EP2445782A2 - Hochauftriebssystem eines flugzeugs, flugzeugsystem und propeller-flugzeug mit einem hochauftriebssystem - Google Patents

Hochauftriebssystem eines flugzeugs, flugzeugsystem und propeller-flugzeug mit einem hochauftriebssystem

Info

Publication number
EP2445782A2
EP2445782A2 EP10714587A EP10714587A EP2445782A2 EP 2445782 A2 EP2445782 A2 EP 2445782A2 EP 10714587 A EP10714587 A EP 10714587A EP 10714587 A EP10714587 A EP 10714587A EP 2445782 A2 EP2445782 A2 EP 2445782A2
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
lift
drive
altitude
aircraft
function
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP10714587A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Ina Ruckes
Peter Scheffers
Michael Willmer
Olaf Spiller
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Airbus Operations GmbH
Original Assignee
Airbus Operations GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Airbus Operations GmbH filed Critical Airbus Operations GmbH
Publication of EP2445782A2 publication Critical patent/EP2445782A2/de
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B64C9/18—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by single flaps

Definitions

  • the invention relates to a high-lift system of an aircraft, an aircraft system and a propeller aircraft with a high-lift system.
  • tail stall depends on dynamic and unsteady angles of attack of the flight condition of the aircraft.As a particularly critical maneuvers, which implicitly include the danger of tail stable, so-called push-over maneuvers have proven The real danger arises when in these critical maneuvers the stall angle is exceeded, it comes to a tearing of the flow at the tail, so that in the prior art with a corresponding design of the elevator and at a corresponding deflection of the same the aircraft can not be brought into a safe attitude.
  • the aim of the fin design is therefore to maintain a sufficiently large safety margin (tail stall margin) from the stall angle in predefined flight states.
  • tail stall margin a sufficiently large safety margin
  • the building regulations have no direct requirements regarding the tail house. In principle, however, it is demanded (CS 25.143 General) that the aircraft must be safely controllable and manoeuvrable in all flight phases. If there is a risk that a Negative Tail Stall may occur during certain maneuvers, it must be demonstrated that the aircraft remains maneuverable despite flow separation, or has been designed so that it can not reach a tail shed with sufficient safety.
  • the object of the invention is to provide an efficient measure on a high-lift system of an aircraft, an aircraft system and an aircraft with a high-lift system with which the risk of stalling on the horizontal stabilizer is minimized and aviation safety is increased.
  • a stabilization measure can be taken in two different scenarios:
  • the proposed measures according to the invention against excessive limitation of the aircraft against a tail stable is due to the design of the Control function for adjusting the high-lift flaps, after which an automatic retraction of the flaps takes place in certain critical flight conditions, in order to reduce the downdraft on the horizontal stabilizer.
  • the proposed solution according to the invention not only has the advantage that it has no influence on the weight of the aircraft, but also has the advantage that it can be specially adapted to the specific aerodynamic design of the aircraft and specially optimized for this.
  • the solution provided by the prior art can only partially compensate for the risk of a stall on the tailplane.
  • the activation function takes into account an engine thrust limit and, depending on whether a commanded engine thrust is above this engine thrust limit, the high-lift flap enters, specific aerodynamic effects can be prevented, which can occur at extended high-lift flaps.
  • a high-lift system of an aircraft which has in particular:
  • a drive device with a drive function for generating control commands for adjusting the adjustment state of the lift doors
  • a drive device coupled to the high lift flaps, configured to adjust the high lift flaps between a retracted position and an extended position due to drive commands
  • the drive function generates and sends command commands based on input values to the drive device for adjusting the high lift doors.
  • control function in particular has a function for automatically retracting the high-lift flap in Flight, which is designed such that it generates in a flight state in which the high-lift flap occupies an extended position, taking into account a thrust of the engine and a minimum flight altitude, a drive command, after which enters the high lift flap.
  • control function in particular has a function for automatically retracting the high-lift flap in flight, which is designed such that this starting from a flight condition in which the high-lift flap an extended position between 80 and 100% of the maximum Extended position, generates a drive command, after which the high lift flap enters an extended position between 30 and 80% of the maximum extension position when predetermined conditions of the drive function are met, the conditions are designed as follows:
  • the drive function receives a value for the current engine thrust that reaches an engine thrust limit
  • the drive function receives a value for the current altitude that exceeds a predetermined altitude minimum altitude flight altitude threshold, the altitude altitude limit being at least 20 m.
  • the engine thrust limit may be defined with a value greater than 50% of the maximum thrust of the engine.
  • the current engine thrust can in particular be a target specification for the engine thrust or a determined or measured engine thrust.
  • the function for automatically retracting the high-lift flap takes into account the following values: a recent engine boost,
  • the conditions for the generation of the drive command for driving in the high-lift flap are designed as follows:
  • the drive function receives a value for the current engine thrust that exceeds an engine thrust threshold, with the engine thrust threshold defined at a value that is between 40% and 90% of the maximum engine thrust,
  • the drive function receives a value for the current altitude that exceeds a given altitude limit for a minimum flight altitude above ground, the altitude limit being at least 20 m,
  • the drive function receives a value for elevator command that exceeds a predetermined elevator command limit, with the elevator command limit in the range between 50 and 100% of the elevator maximum extension position.
  • the proposed solutions according to the invention allow a detailed adaptation even at a very late time of aircraft development, since this requires no constructive action. This circumstance measurably reduces the development risk and, in a reasonable framework, allows for flexibility during aircraft development. Reducing the operating costs of an aircraft outweighs the increase in complexity of the S / W and thus the one-off costs for aircraft development significantly.
  • the control function implemented in B / W monitors relevant aircraft parameters, evaluates them and generates a command for retracting the flaps.
  • the drive device and the external sources are provided redundantly for the values or signals used by the drive device.
  • an aircraft system with a high-lift system according to the invention is provided.
  • a propeller aircraft is provided with the aircraft system according to the invention and / or with the high-lift system according to the invention.
  • the propeller aircraft may be an aircraft in that the propeller engines are mounted on the wings.
  • the propeller aircraft can in particular be a high-decker.
  • the function according to the invention can be used advantageously, since the risk of a stall on the horizontal stabilizer with the consequence of a so-called "negative tail stalls" especially in the high lift configuration (with flaps extended) in which the elevator produces a strong downforce
  • Figure 1 is a schematic representation of an aircraft with a functional representation of an embodiment of the high-lift system according to the invention
  • FIG. 2 is a functional representation of another embodiment of the high-lift system according to the invention for adjusting high-lift flaps with a drive device;
  • FIG. 3 shows a functional representation of a further exemplary embodiment of the high-lift system according to the invention for adjusting high-lift flaps with a drive device;
  • FIG. 4 shows an exemplary embodiment of a data communication system for communication between two activation functions of a high-lift system, an engine control system, a sensor device for determining the altitude over ground and a flight control device;
  • FIG. 5 shows a further exemplary embodiment of a data communication system for communication between two activation functions of a high-lift system, an engine control system, a sensor device for ascertaining the flight altitude over ground and a flight control device;
  • FIG. 6 shows a further exemplary embodiment of a data communication system for communication between two activation functions of a high-lift system, an engine control system, a sensor device for ascertaining the flying altitude over ground and a flight control device;
  • Figure 7 shows an embodiment of a data communication system for communication between two control functions of a high-lift system and two sensor devices for determining the altitude above ground.
  • FIG. 1 shows an embodiment of a controlled aircraft F with two wings 10a, 10b.
  • the wings 10a, 10b each have at least one aileron 1 1a or 11b and at least one trailing edge flap 14a, 14b.
  • the wings 10a, 10b may each have a plurality of spoilers and / or slats.
  • the rudder 20 may be formed, for example, as a T-tail or cross-tail.
  • the aircraft F can in particular a Propeller aircraft with propeller engines be P. In this case, provision can be made in particular for the propeller aircraft to be fitted with the propeller engines P on the aerofoils 10a, 10b, as shown in FIG.
  • the propeller aircraft F can be a high-decker.
  • the aircraft F or a flight guidance system FF comprises a flight control device 50 and an air data sensor device 51 functionally connected to the flight control device 50 for acquiring flight state data including the barometric altitude, ambient temperature, flow velocity, angle of attack and glide angle of the aircraft. Furthermore, the aircraft has a height measuring device 53 for determining the height of the aircraft F over ground. Furthermore, the aircraft may have a sensor device with sensors and in particular inertial sensors for detecting the rotation rates of the aircraft (not shown). For this purpose, the flight control device 50 has a receiving device for receiving the sensor values detected by the sensor device and transmitted to the flight control device 50.
  • a control input device 55 is functionally connected to the flight control device 50, with the control commands in the form of target specifications for the control of the aircraft F generated and to the
  • Flight control device 50 are transmitted.
  • the control input device 55 may include a manual input device.
  • the control input device 55 may also include an autopilot device, which generates control commands in the form of target specifications for controlling the aircraft F automatically on the basis of sensor values that are transmitted from the sensor devices to the control input device 55 and to the Flight control device 50 transmitted.
  • control flaps such as the spoilers, slats, trailing edge flaps 14a, 14b, the Seiteruder and / or the elevator 22, if one of these or one or more are provided, at least one actuator and / or a drive device is assigned. In particular, it can be provided that one of these control flaps is assigned in each case an actuator. Also, several can Control flaps of an actuator or each of an actuator, which are driven by a drive device to be coupled to their adjustment. This can be provided, in particular, trailing edge flaps 14a, 14b and, if present, at the slats 13a, 13b.
  • the flight control device 50 has a control function that receives sensor values from the control input device 55 control commands and from the sensor device and in particular from the air data sensor device 51.
  • the control function is carried out in such a way that it generates control commands for the actuators as a function of the control commands or desired specifications and the detected and received sensor values and transmits them to them, so that control of the aircraft F according to the control commands takes place by actuation of the actuators.
  • the aircraft according to the invention or the high-lift system HAS according to the invention has in particular:
  • control and monitoring device or drive device 60 having a control function for generating control commands for adjusting the adjustment state of the high-lift flaps 14a, 14b,
  • a drive device 63 coupled to the high lift flaps 14a, 14b and configured to cause the high lift flaps 14a, 14b to move between a retracted position and an extended position due to drive commands;
  • the drive function generates and sends command commands based on input values to the drive device 63 for adjusting the high lift doors.
  • FIG. 2 An embodiment of the high-lift system HAS will be described with reference to Figure 2, the four high-lift flaps or flaps A1, A2; B1 B2, but generally on a main wing adjustable flaps or having aerodynamic bodies.
  • two flaps per wing which is not shown in the illustration of Figure 1, shown.
  • an inner landing flap A1 and an outer flap A2 on a first wing and an inner flap B1 and an outer flap B2 on a second wing are shown.
  • fewer or more than two flaps per wing may be provided.
  • the high lift system HAS is actuated and controlled via a pilot interface, which in particular comprises an actuator 56, such as an operator. having an actuating lever.
  • the actuator 56 is associated with or associated with the control input device 55 and is operatively coupled to the control and monitoring device 50 or drive device 60 with the control function for generating control commands or commands for adjusting the displacement state of the high lift flaps.
  • the control and monitoring device 50 or the control device 60 transmits control commands via a control line 8 for controlling a central drive unit 7.
  • the drive device 63 is formed as a central drive device or drive unit, so that the positioning commands or control commands are received from the control input device 55 via the control and monitoring device 50 or directly from the control input device 55 via a drive line 68 Control of a central drive unit 63 are transmitted.
  • the central, ie arranged in the trunk area drive unit 63 has at least one drive motor whose output power to drive rotary shafts W1, W2 are transmitted.
  • the two drive rotary shafts W1, W2 are each coupled to the actuation of the at least one flap A1, A2 or B1, B2 per wing to the central drive unit 63.
  • the two drive rotary shafts W1, W2 are coupled to the central drive unit 63 and are synchronized with each other.
  • the central drive unit 63 sets the drive rotary shafts W ⁇ , W2 in rotation for the purpose of actuating movements of the adjustment devices of the respective flap coupled thereto.
  • a torque limiter T may be integrated.
  • two Versteil- devices are provided at each flap A1, A2 and B1, B2.
  • Each of the drive rotary shafts W1, W2 is coupled to a respective one of the adjusting devices.
  • each of the adjusting devices A11, A12, B11, B12, A21, A22, B21, B22 has a transmission gear 20, an adjustment kinematics 21 and a position sensor 22.
  • the transmission gear 20 is mechanically coupled to the respective drive rotary shafts 11, 12 and converts a rotational movement of the respective drive rotary shafts 11, 12 in an adjusting movement of the flap area, with the respective adjusting devices A11, A12, B11, B12, A21 , A22, B21, B22 is coupled.
  • a position sensor 22 is arranged, which determines the current position of the respective flap and sends this position value via a line not shown to the driving device 60.
  • FIG. 3 shows an alternative high-lift system according to the invention.
  • the drive device-unlike the embodiment shown in FIG. 2 is formed as a central drive device or drive unit. Instead, each flap A1, A2; B1 B2 by means of a respective associated drive device PA1, PA2, PB1, PB2 adjustable between a retracted position and a plurality of extended positions.
  • the adjusting system or high-lift system HAS shown in FIG. 3 is provided for adjusting at least one landing flap on each wing.
  • Each drive unit is associated with each aerodynamic body or each flap, the drive devices PA1 and PB1 being coupled to the inner flaps A1, B1, and the drive devices PA2 and PB2 being coupled to the outer flaps A2, B2.
  • the driving devices PA1, PA2, PB1, PB2 can be actuated and controlled automatically or via a pilot interface with an input device 155, which in particular has an actuating member such as an actuating lever.
  • the pilot interface 155 is operably coupled to the control and monitoring device 160.
  • the control and monitoring device 160 is operatively associated with each drive device PA1, PA2, PB1, PB2, each aerodynamic body A1, A2; B1, B2 are each assigned a drive device PA1, PA2, PB1, PB2.
  • Each of the drive connections 151, 152 is coupled to an adjustment mechanism 121.
  • Each of the drive devices PA1, PA2, PB1, PB2 may in particular comprise at least one drive motor and at least one brake device (not shown) to stop and supply the outputs of the respective first and second drive motors, respectively, to a corresponding command by the control and monitoring device 160 lock when a corresponding error has been detected by the control and monitoring device 160.
  • each flap A1, A2 and B1, B2 are at least two adjusting devices A11, A12, A21, A22; B11, B12, B21, B22, each having flap kinematics.
  • To each of the adjusting devices A11, A12, A21, A22; B11, B12, B21, B22 is in each case one of the two drive connections 151, 152 coupled, which in turn are each coupled to one of the drive devices PA1, PA2, PB1, PB2.
  • two adjusting devices are arranged on each flap, specifically the adjusting devices A11, A12 and B11, B12 on the inner flaps A1 and B1 and the adjusting devices A21 on the outer flaps A2, B2.
  • each of the adjusting devices A11, A12, B11, B12, A21, A22, B21, B22 can each be assigned a transmission gear 120, an adjustment kinematics 121 and a position sensor 122.
  • Transmission gear 120 may be realized by a spindle drive or a rotary actuator.
