, der Skalierungsfaktor und die Breite des mitlaufenden Zeitfensters auf Basis der gemessenen Eingangsdrehwinkel und Ausgangsdrehwinkel unter Berücksichtigung der Aktuatortemperatur aus einer Nachschlagetabelle entnommen werden, die für die vorgegebenen unterschiedlichen Aktuatorstellungen und Aktuatorgeschwindigkeiten angelegt wird.
Der Skalierungsvektor weist bei dem erfindungsgemäßen Verfahren vorzugsweise mindestens zwei Einträge a und b auf, wobei das übertragene Drehmoment T_o aus dem Integral I und dem Skalierungsvektor [a, b] gemäß T_o = aI + b berechnet wird.
Bei einer einfachen und praktischen Umsetzung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird die Ableitung der Drehwinkeldifferenz nach der Zeit durch numerisches Differenzieren fortlaufend bestimmt. Für das numerische Differenzieren sind schnelle digitale Algorithmen verfügbar.
Alternativ kann die Ableitung der Drehwinkeldifferenz nach der Zeit unter Verwendung eines Kalman-Filters fortlaufend bestimmt oder in ein Kalman-Filterintegriert sein.
Das Integral der Ableitungsdifferenz über dem mitlaufenden Zeitfenster kann praktisch durch Tiefpassfiltern der Ableitungsdifferenz fortlaufend bestimmt werden. Das Tiefpassfiltern wird dabei vorzugsweise ebenfalls digital umgesetzt. Es versteht sich, dass eine Zeitvariable des Tiefpassfilterns die Breite des mitlaufenden Zeitfensters bestimmt, über dem das Integral der Ableitungsdifferenz durch das Tiefpassfiltern der Ableitungsdifferenz bestimmt wird. Auch das Integral der Ableitungsdifferenz kann alternativ unter Verwendung des oder eines weiteren Kalman-Filters fortlaufend bestimmt oder in das oder ein weiteres Kalman-Filterintegriert sein.
Auch unabhängig von den erfindungsgemäßen Erfassen von Fehlern oder Abnutzung des elektrischen Flugsteuerungsaktuators durch Vergleichen der gemessenen Betriebsvariablen mit den für das berechnete Drehmoment vorgegebenen Grenzwerten für die Betriebsvariablen, kann ein Funktionszustand des Gleitkeilgetriebes überwacht werden. Dies ist durch Vergleichen eines zeitlichen Verlaufs des berechneten Drehmoments mit einem zeitlichen Verlauf des gemessenen Eingangsdrehwinkels und/oder einem zeitlichen Verlauf des gemessenen Ausgangsdrehwinkels möglich. Dabei kann in gewisser Weise der umgekehrte Weg wie beim Bestimmen des übertragenen Drehmoments aus den gemessenen Eingangsdrehwinkeln und Ausgangsdrehwinkeln beschritten werden, indem die Teilsumme der weiteren Komponenten der Drehwinkeldifferenz neben der unmittelbar von dem übertragenen Drehmoment und der Torsionssteifigkeit des Gleitkeilgetriebes abhängigen Komponente bestimmt und analysiert wird.
Weiterhin kann bei dem erfindungsgemäßen Verfahren ein zeitlicher Verlauf des berechneten Drehmoments mit einem zeitlichen Verlauf eines elektrischen Stroms verglichen werden, der durch eine Motorwicklung eines an die Eingangswelle angeschlossenen elektrischen Antriebs fließt, um eine ordnungsgemäße Funktion des elektrischen Antriebs zu überwachen, das heißt ein Health Monitoring des elektrischen Antriebs durchzuführen. Bei dem Vergleichen des zeitlichen Verlaufs des berechneten Drehmoments mit dem zeitlichen Verlauf des durch die Motorwicklung fließenden Stroms wird vorzugsweise eine Frequenz des elektrischen Stroms als Bezugsgröße berücksichtigt weil das Verhältnis der zeitlichen Verläufe des berechneten Drehmoments und des elektrischen Stroms sowohl vom Betrag als auch der Phase her dynamischen Einflüssen unterworfen ist, das heißt von der Frequenz des für das Drehmoment originären elektrischen Stroms abhängt.
In einer speziellen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens wird das berechnete Drehmoment fortlaufend mit Vorgabewerten von Ansteuerungen von zwei oder mehr elektrischen Antrieben verglichen, die parallel zueinander an die Eingangswelle angeschlossen sind, um ein etwaiges Force Fighting, das heißt ein nicht aufeinander abgestimmtes Ansteuern der beiden elektrischen Antriebe derart, dass sie gegeneinander wirken, zu erfassen. Das Auftreten eines derartigen Force Fighting ist insbesondere bei Flugsteuerungsaktuatoren extrem gefährlich und daher unbedingt zu unterbinden. Das bei den erfindungsgemäßen Verfahren berechnete Drehmoment resultiert aus den Ansteuerungen beider elektrischer Antriebe und lässt damit sehr schnell erkennen, ob diese wie gewünscht gleichsinnig wirken, so dass sich ihre Effekte addieren, oder auch nur anteilig gegensinnig, weil das gemessene Drehmoment dann hinter der gewünschten Summe der einzelnen Drehmomente zurückbleibt.
