DE4235815A1 - Anordnung zur Steuerung und Durchführung von Fahrwerksfunktionen für ein Flugzeug - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Anordnung zur Steuerung von Fahr­ werksfunktionen für ein Flugzeug, bei der jedem Rad des Hauptfahrwerks eine Luftturbine und eine Bremseinrichtung zugeordnet ist und der Ausgang eines Kompressors über eine Druckluftleitung mit den Luftturbinen verbindbar ist.

Durch die US-PS 30 26 069 ist es bekannt, die Räder eines Flugzeugfahrwerks mittels eines unter Druck stehenden Mediums vor der Landung des Flugzeuges in Drehung zu versetzen, wobei der erforderliche Druck durch einen Kompressor erzeugt wird. Dabei geschieht die Steuerung der Druckzufuhr durch ein vom Piloten zu bedienendes Steuerventil. In einer Ausgestaltung dieser Lösung ist vorgesehen, daß das Steuerventil entspre­ chend der Fluggeschwindigkeit einstellbar ist, um so die Drehzahl der Räder anzupassen. Eine Weiterbildung besteht darin, daß die Einrichtung zur Messung der Fluggeschwindig­ keit mit dem Steuerventil in Wirkverbindung steht, so daß sich die Drehzahl der Räder in Abhängigkeit von der Flugge­ schwindigkeit automatisch einstellt. Hierdurch wird zwar eine Verunreinigung der Landebahn durch Gummi-Abrieb weitgehend verhindert aber bin Hinweis auf eine Leistungssteigerung der Radbremsen ist dieser Druckschrift nicht zu entnehmen. Anhand der hier beschriebenen automatischen Drehzahlanpassung kann die theoretisch erforderliche Drehzahl sehr genau angenähert werden. Dies würde jedoch, insbesondere wegen der hohen zu installierenden Turbinenleistung, ein erhebliches Mehrgewicht verursachen.

Weiterhin ist es durch die FR-PS 14 39 992 bekannt, die Bremsen von Flugzeugrädern mittels einer Luftströmung zu kühlen. In einer Ausgestaltung dieser Lösung geschieht der Transport der Kühlluft durch die Lamellenpakete unter Ausnut­ zung der Raddrehung. Gemäß einer anderen Ausgestaltung wird vorgeschlagen, Druckluft in die Bremseinrichtung einzuleiten. Gemäß einem weiteren Vorschlag ist innerhalb der Radachse ein Elektromotor zum Antrieb eines Gebläses vorgesehen, das Umge­ bungsluft ansaugt und als Kühlmedium in die Bremseinrichtung des Rades einleitet. Auch hierbei muß die Kühleinrichtung bei Bedarf vom Piloten eingeschaltet werden, wodurch seine Aufmerksamkeit für andere wichtige mit der Landung zusammen­ hängende Aufgaben gemindert wird. Bei verspäteter Einschal­ tung der Kühlung besteht die Gefahr, daß die Bremsen überhitzt werden, was zu einem erhöhten Verschleiß führt.

Demgemäß liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, eine Anordnung zur Steuerung von Fahrwerksfunktionen für ein Flugzeug, bei der mindestens jedem Rad des Hauptfahrwerks eine Luftturbine und eine Bremseinrichtung zugeordnet ist und der Ausgang eines Kompressors über eine Druckluftleitung mit den Luftturbinen verbindbar ist, derart auszubilden, daß sie sowohl die Funktionen der Kühlung als auch der Vorrotation auf eine weitgehend automatische von Eingriffen des Piloten unabhängige Weise ermöglicht.

