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Die
vorliegende Erfindung betrifft einfahrbare Landelichter von Flugzeugen.
Die Erfindung betrifft insbesondere ein einfahrbares Landelicht
für Flugzeuge
mit elektronischer Positionssteuerung und Schaltung mit manueller
Lichtkopfeinfahrfähigkeit.
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Landelichter
sind an Flugzeugen montiert, um den Bereich vor dem Flugzeug während nächtlichen
Betriebs auf Rollbahnen und Landebahnen zu beleuchten.
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Ein "einfahrbares Landelicht" ist ein ferngesteuertes
bewegliches Licht, das, wenn nicht in Gebrauch, bündig mit
der äusseren
Oberfläche
des Flugzeugs verstaut werden kann, wodurch der aerodynamische Widerstand
am Flugzeug reduziert wird. Die Lampe des einfahrbaren Landelichts
ist in einem Lichtkopf untergebracht. Der Lichtkopf wiederum ist angelenkt
an einer Gehäusebaugruppe
fixiert, die an der Zelle montiert ist. Der Lichtkopf wird mit Hilfe
eines nicht abgedichteten, von einem Elektromotor angetriebenen
drehmomentverstärkenden
Getriebemechanismus für
den Gebrauch ausgefahren und in eine verstaute Position eingefahren.
Der Lichtkopf wird durch eine elektromechanische Bremse festgehalten.
Wenn die Flugcrew eine Fernbedienung zu einer "Ausfahren"-Position
betätigt,
wird die Bremse durch Anlegen elektrischen Stroms an die Spule der Bremse
gelöst.
Elektrischer Strom wird gleichzeitig an den Motor angelegt, was
bewirkt, daß sich
die Abtriebswelle des Motors dreht und das Getriebe antreibt. Der
Lichtkopf fährt
dann in eine vorbestimmte Position auf, wobei die Lampe so gerichtet
wird, daß der
Bereich vor dem Flugzeug beleuchtet wird. Der Strom wird dann von
dem Motor und der Bremse getrennt, was bewirkt, daß sich der
Lichtkopf nicht mehr bewegt. Die Bremse greift wieder und verhindert,
daß sich
die Abtriebswelle des Motors dreht. Die Haltekraft der Bremse wird
von dem Getriebemechanismus verstärkt, wodurch der Lichtkopf effektiv
entgegen der Kraft des Windstroms, der im Flug auf ein Flugzeug
trifft, in Position gehalten wird. Motor und Bremse werden auch
gleichzeitig aktiviert, wenn die Fernbedienung in eine "Verstauen"-Position versetzt wird.
Strom wird jedoch an den Motor angelegt, um zu bewirken, daß sich die
Abtriebswelle des Motors entgegen der Richtung dreht, die verwendet
wird, um den Lichtkopf auszufahren. Wenn der Lichtkopf mit der Oberfläche des
Flugzeugs bündig
ist, wird der Strom wieder gleichzeitig von dem Motor und der Bremse
getrennt, wodurch der Lichtkopf in der verstauten Position gehalten
wird. Die Lampe kann mit Hilfe eines Grenzschalters automatisch
eingeschaltet werden, nachdem der Lichtkopf ausgefahren ist, und dann
ausgeschaltet werden, wenn der Lichtkopf eingefahren ist. Alternativ
kann die Lampe von einem Schalter im Cockpit manuell gesteuert werden.
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Bisherige
einfahrbare Landelichter sind mit einer Reihe von Mängeln behaftet.
Insbesondere verwenden bisherige einfahrbare Landelichter elektromechanische
Grenzschalter, um die Position des Lichtkopfs zu detektieren, und
elektromechanische Relais zum Steuern von Motor, Bremse und Lampe. Elektromechanische
Schalter weisen aufgrund mechanischer Abnutzung eine begrenzte Betriebslebensdauer
auf. Außerdem
erzeugen diese Schalter und Relais aufgrund einer Lichtbogenentwicklung
an ihren elektrischen Kontakten elektromagnetische Interferenz.
Elektromechanische Schalter behindern auch die Fähigkeit, die Arbeitscharakteristiken
des einfahrbaren Landelichts zu ändern.
Es ist wünschenswert,
solche Arbeitscharakteristiken wie der Ausfahrwinkel des Lichtkopfs
und die Schaltsequenz von Lampe, Bremse und Motor zu ändern, um
auf bestimmte Erfordernisse verschiedener Flugzeugmodelle einzugehen.
