DE102020129344B4 - Flugsteuerungssystem mit einem hydraulischen Servo-Aktuator - Google Patents

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Abstract

Flugsteuerungssystem eines Flugzeugs, wobei das System eine Steuereinheit aufweist, die ausgebildet ist, in Reaktion auf ein Steuersignal einen Steuerstrom zu generieren, und wobei das System ferner einen hydraulischen Servo-Aktuator zur Übersetzung des Steuerstroms in eine Bewegung einer Steuerfläche des Flugzeugs aufweist, wobei der Servo-Aktuator ein zweistufiges Elektro-Hydraulisches Servoventil aufweist, wobei das Servoventil eine Vorsteuerstufe umfasst, in welcher der Steuerstrom in einen hydraulischen Steuerdruck übersetzt wird, und eine Leistungsstufe umfasst, in welcher ein Ventilschieber in Reaktion auf den Steuerdruck bewegt wird, um Durchflussrichtung und Durchflussquerschnitt des Ventils einzustellen, dadurch gekennzeichnet , dass die Steuereinheit dezentral und im Abstand von einem zentralen Flugsteuerungsrechner am Flugzeug angeordnet ist, und dass das Servoventil eine elektrische Rückführung aufweist.

Description

  • Die Erfindung betrifft ein Flugsteuerungssystem mit wenigstens einem hydraulischen Servo-Aktuator.
  • In Flugsteuerungssystemen kommen regelmäßig hydraulische Servo-Aktuatoren zum Einsatz, an denen ein Steuerbefehl in eine Fluglageänderung übersetzt wird, indem der hydraulische Druck in Hydraulikzylindern zur Betätigung von Steuerflächen des Flugzeugs eingestellt wird. Insbesondere umfassen derartige Servo-Aktuatoren zweistufige Elektro-Hydraulische-Servoventile (EHSV) mit einer Vorsteuerstufe und einer Leistungsstufe. In der Vorsteuerstufe wird ein Steuerstrom anhand eines elektromagnetischen Antriebs in einen hydraulischen Steuerdruck übersetzt. Die Leistungsstufe weist einen Ventilschieber auf, der in Reaktion auf den in der Vorsteuerstufe generierten Steuerdruck bewegt wird. Die Position des Ventilschiebers bestimmt Durchflussrichtung und Durchflussquerschnitt des Ventils.
  • Um ein stabiles Ansprechverhalten von Elektro-Hydraulischen-Servoventilen zu gewährleisten, ist eine sogenannte Rückführung erforderlich, welche eine Kopplung zwischen der Ansteuerstufe und dem Ventilschieber darstellt und bei Bewegung des Ventilschiebers eine rückstellende Kraft auf die Vorsteuerstufe ausübt. Hier unterscheidet man unter anderem zwischen mechanischen Rückführungen, in denen die Kopplung durch eine mechanische Feder oder dergleichen erfolgt, und elektrischen Rückführungen, in denen die Position des Ventilschiebers mit Hilfe beispielsweise eines Linear-Variable-Transducers (LVT) bestimmt und bei der Generierung des Steuerstroms für die Vorsteuerstufe berücksichtigt wird.
  • In konventionellen Flugsteuersystemen werden die Steuerströme für die Servo-Aktuatoren im zentralen Flugsteuerungsrechner (FCC - flight control computer) generiert. Die Ansteuerung der Servo-Aktuatoren erfolgt also auf analogem Weg mittels einer Steuerstromvorgabe. Entsprechend werden in Servo-Aktuatoren von Flugsteuerungssystemen generell Elektro-Hydraulischen-Servoventile mit einer mechanischen Rückführung eingesetzt, denn eine elektrische Rückführung über den Umweg des zentralen Flugsteuerungsrechners wäre technisch nicht sinnvoll.