Wenn hier davon die Rede ist, dass irgend Verfahrensschritt fortlaufend erfolgt, bedeutet dies, dass der Verfahrensschritt zumindest für einen gewissen Zeitraum mit einer solchen Schrittfrequenz durchgeführt wird, dass über ein reines Rauschen hinausgehende Änderungen der zugrundeliegenden Werte zu entsprechenden Änderungen bei den Ergebnissen des jeweiligen Verfahrensschritts führen. Idealerweise ist die Schrittfrequenz genauso groß wie die Abtastrate, mit der die am Anfang der erfindungsgemäßen Verfahren stehenden Messwerte abgetastet werden. Wenn die Schrittfrequenz kleiner als die Abtastrate ist, können den Verfahrensschritten fortlaufend, d. h. mit der Schrittfrequenz berechnete Mittelwerte der mit der Abtastrate gemessenen Werte zugrunde gelegt werden.
Ein erfindungsgemäßer elektrischer Flugsteuerungsaktuator für eine Flugsteuerung weist ein Gleitkeilgetriebe mit einer Eingangswelle, einer Ausgangswelle und einer Übersetzung, einen Eingangsdrehwinkelgeber für einen Eingangsdrehwinkel der Eingangswelle, einen Ausgangsdrehwinkelgeber für einen Ausgangsdrehwinkel der Ausgangswelle, einen elektrischen Antrieb, dessen Aktuatorsteuerung an den Eingangsdrehwinkelgeber und den Ausgangsdrehwinkelgeber angeschlossen ist, und Überwachungseinrichtungen auf, die zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahren angeschlossen und ausgebildet sind.
Bei dem erfindungsgemäßen Flugsteuerungsaktuator können Sensoren für Betriebsvariablen des Flugsteuerungsaktuators vorhanden sein, die einen elektrischen Strom durch den elektrischen Antrieb, eine Aktuatortemperatur, eine Aktuatorstellung und eine Aktuatorgeschwindigkeit umfassen.
Bei dem erfindungsgemäßen Flugsteuerungsaktuator kann ein weiterer, getrennt angesteuerter elektrischer Antrieb vorhanden sein, dessen Aktuatorsteuerung an einen weiteren Eingangsdrehwinkelgeber und einen weiteren Ausgangsdrehwinkelgeber angeschlossen ist. Dann sind die Überwachungseinrichtungen vorzugsweise dazu ausgebildet, ein etwaiges Force Fighting der beiden elektrischen Antriebe nicht nur zu erkennen, sondern auch die notwendigen Maßnahmen dafür einzuleiten, dass die Aktuatorsteuerungen der beiden elektrischen Antriebe das Force Fighting beenden.
Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Patentansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen.
Die in der Beschreibung genannten Vorteile von Merkmalen und von Kombinationen mehrerer Merkmale sind lediglich beispielhaft und können alternativ oder kumulativ zur Wirkung kommen, ohne dass die Vorteile zwingend von erfindungsgemäßen Ausführungsformen erzielt werden müssen.
Hinsichtlich des Offenbarungsgehalts - nicht des Schutzbereichs - der ursprünglichen Anmeldungsunterlagen und des Patents gilt Folgendes: Weitere Merkmale sind den Zeichnungen - insbesondere den dargestellten Geometrien und den relativen Abmessungen mehrerer Bauteile zueinander sowie deren relativer Anordnung und Wirkverbindung - zu entnehmen. Die Kombination von Merkmalen unterschiedlicher Ausführungsformen der Erfindung oder von Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche ist ebenfalls abweichend von den gewählten Rückbeziehungen der Patentansprüche möglich und wird hiermit angeregt. Dies betrifft auch solche Merkmale, die in separaten Zeichnungen dargestellt sind oder bei deren Beschreibung genannt werden. Diese Merkmale können auch mit Merkmalen unterschiedlicher Patentansprüche kombiniert werden. Ebenso können in den Patentansprüchen aufgeführte Merkmale für weitere Ausführungsformen der Erfindung entfallen, was aber nicht für die unabhängigen Patentansprüche des erteilten Patents gilt.
Die in den Patentansprüchen und der Beschreibung genannten Merkmale sind bezüglich ihrer Anzahl so zu verstehen, dass genau diese Anzahl oder eine größere Anzahl als die genannte Anzahl vorhanden ist, ohne dass es einer expliziten Verwendung des Adverbs „mindestens“ bedarf. Wenn also beispielsweise von einem elektrischen Antrieb die Rede ist, ist dies so zu verstehen, dass genau ein elektrischer Antrieb, zwei elektrische Antriebe oder mehr elektrische Antriebe vorhanden sind. Die in den Patentansprüchen angeführten Merkmale können durch weitere Merkmale ergänzt werden oder die einzigen Merkmale sein, die das jeweilige Verfahren oder der jeweilige Flugsteuerungsaktuator aufweist.
