DE3703004A1 - Hydraulische servo-stellvorrichtung fuer ein bewegliches teil eines fluggeraets - Google Patents
Hydraulische servo-stellvorrichtung fuer ein bewegliches teil eines fluggeraetsInfo
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- B64C27/64—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades using fluid pressure, e.g. having fluid power amplification
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- B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
- B64C13/24—Transmitting means
- B64C13/38—Transmitting means with power amplification
- B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
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Description
Die Erfindung betrifft eine hydraulische Servo-Stell
vorrichtung für ein bewegliches Teil eines Fluggeräts,
mit einem ersten und einem zweiten Fluidkreis, von
denen jeder eine eigene, an das zu bewegende Teil ge
koppelte, doppelt wirkende Kolben-Zylinder-Einheit
beinhaltet, und einem Steuerschieber, durch dessen
Stellung die Kolben-Zylinder-Einheiten unabhängig
voneinander durch den jeweiligen Fluidkreis in eine
Sollposition gebracht werden.
Bei Servo-Stellvorrichtungen, die redundant ausgelegt
sind, ist das Problem des Kraftkonflikts bekannt. Re
dundant ausgelegte Stellvorrichtungen dieser Art fin
den sich insbesondere in Fluggeräten wie Hubschraubern,
Verkehrsflugzeugen und insbesondere in Kampfflugzeu
gen. Die redundante Auslegung der Stellvorrichtung
soll gewährleisten, daß bei Ausfall eines Hydraulik
kreises mit Hilfe des noch verbleibenden, anderen
Hydraulikkreises noch eine zuverlässige Steuerung
möglich ist.
Um beispielsweise das Seitenruder eines Flugzeugs mit
einer hydraulischen Servo-Stellvorrichtung zu verstel
len und in der verstellten Lage zu halten, sind an
das Ruder zwei gegensinnig arbeitende Kolben-Zylinder-
Einheiten gekoppelt. Wenn zum Verstellen des Seiten
ruders der Kolben der einen Einheit eingefahren wird,
wird der Kolben der anderen Einheit ausgefahren. Zu
einer kritischen Situation kommt es, wenn eine be
stimmte Stellung des Ruders gehalten werden soll, was
der Nullstellung des Steuerschiebers entspricht.
In dieser Nullstellung des Steuerschiebers wer
den beide Kolben-Zylinder-Einheiten im Idealfall mit
exakt dem gleichen Druck beaufschlagt. Der den Druck
in den beiden Fluidkreisen bestimmende Steuerschie
ber kann aber nicht derart präzise eingeschliffen
werden, daß bei einer gegebenen Auslenkung von eini
gen Mikrometern in beiden Fluidkreisen (Systemen)
exakt die gleichen Druckverhältnisse herrschen. Bei
auch nur geringen Druckdifferenzen trachtet der Kolben
in dem einen Kreis das Ruder entgegen der Kraft des
Kolbens in dem anderen Kreis zu verstellen. Dies
führt zu unerwünschten Belastungen (Verspannungen)
an der Kolben-Zylinder-Einheit und an der Flugzeug
struktur.
Um die oben geschilderten nachteiligen Erscheinungen
zu vermeiden, könnte man eine Hysterese-Funktion in
dem System vorsehen, die die Wirkung einer Totzone
hat, innerhalb derer Bewegungen des Steuerschiebers
in eine zweite Richtung anschließend an eine Bewe
gung in die erste Richtung keine Wirkungen haben.
Eine solche Stellvorrichtung spricht aber nicht
besonders rasch auf Steuerbewegungen des Stellschie
bers an.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Stell
vorrichtung der eingangs genannten Art derart wei
terzubilden, daß bei praktisch unverändert hoher
Ansprechgeschwindigkeit Auswirkungen von Kräftekon
flikten der beiden Fluidkreise auf ein Minimum redu
ziert werden.