  • In modernen Flugzeugentwürfen ist die Tendenz erkennbar, den zentralen Flugsteuerungsrechner, der typischerweise im Flugzeugrumpf untergebracht ist, um ein Netzwerk an dezentralen Steuereinheiten (REUs - remote electronic units) zu ergänzen und einige Funktionen, die in konventionellen Flugsteuerungssystemen vom zentralen Flugsteuerungsrechner übernommen werden, zu dezentralisieren. Solche dezentralen Steuereinheiten können beispielsweise auch in den Flügeln angeordnet werden.
  • Beispielsweise offenbart die DE 10 2010 007 042 A1 ein Flugzeug mit einer Steuerungsvorrichtung, welche dazu vorgesehen ist, die aerodynamische Leistungsfähigkeit geregelter Flugzeuge zu erhöhen. Demgemäß umfasst die Steuerungsvorrichtung zumindest eine in einem sich in Flügelspannweiten-Richtung erstreckenden Oberflächensegment des Hauptflügels und/oder zumindest einer Einstellklappe jedes Tragflügels gelegene Anordnung von Strömungsbeeinflussungs-Vorrichtungen zur Beeinflussung des das Oberflächensegment überströmenden Fluids. Die Strömungsbeeinflussungs-Vorrichtungen sind insbesondere derart ausgeführt, dass diese aufgrund der Soll-Kommandos die lokalen Auftriebsbeiwerte oder die Verhältnisse von Widerstandsbeiwert und Auftriebsbeiwert in demjenigen Segment verändern, in dem diese jeweils angeordnet sind.
  • Ferner beschreibt die DE 10 2010 021 576 A1 eine Möglichkeit, mit der eine Gewichtsersparnis für die Verstelleinrichtungen erreicht werden kann. Hierzu ist eine Vorrichtung für eine an einem Hauptflügel eines Flugzeugtragflügels verstellbar gelagerte Stellklappe, insbesondere eine Landeklappe vorgesehen, mit zumindest einer Verstelleinrichtung zur Verstellung der Stellklappe, die einen am Hauptflügel angeordneten oder anordenbaren Aktuator und eine zwischen dem Aktuator und der Stellklappe verlaufende Verstell-Kinematik aufweist, wobei die Stellklappe über die Verstell-Kinematik mechanisch mit dem Aktuator gekoppelt ist. Bei der Vorrichtung ist zumindest eine Dämpfungseinrichtung zur Dämpfung einer von der Stellklappe auf die Verstelleinrichtung bewirkten dynamischen Belastung, welche insbesondere durch einen im Bereich der Stellklappe auftretenden kritischen Störfall hervorgerufen wird, zwischen dem Hauptflügel und der Stellklappe angeordnet oder anordenbar.
  • Die DE 10 2011 115 360 A1 betrifft ein elektronisches Flugsteuerungssystem zur Ansteuerung und Überwachung von Stellantrieben der Flugsteuerung eines Flugzeugs, welches Regelungs- und Überwachungselektroniken zur Ansteuerung der Stellantriebe im Multiplexbetrieb aufweist.
  • Aus der US 7 048 234 B2 ist eine Antriebseinheit mit zwei Antrieben bekannt, die über Übersetzungsgetriebe mit einer oder mehreren Klappen oder Lamellen einer Klappen-/Lamellengruppe verbunden sind. Die Antriebe können mechanisch mit einer drehbaren Welle gekoppelt sein, auf der eine Wellenbremse angeordnet ist. Die Führungsgetriebe sind mit der Welle und mit den jeweiligen Klappen oder Lamellen der Klappen-/Lamellengruppe verbunden. Alternativ sind die beiden Antriebe nicht mechanisch gekoppelt, sondern lediglich elektrisch oder elektronisch synchronisiert. Jede Klappen-/Lamellengruppe kann einzeln und unabhängig von den anderen Gruppen durch Stellbefehle betätigt werden, die von einer zentralen Steuereinheit gegeben werden, die mit den Antrieben und einem Flugregler verbunden ist. Positionssensoren geben eine Rückmeldung über die aktuelle Position. Jede Klappe/Lamelle wird von zwei Getrieben angetrieben, und zwar von zwei Antriebsgetrieben oder von zwei Führungsgetrieben oder von einem Antriebsgetriebe und einem Führungsgetriebe. Bei Ausfall einer Komponente ist ein redundanter Antriebsweg gewährleistet.