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Ein
weiterer Mangel bei elektromechanischen Schaltern besteht darin,
daß sie
sich aufgrund der begrenzten Auflösung von Aktuatoren nicht für eine präzise Positionssteuerung
anbieten. Eine präzise
Positonssteuerung ist wünschenswert,
um die Lampe in dem richtigen Winkel auszurichten. Wenn der Lichtkopf
in einem kleineren Winkel als gewünscht ausgefahren ist, ist
die Lampe zu nahe am Flugzeug gerichtet. Wenn umgekehrt der Lichtkopfausfahrwinkel
zu groß ist,
wird die Lampe zu weit weg vom Flugzeug gerichtet. Beide Zustände führen zu
einer Reduzierung der Sichtbarkeit für die Flugcrew. Versuche zum
Implementieren von präziseren mechanischen
Positionssteuerungen in bisherigen einfahrbaren Landelichtern haben
zu komplexeren Aktuatoren geführt,
wodurch die Zuverlässigkeit
des einfahrbaren Landelichts reduziert wird. Mechanische Abnutzung
der Aktuatoren kombiniert mit Änderungen
bei der Einstellung aufgrund von Schwingungen tragen ebenfalls zum
Verschieben des Lampenausfahrwinkels im Verlauf der Zeit bei, was
regelmäßige Wartung
erfordert, um den Lichtkopf wieder auf den ordnungsgemäßen Winkel
zu justieren.
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Ein
weiterer Nachteil elektromechanischer Schalter und Relais besteht
darin, daß der
Stromfluß durch
Motor, Bremse und Lampe nur durch die Kapazität des elektrischen Systems
und der Verdrahtung des Flugzeugs begrenzt wird. Dadurch wird auf
Relaiskontakte, Motor, Bremse und Lampe erhebliche Beanspruchung
ausgeübt,
was bewirkt, daß diese Komponenten
unter reduzierter Lebensdauer leiden. Ein "weiches" Starten von Motor, Bremse und Lampe ist
wünschenswert,
um elektromagmetische Emissionen zu begrenzen und die Lebensdauer
dieser Komponenten zu maximieren.
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Ein
einfahrbares Landelicht kann in mehr als einem Flugzeugmodell installiert
werden. Designunterschiede zwischen Flugzeugmodellen erfordern jedoch üblicherweise
eine Änderung
bei der Ausfahrwinkeleinstellung des Lichtkopfs, so daß die Lampe für ein bestimmtes
Flugzeug richtig gerichtet ist. Dies beinhaltet eine zeitraubende
manuelle Justierung von Positionssteuer grenzschaltern und wiederholten zyklischen
Betrieb des einfahrbaren Landelichts. Mittel zum Einstellen auswählbarer
Ausfahrwinkel im voraus für
verschiedene Flugzeugmodelle ist erwünscht, um das Ausmaß an Wartungsarbeit
zu reduzieren, das erforderlich ist, um das einfahrbare Landelicht
in zwei oder mehr Flugzeugmodellen zu installieren.
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Bisherige
einfahrbare Landelichter verwenden ein offenes Getriebe. Im Laufe
der Zeit bewirkt dies, wenn der Lichtkopf ausgefahren ist und den Elementen
ausgesetzt ist, einen Verlust an Getriebeschmierung. Fett niedriger
Viskosität
wird verwendet, um diesem Verlust zu begegnen, aber auf Kosten der Getriebeeffizienz,
insbesondere bei niedrigen Temperaturextremen.
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Einfahrbare
Landelichter weisen inhärent
einen Ausfallmodus auf, wodurch der Lichtkopf nicht eingefahren
werden kann. Das Flugzeug kann in diesem Zustand nicht abgefertigt
werden, was erfordert, daß Wartungspersonal
das einfahrbare Landelicht entfernt und austauscht. Dies kann bei
der Abfertigung des Flugzeugs zu signifikanten Verzögerungen insbesondere
dann kommen, wenn der Ausfall an einem entfernten Ort mit begrenzter
Wartungskapazität eintritt.
Obwohl bisherige einfahrbare Landelichter eine manuelle Einfahrkapazität enthalten
haben, sind die Freigabemechanismen langsam und mühsam.