Diese Aufgabe wird dadurch gelöst, daß die Stellungs/
Antriebsdruck-Kennlinie der beiden Fluidkreise unter
schiedliche Steigungen aufweisen. Dies läßt sich in
besonders einfacher Weise dadurch realisieren, daß der
Steuerschieber für jeden der beiden Fluidkreise je
weils eine Druckleitung mit dem Kolbenraum oder dem
Ringraum der Kolben-Zylinder-Einheit und einer Rück
laufleitung mit dem Ringraum bzw. dem Kolbenraum ver
bindet, und daß ein mit einer Drossel versehenes By
pass-Ventil in dem einen Fluidkreis angeordnet ist.
Durch die erfindungsgemäße Maßnahme wird der eine
Fluidkreis zu dem "Master", nämlich der Fluidkreis
mit der relativ steilen Kennlinie, während der andere
Fluidkreis zu dem "Slave" wird, nämlich der Kreis
mit der weniger steilen Kennlinie. Bei gegebenem
Ausschlag des Steuerschiebers ist der Antriebsdruck
in dem "Master"-Kreis höher als in dem "Slave"-Kreis.
Dadurch folgt der "Slave"-Kreis dem "Master"-Kreis
und Kraftkonflikterscheinungen werden ausgeschaltet.
In einer besonders bevorzugten Ausführungsform der
Erfindung ist das Bypass-Ventil ein durch eine Feder
gegen den Fluiddruck des anderen Fluidkreises belaste
tes Ventil, das bei Druckausfall in diesem anderen
Fluidkreis den über die Drossel führenden Bypass sperrt.
Im Normalbetrieb wird das zu bewegende Teil von dem
Master-Kreis mit dem vollen Systemdruck verstellt,
unterstützt durch den Slave-Kreis, in dem ein gering
fügig verminderter Druck herrscht. Der verminderte
Druck wird durch die Drossel festgelegt.
Wenn nun auf Grund beispielsweise einer Beschädigung
der Master-Kreis ausfällt, also kein Druck mehr zum
Bewegen der Kolben-Zylinder-Einheit und des daran
angelenkten, zu bewegenden Teil zur Verfügung steht,
würde - ohne besondere Maßnahmen - das zu bewegende
Teil lediglich durch den reduzierten Druck im Slave-
Kreis bewegt werden können. Da aber erfindungsgemäß
das Bypass-Ventil durch die Federkraft verstellt und
damit der die Drossel enthaltende Bypass gesperrt
wird, gelangt an die Kolben-Zylinder-Einheit des
Slave-Kreises der volle Systemdruck.
Im folgenden wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung
anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:
Fig. 1 in schematischer Darstellung eine Servo-Stell
vorrichtung für ein Seitenruder eines Flugzeugs,
und
Fig. 2 eine Stellweg/Antriebsdruck-Kennlinie des Systems
nach Fig. 1
Die in Fig. 1 dargestellte Servo-Stellvorrichtung
besitzt ein Steuerventil 1, welches aus zwei Teilen
I und II besteht. Der Teil I wird hier als "Master"
bezeichnet, der Teil II als "Slave". An der linken
Seite des Gehäuses des Steuerventils 1 befindet sich
ein Linearantrieb 2, der einen in dem Steuerventil
1 befindlichen Steuerschieber 3 nach Maßgabe von
elektrischen Steuersignalen verstellt.
In dem Gehäuse des Steuerventils 1 sind die Druck
und die Rücklaufleitungen zweier separater Fluidkrei
se I und II angedeutet. Der Master-Kreis I besitzt
eine Druckleitung P I und zwei Rücklaufleitungen R I.
Der Slave-Kreis besitzt eine Druckleitung P II und
zwei Rücklaufleitungen R II.
Je nach Stellung des Steuerschiebers 3 wird ein zu
bewegendes Teil eines Flugzeugs, zum Beispiel ein
Seitenruder 8 und ein damit in Verbindung stehendes
Teil, in die in Fig. 1 dargestellte Pfeilrichtung
nach links oder nach rechts bewegt.
Es sei angenommen, das Teil 8 solle nach rechts ver
schwenkt werden. An das Teil 8 sind eine doppelt
wirkende Kolben-Zylinder-Einheit 4 mit einem Kolben
6 und eine doppelt wirkende Kolben-Zylinder-Einheit
5 mit einem Kolben 7 angelenkt.