Diese Aufgabe wird bei einer Anordnung der vorgenannten Art dadurch gelöst, daß die Druckluftleitung radseitig mit dem Eingang eines Schaltventils in Verbindung steht, das einen ersten mit der Luftturbine verbundenen Ausgang und einen zweiten mit der Bremseinrichtung verbundenen Ausgang aufweist und eine Betätigungseinrichtung für das Schaltventil vorgese­ hen ist, die mit einer Steuereinheit verbunden ist, wobei zur Druckluftversorgung ein durch Zapfluft gespeistes Turboaggre­ gat angeordnet ist und die Steuereinheit ihrerseits mit radseitigen Drucksensoren sowie turboaggregatseitigen Druck­ sensoren und radseitigen Temperatursensoren in Verbindung steht.

Dabei ist insbesondere von Vorteil, daß die Wartungsinter­ valle der Bremseinrichtungen verlängert werden, womit auch eine Steigerung der Zuverlässigkeit der Bremseinrichtungen verbunden ist und sich für den Piloten zugleich während der Landevorganges eine Entlastung dadurch ergibt, daß die betreffenden Fahrwerksfunktionen weitgehend automatisch ablaufen und die Anordnung ein relativ geringes Gewicht verursacht, da zur Speisung der Luftturbinen vorhandene Energie anhand von Triebwerks-Zapfluft verwendet wird.

Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unter­ ansprüchen angegeben.

Die Erfindung ist anhand der Zeichnung dargestellt und nach­ folgend näher erläutert. Es zeigen

Fig. 1 einen Schnitt durch ein Flugzeugrad,

Fig. 2 den Schnitt II-II nach Fig. 1,

Fig. 3 die Einzelheit III nach Fig. 1,

Fig. 4 die Einzelheit III nach Fig. 1 in offener Stel­ lung,

Fig. 5 ein Blockdiagramm zur Erläuterung des Wirkungsprinzips des Turboaggregats,

Fig. 6 eine Übersicht über die radseitigen Sensoren,

Fig. 7 eine Schaltmanschette,

Fig. 8 die Ansicht VIII nach Fig. 7,

Fig. 9 die Manschette nach Fig. 7 in Beschleunigungs­ stellung,

Fig. 10 die Manschette nach Fig. 7 in Bremsstellung,

Fig. 11 eine Darstellung der Steuereinheit innerhalb der Gesamtanordnung und

Fig. 12 ein Diagramm zur Erläuterung des Funktionsab­ laufes.

Fig. 1 zeigt ein Flugzeugrad 1 mit der Radachse 2, dem Reifen 3, der Felge 4, bestehend aus den Teilen 4a und 4b sowie mit dem Radlager 5. In schematischer Darstellung sind ferner gezeigt: Die Bremseinrichtung 6 mit dem Bremsen­ flansch 6a und die Luftturbine 7, zu deren Versorgung mit Druckluft eine Druckluftleitung 8 von ringförmigem Quer­ schnitt vorgesehen ist. Die äußere Wandung 9 der Druckluft­ leitung 8 weist im Bereich der Bremseinrichtung 6 eine Vielzahl von Öffnungen 10 auf, die anhand einer an der Innenfläche der Wandung anliegenden axial verschiebbaren Manschette 11 verschließbar sind. Der Bremsenflansch 6a ist im Bereich der Druckluftleitung 8 mit einer Vielzahl von Durchbrüchen 12 versehen. Hierdurch steht die Druckluftlei­ tung 8 dauernd mit der Luftturbine 7 in Verbindung. Am freien Ende der Radachse 2 ist zusätzlich ein Elektromotor 13 mit einem Lüfterrad 14 angeordnet, das nach dem Abstellen des Flugzeuges noch vorhandene Bremswärme weiter reduziert. Bei einem Flugzeugfahrwerk, wobei die einzelnen Räder wie vorbe­ schrieben ausgebildet sind, wird folgende Wirkungsweise ermöglicht. Vor der Landung des Flugzeuges wird das Fahrwerk wie üblich ausgefahren und sodann Druckluft in die Druckluft­ leitung 8 eingeleitet, wobei die Öffnungen 10 geschlossen sind. Hierdurch tritt die gesamte Druckluft in die Lufttur­ bine 7 ein. Damit wird das betreffende Rad 1 derart in Drehung versetzt, daß dessen Umfangsgeschwindigkeit im Aufsetzpunkt in etwa mit der Relativgeschwindigkeit der Landebahn gegenüber dem Flugzeug übereinstimmt. Sobald das Flugzeug am Boden rollt, werden die Öffnungen 10 durch entsprechende Betätigung der Manschette 11 freigegeben, so daß nun der überwiegende Nil der verfügbaren Druckluft zur Kühlung in die Bremseinrichtung 6 eingeleitet wird. Während des Kühlvorganges gelangt der restliche Teil der Druckluft über die Durchbrüche 12 in die Luftturbine und erzeugt inner­ halb der Felge 4 eine geordnete Luftströmung, wodurch die aus der Bremseinrichtung austretende Kühlluft abgeführt wird. Eine nicht gezeigte Ausgestaltung der axial verschiebbaren Manschette besteht darin, daß diese außerhalb der Druck­ luftleitung angeordnet ist, also an deren Außenfläche anliegt.