  • the transmission gear 120 is mechanically coupled to the respective rotary shaft drive train 151 or 152 and converts a rotational movement of the respective drive train 151 or 152 into an adjustment movement of the flap region, which is coupled to the respective adjustment mechanism.
  • the aircraft control input device 55 includes an engine thrust input device (not shown in the figures) that can command engine thrust setpoints that are sent to an engine driver to control the engine thrust to be generated by the aircraft engines adjust. It can be provided that the engine thrust target specifications are entered by a manual input and / or by an autopilot function of the aircraft system. According to the invention, it is provided that the engine thrust input device is functionally connected to the drive device of the high-lift system HAS such that the engine thrust target specifications or the measured engine thrust are transmitted to the drive device 60, 160.
  • the driving function of the driving device or control and monitoring device 60, 160 has a function of automatically retracting the high-lift flap 14a, 14b, which is designed to be in an extended state in which the high-lift flap 14a, 14b is in an extended position taking into account an engine thrust and a minimum altitude generates a control command, after which the high-lift flap 14a, 14b enters.
  • the function for automatically retracting the high-lift flap 14a, 14b may be designed such that it generates a control command, starting from a flight state in which the high-lift flap 14a, 14b assumes an extended position between 80 and 100% of the maximum retracted position, after which the high-lift flap 14a, 14b in an extended position by at least 10% and eg between 30 and 80% of the maximum Retracts position when predetermined conditions of the drive function are met, the conditions are as follows:
  • the drive function receives a value for the current engine thrust that reaches an engine thrust limit
  • the drive function receives a value for the current altitude that exceeds a predetermined altitude minimum altitude flight altitude threshold, the altitude altitude limit being at least 20 m.
  • the engine thrust limit is defined with a value that is greater than 50% of the maximum thrust of the engine.
  • those for the retraction of the high lift flap are independent of a target specification for the elevator.
  • the landing flap is automatically retracted to the required angle at a sufficient altitude with a high landing flap angle and high engine thrust.
  • the function for automatic retraction of the high-lift flap 14a, 14b takes into account the following values: a recent engine boost,
  • the conditions for the generation of the drive command for driving in the high lift flap may be designed as follows:
  • the drive function receives a value for the current engine thrust that exceeds an engine thrust threshold, with the engine thrust threshold defined at a value that is between 40% and 90% of the maximum engine thrust,
  • the drive function receives a value for the current altitude that exceeds a given altitude limit for a minimum flight altitude above ground, the altitude limit being at least 20 m,
  • the elevator function receives a command value for the elevator that exceeds a predetermined elevator command limit, the elevator command limit being in the range between 50 and 100% of the elevator's maximum extension position, i.e., the elevator command. in the direction of commanding an increase in the negative angle of attack of the aircraft.
  • the control inputs to the primary control surfaces cause the aircraft to be pushed back to quickly reach a high negative angle of attack of the aircraft.
  • a high negative angle of attack on the tailplane develops very quickly.
  • the flaps are automatically retracted by the required angle when the following parameters are processed to ensure a safe, automatic retraction of the flaps in this scenario:
  • the landing flap is automatically retracted by the required angle at high flap angle and medium to high engine thrust and a high control input to the elevator.
  • the extended position of the high lift flap or the high lift flap is determined by sensors that detect the current position of the respective high lift flap.
  • a respective commanded engine thrust can be used, so that it is determined as a target specification of sensors that detect the current position of an engine thrust input device.
  • the current engine thrust can alternatively or additionally be derived from a sensor value that is detected at the engine.
  • the sensor value of a radar altimeter can be used.
  • the sensor value of a height determination by a satellite navigation sensor can be used.
  • a sensor device can be used, which detects the position of the input means on an input means of the input device 55, 155 for commanding the movement of the elevator, eg a pilot stick.
  • the sensor device can furthermore have a function with which the target specification for the movement or position of the elevator commanded by the input device is determined so that, according to the invention, the value for the movement of the elevator in a direction which causes a negative pitching motion also the target specification can be used.
  • a failure of the function due to internal system errors or missing data in the cockpit is displayed because then the pilot must avoid situations with danger of a tail shackle by a corresponding control of the aircraft.
  • the activation function can be implemented with measures to increase the safety of the high-lift system for the following reasons:
  • a failure of the function without display in the cockpit can have potentially catastrophic consequences (negative tail stall on the tailplane).
  • the high-lift system according to the invention can be designed such that the input signals required for the execution of the driving function according to the invention are supplied redundantly to the drive device with the drive function to ensure the safety of the presence of the Increase input signals.
  • the interfaces of the drive device 60, 160 for the transmission are accordingly provided
  • an aircraft system with a high-lift system can furthermore be provided, in which one or more of the sensor values
  • the data is provided via separate paths and, in particular, via different transmission media or the same Transmission medium, but then transmitted via a physically separated transmission link.
  • aircraft system according to the invention can comprise:
  • an aircraft system having a high lift system with a drive device whose automatic retraction function of the high lift flap 14a, 14b uses a value for an adjustment state or movement or a command signal for adjusting the elevator in a negative pitch direction direction may be provided in that at least two sensor devices are used to determine such a value.
  • the positioning speed of the flaps can additionally be taken into account. Thereafter, it can be provided in the aircraft system according to the invention or the high-lift system that in case of failure, the actuating chain of the generation of the generation of the sensor values to be entered into the control function via the generation of control commands by means of the control function and the operation of the high-lift flaps in a reduced mode with reduced actuating speed Movement of the high-lift flaps remains available if a sufficiently rapid effect can be achieved to avoid the negative tail stalls.
  • the actuation function of the drive device 60, 160 carries out the following steps: Recording and evaluation of data from external data sources and in particular the sensor devices for determining an extension position of the high lift flap, an engine thrust, a height above ground and / or an adjustment state or a movement or a command signal for adjusting the elevator, comprising performing a data input, a test error-free transmission from the respective external source or sensor device, a plausibility check, and the exclusion of the presence of erroneous data;
  • the recording and evaluation of data from external data sources and in particular the sensor devices can be realized in various ways, in particular with regard to the integrity or reliability of the aircraft system with the high-lift system. Exemplary embodiments of such an aircraft system are described below:
  • a drive function for automatically retracting the high lift door 14a, 14b is implemented on a respective computer and a plurality of computers each having such a drive function are provided.
  • a drive device 60 or 160 has two computers, each with a drive function, so that the drive function is implemented twice redundantly.
  • each drive device 201 or 202 of the high-lift system receives the input signals required for the execution of the respective drive function redundantly, ie in each case from at least two independent sources via separate connection lines.
  • the respectively provided connecting lines or data connection can be realized in various ways, wherein in the figures 4, 5 and 6 each alternatively embodiments of the data connection are shown, wherein each high-lift system shown in each case control device 201 and 202 has.
  • the high-lift system may also have more than two activation devices 201 and 202, respectively. In this case, the illustrated data connections are to be modified analogously.
  • each controller In the connection of redundant input signals shown in FIG. 4 to the activation devices 201 and 202, the external data is connected to each controller via physically separate data connections, such that each engine control system 210, each sensor device 220 and each flight control device 230 to each drive device 201, 202 each have a connection line is provided.
  • Control devices 201 and 202 according to the figure 5, the connection of the external data to each controller via discrete data connections, ie via a separate path, i. a respective different transmission medium or over the same transmission medium but physically separated data connection, wherein from each external source in each case a data connection to a first drive device 201 and a second data connection to a second drive device 202 extends.
  • the aircraft system includes two or more units of engine control system 210, sensor device 220 for sensing the altitude of the aircraft over ground, and / or flight control device 230
  • the data link of each one of these devices may be one only to one of the drive devices 201 and 202, for example can be provided
  • a data connection from one of the redundant units of the flight control device 230 to a first activation device 201 and a further data connection from the other of the redundant units of the flight control device 230 to a second activation device 202 run.
  • one of the drive devices 201 and 202 is connected to only a part of the redundant units and in particular only one unit each of redundant external sources. This halves the interface complexity for each control device 201 or 202.
  • the invention provides that the data is physically separated over one discrete data connection line, ie via a separate path, ie a different transmission medium or the same transmission medium Data connection to the other drive devices 201 and 202, respectively.
  • Each of the driver devices 201 and 202 uses the data passed from the other driver 202 and 201, respectively, to check the plausibility and correctness of the input signals from the other systems by means of the redundancy.
  • This infrastructure is useful when performing the auto-functions is only effective when both drivers 201 and 202 are operations.
  • the interface complexity at the drive devices 201 and 202 is reduced.
  • the external data is connected to a first of the activation devices 201 or 202 via discrete data connections, ie via a separate path, ie a different transmission medium or via the respective transmission medium same transmission medium but physically separated data connection to the other drive devices, so that a connection line of each redundant unit of the engine control system 210, the sensor device 220 and the flight control device 230 of the first drive device 201, 202 is provided by means of a respective connecting line.
  • the second drive devices 202 are coupled in a slave function via a data bus to the first drive devices 201.
  • the connection of all external data to the drive devices 201 and 202 is realized via a master-slave architecture.
  • a drive device 201 takes over the recording and evaluation of all data and gives that Command to perform the function to the other drive device 202 on.
  • This embodiment of the aircraft system or the drive device 63, 163 has a reduced reliability compared to the embodiment of FIGS. 4 and 5, since in the event of failure of the first drive device 201, the activation function can no longer be performed.
  • an evaluation of the data from the external sources takes place with regard to the presence of transmission errors and plausibility.
  • a simple redundancy of the data via two separate paths is sufficient.
  • AFDX and ARINC429 can be used.
  • various parameters can be used to make a statement about transmission errors or usability of the incoming data: Examples are:
  • Error detection must be confirmed for an appropriate period of time to get a robust estimate of the validity of the data. During this time, invalid input data for further processing in the function must be replaced by last valid input data. In order to check the plausibility of the incoming data, the deviation of the same data, which are sent and received via different paths, is evaluated.
  • the maximum allowable discrepancy is composed of the tolerance of the signal and the time offset of the signals over different paths multiplied by the maximum rate of change of the signal.
  • the sensor device 220 for ascertaining the altitude of the aircraft above ground is formed from two radar altitude controllers which are not synchronous work.
  • one of the redundant drive devices 201 of the high-lift system HAS receives a radar altitude signal from a radar altitude controller.
  • the received signal is sent to the other driver 202, respectively.
  • Each drive device 201 or 202 can compare the signal forwarded by the respective other drive device 202 or 201 with the signal received directly from the radar altitude system.
  • the maximum rate of climb may be 200ft / s.
  • Altitude measurement takes place at intervals of 28 ms.
  • FIG. 7 illustrates the different signal paths and signal propagation times (entered in FIG. 7 respectively) for the radar altitude signal to and within the high-lift system by the transit times of the signals received from the radar altitude controllers 131, 132 a first drive device 201 or 202 are shown, are shown. From each radar height controller 131, 132, a transmission of the measurement signal to an input data acquisition 133 or 134 takes place. From there, the measurement signals are transmitted to a data forwarding 135 or 136. The radar height controllers are not synchronized.
  • a discrepancy of 25 ft has to be allowed. Any difference between the two received signals that exceeds this value is considered an error.
  • the received data can not be used further. In order to obtain a robust statement about a faulty data source, the discrepancy must also be confirmed several times.
  • the transfer function is performed with a cycle time that ensures that each calculation cycle is performed on new data.
  • the fulfillment of the condition for intervening the function must be confirmed several times to guarantee a robust behavior.
  • the number of confirmations must also be kept as low as possible.
  • the drive function for automatically retracting the high lift flap 14a, 14b on the one hand satisfies the conditions regarding the engine thrust and a minimum altitude and optionally the adjustment state or a movement of the elevator 22 or a command signal for adjusting the elevator 22 checked.
  • conditions are examined that are based on the requirements of the function.
  • the extension movement is commanded by the control function until can be sent from both radar height controller information about the radar height to the driving device 201 or 202 at the same time, which differ only by a maximum of a predetermined difference from each other.
  • the information about the state of the other drive device of the high-lift system must be obtained via the communication between the two drive devices 201 and 202, respectively.
  • the mode of action described with reference to the radar altitude controllers 131, 132 may be provided according to the invention for each external redundantly realized source, that is to say in particular also for redundant units of an engine control system 210 and / or redundant units of a flight control device 230.
  • a test can also be provided to determine that the power supply for the drive supply is sufficient. For example, if there is no hydraulic pressure to supply a hydraulically powered drive, no command to retract the damper will be generated. If these conditions are no longer met, it may be provided that a Retraction of the flaps is possible only by active intervention of the pilot. For this purpose, this manual input function must be assigned priority over any further functions that may be available. Furthermore, an indication must be generated for the pilot, which makes an intervention of the function and a possible reaction of his turn visible. After a restart of the controller, for example after a power failure, safe conditions must prevail in the system. Commands to retract the flaps generated before the restart may not be canceled without expecting an action from the pilot. For this purpose, system information must be evaluated to estimate whether or not a command has been created before the restart.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, aufweisend: - eine oder mehrere Hochauftriebsklappen (14a, 14b), - eine Ansteuerungsvorrichtung (60, 160) mit einer Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen (14a, 14b), - eine mit den Hochauftriebsklappen (14a, 14b) gekoppelte Antriebsvorrichtung (63, 163), die derart ausgeführt ist, dass diese aufgrund von Ansteuerungskommandos die Hochauftriebsklappen (14a, 14b) zwischen einer eingefahrenen Stellung und einer ausgefahrenen Stellung verstellt, wobei die Ansteuerungsfunktion auf der Basis von Eingangswerten Stellkommandos erzeugt und an die Antriebsvorrichtung (63, 163) zur Verstellung der Hochauftriebsklappen (14a, 14b) sendet, und wobei die Ansteuerungsfunktion eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe (14a, 14b) im Fluge aufweist, die in einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) eine Ausfahrstellung einnimmt, unter Berücksichtigung eines Triebwerksschubs und einer minimalen Flughöhe ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) einfährt.