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Einige
Verbesserungen beim entfernten Bewegen von Flugzeuglichtern sind
gemacht worden, wie etwa Hamilton et al., US-Patent Nr. 6,315,435
B1. Hamilton et al. lehrt jedoch die Verwendung von Potentiometern
mit mit einem Widerstandselement in Kontakt stehenden schleifenden
Elementen. Potentiometer sind Abnutzung ausgesetzt, was die Lebensdauer
des Flugzeuglichts begrenzt. Zudem lehrt Hamilton nicht, wie die
Arbeitseinhüllende
eines beweglichen Lichts für verschiedene
Flugzeugmodelle im voraus zu konfigurieren ist, da die in Hamilton
offenbarten voreingestellten Positionen nur die arbeitseinhüllenden
Grenzen für
den Lichtkopf definieren. Änderung
an der Arbeitseinhüllenden
zum Berücksichtigen
verschiedener Flugzeugmodelle muß bei Installation des Lichts
in das Flugzeug durch Versuch und Irrtum erfolgen. Außerdem offenbart
Hamilton nicht, wie elektromagnetische Emissionen reduziert und die
Lebensdauer von Motorbremse und Motor verlängert werden kann. In Metz
et al., US-Patent Nr. 5,355,131, wird ein Flugzeuglandelicht gelehrt,
das kontaktlose Positionserfassung verwendet. Die in Metz offenbarte
Positionserfassung berücksichtigt
jedoch keine Rekonfiguration der Arbeitseinhüllenden für verschiedene Flugzeugmodelle,
was eine Justierung durch Versuch und Irrtum erforderlich macht.
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Es
besteht eine Notwendigkeit, Einschaltströme zu begrenzen und die eine
geringe Zuverlässigkeit
aufweisenden Relais und Schalter zu eliminieren, die mit einfahrbaren
Landelichtern assoziiert sind. Es besteht außerdem eine Notwendigkeit,
ein zuverlässigeres,
präziseres
und leichter rekonfigurierbares Mittel zum Steuern der Position
des Lichtkopfs des einfahrbaren Landelichts bereitzustellen. Es
besteht eine weitere Notwendigkeit, das Getriebe gegenüber den
Elementen zu schützen.
Schließlich besteht
eine Notwendigkeit, eine Fähigkeit
für Flugzeuge
mit ausgefallenen einfahrbaren Landelichtern bereitzustellen zum
Verzögern
der Reperatur und zum Abfertigen mit dem sich an seiner Stelle befindenden
ausgefallenen Licht.
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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein elektronisch gesteuertes einfahrbares
Landelicht. Das einfahrbare Landelicht verwendet eine kontaktlose
absolute Positionserfassung, um die Position des Lichtkopfs zu detektieren.
Das einfahrbare Landelicht enthält
auch eine elektronische Steuerung von Bremse, Motor und Lampe. Ein
verbessertes Mittel zum manuellen Einfahren des Lichtkopfs gestattet,
das Flugzeug trotz eines Ausfalls des einfahrbaren Landelichts abzufertigen.
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Die
vorliegende Erfindung enthält
insbesondere Filter zum Isolieren von elektrischem Rauschen zwischen
dem einfahrbaren Landelicht und dem Flugzeug. Eine Stromversorgung
wird verwendet, um den von dem Flugzeug gelieferten Strom auf einen Pegel
zu konvertieren, der mit dem einfahrbaren Landelicht kompatibel
ist. Eine Leistungsstufe verwendet Festkörperschalter mit "Weichschalt"-Fähigkeit,
um elektrische Beanspruchung der Festkörperschalter zu begrenzen,
wenn Bremse, Motor und Lampe ein- und ausgeschaltet werden. Diese
Weichschaltfähigkeit
reduziert elektromagnetische Emissionen von Bremse, Motor und Lampe
und verlängert
die Lebensdauer dieser Komponenten. Eine Steuereinheit überwacht
Modus- und Positionsbefehlssignale und Lichtkopfpositionsvoreinstellungen.
Die Steuereinheit betätigt.