Der Kühlvorgang wird meist nach Erreichen der Parkposition durch Abschalten der Triebwerke beendet. Noch vorhandene Restwärme kann durch das Lüfterrad 14 reduziert werden.

Fig. 2 zeigt den Schnitt II-II nach Fig. 1 mit dem Reifen 3 und der Luftturbine 7, woraus die Beschaufelung der Lufttur­ bine 7 sowie die Anordnung der Durchbrüche 12 am Bremsen­ flansch 6a hervorgehen.

Fig. 3 zeigt die Manschette 11 innerhalb der Wandung 9 mit den Öffnungen 10. Die axial verschiebbare Manschette 11 ihrerseits ist mit Durchbrüchen 15 versehen. In der gezeigten Position der Manschette 11 sind die Öffnungen 10 durch die Manschette 11 verschlossen, so daß keine Kühlluft in die Bremseinrichtung 6 gelangt und die gesamte verfügbare Druck­ luft in die Luftturbine 7 geleitet wird. Die Manschette 11 befindet sich somit in Beschleunigungsstellung.

Fig. 4 zeigt die Manschette 11 in Bremsstellung. In dieser Stellung decken sich die Durchbrüche 15 der Manschette 11 mit den Öffnungen 10 der Wandung 9, so daß der überwiegende Teil der Druckluft jetzt in die Bremseinrichtung 6 einströmen kann, um diese zu kühlen. In die Turbine 7 gelangt jetzt nur noch ein kleiner Teil der Druckluft.