Description

Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, Flugzeugsystem und Propeller-Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem
Die Erfindung betrifft ein Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, ein Flugzeugsystem und ein Propeller-Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem.
Hinsichtlich der Steuerbarkeit in der Längsbewegung eines Flugzeugs besteht die Gefahr des Strömungsabrisses am Höhenleitwerk („Tail Stall"). Die Gefahr eines Strömungsabrisses am Höhenleitwerk mit der Folge eines sogenannten „Negative Tail Stall" tritt vor allem dann auf, wenn in Hochauftriebskonfiguration (Landeklappen ausgefahren) am Höhenleitwerk ein starker Abtrieb erzeugt werden muss. Bei Turbopropellerflugzeugen wird dieser Effekt verstärkt durch den Einfluss des Propellerschubs, welcher über die Landeklappen auf das Höhenleitwerk geführt wird.
Üblicherweise wird dieser Effekt durch eine entsprechende Auslegung des Höhen- Leitwerks kompensiert, um auf diese Weise Stabilitäts- und Steuerbarkeitskriterien, die sich aus den Bauvorschriften (CS und FAR) ableiten, zu erfüllen.
Die Gefahr eines „Tail Stall" hängt ab von dynamischen und instationären Anstellwinkelanteilen des Flugzustands des Flugzeugs. Als besonders kritische Manöver, die implizit die Gefahr des Tail Stall beinhalten, haben sich so genannte Push-Over-Manöver erwiesen. Bei diesen Manövern wird über Steuereingaben der Primärsteuerflächen ein Nachdrücken des Flugzeugs bewirkt. Die eigentliche Gefährdung entsteht, wenn bei diesen kritischen Manövern der Stall-Anstellwinkel überschritten wird, es zu einem Abreißen der Strömung am Leitwerk kommt, so dass nach dem Stand der Technik bei einer entsprechenden Auslegung des Höhenruders und bei einer entsprechenden Auslenkung desselben das Flugzeug nicht mehr in eine sichere Fluglage gebracht werden kann.
Ziel der Leitwerksauslegung ist demnach, vom Stall-Anstellwinkel in vordefinierten Flugzuständen einen ausreichend großen Sicherheitsabstand (Tail Stall Marge) einzuhalten. Zur Bestimmung dieses Wertes besteht neben der Zuverlässigkeit der aerodynamischen Berechnungen jedoch ein weiterer Unsicherheitsfaktor in dem Einfluss einer Vereisung am Höhenleitwerk. In den Bauvorschriften gibt es hinsichtlich des Tail Stall keine direkten Anforderungen. Grundsätzlich wird jedoch gefordert (CS 25.143 General), dass das Flugzeug in allen Flugphasen sicher steuerbar und manövrierbar sein muss. Besteht die Gefahr, dass bei bestimmten Manövern ein Negative Tail Stall eintreten kann, so muss nachgewiesen werden, dass das Flugzeug trotz Strömungsablösung steuerbar bleibt, oder gleich so ausgelegt wurde, dass es mit ausreichender Sicherheit nicht in einen Tail Stall gelangen kann.
Die aus dem Stand der Technik bekannten konstruktiven Maßnahmen gegen eine zu große Limitierung des Flugzeugs gegen einen Tail Stall sehen eine entsprechende Vergrößerung der Höhenleitwerksfläche oder in einer Vergrößerung des Leitwerkhebelarms vor und somit eine Gewichtserhöhung.
Aufgabe der Erfindung ist, eine effiziente Maßnahme an einem Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, einem Flugzeugsystem und einem Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem bereitzustellen, mit der die Gefahr des Strömungsabrisses am Höhenleitwerk minimiert wird und die Flugsicherheit erhöht wird.
Diese Aufgabe wird mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst. Weitere Ausführungsformen sind in den auf diesen rückbezogenen Unteransprüchen angegeben.
Grundsätzlich kann mit der erfindungsgemäßen Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen eine Stabilisierungsmaßnahme bei zwei unterschiedlichen Szenarien vorgenommen werden:
bei Flugzuständen mit hohem Triebwerksschub bei großem Landeklappenwinkel; und
bei den sogenannten Push-Over-Manöver.
Die nach der Erfindung vorgesehene Maßnahmen gegen eine zu große Limitierung des Flugzeugs gegen einen Tail Stall ist durch die Gestaltung der Ansteuerungsfunktion zur Verstellung der Hochauftriebklappen, nach der ein automatisches Einfahren der Landeklappen in bestimmten kritischen Flugzuständen erfolgt, um somit den Abwind am Höhenleitwerk zu verringern. Die nach der Erfindung vorgesehene Lösung hat nicht nur den Vorteil, dass diese auf das Gewicht des Flugzeug keinen Einfluss hat, sondern hat auch den Vorteil, dass diese an die spezifische aerodynamische Auslegung des Flugzeug speziell angepasst und für diese speziell optimiert werden kann.
Die nach dem Stand der Technik vorgesehene Lösung kann die Gefahr eines Strömungsabrisses am Höhenleitwerk nur beschränkt kompensieren. Mit der erfindungsgemäßen Lösung, nach der die Ansteuerungsfunktion einen Triebwerksschub-Grenzwert berücksichtigt und in Abhängigkeit davon, ob ein kommandierter Treibwerksschub oberhalb dieses Triebwerksschub-Grenzwerts liegt, die Hochauftriebsklappe einfährt, können spezifische aerodynamische Wirkungen verhindert werden, die bei ausgefahrenen Hochauftriebsklappen eintreten können.
Nach der Erfindung ist ein Hochauftriebssystem eines Flugzeugs vorgesehen, das insbesondere aufweist:
eine oder mehrere Hochauftriebsklappen,
eine Ansteuerungsvorrichtung mit einer Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen,
eine mit den Hochauftriebsklappen gekoppelte Antriebsvorrichtung, die derart ausgeführt ist, dass diese aufgrund von Ansteuerungskommandos die Hochauftriebsklappen zwischen einer eingefahrenen Stellung und einer ausgefahrenen Stellung verstellt,
wobei die Ansteuerungsfunktion auf der Basis von Eingangswerten Stellkommandos erzeugt und an die Antriebsvorrichtung zur Verstellung der Hochauftriebsklappen sendet.
Nach einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel weist die Ansteuerungsfunktion insbesondere eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe im Fluge auf, die derart ausgeführt ist, dass diese die in einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe eine Ausfahrstellung einnimmt, unter Berücksichtigung eines Triebwerksschubs und einer minimalen Flughöhe ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe einfährt.
Nach einem weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel oder in einer bestimmten Betriebsart weist die Ansteuerungsfunktion insbesondere eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe im Fluge auf, die derart ausgeführt ist, dass diese ausgehend von einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe eine Ausfahrstellung zwischen 80 und 100 % der maximalen Ausfahrstellung einnimmt, ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe in eine Ausfahrstellung zwischen 30 und 80 % der maximalen Ausfahrstellung einfährt, wenn vorbestimmte Bedingungen der Ansteuerungsfunktion erfüllt sind, wobei die Bedingungen folgendermaßen gestaltet sind:
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für den aktuellen Triebwerksschub, der einen Triebwerksschub-Grenzwert erreicht,
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die aktuelle Flughöhe, der einen vorgegebenen Flughöhen-Grenzwert für eine minimale Flughöhe über Grund überschreitet, wobei der Flughöhen-Grenzwert mindestens 20 m beträgt.
Diese Bedingungen müssen innerhalb eines vorgegebenen Zeitintervalls erfüllt sein, dass die Ansteuerungsfunktion die Hochauftriebsklappe einfährt.
Dabei kann der Triebwerksschub-Grenzwert mit einem Wert definiert sein, der größer als 50 % des maximalen Triebswerksschubs ist.
Der aktuelle Triebwerksschub kann erfindungsgemäß insbesondere eine Sollvorgabe für den Triebwerksschub oder ein ermittelter oder gemessener Triebwerksschub sein.
Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel oder in einer bestimmten Betriebsart der Erfindung ist vorgesehen, dass die Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe folgende Werte berücksichtigt: einen aktuellen Triebwerksschub,
einen Wert für die aktuelle Flughöhe,
einen Verstellzustand oder eine Bewegung des Höhenruders oder ein Kommandosignal zur Verstellung des Höhenruders in einen Zustand, der eine negative Nickbewegung bewirkt.
Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel oder in einer bestimmten Betriebsart der Erfindung ist vorgesehen, dass die Bedingungen für die Erzeugung des Ansteuerungskommandos zum Einfahren der Hochauftriebsklappe folgendermaßen gestaltet sind:
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für den aktuellen Triebwerksschub , der einen Triebwerksschub-Grenzwert überschreitet, wobei der Triebwerksschub-Grenzwert mit einem Wert definiert ist, der zwischen 40 % und 90 % des maximalen Triebswerksschubs ist,
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die aktuelle Flughöhe, der einen vorgegebenen Flughöhen-Grenzwert für eine minimale Flughöhe über Grund überschreitet, wobei der Flughöhen-Grenzwert mindestens 20 m beträgt,
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die Kommandierung des Höhenruders, der in einen vorgegebenen Höhenruderverstellkommando- Grenzwert übersteigt, wobei der Höhenruderverstellkommando-Grenzwert in dem Bereich zwischen 50 und 100 % der maximalen Ausfahrstellung des Höhenruders nach unten gelegen ist.
Die erfindungsgemäß vorgeschlagenen Lösungen erlauben eine Detailanpassung auch zu einem sehr späten Zeitpunkt der Flugzeugentwicklung, da diese keine konstruktive Maßnahme erfordert. Dieser Umstand verringert messbar das Entwicklungsrisiko und ermöglicht in einem sinnvollen Rahmen die Flexibilität während der Flugzeugentwicklung. Die Reduzierung der Betriebskosten eines Flugzeuges überwiegen die Erhöhung der Komplexität der S/W und damit die Einmalkosten bei einer Flugzeugentwicklung signifikant. Die in S/W implementierte Ansteuerungsfunktion überwacht relevante Flugzeugparameter, wertet diese aus und erzeugt ein Kommando zum Einfahren der Landeklappen. Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Hochauftriebssystems sind die Ansteuerungsvorrichtung und die externen Quellen für die durch die Ansteuerungsvorrichtung verwendeten Werte oder Signale redundant vorgesehen.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Flugzeugsystem mit einem erfindungsgemäßen Hochauftriebssystem vorgesehen.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Propeller-Flugzeug mit dem erfindungsgemäßen Flugzeugsystem und/oder mit dem erfindungsgemäßen Hochauftriebssystem vorgesehen. Das Propeller-Flugzeug kann insbesondere ein Flugzeug sein, dass die Propeller-Triebwerke an den Tragflügeln angebracht sind. Dabei kann das Propeller-Flugzeug kann insbesondere ein Hochdecker sein. Bei diesen Ausführungsbeispielen des erfindungsgemäßen Flugzeugs kann die erfindungsgemäße Funktion vorteilhaft eingesetzt werden, da die Gefahr eines Strömungsabrisses am Höhenleitwerk mit der Folge eines sogenannten „Negative Tail Stall" insbesondere in der Hochauftriebskonfiguration (mit Landeklappen ausgefahren), in der am Höhenleitwerk ein starker Abtrieb erzeugt werden muss, bei Turbopropellerflugzeugen verstärkt durch den Einfluss des Propellerschubs, welcher über die Landeklappen auf das Höhenleitwerk geführt wird, besteht. Mit der erfindungsgemäßen Lösung kann erreicht werden, dass sich das Flugzeug innerhalb von Flugzuständen befindet, die einen ausreichenden Sicherheitsabstand zu dem Zustand haben, in dem die Gefahr eines solchen Strömungsabrisses besteht.lm Folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung an Hand der beigefügten Figuren beschrieben, die zeigen:
Figur 1 eine schematische Darstellung eines Flugzeugs mit einer funktionalen Darstellung einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Hochauftriebs- Systems;