Die in den Patentansprüchen enthaltenen Bezugszeichen stellen keine Beschränkung des Umfangs der durch die Patentansprüche geschützten Gegenstände dar. Sie dienen lediglich dem Zweck, die Patentansprüche leichter verständlich zu machen.
Figurenliste
Im Folgenden wird die Erfindung anhand in den Figuren dargestellter bevorzugter Ausführungsbeispiele weiter erläutert und beschrieben.

1 zeigt den prinzipiellen Aufbau eines erfindungsgemäßen Flugsteuerungsaktuators.
2 zeigt den prinzipiellen Aufbau eines Gleitkeilgetriebes des erfindungsgemäßen Flugsteuerungsaktuators gemäß 1.
3 illustriert die Hysterese eines Gleitkeilgetriebes des Flugsteuerungsaktuators gemäß 1.
4 zeigt Auftragungen (a) einer Gesamttorsion, (b) einer linear von der Torsionssteifigkeit des Gleitkeilgetriebes abhängigen Komponente der Gesamttorsion und (c) eines von dem Gleitkeilgetriebe übertragenen Drehmoments jeweils über einen selben Zeitraum.
5 ist ein Blockdiagramm einer Ausführungsform eines von dem erfindungsgemäßen Verfahren zum Erfassen von Fehlern und Abnutzung des erfindungsgemäßen Flugsteuerungsaktuators umfassten Verfahrens zum Messen des über das Gleitkeilgetriebe übertragenen Drehmoments.
6 ist eine Auftragung von zeitlichen Verläufen von direkt und erfindungsgemäß gemessenen Drehmomenten, die über das Gleitkeilgetriebe übertragen wurden; und
7 ist ein Blockdiagramm einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens zum Erfassen von Fehlern und Abnutzung des erfindungsgemäßen Flugsteuerungsaktuators gemäß 1.

FIGURENBESCHREIBUNG
1 ist ein Prinzipschaubild eines erfindungsgemäßen Flugsteuerungsaktuators 1 für eine nicht näher dargestellte Flugsteuereinrichtung 2. Zu der Flugsteuereinrichtung 2 führt eine Ausgangswelle 3 des Flugsteuerungsaktuators. Diese Ausgangswelle 3 ist zugleich die Ausgangswelle 3 eines Gleitkeilgetriebes 4, das eine Drehzahl eines Elektromotors 5 untersetzt. Der Elektromotor 5 weist zwei getrennte Motorwicklungen auf und bildet so zwei elektrische Antriebe 6 und 7 aus, die von getrennten Aktuatorsteuerungen 8 und 9 angesteuert werden. Dieses getrennte Ansteuern erfolgt abhängig von einem Ausgangsdrehwinkel 10 der Ausgangswelle 3, der mit getrennten Drehwinkelgebern 11 und 12 erfasst wird, sowie abhängig von einem Eingangsdrehwinkel 13 einer Eingangswelle des Gleitkeilgetriebes 4, die mit dem Motor 5 verdreht wird. Für den Eingangsdrehwinkel 13 sind ebenfalls zwei separate Ausgangsdrehwinkelgeber 14 und 15 vorgesehen. Weiterhin berücksichtigen die Aktuatorsteuerungen 8 und 9 eine Aktuatortemperatur 16, für die ebenfalls separate Temperatursensoren 17 und 18 vorhanden sind. Darüber hinaus sind die Aktuatorsteuerungen 8 und 9 an separate Stromquellen 19 und 20 und separate Flugsteuerungsrechner 21 und 22 des jeweiligen Luftfahrzeugs 23 angeschlossen, um ein insgesamt redundantes System auszubilden. Um unter anderem Kollisionen zwischen den Aktuatorsteuerungen 8 und 9 im Sinne eines Force Fighting der beiden elektrische Antriebe 6 und 7 zu verhindern, sind Überwachungseinrichtungen vorgesehen, die die von den Aktuatorsteuerungen 8 und 9 den elektrischen Antrieben 6 und 7 zugeführten Ströme 24 und 25 mit den Eingangsdrehwinkeln 13 und den Ausgangsdrehwinkeln 10 abgleichen. In 1 ist eine Überwachungseinheit 26 dargestellt, die an einen weiteren Flugsteuerungsrechner 27 des Luftfahrzeugs 23 angeschlossen ist und die im Falle eines erkannten Force Fighting auf die Flugsteuerungseinrichtungen 8 und 9 derart einwirkt, dass dieses Force Fighting beendet wird. Weiterhin sind die Überwachungseinrichtungen bei dem erfindungsgemäßen Flugsteuerungsaktuator 1 so ausgebildet, dass sie ein aufgrund einer aerodynamischen Last auf die Flugsteuereinrichtung 2 auf das Gleitkeilgetriebe einwirkendes Drehmoment 4 messen, wie im Folgenden insbesondere unter Bezugnahme auf 6 erläutert werden wird. Die Messung dieses Drehmoments kann der Erfassung des Flugzustands des Luftfahrzeugs 23 dienen. Insbesondere dient sie zum Erfassen von Fehlern und Abnutzung des Flugsteuerungsaktuators 1.