Fig. 5 zeigt das zur erfindungsgemäßen Anordnung gehörende Turboaggregat 16 mit einer Heißluftturbine 17, deren Abtriebswelle mit einem Kompressor 18 verbunden ist. Ferner ist ein Steuerventil 19 vorgesehen, wodurch die über eine Zapfluftleitung 20 von einem Triebwerk ankommende Zapfluft entweder auf eine Klimaleitung 21 oder auf eine Eintrittslei­ tung 22 umschaltbar ist. Der Kompressor 18 ist eingangsseitig mit einer Saugleitung 23 und einer Stickstoffleitung 24 verbunden. Der gegebenenfalls bei Überhitzung der Bremsen einzuleitende Stickstoff wird einem nicht gezeigten austauschbaren Druckgefäß entnommen. Am Ausgang des Kompres­ sors 18 ist eine Druckleitung 25 angeschlossen, die über einen Kühler 26 zur Versorgung der radseitigen Organe der Anordnung mit Druckluft dient. Der Auslaß der Heißlufttur­ bine 17 steht über eine Auslaßleitung 27 mit der Klimalei­ tung 21 in Verbindung. Die Funktion des Turboaggregates 16 wird durch die bereits erwähnte hier nicht gezeigte Steuer­ einheit gesteuert, die über digitale Datenleitungen 28 und 29 mit einer Betätigungseinheit 30 und einer aggregatseitigen Wandlereinheit 31 verbunden ist. Die Wandlereinheit 31 besteht intern aus zwei identisch aufgebauten Elektronikein­ heiten, die zur Steigerung der Zuverlässigkeit parallel betrieben werden und unten dargestellt und näher erläutert sind. Die Betätigungseinheit 30 dient zum Ansteuern des betreffenden Schaltschiebers und umfaßt außer einer digitalen Schnittstelle zur Abwicklung des Datenverkehrs einen mit dem Schieber gekoppelten Hubmagneten. Am Einlaß der Heißlufttur­ bine 17 und am Stickstoffeinlaß des Kompressors 18 sind jeweils zwei Drucksensoren 31a und 31b bzw. 32 und 32a angeordnet. Weiterhin ist die Ausgangsleitung des Kühlers 26 mit zwei Drucksensoren 33 und 33a versehen. Schließlich weist der Lufteinlaß 23 des Kompressors 18 zwei Temperatursen­ soren 34 und 34a auf. Die jeweilige Doppelanordnung der genannten Sensoren ermöglicht einen Parallelbetrieb der Sensoren und der zugeordneten Rechnereinheiten, wodurch die Zuverlässigkeit der gesamten Anordnung erhöht wird. Aufgrund des Turboaggregates 16 wird die Möglichkeit eröffnet, die heiße Zapfluft, deren Temperatur üblicherweise zwischen 250 und 400°C liegt, indirekt zur Kühlung der Bremsen zu verwenden, indem der von der Turbine 17 angetriebene Kompres­ sor 18 Umgebungsluft ansaugt und als Kühlluft für die Brems­ einrichtungen bereitstellt. Dabei wird der gesamte Ener­ gie-Inhalt der Zapfluft, also auch deren Wärmeanteil zum Antrieb des Kompressors 18 genutzt.

Fig. 6 zeigt schematisch die Funktionseinheiten des Flugzeug­ rades 1 nach Fig. 1 mit der Bremseinrichtung 6 und der Druckluftleitung 8. Zur Betätigung der Manschette 11 dienen zwei schematisch dargestellte Schalteinheiten 11a und 11b, die jeweils getrennt mit den weitere unten gezeigten Rechner­ einheiten 44 bzw. 45 verbunden sind. Am Eintritt der Druck­ luft in die Leitung 8 sind zwei Temperatursensoren 35 und 36 angeordnet. Der Luftausgang der Bremseinrichtung 6 ist mit zwei weiteren Temperatursensoren 37 und 38 versehen. Auf diese Weise ist die Entstehung von Bremswärme innerhalb der Bremseinrichtung überwachbar.

Die Fig. 7 und 8 zeigen eine andere Ausgestaltung einer Schaltmanschette. Durch diese mit 39 bezeichnete Schaltman­ schette wird die vom Turboaggregat 16 gelieferte Druckluft wahlweise auf die Bremseinrichtung 5 oder auf die Lufttur­ bine 7 geschaltet. Das Bild zeigt die Radachse 2 mit dem Bremsenflansch 6a und der Wandung 9, wobei die Manschette 39 an der Innenfläche der Wandung 9 anliegt und seitens des Bremsenflansches 6a eine Stirnwand 40 aufweist. Die Manschet­ te 39 weist eine Vielzahl von radialen Öffnungen 41 auf, die mit den radialen Öffnungen 10 der Wandung 9 durch Drehen der Manschette zur Deckung gebracht werden können. Ferner ist die Manschette 39 innerhalb der Stirnwand 40 mit mehreren axialen Öffnungen 42 versehen, die mit den axialen Durchbrüchen 12 des Bremsenflansches 6a korrespondieren. Die Öffnungen 10 und 41 bzw. die Durchbrüche 12 und Öffnungen 42 sind nun so angeordnet, daß bei einer Drehung der Manschette 39 um einen vorbestimmten Winkel entweder ein radialer oder ein axialer Durchtritt der Druckluft ermöglicht wird.