Figur 2 eine funktionale Darstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Hochauftriebssystems zum Verstellen von Hochauftriebsklappen mit einer Antriebsvorrichtung; Figur 3 eine funktionale Darstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Hochauftriebssystems zum Verstellen von Hochauftriebsklappen mit einer Antriebsvorrichtung;
Figur 4 ein Ausführungsbeispiel eines Datenkommunikationssystems zur Kommunikation zwischen zwei Ansteuerungsfunktionen eines Hochauftriebssystems, einem Triebswerkskontrollsystem, einer Sensorvorrichtung zur Ermittlung der Flughöhe über Grund und einer Flugsteuerungsvorrichtung;
Figur 5 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Datenkommunikationssystems zur Kommunikation zwischen zwei Ansteuerungsfunktionen eines Hochauftriebssystems, einem Triebswerkskontrollsystem, einer Sensorvorrichtung zur Ermittlung der Flughöhe über Grund und einer Flugsteuerungsvorrichtung;
Figur 6 ein weiteres Ausführungsbeispiel eines Datenkommunikationssystems zur Kommunikation zwischen zwei Ansteuerungsfunktionen eines Hochauftriebssystems, einem Triebswerkskontrollsystem, einer Sensorvorrichtung zur Ermittlung der Flughöhe über Grund und einer Flugsteuerungsvorrichtung;
Figur 7 ein Ausführungsbeispiel eines Datenkommunikationssystems zur Kommunikation zwischen zwei Ansteuerungsfunktionen eines Hochauftriebssystems und zwei Sensorvorrichtungen zur Ermittlung der Flughöhe über Grund.
Die Figur 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines geregelten Flugzeugs F mit zwei Tragflügeln 10a, 10b. Die Tragflügel 10a, 10b weisen jeweils zumindest ein Querruder 1 1a bzw. 11b und zumindest eine Hinterkantenklappe 14a, 14b auf. Optional können die Tragflügel 10a, 10b jeweils eine Mehrzahl von Spoilern und/oder Vorflügel aufweisen. Weiterhin weist das Flugzeug F ein Seitenleitwerk 20 mit zumindest einem Seitenruder und einem Höhenruder 22 auf. Das Seitenleitwerk 20 kann z.B. als T- Leitwerk oder Kreuz-Leitwerk ausgebildet sein. Das Flugzeug F kann insbesondere ein Propeller-Flugzeug mit Propeller-Triebwerken P sein. Bei diesem kann insbesondere vorgesehen sein, dass bei dem Propeller-Flugzeug die Propeller-Triebwerke P an den Tragflügeln 10a, 10b angebracht sind, wie dies in der Figur 1 dargestellt ist. Weiterhin kann das Propeller-Flugzeug F ein Hochdecker sein.
Das Flugzeug F oder ein Flugführungssystem FF weist eine Flugsteuerungsvorrichtung 50 sowie eine mit der Flugsteuerungsvorrichtung 50 funktional in Verbindung stehende Luftdaten-Sensorvorrichtung 51 zur Erfassung von Flugzustandsdaten einschließlich der barometrischen Höhe, der Umgebungstemperatur, der Strömungsgeschwindigkeit, des Anstellwinkels und des Schiebewinkels des Flugzeugs auf. Weiterhin weist das Flugzeug eine Höhenmess-Vorrichtung 53 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs F über Grund auf. Weiterhin kann das Flugzeug eine Sensorvorrichtung mit Sensoren und insbesondere Inertialsensoren zur Erfassung der Drehraten des Flugzeugs aufweisen (nicht dargestellt). Hierzu weist die Flugsteuerungsvorrichtung 50 eine Empfangsvorrichtung zum Empfang der von der Sensorvorrichtung erfassten und an die Flugsteuerungsvorrichtung 50 übermittelten Sensorwerte auf.
Weiterhin ist mit der Flugsteuerungsvorrichtung 50 funktional eine Steuerungs- Eingabevorrichtung 55 verbunden, mit der Steuerungskommandos in Form von Soll- Vorgaben zur Steuerung des Flugzeugs F erzeugt und an die
Flugsteuerungsvorrichtung 50 übermittelt werden. Die Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 kann eine manuelle Eingabevorrichtung aufweisen. Alternativ oder zusätzlich kann die Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 auch eine Autopiloten-Vorrichtung aufweisen, die Steuerungskommandos in Form von Soll-Vorgaben zur Steuerung des Flugzeugs F automatisch aufgrund von Sensorwerten, die von Sensorvorrichtungen an die Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 übermittelt werden, erzeugt und an die Flugsteuerungsvorrichtung 50 übermittelt.
Den Steuerklappen, wie den Spoilern, Vorflügeln, Hinterkantenklappen 14a, 14b, dem Seiteruder und/oder dem Höhenruder 22, soweit von diesen einer bzw. eine oder mehrere vorgesehen sind, ist zumindest ein Stellantrieb und/oder eine Antriebsvorrichtung zugeordnet. Insbesondere kann vorgesehen sein, dass einer dieser Steuerklappen jeweils ein Stellantrieb zugeordnet ist. Auch können mehrere Steuerklappen von einem Stellantrieb oder von jeweils einem Stellantrieb, die von einer Antriebsvorrichtung angetrieben werden, zu deren Verstellung gekoppelt sein. Dies kann insbesondere Hinterkantenklappen 14a, 14b und - falls vorhanden - bei den Vorflügeln 13a, 13b vorgesehen sein.
Die Flugsteuerungsvorrichtung 50 weist eine Steuerungsfunktion auf, die von der Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 Steuerungskommandos und von der Sensorvorrichtung und insbesondere von der Luftdaten-Sensorvorrichtung 51 Sensorwerte empfängt. Die Steuerungsfunktion ist derart ausgeführt, dass diese in Abhängigkeit der Steuerungskommandos oder Soll-Vorgaben und der erfassten und empfangenden Sensorwerte Stellkommandos für die Stellantriebe erzeugt und an diese übermittelt, so dass durch Betätigung der Stellantriebe eine Steuerung des Flugzeugs F gemäß der Steuerungskommandos erfolgt.
Das Flugzeug nach der Erfindung oder das erfindungsgemäße Hochauftriebssystem HAS weist insbesondere auf:
eine oder mehrere Hochauftriebsklappen 14a, 14b an jedem Tragflügel,
eine Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung oder Ansteuerungsvorrichtung 60 mit einer Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen 14a, 14b,
eine mit den Hochauftriebsklappen 14a, 14b gekoppelte Antriebsvorrichtung 63, die derart ausgeführt ist, dass diese aufgrund von Ansteuerungskommandos die Hochauftriebsklappen 14a, 14b zwischen einer eingefahrenen Stellung und einer ausgefahrenen Stellung verstellt,
wobei die Ansteuerungsfunktion auf der Basis von Eingangswerten Stellkommandos erzeugt und an die Antriebsvorrichtung 63 zur Verstellung der Hochauftriebsklappen sendet.
Ein Ausführungsbeispiel des Hochauftriebssystems HAS wird an Hand der Figur 2 beschrieben, das vier Hochauftriebsklappen oder Landeklappen A1 , A2; B1 B2 aufweist, das jedoch generell an einem Hauptflügel verstellbare Klappen oder aerodynamische Körper aufweist. In der Figur 2 sind zwei Landeklappen je Tragflügel, der in der Darstellung der Figur 1 nicht gezeigt ist, dargestellt. Im Einzelnen sind dargestellt: eine innere Landeklappe A1 und eine äußere Landeklappe A2 an einem ersten Tragflügel und eine innere Landeklappe B1 und eine äußere Landeklappe B2 an einem zweiten Tragflügel. Bei dem erfindungsgemäßen Hochauftriebssystem können auch weniger oder mehr als zwei Landeklappen pro Tragflügel vorgesehen sein.
Das Hochauftriebssystem HAS wird betätigt und kontrolliert über eine Piloten- Schnittstelle, die insbesondere ein Betätigungsorgan 56 wie z.B. einen Betätigungshebel aufweist. Das Betätigungsorgan 56 ist Teil der Steuerungs- Eingabevorrichtung 55 oder dieser zugeordnet und ist mit der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 50 oder der Ansteuerungsvorrichtung 60 mit der Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos oder Steuerkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen funktional gekoppelt. Die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 50 bzw. die Ansteuerungsvorrichtung 60 übermittelt Steuerkommandos über eine Ansteuerungs-Leitung 8 zur Ansteuerung einer zentralen Antriebseinheit 7.
In der Ausführungsform nach der Figur 2 ist die Antriebsvorrichtung 63 als zentrale Antriebsvorrichtung oder Antriebseinheit gebildet, so dass die Stellkommandos oder Steuerkommandos von der Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 über die Steuerungsund Überwachungsvorrichtung 50 oder direkt von der Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 über eine Ansteuerungs-Leitung 68 zur Ansteuerung einer zentralen Antriebseinheit 63 übermittelt werden. Die z.B. zentral, d.h. im Rumpfbereich angeordnete Antriebseinheit 63 weist zumindest einen Antriebsmotor auf, dessen Ausgangsleistung an Antriebs-Drehwellen W1 , W2 übertragen werden. Dazu sind an die zentrale Antriebseinheit 63 die zwei Antriebs-Drehwellen W1 , W2 jeweils zur Betätigung der zumindest einen Klappe A1 , A2 bzw. B1 , B2 je Tragflügel angekoppelt. Die beiden Antriebs-Drehwellen W1 , W2 sind an die zentrale Antriebseinheit 63 gekoppelt und werden durch diese miteinander synchronisiert. Aufgrund entsprechender Steuerkommandos versetzt die zentrale Antriebseinheit 63 die Antriebs-Drehwellen Wϊ , W2 in Drehung zur Ausübung von Stellbewegungen der mit diesen gekoppelten Versteil-Vorrichtungen der jeweiligen Klappe. In einem der Antriebseinheit 63 nahe gelegenen Wellenabschnitt der Antriebs-Drehwellen 11 , 12 kann ein Drehmoment- Begrenzer T integriert sein. An jeder Klappe A1 , A2 bzw. B1 , B2 sind zwei Versteil- Vorrichtungen vorgesehen. Jeder der Antriebs-Drehwellen W1 , W2 ist an jeweils eine der Verstell-Vorrichtungen angekoppelt. Bei dem in der Figur 1 dargestellten Hochauftriebssystem sind an jeder Klappe jeweils zwei Verstellvorrichtungen angeordnet, und zwar im Einzelnen an den inneren Klappen A1 und B1 die Verstell- Vorrichtungen A11 , A12 bzw. B11 , B12 und an den äußeren Klappen A2 und B2 die Verstell-Vorrichtungen A21 , A22 bzw. B21 , B22. Nach einem Ausführungsbeispiel weist jede der Verstell-Vorrichtungen A11 , A12, B11 , B12, A21 , A22, B21 , B22 ein Übersetzungsgetriebe 20, eine Versteil-Kinematik 21 sowie ein Positionssensor 22 auf. Das Übersetzungsgetriebe 20 ist mechanisch an die jeweiligen Antriebs-Drehwellen 11 , 12 angekoppelt und setzt eine Rotationsbewegung der jeweiligen Antriebs- Drehwellen 11 , 12 in eine Verstellbewegung des Klappenbereichs um, der mit der jeweiligen Verstell-Vorrichtungen A11 , A12, B11 , B12, A21 , A22, B21 , B22 gekoppelt ist. An jeder Verstell-Vorrichtung AU , A12, B11 , B12, A21 , A22, B21 , B22 einer Klappe ist ein Positionssensor 22 angeordnet, der die aktuelle Position der jeweiligen Klappe ermittelt und diesen Positionswert über eine nicht dargestellte Leitung an die Ansteuerungsvorrichtung 60 sendet.
In der Figur 3 ist ein alternatives Hochauftriebssystem nach der Erfindung dargestellt. In der Ausführungsform nach der Figur 3 ist die Antriebsvorrichtung - nicht wie in der in der Figur 2 dargestellten Ausführungsform - als zentrale Antriebsvorrichtung oder Antriebseinheit gebildet. Stattdessen ist jede Klappe A1 , A2; B1 B2 mittels jeweils einer zugeordneten Antriebsvorrichtung PA1 , PA2, PB1 , PB2 zwischen einer eingefahrenen Stellung und mehreren ausgefahrenen Stellungen verstellbar. Das in der Figur 3 dargestellte Stellsystem oder Hochauftriebsystem HAS ist zum Verstellen zumindest einer Landeklappe an jedem Tragflügel vorgesehen. In dem in der Figur 3 dargestellten Ausführungsbeispiel sind zwei aerodynamische Körper oder Klappen oder Hochauftriebsklappen je Tragflügel, der in der Darstellung der Figur 3 nicht gezeigt ist, dargestellt: eine innere Klappe A1 und eine äußere Klappe A2 an einem ersten Tragflügel und eine innere Klappe B1 und eine äußere Klappe B2 an einem zweiten Tragflügel. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel des Hochauftriebssystems können auch weniger oder mehr als zwei Klappen pro Tragflügel verwendet werden. Jedem aerodynamischen Körper oder jeder Klappe ist jeweils eine Antriebseinheit zugeordnet, wobei an den inneren Klappen A1 , B1 die Antriebsvorrichtungen PA1 bzw. PB1 und an den äußeren Klappen A2, B2 die Antriebsvorrichtungen PA2 bzw. PB2 angekoppelt sind. Die Antriebsvorrichtungen PA1 , PA2, PB1 , PB2 können automatisch oder über eine Piloten-Schnittstelle mit einer Eingabevorrichtung 155 betätigt und kontrolliert werden, die insbesondere ein Betätigungsorgan wie z.B. einen Betätigungshebel aufweist. Die Piloten-Schnittstelle 155 ist mit der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 160 funktional gekoppelt. Die Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 160 steht funktional mit jeder Antriebsvorrichtung PA1 , PA2, PB1 , PB2 in Verbindung, wobei jedem aerodynamischen Körper A1 , A2; B1 , B2 jeweils eine Antriebsvorrichtung PA1 , PA2, PB1 , PB2 zugeordnet ist.