  • Die US 2016 / 0 280 360 A1 betrifft ein Flugzeugfahrwerk, insbesondere ein Bugfahrwerk mit mindestens einer Einheit, die mindestens einen Elektromotor und mindestens eine Hydraulikpumpe aufweist, wobei mindestens eine Stelleinrichtung zur Einstellung der Stellung des Fahrwerks vorgesehen ist. Die Stelleinrichtung umfasst mindestens einen Aktuator zum Antrieb der Stelleinrichtung, wobei der Lenkwinkel und/oder die Lenkgeschwindigkeit und/oder die Einfahrgeschwindigkeit und/oder die Ausfahrgeschwindigkeit und/oder die Endlagendämpfung und/oder die Stellung der Verstelleinrichtung mittels des den mindestens einen Aktuator der Verstelleinrichtung antreibenden Elektromotors mittels der Hydraulikpumpe steuerbar oder einstellbar ist.
  • Zudem offenbart die JP 6 779 183 B2 ein Steuerungssystem zum Antrieb einer Steuerfläche eines Flugzeugs, insbesondere ein Flugzeugsteuerungssystem mit einem elektromechanischen Aktuator (EMA), wobei mittels dessen Anordnung eine Ausfallsicherheit gegen ein Klebeversagen erreicht wird.
  • Aufgabe der Erfindung ist es, Flugsteuerungssysteme unter Ausnützung der Optionen, welche sich durch den Einsatz von vorgenannnten dezentralen Steuereinheiten ergeben, weiter zu optimieren.
  • Die genannte Aufgabe wird erfindungsgemäß durch ein Flugsteuerungssystem mit den Merkmalen des Anspruchs 1 sowie einem Flugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 11 gelöst, wobei bevorzugte Ausgestaltungen Gegenstand der Unteransprüche sind.
  • Vor diesem Hintergrund betrifft die Erfindung ein Steuerungssystem eines Flugzeugs, wobei das System eine Steuereinheit aufweist, die ausgebildet ist, in Reaktion auf ein Steuersignal einen Steuerstrom zu generieren, und wobei das System ferner einen hydraulischen Servo-Aktuator zur Übersetzung des Steuerstroms in eine Bewegung einer Steuerfläche des Flugzeugs aufweist, wobei der Servo-Aktuator ein zweistufiges Elektro-Hydraulisches Servoventil aufweist, wobei das Servoventil eine Vorsteuerstufe umfasst, in welcher der Steuerstrom in einen hydraulischen Steuerdruck übersetzt wird, und eine Leistungsstufe umfasst, in welcher ein Ventilschieber in Reaktion auf den Steuerdruck bewegt wird, um Durchflussrichtung und Durchflussquerschnitt des Ventils einzustellen.
  • Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass die Steuereinheit dezentral und im Abstand von einem zentralen Flugsteuerungsrechner am Flugzeug angeordnet ist, und dass das Servoventil eine elektrische Rückführung aufweist. Es ist also vorgesehen, unter Ausnützung eines die in Servoventilen von Flugzeugsteuersystemen gängigen mechanischen Rückführungen durch eine elektrische Rückführung zu ersetzen. Diese Möglichkeit wird durch den Einsatz eines Netzwerks an digital kommunizierenden, dezentralen Steuereinheiten in dem Flugzeugsteuerungssystem geschaffen, da eine elektrische Rückführung über eine dezentrale Steuereinheit realisiert werden kann, die dem Servo-Aktuator zugeordnet und vorzugsweise im räumlichen Nahbereich des Servo-Aktuators untergebracht ist.
  • Die dezentrale Steuereinheit ist dem zugeordneten Servo-Aktuator und dem zentralen Flugsteuerungsrechner zwischengeschaltet. Sie übersetzt ein Steuersignal des zentralen Flugsteuerungsrechners in einen Steuerstrom des Servoventils.