2 ist ein schematischer Querschnitt durch das Gleitkeilgetriebegetriebe 4. Auf seiner perspektivisch dargestellten Eingangswelle 28 ist eine elliptische Scheibe, der so genannte Wave Generator 29, drehfest angeordnet. Der Wave Generator 29 greift an einem Innenumfang einer grundsätzlich zylindrischen, aber elastisch verformbaren Stahlbuchse mit Außenverzahnung 30, dem so genannten Flex Spline 31, an. Der Flex Spline 31 ist mit der Ausgangswelle 3 des Gleitkeilgetriebes 4 drehfest verbunden. Im Bereich des größten Durchmessers des Wave Generators 29 weist auch der elastisch verformbare Flex Spline 31 aktuell seinen größten Durchmesser auf und greift dort mit der Außenverzahnung 30 in eine Innenverzahnung 32 eines starren zylindrischen Außenrings, des so genannten Circular Spline 33, ein. Der Circular Spline 33 ist ortsfest. Die Eingriffsbereiche 34 der beiden Verzahnungen 30 und 32 laufen mit dem Wave Generator 29 um die Achse der Eingangswelle 28 um. Dabei tritt eine Winkeldifferenz Δθ_w zwischen der Eingangswelle 28 und den Eingriffsbereichen 34 auf. Mit diesem Versatz Δθ_w dreht sich der Flex Spline 31 und damit die Ausgangswelle in entgegengesetzter Drehrichtung zu dem Wave Generator 29, und zwar mit einer Ausgangsdrehzahl, die zu der Eingangsdrehzahl in dem Verhältnis einer Übersetzung 1/N steht. 1/N ist dabei der Quotient einer Differenz zwischen einer Anzahl von Zähnen der Außenverzahnung 30 des Flex Spline 31 und einer Anzahl von Zähnen der Innenverzahnung 32 des Circular Spline 33 geteilt durch die Anzahl der Zähne der Innenverzahnung 32 des Circular Spline 33. Typischerweise ist die Übersetzung 1/N in der Größenordnung von 1/100. Für das Messen des aufgrund einer dynamischen Last auf die Flugsteuereinrichtung 2 gemäß 1 auf das Gleitkeilgetriebe 4 einwirkenden Drehmoments, und damit auch der aerodynamischen Last selbst, ohne Einsatz eines zusätzlichen Drehmomentsensors stehen nur der Messwert θ_i des Eingangsdrehwinkels 13 und der Messwert θ_o des Ausgangsdrehwinkels 10 zur Verfügung. Eine Drehwinkeldifferenz Δθ zwischen dem Ausgangsdrehwinkel θ_o und seinem Erwartungswert berechnet als Eingangsdrehwinkel θ_i multipliziert mit der Übersetzung 1/N, hat neben dem von dem Gleitkeilgetriebe übertragenen Drehmoment jedoch weitere Ursachen. So gilt für diese Drehwinkeldifferenz Δθ: $Δ θ = θ_{o} - θ_{i} / N = Δ θ_{f} + \frac{Δ θ_{w}}{N} + θ_{e r}$
In dieser Gleichung (I) ist nur die Komponente Δθ_f eine Torsion des Flex Spline, die von der Torsionssteifigkeit des Flex Spline und dem interessierenden, von dem Gleitkeilgetriebe 4 übertragenen Drehmoment T_o abhängt. Die Komponente Δθ_w/N ist die oben erläuterte Winkeldifferenz aufgrund der Torsion des Wave Generators, die durch die Übersetzung 1/N untersetzt ist. Die Komponente θ_er ist ein geometrischer kinematischer Fehler.
Konkret hängt die Komponente Δθ_f gemäß von der Torsionssteifigkeit des Flex Spline 31 und dem auf den Flex Spline einwirkenden Drehmoment T_f ab. Dabei lässt sich der Zusammenhang zwischen dem auf den Flex Spline einwirkenden Drehmoment T_f und der Komponente Δθ_f beschreiben als $T_{f} = C_{2} tan (C_{1} Δ θ_{f}),$
wobei C₁ und C₂ in einem bestimmten Zustand des Gleitkeilgetriebes 4 konstant sind.
Zugleich gilt für das interessierende Ausgangsdrehmoment T_o , dass es gleich dem auf den Flex Spline 31 einwirkenden Drehmoment T_f minus einer viskosen Reibung in dem Gleitkeilgetriebe 4 ist, die sich als bθ̇_o beschreiben lässt, wobei b ein empirischer Parameter ist und ${\dot{θ}}_{o}$
die Ableitung des Ausgangsdrehwinkels nach der Zeit ist. Hieraus ergibt sich $T_{o} = T_{f} - b {\dot{θ}}_{o} = C_{2} tan (C_{1} Δ θ_{f}) - b {\dot{θ}}_{o}$
Die Winkeldifferenz Δθ_w des Wave Generators 29 ist eine Auswirkung eines inhärenten Hyteresephänomens von Gleitkeilgetrieben, wie es in 3 illustriert ist. Die Ausgangswelle 3 dreht sich wegen der Hysterese aufgrund der Torsion Δθ_w des Wave Generators erst dann, wenn das übertragene Drehmoment T_o größer als 0 ist. Dies bedeutet, dass es eine Verzögerung zwischen der an den elektrischen Motor 5 angeschlossenen Eingangswelle 28 und der Drehung der Ausgangswelle 3 des Gleitkeilgetriebes 4 gibt.