An die Antriebsvorrichtungen PA1 , PA2, PB1 , PB2 sind zwei Antriebs-Verbindungen 151 , 152 mit Antriebswellen angekoppelt, die von den Antriebsvorrichtungen PA1 , PA2, PB1 , PB2 angetrieben werden. Jeder der Antriebs-Verbindungen 151 , 152 ist mit einer Verstellmechanik 121 gekoppelt. Jede der Antriebsvorrichtungen PA1 , PA2, PB1 , PB2 kann insbesondere aufweisen: zumindest einen Antriebsmotor und zumindest eine Brems-Vorrichtung (nicht dargestellt), um die Ausgänge jeweils des ersten bzw. zweiten Antriebsmotors auf ein entsprechendes Kommandos durch die Steuerungsund Überwachungsvorrichtung 160 anzuhalten und zu arretieren, wenn von der Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 160 ein entsprechender Fehler erkannt worden ist. An jeder Klappe A1 , A2 bzw. B1 , B2 sind zumindest zwei Verstellvorrichtungen A11 , A12, A21 , A22; B11 , B12, B21 , B22 angeordnet, die jeweils Klappen-Kinematiken aufweisen. An jede der Verstellvorrichtungen A11 , A12, A21 , A22; B11 , B12, B21 , B22 ist jeweils eine der beiden Antriebs-Verbindungen 151 , 152 angekoppelt, die wiederum an jeweils einer der Antriebsvorrichtungen PA1 , PA2, PB1 , PB2 angekoppelt sind. Bei dem in der Figur 3 dargestellten Hochauftriebssystem sind an jeder Klappe jeweils zwei Verstellvorrichtungen angeordnet, und zwar im Einzelnen an den inneren Klappen A1 und B1 die Verstellvorrichtungen A11 , A12 bzw. B11 , B12 und an den äußeren Klappen A2 und B2 die Verstellvorrichtungen A21 , A22 bzw. B21 , B22. Weiterhin kann insbesondere jeder der Verstellvorrichtungen A11 , A12, B11 , B12, A21 , A22, B21 , B22 jeweils ein Übersetzungsgetriebe 120, eine Verstell-Kinematik 121 sowie ein Positionssensor 122 zugeordnet sein. Generell kann das Übersetzungsgetriebe 120 durch einen Spindelantrieb oder einen Drehaktuator realisiert sein. Das Übersetzungsgetriebe 120 ist mechanisch an den jeweiligen Drehwellen-Antriebsstrang 151 bzw. 152 angekoppelt und setzt eine Rotationsbewegung des jeweiligen Antriebsstrangs 151 bzw. 152 in eine Verstellbewegung des Klappenbereichs um, der mit der jeweiligen Verstellmechanik gekoppelt ist.
Weiterhin weist die Steuerungs-Eingabevorrichtung 55 des Flugzeugs eine Triebwerkschub-Eingabevorrichtung (in den Figuren nicht dargestellt) auf, mit der Triebwerksschub-Sollvorgaben kommandiert werden können, die an eine Triebwerks- Ansteuerungsvorrichtung gesendet werden, um den durch die Triebwerke des Flugzeugs zu erzeugenden Triebwerksschub einzustellen. Dabei kann vorgesehen sein, dass die Triebwerksschub-Sollvorgaben durch eine manuelle Eingabe und/oder durch eine Autopilotenfunktion des Flugzeugssystems eingeben werden. Nach der Erfindung ist vorgesehen, dass die Triebwerkschub-Eingabevorrichtung funktional derart mit der Ansteuerungsvorrichtung des Hochauftriebssystems HAS verbunden, dass die Triebwerksschub-Sollvorgaben oder der gemessene Triebwerksschub an die Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 übermittelt werden.
Nach der Erfindung weist die Ansteuerungsfunktion der Ansteuerungsvorrichtung oder Steuerungs- und Überwachungsvorrichtung 60, 160 eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe 14a, 14b im Fluge auf, die derart ausgeführt ist, dass diese in einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe 14a, 14b eine Ausfahrstellung einnimmt, unter Berücksichtigung eines Triebwerksschubs und einer minimalen Flughöhe ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe 14a, 14b einfährt.
Insbesondere kann die Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe 14a, 14b derart ausgeführt sein, dass diese ausgehend von einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe 14a, 14b eine Ausfahrstellung zwischen 80 und 100 % der maximalen Ausfahrstellung einnimmt, ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe 14a, 14b in eine Ausfahrstellung um mindestens 10 % und z.B. zwischen 30 und 80 % der maximalen Ausfahrstellung einfährt, wenn vorbestimmte Bedingungen der Ansteuerungsfunktion erfüllt sind, wobei die Bedingungen folgendermaßen gestaltet sind:
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für den aktuellen Triebwerksschub, der einen Triebwerksschub-Grenzwert erreicht,
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die aktuelle Flughöhe, der einen vorgegebenen Flughöhen-Grenzwert für eine minimale Flughöhe über Grund überschreitet, wobei der Flughöhen-Grenzwert mindestens 20 m beträgt.
Diese Bedingungen müssen beide in einem vorgegebenen Zeitraum erfüllt sein, so dass diese Bedingungen in dieser Hinsicht gleichzeitig erfüllt sein müssen.
Nach einem weiteren Ausführungsbeispiel kann vorgesehen sein, dass der Triebwerksschub-Grenzwert mit einem Wert definiert ist, der größer als 50 % des maximalen Triebswerksschubs ist.
Bei diesen Ausführungsbeispielen der Ansteuerungsfunktion sind die für das Einfahren der Hochauftriebsklappe unabhängig von einer Soll-Vorgabe für das Höhenruder.
Bei den Flugzuständen mit hohem Triebwerksschub bei großem Landeklappenwinkel erzeugt der hohe Schub der Triebwerke in Verbindung mit dem großen Landeklappenwinkel einen starken Abwind am Höhenleitwerk. Wird unter diesen Bedingungen das Flugzeug durch Steuereingaben nachgedrückt, besteht die Gefahr des Tail Stalls. Um dies zu vermeiden, werden präventiv die Landeklappen automatisch um den erforderlichen Winkel eingefahren. Dies kann lediglich in ausreichender Flughöhe über Grund erfolgen, um einen plötzlichen Auftriebsverlust in Bodennähe und damit verbundenen möglichen Bodenkontakt zu vermeiden. Somit wird erfindungsgemäß in ausreichender Flughöhe bei hohem Landeklappenwinkel und hohem Triebwerksschub die Landeklappe automatisch um den erforderlichen Winkel eingefahren.
Bei einem weiteren Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Hochauftriebssystems ist vorgesehen, dass die Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe 14a, 14b folgende Werte berücksichtigt: einen aktuellen Triebwerksschub,
einen Wert für die aktuelle Flughöhe,
einen Verstellzustand oder eine Bewegung oder eine Kommandierung des Höhenruders in eine Richtung, die eine negative Nickbewegung bewirkt.
In einem weiteren erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel können die Bedingungen für die Erzeugung des Ansteuerungskommandos zum Einfahren der Hochauftriebsklappe folgendermaßen gestaltet sein:
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für den aktuellen Triebwerksschub , der einen Triebwerksschub-Grenzwert überschreitet, wobei der Triebwerksschub-Grenzwert mit einem Wert definiert ist, der zwischen 40 % und 90 % des maximalen Triebswerksschubs ist,
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die aktuelle Flughöhe, der einen vorgegebenen Flughöhen-Grenzwert für eine minimale Flughöhe über Grund überschreitet, wobei der Flughöhen-Grenzwert mindestens 20 m beträgt,
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die Kommandierung des Höhenruders, der in einen vorgegebenen Höhenruderverstellkommando- Grenzwert übersteigt, wobei der Höhenruderverstellkommando-Grenzwert in dem Bereich zwischen 50 und 100 % der maximalen Ausfahrstellung des Höhenruders nach unten, d.h. in die Richtung zur Kommandierung einer Vergrößerung des negativen Anstellwinkels des Flugzeugs, gelegen ist.
Bei diesen Ausführungsbeispielen der erfindungsgemäßen Lösung zur Verbesserung der Flugstabilität und Steuerbarkeit bei ausgefahrenen Hochauftriebsklappen, bei denen
ein aktueller Triebwerksschub,
ein Wert für die aktuelle Flughöhe, eine Stellung des Höhenruders oder eine Kommandierung des Höhenruders in eine Richtung, die eine negative Nickbewegung bewirkt,
berücksichtigt werden, wird die Gefahr eines „Tail Stall" unter dem Einfluss von dynamischen und instationären Anstellwinkelanteilen bewertet bzw. dieser entgegen gewirkt. Als besonders kritische Manöver, die implizit die Gefahr des Tail Stall beinhalten, haben sich so genannte Push-Over-Manöver erwiesen. Bei diesen Manövern wird über Steuereingaben der Primärsteuerflächen ein Nachdrücken des Flugzeugs bewirkt. Die eigentliche Gefährdung entsteht, wenn bei diesen kritischen Manövern der Stall-Anstellwinkel überschritten wird, es zu einem Abreißen der Strömung am Leitwerk kommt und sich das Flugzeug mit dem Höhenruder nicht mehr ausreichend steuern lässt.
Bei Pushover Manövern wird über die Steuereingaben an die Primärsteuerflächen (Höhenruder) ein Nachdrücken des Flugzeugs bewirkt, um schnell einen hohen negativen Anstellwinkel des Flugzeugs zu erreichen. Bei diesen dynamischen, instationären Manövern bei mittlerem bis hohem Triebwerksschub entsteht sehr schnell ein hoher negativer Anstellwinkel am Höhenleitwerk. Um auch hier den negativen Tail Stall bei großem Landeklappenwinkel aktiv zu vermeiden, werden die Landeklappen automatisch um den erforderlichen Winkel eingefahren, wenn folgende Parameter verarbeitet werden, um ein sicheres, automatisches Einfahren der Landeklappen in diesem Szenario zu gewährleisten:
Ausfahrstellung der Hochauftriebsklappe oder der aerodynamischen Körpers und z.B. Landeklappenwinkel;
Bewegung oder Ausfahrstellung des Höhenruders und z.B. die Steuereingabe an das Höhenruder;
ein Wert für den Triebwerksschub;
eine Flughöhe über Grund. In ausreichender Flughöhe wird bei hohem Landeklappenwinkel und mittlerem bis hohem Triebwerksschub sowie einer hohen Steuereingabe an das Höhenruder die Landeklappe automatisch um den erforderlichen Winkel eingefahren.
Bei dem erfindungsgemäß vorgesehenen Flugzeugsystem kann insbesondere vorgesehen sein, dass die von der Ansteuerungsfunktion je nach Ausführungsbeispiel verwendeten Werte aus folgenden Datenquellen erhalten werden:
Die Ausfahrstellung der Hochauftriebsklappe oder der Hochauftriebsklappen wird durch Sensoren ermittelt, die die aktuelle Stellung der jeweiligen Hochauftriebsklappe erfassen.
Für den aktuellen Triebwerksschub kann ein jeweils kommandierter Treibwerksschub verwendet werden, so dass dieser als Soll-Vorgabe von Sensoren ermittelt wird, die die aktuelle Stellung einer Triebwerksschub- Eingabevorrichtung erfassen. Der aktuelle Triebwerksschub kann alternativ oder zusätzlich auch von einem Sensorwert abgeleitet werden, der am Triebwerk erfasst wird.
Für die Flughöhe über Grund kann der Sensorwert eines Radar-Höhenmessers verwendet werden. Alternativ oder zusätzlich kann auch der Sensorwert einer Höhenermittlung durch einen Satelliten-Navigationssensor verwendet werden.