Bremse, Motor und Lampe, um den Lichtkopf in die befohlene Position
zu bewegen, den Lichtkopf festzuhalten und die Lampe ein- und auszuschalten,
alles in Abhängigkeit
von dem ausgewählten
Modus. Die Steuereinheit sorgt auch für eine ordnungsgemäße synchronisierte
Zeitsteuerung der Betätigung
von Bremse, Motor und Lampe, um eine überlappende Betätigung dieser
Einrichtungen im Hinblick auf reduzierte elektromagnetische Emissionen
zu eliminieren und die Erzeugung von Schaltübergängen auf dem elektrischen Bus
des Flugzeugs zu minimieren.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung wird ein elektronisch gesteuertes einfahrbares Licht bereitgestellt,
umfassend:
Mittel zum Montieren des einfahrbaren Lichts;
einen
mit dem Montagemittel verbundenen Elektromotor, wobei der Motor
eine Bremse enthält;
Mittel
zum Reduzieren von Geschwindigkeit und Verstärken von Drehmoment, an den
Motor gekoppelt, wobei das Mittel zum Reduzieren von Geschwindigkeit
und Verstärken
von Drehmoment gegenüber
der Umwelt abgedichtet ist;
einen Lichtkopf, der beweglich
mit dem Montagemittel verbunden ist und mit dem Mittel zum Reduzieren von
Geschwindigkeit und Verstärken
von Drehmoment verbunden ist, wobei der Lichtkopf mindestens eine
Lampe enthält;
kontaktloses
Mittel zum Überwachen
der absoluten Position des Lichtkopfs;
mindestens einen Festkörperschalter
und
eine Steuereinheit, die so ausgelegt ist, daß sie mit dem
Positionsüberwachungsmittel
kommuniziert, um die Position des Lichtkopfs zu überwachen und den Lichtkopf
in einem vorbestimmten Winkel zu positionieren,
dadurch gekennzeichnet,
daß die
Steuereinheit so ausgelegt ist, daß sie mit dem mindestens einen Festkörperschalter
kommuniziert, um ein weichstartendes Festkörperleistungsschalten des Motors,
der Bremse und der Lampe bereitzustellen und ein gleichzeitiges
Leistungsschalten des Motors, der Bremse und der Lampe zu verhindern.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung wird weiterhin ein Prozeß zum Bereitstellen eines elektronisch
gesteuerten einfahrbaren Lichts bereitgestellt, umfassend:
Bereitstellen
von Mitteln zum Montieren des einfahrbaren Lichts;
Plazieren
eines Elektromotors an dem Montagemittel, wobei der Motor eine Bremse
enthält;
Bereitstellen
von gegenüber
der Umwelt abgedichteten Mitteln zum Reduzieren der Geschwindigkeit
und Verstärken
des Drehmoments des Motors;
bewegliches Verbinden eines Lichtkopfs
mit den Montagemitteln und Verbinden des Lichtkopfs mit den Mitteln
zum Reduzieren von Geschwindigkeit und Verstärken von Drehmoment, wobei
der Lichtkopf mindestens eine Lampe enthält;
Ausüben eines
Drehmoments auf den Lichtkopf über die
Mittel zum Reduzieren von Geschwindigkeit und Verstärken von
Drehmoment;
Bereitstellen von kontaktlosen Mitteln zum Überwachen
einer absoluten Position des Lichtkopfs;
Bereitstellen von
Mitteln zum Steuern des Lichtkopfs, um die Position des Lichtkopfs
zu überwachen;
und
Verstauen des Lichtkopfs oder Positionieren des Lichtkopfs
in einem vorbestimmten Ausfahrwinkel;
gekennzeichnet durch:
Auslegen
der steuernden Mittel, um ein weichstartendes Festkörperleistungsschalten
des Motors, der Bremse und der Lampe bereitzustellen und ein gleichzeitiges
Leistungsschalten des Motors, der Bremse und der Lampe zu verhindern.
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Diese
und weitere Merkmale lassen sich unter Bezugnahme auf die folgende
Beschreibung, die beigefügten
Ansprüche
und die begleitenden Zeichnungen besser verstehen. Es zeigen:
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1 das
einfahrbare Landelicht;
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2 ein
elektrisches Blockschaltbild des einfahrbaren Landelichts und
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3 ein
Detail des Speichereinfahrmittels.
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Ein
einfahrbares Landelicht 100 ist in 1 gezeigt.
Eine Basisplatte mit Montagemitteln 102 ist ein Chassis
und erleichtert auch das Montieren des einfahrbaren Landelichts 100 in
ein Flugzeug. Strom von dem Flugzeug wird von einem Transformator 104 auf
einen mit einer Lampe 112 kompatiblen Pegel konvertiert.