Von dem Kolbenraum der Kolben-Zylinder-Einheit 4 führt
eine Fluidleitung 9 zum Steuerschieber 3. Vom Ring
raum der Einheit 4 führt eine Fluidleitung 10 zum
Steuerschieber 3.
Von dem Kolbenraum der Einheit 5 führt eine Fluidlei
tung 12 zum Steuerschieber 3; vom Ringraum der Einheit
5 führt eine Fluidleitung 11 zum Steuerschieber 3.
Es sei angenommen, der Steuerschieber 3 wäre nach
rechts verschoben. Dann ist die Druckleitung P I des
Master-Kreises über die Fluidleitung 9 mit dem Kolben
raum der Einheit 4 verbunden, während der Ringraum der
Einheit 4 über die Leitung 10 mit der rechts dargestell
ten Rücklaufleitung R I des Master-Kreises verbunden ist.
Demzufolge wird der Kolben 6 der Einheit 4 nach rechts
ausgefahren, so daß das Teil 8 nach rechts verschwenkt
wird.
Während der Kolben 6 nach rechts ausgefahren wird,
wird der Kolben 7 der Einheit 5 zurückgefahren, weil
von der Druckleitung P II des Slave-Kreises II unter
Druck stehendes Fluid über die Leitung 11 in den Ring
raum der Einheit 5 gelangt. Über die Leitung 12 gelangt
Fluid in die in der Fig. ganz rechts dargestellte Rück
laufleitung R II des Slave-Kreises.
Bei Auslenkung des Steuerschiebers 3 nach links wird
das Teil 8 nach links verschwenkt.
Oberhalb des Steuerschiebers 3 befindet sich in dem
Gehäuse des Steuerventils 1 ein Bypass-Ventil 13, be
stehend aus einer in einer Zylinderbohrung angeordne
ten (zweiteiligen) Hülse 14, einer in der Hülse 14
verschieblich gelagerten (ebenfalls zweiteiligen)
Ventilstange 15 und einer Bypass-Anordnung, die eine
mit einer Drosselstelle 21 versehene Schrägbohrung 20,
in der Ventilstange ausgebildete Verbindungswege 19,
radiale Kanäle in der Hülse 14, und eine Bohrung 22
umfaßt.
Wenn man annimmt, daß der Steuerschieber 3 nach links
bewegt wurde, gelangt aus der Druckleitung P II des
Slave-Kreises II unter Druck stehendes Fluid in die
Schrägbohrung 22, wird an der Drossel 21 unter Druck
abfall gedrosselt, gelangt dann weiter über radiale
Kanäle in der Hülse 14 und axiale Verbindungswege 19
in der Ventilstange 15 und weitere radiale Wege 14 in
die Bohrung 22 und von da aus zur Rückführleitung R II.
Der Bypass hat zur Folge, daß der Druck im Slave-Kreis
II, also zum Beispiel in den Fluidleitungen 11 und 12
und in der Kolben-Zylinder-Einheit 5, niedriger ist als
in dem Master-Kreis I, insbesondere wenn der Steuer
schieber 3 nur geringfügig ausgelenkt ist.
Fig. 2 zeigt die Stellweg/Antriebsdruck-Kenn
linie. Die durchgezogene Linie I in Fig. 2 beschreibt,
wie sich der Antriebsdruck im Master-Kreis für einen
gegebenen Stellweg, der nur wenige Mikrometer beträgt,
ändert. Ohne den oben beschriebenen Bypass mit der
Drossel 21 hätte auch das System II eine ähnliche
Kennlinie, wie sie in Fig. 2 durch eine gestrichelte
Linie II dargestellt ist. Auf Grund des Bypasses je
doch wird in dem Slave-Kreis II eine Druckverminde
rung erreicht. Dies ist in Fig. 2 durch die flachere
Kennlinie II dargestellt. Die Kennlinien-Verhältnisse
bedeuten, daß der Slave-Kreis II dem Master-Kreis I
folgt, Kräftekonflikte also vermieden werden.
Es sei angenommen, der Master-Kreis I sei durch einen
Defekt im Hydrauliksystem ausgefallen, könne also
keinen Beitrag mehr beim Verstellen des Teils VIII
leisten.