Wie 3 zeigt, ist der zeitliche Verlauf der Torsion Δθ_w mit dem von dem Gleitkeilgetriebe 4 übertragenen Drehmoment T_o nicht korreliert. In 4 sind zeitliche Verläufe (a) einer Gesamttorsion, d. h. einer Summe der Komponenten Δθ_f und Δθ_w der Gleichung (I), (b) nur der Komponente Δθ_f und (c) des tatsächlich übertragenen Drehmoments T_o aufgetragen. Während die Komponente Δθ_f mit dem übertragenen Drehmoment T_o synchron ist, gilt dies nicht für die Gesamttorsion Δ0_f + Δθ_w/N. Die Torsion Δθ_w des Wave Generators führt daher bei einigen einfachen Modellen für Gleitkeilgetriebe zu Fehlern von bis zu 40 % bei der Erfassung des übertragenen Drehmoments T_o .
Zur Entfernung der Komponenten Δθ_w und Δθ_er von der Drehwinkeldifferenz Δθ, um aus der Komponente Δθ_f das interessierende übertragende Drehmoment T_o zu bestimmen, wird bei der Erfindung folgendes ausgenutzt. Bei einer Ableitung der Gleichung (I) nach der Zeit gemäß $Δ \dot{θ} = Δ {\dot{θ}}_{f} + \frac{Δ {\dot{θ}}_{w}}{N} + {\dot{θ}}_{e r}$
gilt, dass sowohl Δθ̇_w/N als auch θ̇_er viel kleiner als Δθ̇_f ist.
Bei dem in 5 illustrierten Verfahren wird daher die Drehwinkeldifferenz Δθ in einem numerischen Differentiator 35 numerisch differenziert, um Δθ̇ zu erhalten. Dabei werden die unerwünschten Torsionskomponenten Δθ̇_w und θ̇_er soweit unterdrückt, dass sie bei der Berechnung von Δθ̇_f aus Δθ̇ durch Abziehen eines festen Grenzwerts 37 berücksichtigt werden können. Ein Tiefpassfilter 36 mit einstellbarer Zeitvariable wird dann verwendet, um die Ableitungsdifferenz Δθ̇_f über ein mitlaufendes Zeitfenster mit über die Zeitvariable einstellbarer Breite 38 zu integrieren, um den interessierenden Wert Δθ̇_f zu erhalten. Dann kann das über das Gleitkeilgetriebe 4 übertragende Drehmoment T_o gemäß (Δθ_f* a) + b unter Verwendung eines Skalierungsvektors [a, b] aus Δθ_f berechnet werden. Auf diese Weise wird der Zusammenhang der Gleichung (II) mit in der Praxis ausreichenden Genauigkeit abgebildet, einschließlich der dort enthaltene viskosen Reibung bθ̇_o. Weiterhin erweist es sich als ausreichend, den Grenzwert 37, die Breite 38 des mitlaufenden Zeitfensters, das ist die Zeitvariable des Tiefpassfilters 26, und den Skalierungsvektor [a, b] abhängig von der Aktuatortemperatur 16 aus einer Nachschlagetabelle 39 zu entnehmen, deren Einträge empirisch unter Verwendung eines externen Drehmomentsensors ermittelt wurden. Grundsätzlich ist es jedoch auch möglich, den Skalierungsvektor abhängig von θ̇_o so zu formulieren, dass er die Gleichung II vollständig widerspiegelt und dazu die Einträge C₁, C₂ und bθ̇_o umfasst.
6 zeigt experimentelle Ergebnisse einer Verwendung des Skalierungsvektors [a, b] für verschiedene Niveaus eines über das Gleitkeilgetriebe 4 übertragenen Drehmoments, wobei mit gestrichelter Linie das mit einem separaten Drehmomentsensor erfasste Drehmoment und mit durchgezogener Linie das erfindungsgemäß berechnete Drehmoment T_o aufgetragen ist.