  • Die elektrische Rückführung stabilisiert das Servoventil, indem die Position des Ventilschiebers, die beispielsweise mit Hilfe beispielsweise eines Linear-Variable-Transducers (LVTD) bestimmt werden kann, bei der Generierung des Steuerstroms berücksichtigt wird. Das System weist also vorzugsweise einen Sensor zur Bestimmung der Position des Ventilschiebers auf, der mit der dezentralen Steuereinheit signalverbunden ist.
  • Das Regelungskonzept des Servoventils umfasst also in einer Ausführungsform einen Regelungsanteil (aus der elektrischen Rückführung) und einen Vorsteuerungsanteil (aus dem Steuersignal des zentralen Flugsteuerungsrechners).
  • Alternativ kann vorgesehen sein, dass das Regelungskonzept des Servoventils Regelungsanteile aus der elektrischen Rückführung und aus dem Steuersignal des zentralen Flugsteuerungsrechners umfasst.
  • Beispielsweise können die dezentrale Steuereinheit und der Servo-Aktuator des Systems in den Flügeln des Flugzeugs angeordnet sein. Alternativ oder zusätzlich können die dezentrale Steuereinheit und der Servo-Aktuator des Systems auch im Leitwerk des Flugzeugs verbaut sein. Der zentrale Flugsteuerungsrechner ist typischerweise im Flugzeugrumpf angeordnet.
  • Insbesondere können die dezentrale Steuereinheit und der zugeordnete Servo-Aktuator von einer gemeinsamen baulichen Einheit umfasst sein. Unter einer gemeinsamen baulichen Einheit ist im vorliegenden Zusammenhang beispielsweise die Montage in einem gemeinsamen Gehäuse oder auf einer gemeinsamen Montagestruktur zu verstehen, das bzw. die sich etwa in einem geeigneten Bauraum im Flügel des Flugzeugs befinden kann. Alternativ zu einer gemeinsamen baulichen Einheit im engeren Sinn kann auch eine Anordnung der dezentralen Steuereinheit und des zugeordneten Servo-Aktuators in räumlicher Nähe, im Sinne beispielsweise einer Verbauung im selben Abschnitt eines Flügels des Flugzeugs vorgesehen sein.
  • Es kann vorgesehen sein, dass der dezentralen Steuereinheit mehrere Servo-Aktuatoren zugeordnet sind und dass die dezentrale Steuereinheit eine elektrische Rückführung der von diesen mehreren Servo-Aktuatoren umfassten Servoventile realisiert.
  • Insbesondere kann das System ein oder mehrere Paare an funktionalen Einheiten mit einer dezentralen Steuereinheit und einem oder mehreren dieser zugeordneten Servo-Aktuatoren aufweisen. Die beiden funktionalen Einheiten von jedem der Paare können an korrespondierenden Positionen auf den beiden Flügeln des Flugzeugs angeordnet sein und mit ihren Servo-Aktuatoren auf korrespondierende Steuerflächen der beiden Flügel wirken.
  • Die Erfindung betrifft weiterhin ein Flugzeug mit einem erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystem. Das Flugzeug umfasst einen Flugzeugrumpf, Flügel, Steuerflächen und das erfindungsgemäße Steuersystem, das zur Ansteuerung einer oder mehrerer der Steuerflächen vorgesehen ist. Ein zentraler Flugsteuerungsrechner des Flugzeugs ist ausgebildet, Positionskommandos eines Piloten oder Flugführungssystems zur Steuerung der Flugbahn an die dezentrale Steuereinheit des erfindungsgemäßen Systems zu leiten. Vorteilhafte Ausbildungen des Flugsteuerungssystems und Varianten der Verbauung der einzelnen Bestandteile des Flugsteuerungssystems im Flugzeug können der vorstehenden Beschreibung des Flugsteuerungssystems entnommen werden.