Ein Controller 106 überwacht
die Position eines Lichtkopfs 108. Der Controller 106 stellt
auch ein weichstartendes Festkörperleistungsschalten
eines Motors 110, einer Bremse 111 und der Lampe 112 bereit,
um die Lebensdauer von Motor 110, Bremse 111 und
Lampe 112 zu verlängern
und elektromagnetische Emissionen zu reduzieren. Außerdem kann
der Controller 106 einen Schutz gegenüber Fehlerzuständen wie
etwa Überstrom-
oder Übertemperaturzuständen, einen
stillstehenden Motor 110 und Blockierungen des Lichtkopfs 108 bereitstellen.
Zudem erleichtert der Controller 106 leichte Änderungen
am Einstellpunkt des Lichtkopfs 108 und die Hinzufügung neuer
Funktionen. Der Controller 108 kann fakultativ Mittel enthalten
zum regelmäßigen An-
und Ausblitzen der Lampe 112 oder von einer höheren Spannung
auf eine niedrigere Spannung, um die Aufmerksamkeit anderer in der
Nähe operierender
Flugzeuge anzuziehen, wodurch das Risiko des Eindringens in eine
Start- und Landebahn reduziert wird.
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Ein
gegenüber
der Umwelt abgedichtetes Getriebe oder anderes Mittel zum Reduzieren
von Geschwindigkeit und Verstärken
von Drehmoment 114 konvertiert die eine hohe Geschwindigkeit
und ein niedriges Drehmoment aufweisende Ausgabe des Motors 110 auf
einen eine niedrige Geschwindigkeit und ein hohes Drehmoment aufweisenden
mechanischen Drehantrieb. Die Ausgabe des Getriebes 114 ist
an Mittel zum Antreiben und Koppeln gekoppelt, wie etwa ein Paar
Antriebsarme 116 und Verbindungsgestänge 118, die Hebekraft
bereitstellen, um den Lichtkopf 108 entgegen der Kraft
des Luftstroms zu bewegen, den ein Flugzeug beim Flug antrifft.
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Eine
schwingungsdämpfende
Dichtverbindung 120 wird zwischen Lampe 112 und
einer Lampenhalterung 122 plaziert. Die schwindungsdämpfende
Dichtverbindung 120 verteilt die auf die Lampe 112 von
der Lampenhalterung 122 ausgeübte Haltekraft gleichmäßig, wodurch
das Risiko des Ausfalls der Lampe 112 aufgrund des Brechens
des Glaskolbens von Lampe 112 reduziert wird. Zudem reduziert die
schwingungsdämpfende
Dichtverbindung 120 die mechanische Beanspruchung auf den
Faden der Lampe 112 aufgrund von Schwingungen, was das Verlängern der
Lebensdauer der Lampe 112 unterstützt.
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Ein
Blockschaltbild des elektrischen Abschnitts des einfahrbaren Landelichts 100 ist
in 2 gezeigt. Ein Satz Filter 202 und 204 isolieren
elektrisches Rauschen wie etwa elektromagnetische Interferenz zwischen
dem Flugzeug und einer Stromversorgung 206, einer Leistungsstufe 208 und
einer Steuereinheit 210. Die Stromversorgung 206 konvertiert
elektrischen Strom von dem Flugzeug auf einen Pegel, der mit der
Steuereinheit 210 und der Leistungsstufe 208 kompatibel
ist. Die Position des Lichtkopfs 108 wird von einem Absolutpositionssensor 212 erfaßt. Ein
Mittel zum Steuern, wie etwa die Steuereinheit 210 stellt
Steuerfunktionen wie etwa das Ein- und Ausschalten der Lampe 112,
Anlegen von Strom an die Bremse 111 und den Motor 110,
das Einstellen der Drehrichtung des Motors 110 und einer Auflösung der
Position des Lichtkopfs 108 bereit. Die Leistungsstufe 208 stellt
einen "weichstartenden" elektrischen Antrieb
für Bremse 111,
Motor 110 und Lampe 112 bereit, um elektrische
Beanspruchung von Bremse 111, Motor 110 und Lampe 112 zu
reduzieren und um elektromagnetische Emissionen von Bremse 111,
Motor 110 und Lampe 112 zu reduzieren. Die Steuereinheit 106 kann
auch auf Fehlerzustände
wie etwa Überstrom-
oder Übertemperaturzustände, einen
stillstehenden Motor 110 und Blockierungen am Lichtkopf 108 hin überwachen.