Fig. 9 zeigt die Manschette 39, wobei der axiale Durchtritt freigegeben ist. In dieser Stellung der Manschette sind die radialen Öffnungen 10 durch die Wandung der Manschette 39 verschlossen. Die gesamte Druckluft passiert daher die axialen Durchbrüche 12. Ein Vergleich mit Fig. 1 zeigt, daß in diesem Falle die Druckluft in die Luftturbine 7 eingelei­ tet wird. Vor der Landung des Flugzeuges wird die Manschet­ te 39 bei ausgefahrenem Fahrwerk in die gezeigte Stellung gebracht, so daß die Vorrotation der Räder rechtzeitig durch Einleitung von Druckluft in die Luftturbine 7 beginnen kann.

Fig. 10 zeigt die Manschette 39, wobei der Durchtritt durch die radialen Öffnungen 10 freigegeben ist. In diesem Falle sind die axialen Durchbrüche 12 des Bremsenflansches 6a durch die Stirnwand 40 verschlossen, so daß die gesamte Druckluft nun in die Bremseinrichtung 6 gelangt. Die Manschette 39 wird unmittelbar nach dem Aufsetzen der Räder auf die Landebahn in diese Stellung gebracht, so daß die Kühlung der Bremseinrich­ tungen 6 sofort wirksam wird. Hierdurch erfolgt eine rasche Ableitung der Bremswärme, so daß die Temperatur der Bremsein­ richtung 6 innerhalb zulässiger Grenzen gehalten wird. Durch die Kühlung der Bremseinrichtung wird zugleich die absolut verfügbare Bremsleistung des Fahrwerks erhöht. Ebenso liefert der Ansatz einer gleichbleibenden Bremsleistung geringere Abmessungen der Bremseinrichtungen und damit ein entsprechend geringeres Gewicht.

Fig. 1 zeigt eine Übersicht über die Steureinheit 43 mit den daran angeschlossenen Funktionseinheiten. Die Steuerein­ heit 43 selbst umfaßt zwei Rechnereinheiten 44 und 45, die zur Erhöhung der Zuverlässigkeit parallel betrieben werden. Jede Rechnereinheit 44, 45 ist über einen bidirektionalen digitalen Datenbus 48 bzw. 49 mit einer Elektronikeinheit 46 bzw. 47 verbunden. Dabei ist durch Querverbindungen 50 und 51 sichergestellt, daß ein von einer Rechnereinheit 44, 45 ausge­ sandtes Signal gleichzeitig zu beiden Elektronikeinhei­ ten 46, 47 gelangt und umgekehrt. Darüber hinaus besteht zwischen beiden Rechnereinheiten 44, 45 eine digitale Querver­ bindung 52. Die Elektronikeinheiten 46, 47 sind aggregatseitig untergebracht und bilden hier die wesentlichen Bestandteile der bereits erwähnten Wandlereinheit 31. Die je Radachse vorgesehenen Doppelsensoren sind wie folgt an die Elektronik­ einheiten 46, 47 angeschlossen. Der Temperatursensor 37 ist mit dem Rechner 44 und der Temperatursensor 38 mit dem Rechner 45 verbunden. Der Temperatursensor 33 steht mit dem Rechner 44 und der Temperatursensor 33a mit dem Rechner 45 in Verbindung. Ferner ist die Schalteinheit 11a mit dem Elektro­ nikeinheit 46 und die Schalteinheit 11b mit der Elektronik­ einheit 47 verbunden. Die aggregatseitigen Elektronikein­ heiten 46 und 47 dienen der Erfassung und Aufbereitung der hier anfallenden Sensorwerte. Demgemäß sind die Drucksenso­ ren 31 und 31a, 32 und 32a und die Temperatursensoren 34 und 34a mit der Elektronikeinheit 47 verbunden. Aufgrund einer nicht gezeigten Verzweigung der betreffenden Leitungen ist sichergestellt daß alle Sensorwerte gleichzeitig mit der Elektronikeinheit 47 auch zur Elektronikeinheit 46 gelangen. Die Rechnereinheiten 44 und 45 stehen über ein digitales Datenbussystem 53 mit den an sich vorhandenen digitalen Informationssystemen des Flugzeuges in Verbindung. Hierzu gehören die Datenerfassungscomputer 54 und 55, die zentralen Wartungscomputer 56 und 57 und das zentrale Überwachungs­ system 58. Mit den Rechnereinheiten 44 und 45 stehen weiterhin zwei Bremsensteuereinheiten 59 und 60 sowie zwei Fahrwerksschnittstellen 61 und 62 in Verbindung.