Neben der Aktuatortemperatur 16 kann es auch sinnvoll sein, weitere Parameter zu erfassen, die den aktuellen Zustand des Gleitkeilgetriebes 4, insbesondere seinen Alterungszustand, beschreiben, um basierend hierauf den Grenzwert 37, die Breite des mitlaufenden Zeitfensters 38 und den Skalierungsvektor [a, b] für eine möglichst genaue Berechnung des übertragenen Drehmoments T_o vorzugeben. Insbesondere kann auf diese Weise berücksichtigt werden, dass die Steifigkeit eines Gleitkeilgetriebes 4 über seine Lebensdauer zwar langsam aber doch merklich abnimmt. Konkret kann der Flugsteuerungsaktuator 1 bei dem am Boden befindlichen Luftfahrzeug 23 ein Kommando für einen Routinetest erhalten. Dieser Test umfasst das Bewegen der Flugsteuereinrichtung 3 zwischen ihren Extrempositionen. Da am Boden keine aerodynamischen Lasten auftreten, ist das dabei über das Gleitkeilgetriebe 4 übertragene Drehmoment eine Funktion des Trägheitsmoments, der Reibung und der Winkelgeschwindigkeit der Flugsteuereinrichtung und der Steifigkeit des Gleitkeilgetriebes 4. So kann diese mit der Lebensdauer des Gleitkeilgetriebes 4 abhängende Steifigkeit durch Messen des Eingangsdrehwinkels 13 und des Ausgangsdrehwinkels 10 während des Routinetests erfasst werden. Wenn die Steifigkeit des Gleitkeilgetriebes abnimmt, nimmt die aus den Drehwinkeln 13 und 10 berechnete Drehwinkeldifferenz Δθ zu. Entsprechend können dann der Grenzwert 37 und/oder die Breite 38 des Zeitfensters und/oder die Einträge des Skalierungsvektors [a, b] modifiziert werden, um diese an die reduzierte Steifigkeit des Gleitkeilgetriebes 4 anzupassen.
7 ist ein Blockdiagramm, das eine Übersicht über eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens gibt, bei dem nicht nur die aerodynamische Last auf die Flugsteuereinrichtung 3 erfasst, sondern auch ein umfassendes Health Monitoring durchgeführt wird. Wenn dabei der elektrische Motor 5 des Flugsteuerungsaktuators 1 nicht explizit mit zwei getrennten elektrischen Antrieben 6 und 7 dargestellt ist, bedeutet dies nicht, dass nicht auch hier zwei getrennte elektrische Antriebe 6 und 7 und entsprechend getrennte Ausgangsdrehwinkelgeber 11 und 12 beziehungsweise Eingangsdrehwinkelgeber14 und 15 vorhanden sein können. In jedem Fall werden gemäß 7 der Eingangsdrehwinkel θ_i 13 und der Ausgangsdrehwinkel θ_o 10 nicht nur zur Berechnung der Winkeldifferenz Δθ genutzt, die dann in einem das Verfahren gemäß 6 umsetzenden Modul 40 verwendet wird, um unter Berücksichtigung der Aktuatortemperatur 16 das von dem Gleitkeilgetriebe 4 übertragene Drehmoment T_o zu berechnen. Dieses Drehmoment T_o wird in verschiedenen weiteren Modulen 43 bis 45 der Überwachungseinrichtungen bei Analysen zur Durchführung eines Health Monitoring 41 verwendet. Von den Modulen 43 bis 45 werden dabei auch weitere Betriebsvariablen 46 des Flugsteuerungsaktuators 1, insbesondere seines elektrischen Motors 5, berücksichtigt. Hierzu zählen neben der Aktuatortemperatur 16 der Strom durch dessen elektrischen Antrieb 6, eine Aktuatorstellung und eine Aktuatorgeschwindigkeit. In dem Modul 43 wird überprüft, ob die Eingangswerte des Moduls 43 mit einem dynamischen Modell des Flugsteuerungsaktuators 1 kompatibel sind. Das heißt, die Datensätze der Eingangswerte werden mit modellierten Datensätzen verglichen und etwaige Abweichungen werden festgestellt. Konkret werden die Betriebsvariablen 46 mit Grenzwerten für die Betriebsvariablen 46 verglichen, die für die durch das berechnete Drehmoment T_o angezeigte aerodynamische Last auf die Flugsteuereinrichtung 2 aus einer Nachschlagetabelle ausgelesen werden. In dem Modul 44 werden Signaturen des Stroms durch den elektrischen Antrieb 6 des Motors 5 bezüglich ihrer zeitlichen Verläufe und/oder Frequenzspektren unter Berücksichtigung der durch das übertragene Drehmoment T_o angezeigten externen Last auf mögliche Änderungen überprüft. In dem Modell 45 werden die Regler der Aktuatorsteuerung in Bezug auf Fehler zwischen vorgegebener und erreichter Aktuatorstellung, vorgegebener und erreichter Aktuatorgeschwindigkeit und Abhängigkeiten eines auftretenden Fehlers bei der Aktuatorgeschwindigkeit von dem Verlauf des Stroms durch den Motor ermittelt. Auch hierbei wird die durch das bestimmte übertragene Drehmoment T_o angezeigte aerodynamische Last, insbesondere deren Verlauf über der Zeit, berücksichtigt. Auf Basis der Ergebnisse der Module 43 bis 45 wird ein Aktuatorgesundheitszustand 42 ausgegeben.