  • Ein Vorteil der Erfindung ist die Möglichkeit einer Kosteneinsparung, da sich für das Ventil ohne mechanische Rückführung ein reduzierter Fertigungs-, Montage- und Einstellaufwand ergibt. Weiterhin entstehen durch die mechanische Unabhängigkeit der beiden Stufen des Servoventils größere Designfreiheiten hinsichtlich der Anordnung des Ventils und dessen Integration im Servo-Aktuator.
  • Die elektrische Rückführung erweitert gegenüber einer mechanischen Rückführung zudem die Einstellmöglichkeiten im Bezug auf das Betriebsverhalten. So ist es in einem erfindungsgemäßen System beispielsweise möglich, die Durchflusskennlinie des Ventils zu beeinflussen und Leistungscharakteristika gezielt zu beeinflussen, die in Systemen aus dem Stand der Technik nicht unabhängig waren.
  • Darüber hinaus lässt sich die interne Leakage und damit die Verlustleistung des Servoventils verringern, da in der elektromagnetischen Vorstufe des Ventils bei Fehlen einer mechanischen Rückführung nun weniger Stellkraft (Autorität) zur Auslenkung des Ventilschiebers der zweiten Stufe benötigt wird.
  • Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus dem nachfolgend anhand der Figur beschriebenen Ausführungsbeispiel.
  • Die einzige Figur zeigt eine beispielhafte Regelung bei der elektrischen Rückführung in Servoventilen erfindungsgemäßer Flugzeugsteuersysteme.
  • Eine dezentrale Steuereinheit 100 des Systems übersetzt ein digitales Steuersignal 101, das von einem zentralen Flugsteuerungsrechner empfangen wird, in einen Steuerstrom Iel. Der Steuerstrom Iel. bewirkt in einer elektromagnetischen Ansteuerung 210 des Servoventils 200 die Erzeugung eines Moments Tm, das auf ein bewegliches Bauteil 220 zur Erzeugung einer Druckdifferenz dp in einem hydraulischen Steuerkreis des Ventils 200 wirkt. Bei dem Bauteil 220 kann es sich je nach Ausführung des Servoventils 200 beispielsweise um einen Strahlteiler, eine Prallplatte oder eine bewegliche Düse handeln. In Reaktion auf die Druckdifferenz dp im hydraulischen Steuerkreis wird ein Ventilschieber 230 in der Leistungsstufe des Ventils 200 bewegt, wodurch der Durchflussquerschnitt des Ventils und somit der Arbeitsdruck im Arbeitskreis eines Servo-Aktuators des Systems verändert wird.
  • In konventionellen Servoventilen, wie sie in Flugsteuerungssystemen des Standes der Technik zum Einsatz kommen, ist der Ventilschieber 230 mechanisch mit der elektromagnetischen Ansteuerung 210 und/oder dem Bauteil 220 verbunden, um im Rahmen einer mechanischen Rückführung das Ventil 200 zu stabilisieren.
  • Diese mechanische Rückführung ist im erfindungsgemäßen System durch eine elektrische Rückführung ersetzt. Zu diesem Zweck weist das Servoventil 200 des erfindungsgemäßen Systems einen Linear-Variable-Transducer 240 auf, mit dem die Schieberposition xehsv ermittelt werden kann. Aus dieser Schieberposition xehsv wird ein Regelsignal 102 generiert, das in der dezentralen Steuereinheit ausgewertet und bei der Generierung des Steuerstroms Iel. berücksichtigt wird.
  • Das Regelungskonzept des Servoventils des erfindungsgemäßen Systems umfasst also einen Regelungsanteil (aus der elektrischen Rückführung) und einen Vorsteuerungsanteil (aus dem Steuersignal des zentralen Flugsteuerungsrechners). Im Rahmen der Regelung muss das Zusammenspiel aller hydraulischen, mechanischen und elektrischen Kräfte berücksichtigt werden. Die diskrete Regelung ist aufgeteilt in einen Vorsteuerungsanteil 110 mit Polvorgabe (dynamic pre-control), der auf einem field-programmable gate array (FPGA) ausgeführt werden kann, und einem Regelanteil (P-controller) 120, der die Schieberposition in Form eines LV(D)T-Signals 102 als Feedback berücksichtigt. Die Vorsteuerung kann zur Bestimmung des Vorsteuerstroms (static pre-control) das mathematische Modell des idealisierten Servoventils nützen.