Durch den Druckabfall im Master-Kreis I, also auch in
der Druckleitung P I, fällt auch der Druck in der über
eine Bohrung 17 mit der Druckleitung P I verbundenen
Kammer 18 auf der linken Seite des Bypass-Ventils 13
ab. Die auf der anderen Seite des Ventils 13 angeordne
te Feder 16 verschiebt nun die Ventilstange 15 nach
links, mit der Folge, daß der Bypass 20, 21, 19, 22
unterbrochen ist. Mithin erfolgt jetzt keine Druck
verminderung mehr, so daß die volle Steigung der
Stellweg/Antriebsdruck-Kennlinie im Slave-Kreis II
zum Verstellen der Kolben-Zylinder-Einheit 5 zur
Verfügung steht.
Claims (3)
1. Hydraulische Servo-Stellvorrichtung für ein
bewegliches Teil eines Fluggeräts, mit einem ersten und
einem zweiten Fluidkreis (I, II), von denen jeder eine
eigene, an das zu bewegende Teil (8) gekoppelte, doppelt
wirkende Kolben-Zylinder-Einheit (4, 6; 5, 7) beinhal
tet, und einem Steuerschieber (3), durch dessen Stellung
Kolben-Zylinder-Einheiten unabhängig voneinander durch
den jeweiligen Fluidkreis in eine Sollposition gebracht
werden, dadurch gekennzeichnet, daß die
Stellweg/Antriebsdruck-Kennlinien der beiden Fluidkreise
(I, II) unterschiedliche Steigungen aufweisen.
2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch
gekennzeichnet, daß der Steuerschieber
(3) für jeden der beiden Fluidkreise (I, II) jeweils
eine Druckleitung (P I; P II) mit dem Kolbenraum oder
dem Ringraum der Kolben-Zylinder-Einheit (6, 4; 5, 7)
und eine Rücklaufleitung (R I; R II) mit dem Ringraum
bzw. dem Kolbenraum verbindet, und daß ein mit einer
Drossel (21) versehenes Bypass-Ventil (13) in dem
einen Fluidkreis (II) angeordent ist.
3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch
gekennzeichnet, daß das Bypass-Ventil
(13) ein durch eine Feder (16) gegen den Fluiddruck
des anderen Fluidkreises (I) belastetes Ventil ist,
das bei Druckausfall in diesem anderen Fluidkreis
(I) den über die Drossel (21) führenden Bypass (20,
21, 19, 22) sperrt.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE3703004A DE3703004C2 (de) | 1987-02-02 | 1987-02-02 | Hydraulische Servo-Stellvorrichtung für ein bewegliches Teil eines Fluggeräts |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE3703004A DE3703004C2 (de) | 1987-02-02 | 1987-02-02 | Hydraulische Servo-Stellvorrichtung für ein bewegliches Teil eines Fluggeräts |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3703004A1 true DE3703004A1 (de) | 1988-08-11 |
DE3703004C2 DE3703004C2 (de) | 1997-02-13 |
Family
ID=6320025
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3703004A Expired - Lifetime DE3703004C2 (de) | 1987-02-02 | 1987-02-02 | Hydraulische Servo-Stellvorrichtung für ein bewegliches Teil eines Fluggeräts |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE3703004C2 (de) |
Cited By (2)
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DE19505333A1 (de) * | 1995-02-17 | 1996-09-19 | Eurocopter Deutschland | Hydraulikantrieb |
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US3527143A (en) * | 1968-09-03 | 1970-09-08 | Automotive Prod Co Ltd | Control systems |
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1987
- 1987-02-02 DE DE3703004A patent/DE3703004C2/de not_active Expired - Lifetime
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EP0342461A3 (en) * | 1988-05-14 | 1990-05-16 | Bodenseewerk Geratetechnik Gmbh | Triggering device with redundant controllers for a valve actuated by an electric motor |
DE19505333A1 (de) * | 1995-02-17 | 1996-09-19 | Eurocopter Deutschland | Hydraulikantrieb |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE3703004C2 (de) | 1997-02-13 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
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8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
D2 | Grant after examination | ||
8327 | Change in the person/name/address of the patent owner |
Owner name: LIEBHERR-AEROSPACE LINDENBERG GMBH, 88161 LINDENBE |
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