Wenn ein Fehler detektiert wird, blockiert die Steuereinheit 106 die
Leistungsstufe 208, bis der Fehler beseitigt ist.
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Der
Ausfahrwinkeleinstellschalter 214 wird auf die gewünschte Position
für ein
bestimmtes Flugzeug eingestellt, wenn das einfahrbare Landelicht 100 in
das Flugzeug installiert wird. Der Ausfahrwinkeleinstellschalter 214 liefert
auswählbare
Voreinstellpositionsbefehle an die Steuereinheit 210 zum Positionieren
des Lichtkopfs 108 in einem oder mehreren vorbestimmten
Ausfahrwinkeln, wodurch der zeitraubende Schritt des manuellen Kalibrierens
des Ausfahrwinkels des Lichtkopfs 108 für ein bestimmtes Flugzeug entfällt.
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Der
Ausfahrwinkeleinstellschalter 214 kann ein oder mehrere
Bit einer digitalen Logik verwenden oder kann ein analoger Spannungspegel
sein, wie etwa von einem Spannungsteilernetz abgeleitet. Ein Mittel
zum Überwachen
des Zustands des Ausfahrwinkeleinstellschalters 214, wie
etwa Steuereinheit 210, ist derart konfiguriert, daß der Zustand
des Ausfahrwinkeleinstellschalters 214 einen vorbestimmten Ausfahrwinkel
für den
Lichtkopf 108 darstellt. Beim Empfangen eines "Ausfahren"-Befehls am Anschluß 218 positioniert
die Steuereinheit 210 den Lichtkopf 108 unter
dem durch den Zustand des Ausfahrwinkeleinstellschalters 214 dargestellten
Ausfahrwinkel.
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Ein
kontaktloses Mittel zum Überwachen
der absoluten Position 212, wie etwa ein Hall-Effekt-Drehpositionssensor,
ist an den Lichtkopf 108 gekoppelt und liefert der Steuereinheit 210 kontinuierlich
Informationen über
die Winkelausfahrposition des Lichtkopfs 108, so daß die Steuereinheit 210 die Betätigung der
Bremse 111, die Betätigung
des Motors 110, die Drehrichtung des Motors 110 und
die Beleuchtung der Lampe 112 durch entsprechende Synchronisation
der Ein-Aus-Steuerung der Leistungsstufe 208 steuern kann.
Alternativ können
Positionscodierer vom inkrementalen Typ verwendet werden, doch werden
Positionscodierer vom absoluten Typ bevorzugt, weil Positionscodierer
vom absoluten Typ keine periodische Kalibrierung auf eine Indexposition
erfordern.
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Das
einfahrbare Landelicht 100 wird angewiesen, aus- oder einzufahren
und die Lampe 112 ein- und auszuschalten, mit Hilfe von
der Steuereinheit 210 gelieferten Steuersignalen. Um den
Lichtkopf 108 in eine verstaute Positon zu befehlen, wenn das
einfahrbare Licht 100 nicht verwendet wird, wird ein elektrisches
Steuersignal an einen "Einfahren"-Eingangsanschluß 216 angelegt, was
bewirkt, daß sich
der Lichtkopf 108 in eine vorbestimmte Stauposition bewegt,
bevorzugt außerhalb
des Luftstroms, um aerodynamischen Luftwiderstand am Flugzeug zu
minimieren. Um den Lichtkopf 108 anzuweisen, auszufahren,
wird ein elektrisches Steuersignal an einen "Ausfahren"-Eingangsanschluß 218 angelegt. Zum
Einschalten der Lampe 112 wird ein elektrisches Steuersignal
an einen "Lampe
einschalten"-Anschluß 220 angelegt.
Die Steuereinheit 210 kann wahlweise Mittel bereitstellen,
um der Flugcrew anzuzeigen, daß sich
der Lichtkopf 108 in einer ausgefahrenen Position befindet,
wie etwa ein Statusausgangssignal über einen "ausgefahrener-Indikator"-Anschluß 224.
Das am Anschluß 224 vorliegende
Ausgangssignal ist mit einem entsprechenden Anzeigemittel in dem
Cockpit verdrahtet, wie etwa einem Indikatorlicht oder einem Vorsicht-
und Warncomputer. Der an dem "ausgefahrener-Indikator"-Anschluß 224 anliegende Spannungspegel
kann auf einen Pegel festgelegt werden, der mit dem assoziierten
Cockpitanzeigemittel kompatibel ist, indem eine entsprechende Spannungsquelle
mit einem "Indikator-Versorgung"-Eingangsanschluß 222 verbunden wird.