Claims (11)

  1. Flugsteuerungssystem eines Flugzeugs, wobei das System eine Steuereinheit aufweist, die ausgebildet ist, in Reaktion auf ein Steuersignal einen Steuerstrom zu generieren, und wobei das System ferner einen hydraulischen Servo-Aktuator zur Übersetzung des Steuerstroms in eine Bewegung einer Steuerfläche des Flugzeugs aufweist, wobei der Servo-Aktuator ein zweistufiges Elektro-Hydraulisches Servoventil aufweist, wobei das Servoventil eine Vorsteuerstufe umfasst, in welcher der Steuerstrom in einen hydraulischen Steuerdruck übersetzt wird, und eine Leistungsstufe umfasst, in welcher ein Ventilschieber in Reaktion auf den Steuerdruck bewegt wird, um Durchflussrichtung und Durchflussquerschnitt des Ventils einzustellen, dadurch gekennzeichnet , dass die Steuereinheit dezentral und im Abstand von einem zentralen Flugsteuerungsrechner am Flugzeug angeordnet ist, und dass das Servoventil eine elektrische Rückführung aufweist.
  2. Flugsteuerungssystem nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet , dass das Servoventil keine mechanische Rückführung aufweist.
  3. Flugsteuerungssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass das System einen Sensor zur Bestimmung der Position des Ventilschiebers aufweist, der mit der dezentralen Steuereinheit signalverbunden ist.
  4. Flugsteuerungssystem nach Anspruch 3 , dadurch gekennzeichnet, dass es sich bei dem Sensor um einen Linear-Variable-Transducers (LVTD) handelt.
  5. Flugsteuerungssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass die dezentrale Steuereinheit ausgebildet ist, den Steuerstrom unter Berücksichtigung eines Regelungsanteils aus der elektrischen Rückführung und eines Vorsteuerungsanteils aus dem Steuersignal des zentralen Flugsteuerungsrechners zu generieren.
  6. Flugsteuerungssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass die dezentrale Steuereinheit ausgebildet ist, den Steuerstrom unter Berücksichtigung eines Regelungsanteils aus der elektrischen Rückführung und aus dem Steuersignal des zentralen Flugsteuerungsrechners zu generieren.
  7. Flugsteuerungssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass die dezentrale Steuereinheit und der Servo-Aktuator des Systems auf einem Flügel oder einem Leitwerk des Flugzeugs angeordnet sind.
  8. Flugsteuerungssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass die dezentrale Steuereinheit und der Servo-Aktuator von einer gemeinsamen baulichen Einheit umfasst sind.
  9. Flugsteuerungssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass der dezentralen Steuereinheit mehrere Servo-Aktuatoren zugeordnet sind und dass die dezentrale Steuereinheit eine elektrische Rückführung der von diesen mehreren Servo-Aktuatoren umfassten Servoventile realisiert.
  10. Flugsteuerungssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , dass das System ein oder mehrere Paare an funktionalen Einheiten mit einer dezentralen Steuereinheit und einem oder mehreren dieser zugeordneten Servo-Aktuatoren, jeweils ausgebildet gemäß Anspruch 1 , aufweist, wobei vorzugsweise vorgesehen ist, dass die beiden funktionalen Einheiten von jedem der Paare an korrespondierenden Positionen auf den beiden Flügeln des Flugzeugs angeordnet sind und mit ihren Servo-Aktuatoren auf korrespondierende Steuerflächen der beiden Flügel wirken.
  11. Flugzeug mit einem Flugsteuerungssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
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