Fig. 12 zeigt anhand eines Diagramms die einzelnen Phasen eines Fluges.

In der Phase A werden die Triebwerke gestartet und es erfolgt eine Überprüfung aller Systeme. Bezogen auf die Anordnung bedeutet dies, daß ein Prüfprogramm abläuft, wodurch die Funktionsfähigkeit der einzelnen Systemkomponenten festge­ stellt wird. Ist diese Phase abgeschlossen, so beginnt der Start des Flugzeuges, der mit der Beschleunigung am Boden eingeleitet wird.

Während der Beschleunigung am Boden durchläuft das Flugzeug die Phasen B bis D. Innerhalb der Phase B kann der Start abgebrochen werden. Ist dies der Fall, so werden die Bremsen des Flugzeuges einer außerordentlichen Belastung ausgesetzt, wobei die Temperaturen der betreffenden Bremsklötze und Bremsscheiben im allgemeinen so hohe Werte erreichen, daß dies zu einer Beschädigung der Bremseinrichtung führt. Aufgrund der Erfindung wird die Temperatur der Bremseinrich­ tungen laufend überwacht und gegebenenfalls durch Einleitung von Druckluft abgesenkt. Wird hierbei eine außerordentliche Überhitzung festgestellt, wie sie beispielsweise bei einem Startabbruch eintritt, so wird zusätzlich Stickstoff in die Bremseinrichtung eingeleitet. Durch die Einleitung von Stickstoff wird zweierlei erreicht: Zum einen wird die Wirksamkeit der Kühlung durch die sehr niedrige Temperatur des Stickstoffs erhöht, zum anderen wird ein Entflammen brennbarer Materialien im Bereich der Bremsen vermieden. Hierdurch wird eine wirksame Schadensbegrenzung erreicht. Bei ordnungsgemäßem Verlauf der Beschleunigung am Boden hebt das Flugzeug am Ende der Phase D vom Boden ab.

Nach dem Abheben beginnt der Steigflug gemäß Phase E. In einer Höhe von 1500 ft beginnt der Reiseflug entsprechend Phase F.

Nach Beendigung des Reisefluges wird der Landeanflug eingeleitet. Dabei werden typische innerhalb des Datenbus­ systems 53 ausgetauschte Steuersignale von den Rechnereinhei­ ten 44, 45 empfangen und in einen Startbefehl für das Turboag­ gregat 16 umgewandelt. Sobald das Turboaggregat gestartet ist, steht die Druckluft zum Beschleunigen der Räder zur Verfügung. Im Verlauf des Landeanfluges wird der Befehl zum Ausfahren des Fahrwerks gegeben. Das betreffende Steuersignal wird von den Datenerfassungscomputern 54, 55 erfaßt und über die Rechnereinheiten 44, 45 an die Bremsensteuereinhei­ ten 61, 62 weitergeleitet, so daß das Öffnen der Fahrwerks­ schächte und das Ausfahren des Fahrwerks erfolgt. Wenn das Signal "Fahrwerk ausgefahren" von den Datenerfassungs­ computern 54, 55 festgestellt wird, veranlassen die Rechner­ einheiten 44, 45 automatisch über die Schalteinheiten 11a, 11b die Einleitung der Druckluft in die Luftturbinen 7. Damit beginnt die Beschleunigungsphase der Räder, die mit G bezeichnet ist.