In einem weiteren, hier nicht dargestellten Modul der Überwachungseinrichtungen kann ein frequenzbezogener Vergleich des zeitlichen Verlaufs des übertragenen Drehmoments T_o mit den zeitlichen Verläufen des Eingangsdrehwinkels θ_i und des Ausgangsdrehwinkels θ_o erfolgen, um zum Beispiel fortlaufend eine Art Modenanalyse des Gleitkeilgetriebes 4 durchzuführen, die frühzeitig Hinweise auf Änderungen, wie beispielsweise Entwicklungen von Schäden, bei dem Gleitkeilgetriebe 4 gibt. In noch einem weiteren, hier nicht dargestellten Modul der Überwachungseinrichtungen kann das bestimmte übertragene Drehmoment T_o mit der Drehwinkeldifferenz Δθ verglichen werden, was ebenfalls frequenzabhängig erfolgen kann, um Hinweise auf Änderungen bei den nicht auf das Drehmoment T_o zurückgehenden Komponenten von Δθ zu erhalten. Auch solche Hinweise deuten auf Veränderungen bei dem Gleitkeilgetriebe 4 hin. Abhängig von den Ergebnissen der weiteren, hier nicht dargestellten Module der Überwachungseinrichtungen kann ein spezieller Gesundheitsstatus des Gleitkeilgetriebes ausgegeben werden.
Bezugszeichenliste

1: Flugsteuerungsaktuator
2: Flugsteuereinrichtung
3: Ausgangswelle
4: Gleitkeilgetriebe
5: elektrischer Motor
6: elektrischer Antrieb
7: elektrischer Antrieb
8: Aktuatorsteuerung
9: Aktuatorsteuerung θ_o
10: Ausgangsdrehwinkel
11: Ausgangsdrehwinkelgeber
12: Ausgangsdrehwinkelgeber
13: Eingangsdrehwinkel θ_i
14: Eingangsdrehwinkelgeber
15: Eingangsdrehwinkelgeber
16: Aktuatortemperatur
17: Temperatursensor
18: Temperatursensor
19: Stromversorgung
20: Stromversorgung
21: Flugsteuerungsrechner
22: Flugsteuerungsrechner
23: Luftfahrzeug
24: Strom
25: Strom
28: Eingangswelle
29: Wave Generator
30: Außenzahnung
31: Flex Spline
32: Innenzahnung
33: Circular Spline
34: Eingriffsbereich
35: numerischer Differentiator
36: Tiefpassfilter
37: Grenzwert
38: Breite des mitlaufenden Zeitfensters
39: Nachschlagetabelle
40: Modul
41: Health Monitoring
42: Aktuatorgesundheitszustand
43: Modul
44: Modul
45: Modul
46: Betriebsvariablen
1/N: Übersetzung
Δθ: Drehwinkeldifferenz
Δθf: Integral I
To: Übertragenes Drehmoment

Claims

Verfahren zum Erfassen von Fehlern und Abnutzung eines elektrischen Flugsteuerungsaktuators (1) für eine Flugsteuereinrichtung (2), wobei der Flugsteuerungsaktuator (5) einen elektrischen Antrieb (6, 7) und ein Gleitkeilgetriebe (4) mit einer Eingangswelle (28), einer Ausgangswelle (3) und einer Übersetzung 1/N aufweist, mit - fortlaufendem Messen eines Eingangsdrehwinkels θ_i (13) der Eingangswelle (28), - fortlaufendem Messen eines Ausgangsdrehwinkels θ_ο (10) der Ausgangswelle (3), - fortlaufendem Berechnen eines Erwartungswerts θ_i/N des Ausgangsdrehwinkels θ_o (10) aus dem Eingangsdrehwinkel θ_i (13) und der Übersetzung 1/N und - fortlaufendem Berechnen einer Drehwinkeldifferenz Δθ zwischen dem Ausgangsdrehwinkel θ_o (10) und seinem Erwartungswert θ_i/N, gekennzeichnet durch - fortlaufendes Bestimmen einer Ableitung der Drehwinkeldifferenz Δθ nach der Zeit, - fortlaufendes Berechnen einer Ableitungsdifferenz zwischen der Ableitung und einem Grenzwert (37), - fortlaufendes Bestimmen eines Integrals I der Ableitungsdifferenz über einem mitlaufenden Zeitfenster, - Berechnen eines aufgrund einer aerodynamischen Last auf die Flugsteuereinrichtung (2) auf das Gleitkeilgetriebe (4) einwirkenden Drehmoments T_o aus dem Integral I und einem Skalierungsvektor, - fortlaufendes Messen von Betriebsvariablen (46) des Flugsteuerungsaktuators (1), die einen elektrischen Strom durch den elektrischen Antrieb (6, 7), eine Aktuatortemperatur (16), eine Aktuatorstellung und eine Aktuatorgeschwindigkeit umfassen, und - fortlaufendes Vergleichen der gemessenen Betriebsvariablen (46) mit für das berechnete Drehmoment T_o vorgegebenen Grenzwerten für die Betriebsvariablen (46), um einen Fehler oder eine Abnutzung des Flugsteuerungsaktuators (1) zu erkennen.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, - dass die Aktuatorstellung und die Aktuatorgeschwindigkeit aus dem gemessenen Eingangsdrehwinkel θ_i und/oder dem gemessenen Ausgangsdrehwinkel θ_o bestimmt werden und/oder - dass die Aktuatortemperatur (16) eine Temperatur des Gleitkeilgetriebes (4) ist.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass auf Basis von Eingangsdrehwinkeln θ_i und Ausgangsdrehwinkeln θ_o, die beim Ansteuern des elektrischen Antriebs (6, 7) auf vorgegebene unterschiedliche Aktuatorstellungen und Aktuatorgeschwindigkeiten bei einer bekannten dynamischen Last auf die Flugsteuereinrichtung (2) und bei einer bekannten Aktuatortemperatur (16) gemessen werden, der Grenzwert, der Skalierungsvektor und/oder eine Breite (38) des mitlaufenden Zeitfensters an einen aktuellen Zustand des Gleitkeilgetriebes (4) angepasst werden.
Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Eingangsdrehwinkel θ_i und Ausgangsdrehwinkel θ_o, auf deren Basis der Grenzwert, der Skalierungsvektor und/oder die Breite (38) des mitlaufenden Zeitfensters an einen aktuellen Zustand des Gleitkeilgetriebes (4) angepasst werden, in einem Pre-Flight Check und/oder einem Ground Check eines den Flugsteuerungsaktuator (1) und die Flugsteuereinrichtung (2) umfassenden Luftfahrzeugs (23) gemessen werden.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Drehmoment To aus dem Integral I und dem Skalierungsvektor [a, b] gemäß T_o = a * I + b berechnet wird.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Grenzwert (37), der Skalierungsvektor und/oder eine Breite (38) des mitlaufenden Zeitfensters temperaturabhängig sind und empirisch unter Verwendung eines externen Drehmomentsensors für das Gleitkeilgetriebe (4) bestimmt wurden.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Ableitung der Drehwinkeldifferenz Δθ nach der Zeit durch numerisches Differenzieren oder unter Verwendung eines Kalman-Filters fortlaufend bestimmt wird.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das Integral I der Ableitungsdifferenz über dem mitlaufenden Zeitfenster durch Tiefpassfiltern der Ableitungsdifferenz oder unter Verwendung des oder eines Kalman-Filters fortlaufend bestimmt wird.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein Funktionszustand des Gleitkeilgetriebes (4) durch Vergleichen eines zeitlichen Verlaufs des berechneten Drehmoments T_o mit einem zeitlichen Verlauf des gemessenen Eingangsdrehwinkels θ_i und/oder einem zeitlichen Verlauf des gemessenen Ausgangsdrehwinkels θ_o überwacht wird.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein zeitlicher Verlauf des berechneten Drehmoments To mit einem zeitlichen Verlauf eines elektrischen Stroms verglichen wird, der durch eine Motorwicklung eines an die Eingangswelle (28) angeschlossenen elektrischen Antriebs (6, 7) fließt, um eine ordnungsgemäße Funktion des elektrischen Antriebs (6, 7) zu überwachen.
Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass bei dem Vergleichen des zeitlichen Verlaufs des berechneten Drehmoments T_o mit dem zeitlichen Verlauf des durch die Motorwicklung fließenden elektrischen Stroms eine Frequenz des elektrischen Stroms als Bezugsgröße berücksichtigt wird.
Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass das berechnete Drehmoment T_o fortlaufend mit Vorgabewerten an Steuerungen von zwei elektrischen Antrieben (6, 7) verglichen wird, die parallel zueinander an die Eingangswelle (28) angeschlossen sind, um ein etwaiges Force Fighting der beiden elektrischen Antriebe (6, 7) zu erfassen.
Elektrischer Flugsteuerungsaktuator (1) für eine Flugsteuereinrichtung (2), wobei der Flugsteuerungsaktuator (1) aufweist: - ein Gleitkeilgetriebe (4) mit einer Eingangswelle (28), einer Ausgangswelle (3) und einer Übersetzung 1/N, - einen Eingangsdrehwinkelgeber (14, 15) für einen Eingangsdrehwinkel θ_i (13) der Eingangswelle (28), - einen Ausgangsdrehwinkelgeber (11, 12) für einen Ausgangsdrehwinkel θ_ο (10) der Ausgangswelle (3), - einen elektrischen Antrieb (6), dessen Aktuatorsteuerung (8) an den Eingangsdrehwinkelgeber (14) und den Ausgangsdrehwinkelgeber (11) angeschlossen ist, und - Überwachungseinrichtungen (26, 27, 40, 43-45), die zur Durchführung des Verfahrens nach einem der vorhergehenden Ansprüche angeschlossen und ausgebildet sind.
Flugsteuerungsaktuator (1) nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass Sensoren für Betriebsvariablen des Flugsteuerungsaktuators (1) vorhanden sind, die einen elektrischen Strom durch den elektrischen Antrieb (6), eine Aktuatortemperatur (16), eine Aktuatorstellung und eine Aktuatorgeschwindigkeit umfassen.
Flugsteuerungsaktuator nach Anspruch 13 oder 14, dadurch gekennzeichnet, dass ein weiterer, getrennt angesteuerter elektrischer Antrieb (7) vorhanden ist, dessen Aktuatorsteuerung (9) an einen weiteren Eingangsdrehwinkelgeber (15) und einen weiteren Ausgangsdrehwinkelgeber (12) angeschlossen ist.