Zur Ermittlung eines Wertes für die Bewegung oder Ausfahrstellung des Höhenruders oder eines Kommandos zur Verstellung des Höhenruders kann eine Sensorvorrichtung verwendet werden, die an einem Eingabemittel der Eingabevorrichtung 55, 155 zur Kommandierung der Bewegung des Höhenruders, z.B. einem Pilotenstick, die Stellung des Eingabemittels erfasst. Die Sensorvorrichtung kann weiterhin eine Funktion aufweisen, mit der die mit dem Eingabemittel jeweils kommandierte Soll-Vorgabe für die Bewegung oder Stellung des Höhenruders ermittelt wird, so dass erfindungsgemäß als Wert für die Bewegung des Höhenruders in eine Richtung, die eine negative Nickbewegung bewirkt, auch die Soll-Vorgabe verwendet werden kann. Bei den erfindungsgemäßen Lösungen kann insbesondere vorgesehen sein, dass der Pilot durch eine Anzeige im Cockpit über das automatische Einfahren der Landeklappen informiert.
Nach einem Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Hochauftriebssystems ist weiterhin vorgesehen, dass ein Ausfall der Funktion aufgrund interner Systemfehler oder fehlender Daten im Cockpit angezeigt wird, da dann der Pilot durch ein entsprechendes Steuern des Flugzeugs Situationen mit Gefahr eines Tail Stalls vermeiden muss.
Insbesondere kann die Ansteuerungsfunktion aus folgenden Gründen mit Maßnahmen zur Erhöhung der Sicherheit des Hochauftriebssystems realisiert sein:
Ein Ausfall der Funktion ohne Anzeige im Cockpit kann potentiell katastrophale Folgen haben (Negative Tail Stall am Höhenleitwerk).
Ein Einfahren der Landeklappen aufgrund fälschlicher Ausführung der Funktion kann potentiell gefährliche Folgen haben (plötzlicher Auftriebsverlust).
Ein Ausfall der Funktion mit Anzeige im Cockpit wird geringfügige Folgen haben (zusätzliche Arbeitsbelastung für den Piloten).
Da ein Ausfall der Funktion dazu führt, dass gewisse Flugzeugkonfigurationen ausgeschlossen sind (z.B. maximaler Landeklappenwinkel), ist es erforderlich, eine hohe Verfügbarkeit der Funktion zu gewährleisten. Die Anforderungen bezüglich Sicherheit und Verfügbarkeit haben direkt Auswirkungen auf die Auslegung der Signalwege (Ein- und Ausgang) und dem Funktionsdesign im Controller. Ein Ausfall der Funktion ohne Anzeige im Cockpit kann potentiell katastrophale Folgen haben.
Um eine geforderte Sicherheit für das gesamte Flugzeugsystem, die im zivilen Flugzeugbau durch die Wahrscheinlichkeit von 1*10-9 pro Flugsstunde definiert ist, zu erreichen, kann das erfindungsgemäße Hochauftriebssystem derart ausgeführt sein, dass die Eingangssignale, die für die Ausführung der erfindungsgemäßen Ansteuerungsfunktion erforderlich sind, redundant der Ansteuerungsvorrichtung mit der Ansteuerungsfunktion zugeführt werden, um die Sicherheit des Vorliegens der Eingangssignale zu erhöhen. Nach einem erfindungsgemäßen Ausführungsbeispiel ist demnach vorgesehen, die Schnittstellen der Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 für die Übermittlung
eines Triebwerksschubs und
einer minimalen Flughöhe
redundant und zumindest zweifach redundant vorzusehen.
Zusätzlich kann vorgesehen sein, dass auch die Schnittstelle der Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 für die Übermittlung
eines Kommandosignals des Höhenruders
redundant und zumindest zweifach redundant vorgesehen ist.
Erfindungsgemäß kann weiterhin ein Flugzeugsystem mit einem erfindungsgemäßen Hochauftriebssystem vorgesehen sein, bei dem eine oder mehrere der Sensorwerte
eines Triebwerksschubs und
einer minimalen Flughöhe
eines Kommandosignals des Höhenruders
durch dissimilar oder similar redundante Sensorvorrichtungen erzeugt und/oder über redundante Übertragungsleitungen der Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 mit einer Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen 14a, 14b zugeführt werden.
Sind beide Quellen oder Sensorvorrichtungen, über das gleiche Übertragungsmedium mit der Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 verbunden, besteht die Gefahr, dass dieses Übertragungsmedium beide Signale zugleich korrumpiert. Aus diesem Grund ist nach einem Ausführungsbeispiel der Erfindung vorgesehen, dass die Daten über getrennte Wege und dabei insbesondere über verschiedene Übertragungsmedien oder dasselbe Übertragungsmedium, jedoch dann über eine physikalisch separierte Übertragungsverbindung übertragen werden.
Insbesondere kann das erfindungsgemäße Flugzeugsystem aufweisen:
mehrere, also zumindest zwei Sensorvorrichtungen zur Ermittlung der Flughöhe über Grund,
mehrere, also zumindest zwei Sensorvorrichtungen zur Ermittlung eines aktuellen Triebwerksschubs oder Triebswerksschubsollwerts.
Bei einem Flugzeugsystem mit einem Hochauftriebssystem mit einer Ansteuerungsvorrichtung, deren Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe 14a, 14b einen Wert für einen Verstellzustand oder eine Bewegung oder ein Kommandosignal zur Verstellung des Höhenruders in eine Richtung, die eine negative Nickbewegung bewirkt, verwendet, kann vorgesehen sein, dass zumindest zwei Sensorvorrichtungen zur Ermittlung eines solchen Wertes verwendet werden.
Bei dem Hochauftriebssystem nach der Erfindung kann zusätzlich die Stellgeschwindigkeit der Klappen berücksichtigt werden. Danach kann bei dem erfindungsgemäßen Flugzeugsystem oder dem Hochauftriebssystem vorgesehen sein, dass im Fehlerfall die Betätigungskette von der Erzeugung von der Erzeugung der in die Ansteuerungsfunktion einzugebenden Sensorwerten über die Erzeugung von Ansteuerungskommandos mittels der Ansteuerungsfunktion und die Betätigung der Hochauftriebsklappen in einem reduzierten Modus mit reduzierter Stellgeschwindigkeit der Bewegung der Hochauftriebsklappen verfügbar bleibt, wenn damit auch ein ausreichend schneller Effekt zur Vermeidung des Negative Tail Stalls erreicht werden kann.
Zu dem nach der Erfindung vorgesehenen automatischen Fahren der Hochauftriebsklappen 14a, 14b oder Landeklappen führt die Ansteuerungsfunktion der Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 folgende Schritte aus: Aufnahme und Auswertung von Daten von externen Datenquellen und insbesondere der Sensorvorrichtungen zur Ermittlung einer Ausfahrstellung der Hochauftriebsklappe, eines Triebwerksschubs, einer Höhe über Grund und/oder eines Verstellzustands oder einer Bewegung oder eines Kommandosignals zur Verstellung des Höhenruders, aufweisend die Durchführung eines Dateneingangs, einer Prüfung auf fehlerfreie Übertragung von der jeweiligen externen Quelle oder Sensorvorrichtung, eine Prüfung auf Plausibilität und auf Ausschluss des Vorliegens fehlerhafter Daten;
Prüfung auf Erfüllung der erfindungsgemäß vorgesehenen Bedingungen zum automatischen Bewegen der Landeklappen;
Berechnung des Fahrkommandos und Weitergabe an die entsprechende Funktion oder an die Antriebsvorrichtung zur Aktivierung einer Fahrsequenz zum Einfahren einer oder mehrerer aerodynamischer Körper oder Hochauftriebsklappen beider Tragflügel.
Die Aufnahme und Auswertung von Daten von externen Datenquellen und insbesondere der Sensorvorrichtungen kann insbesondere in Hinsicht auf die Integrität oder Ausfallsicherheit des Flugzeugsystems mit dem Hochauftriebssystem in verschiedener Weise realisiert sein. Ausführungsbeispiele eines solchen Flugzeugssystems werden im Folgenden beschrieben:
Bei diesen Ausführungsbeispielen sind die Funktionen der Antriebsvorrichtung 63, 163 und insbesondere die Ansteuerungsfunktion desselben mehrfach ausgeführt. Nach einem Ausführungsbeispiel ist eine Ansteuerungsfunktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe 14a, 14b auf jeweils einem Computer implementiert und es sind mehrere Computer mit jeweils einer solchen Ansteuerungsfunktion vorgesehen. Bei den in den Figuren 2 und 3 schematisch dargestellten Ausführungsbeispielen weist eine Ansteuerungsvorrichtung 60 bzw. 160 jeweils zwei Computer mit jeweils einer Ansteuerungsfunktion auf, so dass die Ansteuerungsfunktion zweifach redundant realisiert ist. Die Ausführungsbeispiele des Flugzeugsystems 200 mit einem Hochauftriebssystem mit einer erfindungsgemäßen Ansteuerungsfunktion, die in den Figuren 4, 5 und 6 dargestellt sind, weisen jeweils auf: zwei Computer oder eine erste Ansteuerungsvorrichtung und eine zweite Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 des Hochauftriebssystems mit jeweils einer Ansteuerungsfunktion, ein Triebwerk-Kontrollsystem 210 (auch Engine Control System genannt) insbesondere zur Umsetzung von Soll-Vorgaben für das Triebwerk in Ansteuerungskommandos zur Steuerung des Triebwerks, eine Sensorvorrichtung 220 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs über Grund und eine Flugsteuerungsvorrichtung 230. Das Triebwerk-Kontrollsystem 210, die Sensorvorrichtung 220 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs über Grund und/oder die Flugsteuerungsvorrichtung 230 können jeweils mehrfach redundant ausgeführt sein. In diesem Fall kann vorgesehen sein, dass jeweils von jeder redundanten Einheit des Triebwerk-Kontrollsystems 210, der Sensorvorrichtung 220 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs über Grund und/oder der Flugsteuerungsvorrichtung 230 ein oder mehrere Ausgangssignale erzeugt und ausgegeben werden. Jede Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 des Hochauftriebssystems erhält die zur Ausführung der jeweiligen Ansteuerungsfunktion erforderlichen Eingangssignale redundant, d.h. jeweils von zumindest zwei unabhängigen Quellen über getrennte Verbindungsleitungen. Die jeweils vorgesehenen Verbindungsleitungen oder Datenanbindung kann auf verschiedene Weise realisiert sein, wobei in den Figuren 4, 5 und 6 jeweils alternativ Ausführungsbeispiele der Datenanbindung dargestellt sind, wobei das jeweils dargestellte Hochauftriebssystem jeweils Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 aufweist. Erfindungsgemäß kann das Hochauftriebsystem auch mehr als jeweils zwei Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 aufweisen. In diesem Fall sind die dargestellten Datenanbindungen analog zu modifizieren.
Bei der in der Figur 4 dargestellten Anbindung von redundanten Eingangssignalen an die Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 erfolgt die Anbindung der externen Daten an jeden Controller über physikalisch voneinander getrennte Datenverbindungen, so dass z.B. von jedem Triebwerk-Kontrollsystem 210, jeder Sensorvorrichtung 220 und jedem Flugsteuerungsvorrichtung 230 zu jeder Ansteuerungsvorrichtung 201 , 202 jeweils eine Verbindungsleitung vorgesehen ist. Dadurch wird ermöglicht, dass jede Ansteuerungsvorrichtung 201 , 202 beim Ausfall jeweils einer anderen Ansteuerungsvorrichtung die Ansteuerungsfunktion ausführen kann. Mit diesem Ausführungsbeispiel wird eine hohe Verfügbarkeit der Ansteuerungsfunktion erreicht. Bei der Anbindung von redundanten Eingangssignalen an die
Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 gemäß der Figur 5 erfolgt die Anbindung der externen Daten an jeden Controller über diskrete Datenverbindungen, also über einen getrennten Weg, d.h. ein jeweils anderes Übertragungsmedium oder über das gleiche Übertragungsmedium aber physikalisch separierte Datenverbindung, wobei von jeder externen Quelle jeweils eine Datenverbindung zu einer ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 und eine zweite Datenverbindung zu einer zweiten Ansteuerungsvorrichtung 202 verläuft. Insbesondere kann bei einem Ausführungsbeispiel, bei dem das Flugzeugsystem jeweils zwei oder mehr als zwei Einheiten der Triebwerk-Kontrollsystems 210, der Sensorvorrichtung 220 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs über Grund und/oder der Flugsteuerungsvorrichtung 230 aufweist, verlaufen die Datenverbindung von jeweils einer diese Einheiten nur zu einem der Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202. Z.B. kann vorgesehen sein,