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Wenn
der Lichtkopf 108 wegen eines Fehlerzustands nicht verstaut
werden kann, darf aufgrund der Arbeitsbeschränkungen für das Flugzeug dem Flugzeug
keine Abfertigung gestattet werden. Das einfahrbare Landelicht 100 kann
fakultativ Mittel enthalten zum Entkoppeln des Lichtkopfs 108,
damit der Lichtkopf 108 wie in 3 gezeigt
manuell verstaut werden kann, um diese Beschränkung zu überwinden. Das manuelle Einfahrmittel
gestattet die Abfertigung des Flugzeugs unter Bedingungen, wo der Lichtkopf 108 verstaut
sein muß,
aber eine Betätigung
des einfahrbaren Landelichts 100 nicht erforderlich ist,
wie etwa bei Tageslichtbetrieb. Zur manuellen Verstauung des Lichtkopfs 108 werden
ein oder mehrere Freigabebolzen 302 entfernt. Dies löst die Antriebsarme 116 von
dem Getriebe 114, wodurch der Lichtkopf 108 in
die verstaute Position geschwenkt werden kann, indem der Lichtkopf 108 gedrückt wird,
bis der Lichtkopf 108 mit der Basisplatte 102 bündig ist.
Die Freigabebolzen werden dann, während der Lichtkopf 108 festgehalten
wird, wieder installiert, wodurch der Lichtkopf 108 in
der verstauten Position gesichert wird. Das Flugzeug kann dann abgefertigt
werden.
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Bei
Betrieb kann das Landelicht 100 durch ein manuelles oder
automatisches Mittel betätigt
werden. Für
den manuellen Betrieb befiehlt die Flugcrew die gewünschte Position
für das
einfahrbare Landelicht 100 mit Hilfe eines entfernt im
Cockpit montierten Steuerschalters. Alternativ kann das Befehlssignal
automatisch erzeugt werden, wie etwa von einem "Luft-Boden"-Schalter der erfaßt, ob das Flugzeug fliegt
oder nicht. Wenn der Controller 106 ein Befehlssignal empfängt, vergleicht
der Controller 106 die angewiesene Position mit der tatsächlichen
Position des Lichtkopfs 108, wobei der Absolutpositonscodierer 212 verwendet
wird. Der Controller 106 betätigt zuerst die Bremse 111 und
dann den Motor 110, der wiederum ein Untersetzungs- und
Drehmomentverstärkungsgetriebemittel 114 wie
etwa ein Getriebe antreibt. Das Getriebe 114, das gegenüber Exposition
zu den Elementen abgedichtet ist, konvertiert die eine hohe Geschwindigkeit
und ein niedriges Drehmoment aufweisende Ausgabe des Motors 110 in
einen eine niedrige Geschwindigkeit und ein hohes Drehmoment aufweisende
mechanischen Antrieb, der in der Lage ist, den Lichtkopf 108 entgegen
der Kraft des Windstroms, den ein Flugzeug beim Flug antrifft, auszufahren.
Das Getriebe 114 bewegt einen Antriebsarm 116,
der mit Hilfe von Verbindungsgestängen 118 an dem Lichtkopf 108 angebracht
ist, was bewirkt, daß der
Lichtkopf 108 wie erforderlich ausfährt oder einfährt, bis
die richtige Position für
den Lichtkopf 108 erreicht ist. Der Controller 106 steuert den
Strom zu der Lampe 112, wobei er die Lampe 112 einschaltet,
wenn sich der Lichtkopf 108 in einer ausgefahrenen Position
befindet, und die Lampe 112 ausschaltet, wenn sich der Lichtkopf 108 in
einer verstauten Position befindet. Der Controller 106 sorgt
für ein "weichstartendes" Einschalten der
Lampe 112 durch Begrenzen des Einschaltstroms, wodurch
die Lebensdauer der Lampe 112 verlängert wird. Der Lichtkopf 108 hilft
weiterhin, die Lebensdauer der Lampe 112 durch die Verwendung
einer schwingungsdämpfenden
Dichtverbindung 120 zu verlängern, um die mechanische Beanspruchung
der Lampe 112 zu reduzieren.