In der Beschleunigungsphase G werden die Räder in eine Vorrotation versetzt, so daß deren Umfangsgeschwindigkeit mit der Relativgeschwindigkeit der Landebahn gegenüber der Radachse (Landegeschwindigkeit) im Aufsetzpunkt annähernd übereinstimmt. Aufgrund eigener Untersuchungen wurde nämlich festgestellt, daß ein störender Gummiabrieb bereits vermieden wird, wenn die Räder im Aufsetzpunkt eine Umfangsgeschwin­ digkeit von 60 bis 70% der Landegeschwindigkeit erreicht haben. Es genügt daher, die betreffenden Einrichtungen auf diese Verhältnisse zu dimensionieren, wodurch sich Einsparun­ gen bezüglich des Energiebedarfs und des Gewichts ergeben. Mit dem Aufsetzen des Fahrwerks auf die Landebahn ist die Beschleunigungsphase G zu Ende.

Unmittelbar nach dem Aufsetzen beginnt die Bremsphase H, in der das Flugzeug am Boden unter anderem durch die Bremsein­ richtungen von der Landegeschwindigkeit bis annähernd auf Null abgebremst wird. In dieser Phase werden die Bremsen extrem belastet. Um hierbei eine Überhitzung der Bremsen zu vermeiden, wird sofort bei Beginn der Bremsphase Kühlluft in die Bremsen eingeblasen. Dabei wird die Temperatur der Bremsen anhand der Temperatursensoren 37, 38 überwacht. Im Falle einer außergewöhnlichen Belastung der Bremsen, beispielsweise durch eine Notlandung auf einer sehr kurzen Landebahn, wird diese Situation automatisch erfaßt und die Kühlung der Bremsen durch zusätzliche Einleitung von Stick­ stoff intensiviert. Im Anschluß an die Bremsphase H beginnt das Taxiing I. In dieser Phase rollt das Flugzeug von der Landebahn an seinen Stellplatz. Am Anfang der Phase I weisen die Bremsen noch so viel Restwärme auf, daß der Kühlvorgang auch jetzt weitergeführt wird. Bei Erreichen des Stellplatzes werden die Triebwerke abgeschaltet.

Damit steht keine Zapfluft mehr zur Verfügung, so daß jetzt mit den Lüfterrädern 14 weitergekühlt wird. Diese Kühlung wird so lange weiterbetrieben, bis die Temperatur der Bremsen unbedenkliche Werte erreicht hat.

Claims (12)

1. Anordnung zur Steuerung von Fahrwerksfunktionen für ein Flugzeug, bei der jedes Rad des Hauptfahrwerks eine Lufttur­ bine und eine Bremseinrichtung aufweist und der Ausgang eines Kompressors über eine Druckluftleitung mit den Luftturbinen verbindbar ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Druckluftlei­ tung (8) radseitig mit dem Eingang eines Schaltventils in Verbindung steht, das einen ersten mit der Luftturbine (7) verbundenen Ausgang und einen zweiten mit der Bremseinrich­ tung (6) verbundenen Ausgang aufweist und eine Betätigungs­ einrichtung für das Schaltventil vorgesehen ist, die mit einer Steuereinheit (43) verbunden ist, wobei zur Druckluft­ versorgung ein durch Zapfluft gespeistes Turboaggregat angeordnet ist und die Steuereinheit ihrerseits mit radseitigen Drucksensoren sowie turboaggregatseitigen Drucksensoren und radseitigen Temperatursensoren in Verbin­ dung steht.

2. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Schaltventil durch eine Druckluftleitung (8) von ringförmigem Querschnitt gebildet ist, deren äußere Wandung (9) im Bereich der Brems­ einrichtung (6) eine Vielzahl von Öffnungen (10) aufweist, die anhand einer an der Innenfläche der Wandung anliegenden axial verschiebbaren Manschette (11) verschließbar sind.

3. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Schaltventil durch eine Druckluftleitung (8) von ringförmigem Querschnitt gebildet ist, deren äußere Wandung (9) im Bereich der Brems­ einrichtung (6) eine Vielzahl von Öffnungen (10) aufweist, die anhand einer an der Außenfläche der Wandung anliegenden axial verschiebbaren Manschette (11) verschließbar sind.

4. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Schaltventil durch eine Druckluftleitung von ringförmigem Querschnitt gebildet ist, deren äußere Wandung (9) im Bereich der Brems­ einrichtung (6) eine Vielzahl von radialen Öffnungen (10) aufweist, wobei die Manschette (39) an der Innenfläche der Wandung (9) anliegt und im Bereich der Bremseinrichtung (6) eine Vielzahl radialer Öffnungen (41) aufweist, wobei die Manschette (39) eine Stirnwand (40) mit axialen Öffnun­ gen (42) aufweist und seitens des Bremsflansches (6a) mehrere axiale Durchbrüche (12) vorgesehen sind, wobei die Öffnungen 41 mit den Öffnungen (10) und die Öffnungen (42) mit den Durchbrüchen (12) derart korrespondieren, daß bei Drehung der Manschette (39) entweder ein axialer oder ein radialer Durch­ fluß stattfindet.

5. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Turboaggre­ gat (16) aus einer Heißluftturbine (17) und einem Kompres­ sor (18) besteht, deren Wellen miteinander verbunden sind, wobei ferner ein Steuerventil (19) vorgesehen ist, wodurch die über eine Zapfluftleitung (20) von einem Triebwerk ankommende Zapfluft entweder auf eine Klimaleitung (21) oder auf eine Eintrittsleitung (22) umschaltbar ist.

6. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Kompressor (18) eingangsseitig mit einer Saugleitung (23) und einer Stick­ stoffleitung (24) verbunden ist.

7. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß am Einlaß der Heißluftturbine (17) und am Stickstoffeinlaß des Kompres­ sors (18) jeweils zwei Drucksensoren (31a, 31b) bzw. (32, 32a) angeordnet sind.

8. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausgangsleitung des Kühlers (26) mit zwei Drucksensoren (33, 33a) versehen ist und der Lufteinlaß (23) des Kompressors (18) zwei Temperatur­ sensoren (34, 34a) aufweist.

9. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die radseitigen Temperatursensoren (37, 38) an der Bremseinrichtung (6) angeordnet sind.

10. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerein­ heit (43) zwei Rechnereinheiten (44, 45) umfaßt, die zur Erhöhung der Zuverlässigkeit parallel betrieben werden, wobei jede Rechnereinheit (44, 45) über einen bidirektionalen digitalen Datenbus (48) bzw. (49) mit einer Elektronikein­ heit (46) bzw. (47) verbunden ist, wobei ferner Querverbin­ dungen (50, 51) zwischen den Elektronikeinheiten (46, 47) bestehen.

11. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechnereinhei­ ten (44) und (45) über ein digitales Datenbussystem (53) mit den an sich vorhandenen digitalen Informationssystemen des Flugzeuges in Verbindung stehen, das Funktionseinheiten wie Datenerfassungscomputer (54, 55), zentrale Wartungscompu­ ter (56, 57), ein zentrales Überwachungssystem (58,), Bremsen­ steuereinheiten (59, 60) und Fahrwerksschnittstellen (61, 62) umfaßt.

12. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen den Rechnereinheiten (44, 45) eine digitale Querverbindung (52) besteht.