dass bei zwei redundanten Einheiten des Triebwerk-Kontrollsystems 210 eine Datenverbindung von einer ersten der redundanten Einheiten des Triebwerk- Kontrollsystems 210 zu einer ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 und eine weitere Datenverbindung von der anderen der redundanten Einheiten des Triebwerk-Kontrollsystems 210 zu einer zweiten Ansteuerungsvorrichtung 202,
dass bei zwei redundanten Einheiten der Sensorvorrichtung 220 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs über Grund eine Datenverbindung von einer der redundanten Einheiten der Sensorvorrichtung 220 zu einer ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 und eine weitere Datenverbindung von der anderen der redundanten Einheiten der Sensorvorrichtung 220 zu einer zweiten Ansteuerungsvorrichtung 202, und
dass bei zwei redundanten Einheiten der Flugsteuerungsvorrichtung 230 eine Datenverbindung von einer der redundanten Einheiten der Flugsteuerungsvorrichtung 230 zu einer ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 und eine weitere Datenverbindung von der anderen der redundanten Einheiten der Flugsteuerungsvorrichtung 230zu einer zweiten Ansteuerungsvorrichtung 202 verlaufen. Bei dieser Infrastruktur der Datenanbindung wird eine der Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 nur mit einem Teil der redundanten Einheiten und insbesondere nur mit jeweils einer Einheit von redundanten externen Quellen verbunden. Das halbiert den Interface-Aufwand für jede Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202. Zur Erfüllung von Sicherheitsanforderungen ist erfindungsgemäß vorgesehen, dass die Daten über jeweils eine diskrete Datenverbindungsleitung, also über einen getrennten Weg, d.h. ein jeweils anderes Übertragungsmedium oder über das gleiche Übertragungsmedium aber physikalisch separierte Datenverbindung an die anderen Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 weitergegeben werden. Dadurch wird die Gefahr vermieden, dass die Daten für beide Controller durch ein Medium korrumpiert werden. Jede der Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 nutzt die jeweils von der anderen Ansteuerungsvorrichtung 202 bzw. 201 weitergegeben Daten, um mit Hilfe der Redundanz die Plausibilität und Korrektheit der Eingangssignale von den anderen Systemen zu prüfen. Diese Infrastruktur ist sinnvoll, wenn ein Ausführen der Autofunktionen nur dann effektiv ist, wenn beide Ansteuerungsvorrichtungen 201 und 202 Operationen sind. Be dem Ausführungsbeispiel nach der Figur 5 wird der Schnittstellenaufwand an den Ansteuerungsvorrichtungen 201 und 202 reduziert.
Bei der in der Figur 6 dargestellten Anbindung von redundanten Eingangssignalen an die Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 erfolgt die Anbindung der externen Daten an einen ersten der Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 über diskrete Datenverbindungen also über einen getrennten Weg, d.h. ein jeweils anderes Übertragungsmedium oder über das gleiche Übertragungsmedium aber physikalisch separierte Datenverbindung an die anderen Ansteuerungsvorrichtungen, so dass eine Verbindungsleitung von jeweils jeder redundanten Einheit des Triebwerk- Kontrollsystem 210, der Sensorvorrichtung 220 und der Flugsteuerungsvorrichtung 230 der ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 , 202 mittels jeweils einer Verbindungsleitung vorgesehen ist. Die zweite Ansteuerungsvorrichtungen 202 ist in einer Slave-Funktion über einen Datenbus an die erste Ansteuerungsvorrichtungen 201 angekoppelt. Die Anbindung aller externen Daten an die Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 wird über eine Master-Slave Architektur realisiert. Dabei übernimmt eine Ansteuerungsvorrichtung 201 die Aufnahme und Auswertung aller Daten und gibt das Kommando zum Ausführen der Funktion an die andere Ansteuerungsvorrichtung 202 weiter. Diese Ausführungsform des Flugzeugsystems bzw. der Antriebsvorrichtung 63, 163 hat eine gegenüber der Ausführungsform der Figuren 4 und 5 reduzierte Ausfallsicherheit, da bei einem Ausfall der ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 die Ansteuerungsfunktion nicht mehr ausgeführt werden kann.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung erfolgt eine Auswertung der Daten von den externen Quellen in Hinsicht auf das Vorliegen von Übertragungsfehlern und auf Plausibilität. Für die gängigen Datenwege ist eine einfache Redundanz der Daten über zwei separate Wege ausreichend. Als Datenübertragungsmedien oder Datenbussen mit Datenübertragungsprotokollen kann AFDX und ARINC429 benutzt werden. Je nach Übertragungsmedium können verschiedene Parameter herangezogen werden, um eine Aussage über Übertragungsfehler oder Nutzbarkeit der eingehenden Daten zu machen: Beispiele dafür sind:
erwartete Übertragungsraten,
Parität,
Status Bits (Markierung der übertragenen Daten als normal, fehlerhaft, Testdaten oder nicht berechnet).
Eine Fehlerdetektierung muss über einen angebrachten Zeitraum bestätigt werden, um eine robuste Einschätzung der Gültigkeit der Daten zu bekommen. Während dieser Zeit müssen ungültige Eingangsdaten für die Weiterverarbeitung in der Funktion durch letzte gültige Eingangsdaten ersetzt werden. Um die Plausibilität der eingehenden Daten zu prüfen, wird die Abweichung gleicher Daten, die über unterschiedliche Wege gesendet und empfangen werden, ausgewertet. Die maximal erlaubte Diskrepanz setzt sich zusammen aus der Toleranz des Signals und dem Zeitversatz der Signale über unterschiedliche Wege multipliziert mit der maximalen Änderungsrate des Signals.
Dies soll im Folgenden am Beispiel des Radarhöhen-Parameters erläutert werden: Die Sensorvorrichtung 220 zur Ermittlung der Höhe des Flugzeugs über Grund, z.B. ein Radarhöhen-System ist aus zwei Radarhöhen-Controllern gebildet, die nicht synchron arbeiten. Jeweils eine der redundanten Ansteuerungsvorrichtungen 201 des Hochauftriebssystems HAS bekommt ein Radarhöhen-Signal von einem Radarhöhen- Controller. Das empfangene Signal wird an die jeweils andere Ansteuerungsvorrichtung 202 weitergesendet. Jeder Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 kann das von der jeweils anderen Ansteuerungsvorrichtung 202 bzw. 201 weitergeleitete Signal mit dem direkt vom Radarhöhen-System empfangenen Signal vergleichen. Z.B. kann die maximale Steigrate von 200ft/s betragen. Die Höhenmessung erfolgt jeweils in Intervallen von 28 ms. Am Ende dieses Intervalls wird synchronisiert und das gemessene und korrigierte Signal ausgesendet. Hier kommt es also innerhalb des Radarhöhen-Controllers zu keinem Zeitverzug. Die Figur 7 stellt die unterschiedlichen Signalwege und Signal-Laufzeiten (in die Figur 7 jeweils eingetragen) für das Radarhöhen-Signal zum und innerhalb des High-Lift Systems dar, indem die Laufzeiten der Signale, die von den Radarhöhen-Controllers 131 , 132 an einen ersten Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 gesendet werden, dargestellt sind. Von jedem Radarhöhen-Controller 131 , 132 erfolgt eine Übertragung des Messsignals an eine Eingangsdaten-Erfassung 133 bzw. 134. Von dort werden die Messsignale an eine Datenweiterleitung 135 bzw. 136 übermittelt. Die Radarhöhen-Controller laufen nicht synchron. Man kann also davon ausgehen, dass die maximale Zeit zwischen dem Wert, der von dem ersten Radarhöhen-Controller 131 kommt, und dem, den der zweite Radarhöhen-Controller 132 sendet, 118 ms bis 0 ms beträgt, also maximal eine Differenz von 118ms*200ft/s = 23,6 ft = 25 ft haben kann. Zusätzlich zu der Toleranz des Radarhöhen-Controller Signals muss also noch eine Diskrepanz von 25 ft zugelassen werden. Jede Differenz zwischen den beiden empfangenen Signalen, die diesen Wert übersteigt, wird als Fehler betrachtet. Die empfangenen Daten können nicht weiterverwendet werden. Um eine robuste Aussage über eine fehlerhafte Datenquelle zu bekommen, muss auch die Diskrepanz mehrmals bestätigt werden. Da nicht bei jeder Überprüfung der Diskrepanz der maximale Zeitversatz der beiden Signal zueinander eintreten kann, ist es nötig, den größten Zeitversatz zu ermitteln, der über eine bestimmte Anzahl Zyklen mit einer bestimmten Zykluszeit in jeden Fall (also minimal) vorhanden sein wird. Damit kann die maximal zulässige Diskrepanz verringert werden. Die Berechnung der maximal zulässigen Diskrepanz von Eingangssignalen muss für jeden Parameter durchgeführt werden. Sie ist jeweils abhängig vom Signalweg und den verbundenen Verzögerungen, der maximalen Änderung der Daten pro Zeiteinheit sowie der Ungenauigkeit der Daten selbst.
Nach einem Ausführungsbeispiel der Erfindung wird die Übertragungsfunktion mit einer Zykluszeit durchgeführt, die sicher stellt, dass jeder Berechnungszyklus mit neuen Daten durchgeführt wird. Die Erfüllung der Bedingung zum Eingreifen der Funktion muss mehrmals bestätigt werden, um ein robustes Verhalten zu garantieren. Um ein schnelles Eingreifen der Funktionen in das System zu gewährleisten, muss die Anzahl der Bestätigungen jedoch auch so gering wie möglich gehalten werden.
Bei diesem Ausführungsbeispiel der Erfindung wird durch die Ansteuerungsfunktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe 14a, 14b zum einen die Erfüllung der Bedingungen bezüglich des Triebwerksschubs und einer minimalen Flughöhe und optional des Verstellzustands oder einer Bewegung des Höhenruders 22 oder eines Kommandosignals zur Verstellung des Höhenruders 22 geprüft. Zum anderen werden noch Bedingungen geprüft, die sich nach den Voraussetzungen der Funktion richten. Dabei wird die Ausfahrbewegung durch die Ansteuerungsfunktion erst kann kommandiert, wenn von beiden Radarhöhen-Controller gleichzeitig Informationen über die Radarhöhe an die Ansteuerungsvorrichtung 201 bzw. 202 gesendet wird, die nur um maximal einen vorgegebenen Differenzbetrag voneinander abweichen. Die Information über den Zustand der anderen Ansteuerungsvorrichtung des Hochauftriebssystems muss dazu über die Kommunikation zwischen den beiden Ansteuerungsvorrichtungen 201 bzw. 202 eingeholt werden.
Die an Hand der Radarhöhen-Controller 131 , 132 beschriebene Wirkungsweise kann erfindungsgemäß für jede externe redundant realisierte Quelle, also insbesondere auch für redundante Einheiten eines Triebwerk-Kontrollsystems 210 und/oder redundante Einheiten einer Flugsteuerungsvorrichtung 230 vorgesehen sein.
Erfindungsgemäß kann auch eine Prüfung vorgesehen sein, mit der festgestellt wird, dass die Leistungsversorgung für die Antriebsversorgung ausreichend ist. Gibt es beispielsweise keinen nötigen Hydraulikdruck um eine hydraulisch angetriebene Antriebsvorrichtung zu versorgen, wird kein Kommando zum Einfahren der Klappe generiert. Sind diese Bedingungen nicht mehr erfüllt, kann vorgesehen sein, dass ein Einfahren der Klappen nur durch aktives Eingreifen des Piloten möglich ist. Dazu muss diese manuelle Eingabe-Funktion die Priorität über weitere eventuell vorhandene Funktionen zugewiesen werden. Weiterhin muss für den Piloten eine Anzeige generiert werden, die ein Eingreifen der Funktion und eine eventuelle Reaktion seinerseits sichtbar macht. Nach einem Neustart des Controllers beispielsweise nach einem Stromausfall müssen sichere Zustände im System herrschen. Vor dem Neustart generierte Kommandos zum Einfahren der Klappen dürfen eventuell nicht aufgehoben werden, ohne eine Aktion vom Piloten zu erwarten. Dazu müssen Systeminformationen ausgewertet werden, um abzuschätzen, ob vor dem Neustart ein Kommando der Funktion angelegen hat oder nicht.

Claims

Patentansprüche
1. Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, aufweisend:
eine oder mehrere Hochauftriebsklappen (14a, 14b),
eine Ansteuerungsvorrichtung (60, 160) mit einer Ansteuerungsfunktion zur Erzeugung von Stellkommandos zur Einstellung des Verstellzustands der Hochauftriebsklappen (14a, 14b),
eine mit den Hochauftriebsklappen (14a, 14b) gekoppelte Antriebsvorrichtung (63, 163), die derart ausgeführt ist, dass diese aufgrund von Ansteuerungskommandos die Hochauftriebsklappen (14a, 14b) zwischen einer eingefahrenen Stellung und einer ausgefahrenen Stellung verstellt,
wobei die Ansteuerungsfunktion auf der Basis von Eingangswerten Stellkommandos erzeugt und an die Antriebsvorrichtung (63, 163) zur Verstellung der Hochauftriebsklappen (14a, 14b) sendet,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Ansteuerungsfunktion eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe (14a, 14b) im Fluge aufweist, die in einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) eine Ausfahrstellung einnimmt, unter Berücksichtigung eines Triebwerksschubs und einer minimalen Flughöhe ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) einfährt.
2. Hochauftriebssystem nach dem Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass der aktuelle Triebwerksschub eine Sollvorgabe für den Triebwerksschub ist.
3. Hochauftriebssystem nach dem Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Ansteuerungsfunktion eine Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe (14a, 14b) im Fluge aufweist, die derart ausgeführt ist, dass diese ausgehend von einem Flugzustand, in dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) eine Ausfahrstellung zwischen 80 und 100 % der maximalen Ausfahrstellung einnimmt, ein Ansteuerungskommando erzeugt, nach dem die Hochauftriebsklappe (14a, 14b) in eine Ausfahrstellung zwischen 30 und 80 % der maximalen Ausfahrstellung einfährt, wenn vorbestimmte Bedingungen der Ansteuerungsfunktion erfüllt sind, wobei die Bedingungen folgendermaßen gestaltet sind:
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für den aktuellen Triebwerksschub, der einen Triebwerksschub-Grenzwert erreicht,
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die aktuelle Flughöhe, der einen vorgegebenen Flughöhen-Grenzwert für eine minimale Flughöhe über Grund überschreitet, wobei der Flughöhen-Grenzwert mindestens 20 m beträgt.
4. Hochauftriebssystem nach dem Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Triebwerksschub-Grenzwert mit einem Wert definiert ist, der größer als 50 % des maximalen Triebswerksschubs ist.
5. Hochauftriebssystem nach dem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Funktion zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappe (14a, 14b) folgende Werte berücksichtigt:
einen aktuellen Triebwerksschub,
einen Wert für die aktuelle Flughöhe,
einen Verstellzustand oder eine Bewegung des Höhenruders (22) oder ein Kommandosignal zur Verstellung des Höhenruders (22) in einen Zustand, der eine negative Nickbewegung bewirkt.
6. Hochauftriebssystem nach dem Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Bedingungen für die Erzeugung des Ansteuerungskommandos zum Einfahren der Hochauftriebsklappe folgendermaßen gestaltet sind:
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für den aktuellen Triebwerksschub, der einen Triebwerksschub-Grenzwert überschreitet, wobei der Triebwerksschub-Grenzwert mit einem Wert definiert ist, der zwischen 40 % und 90 % des maximalen Triebswerksschubs ist,
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für die aktuelle Flughöhe, der einen vorgegebenen Flughöhen-Grenzwert für eine minimale Flughöhe über Grund überschreitet, wobei der Flughöhen-Grenzwert mindestens 20 m beträgt,
die Ansteuerungsfunktion empfängt einen Wert für einen Verstellzustand oder eine Bewegung oder eine Kommandierung des Höhenruders (22), der in einen vorgegebenen Höhenruderverstellkommando-Grenzwert übersteigt, wobei der Höhenruderverstellkommando-Grenzwert in dem Bereich zwischen 50 und 100 % der maximalen Ausfahrstellung des Höhenruders (22) in eine Richtung, die eine negative Nickbewegung bewirkt, gelegen ist.
7. Hochauftriebssystem nach dem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Schnittstellen der Ansteuerungsvorrichtung (60, 160) für die Übermittlung
eines Triebwerksschubs und
einer minimalen Flughöhe
redundant vorgesehen sind.
8. Hochauftriebssystem nach dem Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Schnittstelle der Ansteuerungsvorrichtung 60, 160 für die Übermittlung eines Verstellzustands oder einer Bewegung des Höhenruders (22) oder eines Kommandosignals zur Verstellung des Höhenruders (22) redundant vorgesehen ist.
9. Flugzeugsystem mit einem Hochauftriebssystem nach einem der voranstehenden Ansprüche.
10. Propeller-Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 8.
11. Propeller-Flugzeug mit einem Flugzeugsystem nach dem Anspruch 9.
12. Propeller-Flugzeug nach dem Anspruch 10 oder 11 , dadurch gekennzeichnet, dass bei dem Propeller-Flugzeug die Propeller-Triebwerke (P) an den Tragflügeln (10a, 10b) angebracht sind.
13. Propeller-Flugzeug nach einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass das Propeller-Flugzeug ein Hochdecker ist.
EP10714587A 2009-04-16 2010-04-16 Hochauftriebssystem eines flugzeugs, flugzeugsystem und propeller-flugzeug mit einem hochauftriebssystem Withdrawn EP2445782A2 (de)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16977409P 2009-04-16 2009-04-16
DE102009017653A DE102009017653A1 (de) 2009-04-16 2009-04-16 Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, Flugzeugsystem und Propeller-Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem
PCT/EP2010/002358 WO2010118886A2 (de) 2009-04-16 2010-04-16 Hochauftriebssystem eines flugzeugs, flugzeugsystem und propeller-flugzeug mit einem hochauftriebssystem

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP2445782A2 true EP2445782A2 (de) 2012-05-02

Family

ID=42751045

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP10714587A Withdrawn EP2445782A2 (de) 2009-04-16 2010-04-16 Hochauftriebssystem eines flugzeugs, flugzeugsystem und propeller-flugzeug mit einem hochauftriebssystem

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20120032030A1 (de)
EP (1) EP2445782A2 (de)
CN (1) CN102458983B (de)
CA (1) CA2758461A1 (de)
DE (1) DE102009017653A1 (de)
RU (1) RU2011146418A (de)
WO (1) WO2010118886A2 (de)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9327824B2 (en) * 2010-12-15 2016-05-03 The Boeing Company Adjustment of wings for variable camber for optimum take-off and landing
EP2695810B1 (de) 2012-08-09 2016-10-19 Airbus Operations GmbH Antriebssystem zur Steuerung von Oberflächen eines Flugzeugs
CN103287574B (zh) * 2013-01-05 2015-07-01 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机增升装置控制方法
US9193440B2 (en) * 2013-09-24 2015-11-24 The Boeing Company Variable camber flap system and method
US9327827B2 (en) 2013-09-24 2016-05-03 The Boeing Company Leading and trailing edge device deflections during descent of an aircraft
US9771141B2 (en) 2013-09-24 2017-09-26 The Boeing Company Leading edge system and method for approach noise reduction
US9359065B2 (en) * 2013-09-24 2016-06-07 The Boeing Company System and method for optimizing performance of an aircraft
US9296475B2 (en) 2013-09-24 2016-03-29 The Boeing Company System and method for reducing the stopping distance of an aircraft
US9180962B2 (en) 2013-09-24 2015-11-10 The Boeing Company Leading edge variable camber system and method
US9656741B2 (en) 2013-09-24 2017-05-23 The Boeing Company Control interface for leading and trailing edge devices
CN103863563B (zh) * 2014-03-24 2017-03-01 王维军 一种可垂直/短距起降的鸭式布局飞机
US9821903B2 (en) 2014-07-14 2017-11-21 The Boeing Company Closed loop control of aircraft control surfaces
FR3030126B1 (fr) * 2014-12-10 2017-01-13 Thales Sa Systeme de transmission d'information avioniques
US20170023946A1 (en) * 2015-04-09 2017-01-26 Goodrich Corporation Flight control system with dual redundant lidar
RU2670161C1 (ru) * 2017-06-06 2018-10-18 Борис Никифорович Сушенцев Самолет (варианты)
US10934017B2 (en) * 2017-09-25 2021-03-02 Hamilton Sunstrand Corporation Prognostic health monitoring for use with an aircraft
CN108382565B (zh) * 2018-03-22 2024-03-22 北航（四川）西部国际创新港科技有限公司 襟翼自动调节飞行器
RU2694478C1 (ru) * 2018-11-12 2019-07-15 Борис Никифорович Сушенцев Крыло с изменяемыми аэродинамическими характеристиками и самолет (варианты)
DE102020111810A1 (de) * 2020-04-30 2021-11-04 Volocopter Gmbh Verfahren zum Betreiben eines Fluggeräts, Flugsteuerungssystem für ein Fluggerät und Fluggerät mit einem solchen
US11787526B2 (en) * 2021-08-31 2023-10-17 Electra Aero, Inc. System and method for lift augmentation of aircraft wings
US11932412B2 (en) 2022-01-05 2024-03-19 Honeywell International Inc. Systems and methods for providing reduced flaps takeoff and landing advice
US11846953B2 (en) * 2022-03-01 2023-12-19 Electra Aero, Inc. System and method for controlling differential thrust of a blown lift aircraft

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB776524A (en) * 1954-12-06 1957-06-05 Sperry Rand Corp Navigation-aid apparatus for aircraft
US4042197A (en) * 1975-09-29 1977-08-16 The Boeing Company Automatic controls for airplane take-off and landing modes
US4017045A (en) * 1975-12-24 1977-04-12 The Bendix Corporation Flap compensation system for use when controlling the pitch attitude of an aircraft
GB8314656D0 (en) * 1983-05-26 1983-06-29 Secr Defence Aircraft control
US5493497A (en) * 1992-06-03 1996-02-20 The Boeing Company Multiaxis redundant fly-by-wire primary flight control system
US5615119A (en) * 1995-06-07 1997-03-25 Aurora Flight Sciences Corporation Fault tolerant automatic control system utilizing analytic redundancy
US7017861B1 (en) * 2000-05-22 2006-03-28 Saab Ab Control system for actuators in an aircraft
FR2817535B1 (fr) * 2000-12-06 2003-03-21 Eads Airbus Sa Systeme pour commander automatiquement des dispositifs hypersustentateurs d'un aeronef durant le decollage
GB0127254D0 (en) * 2001-11-13 2002-01-02 Lucas Industries Ltd Aircraft flight surface control system
FR2857760B1 (fr) * 2003-07-15 2005-09-23 Airbus France Systeme pour commander automatiquement des dispositifs hypersustentateurs d'un aeronef, en particulier des becs de bord d'attaque d'aile.
US7209809B2 (en) * 2003-10-15 2007-04-24 The Boeing Company Method and apparatus for obtaining high integrity and availability in multi-channel systems
US6799739B1 (en) * 2003-11-24 2004-10-05 The Boeing Company Aircraft control surface drive system and associated methods
US20050242234A1 (en) * 2004-04-29 2005-11-03 The Boeing Company Lifters, methods of flight control and maneuver load alleviation
US7770842B2 (en) * 2004-08-24 2010-08-10 Honeywell International Inc. Aircraft flight control surface actuation system communication architecture
US7494094B2 (en) * 2004-09-08 2009-02-24 The Boeing Company Aircraft wing systems for providing differential motion to deployable lift devices
EP1684144A1 (de) * 2005-01-19 2006-07-26 AIRBUS France Navigationssystem und -verfahren für Luftfahrzeug
US7607611B2 (en) * 2005-05-11 2009-10-27 Honeywell International Inc. Flight control surface actuation system with redundantly configured and lockable actuator assemblies
US7549605B2 (en) * 2005-06-27 2009-06-23 Honeywell International Inc. Electric flight control surface actuation system for aircraft flaps and slats
US7475854B2 (en) * 2005-11-21 2009-01-13 The Boeing Company Aircraft trailing edge devices, including devices with non-parallel motion paths, and associated methods
FR2893909B1 (fr) * 2005-11-29 2007-12-21 Airbus France Sas Procede pour assurer la securite d'un aeronef volant horizontalement a faible vitesse.
US7556224B2 (en) * 2005-12-27 2009-07-07 Honeywell International Inc. Distributed flight control surface actuation system
DE102007045547A1 (de) * 2007-09-24 2009-04-16 Airbus Deutschland Gmbh Automatische Steuerung eines Hochauftriebssystems eines Flugzeugs
FR2939528B1 (fr) * 2008-12-08 2011-02-11 Airbus France Dispositif et procede de generation automatique d'un ordre de commande d'une gouverne d'aeronef

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
None *

Also Published As

Publication number Publication date
CA2758461A1 (en) 2010-10-21
RU2011146418A (ru) 2013-05-27
CN102458983A (zh) 2012-05-16
WO2010118886A2 (de) 2010-10-21
WO2010118886A3 (de) 2011-03-31
US20120032030A1 (en) 2012-02-09
CN102458983B (zh) 2015-10-21
DE102009017653A1 (de) 2010-10-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2445782A2 (de) Hochauftriebssystem eines flugzeugs, flugzeugsystem und propeller-flugzeug mit einem hochauftriebssystem
EP2328806B1 (de) Fehlertolerantes stellsystem zur verstellung von klappen eines flugzeugs mit einer verstellkinematik mit feststehender drehachse sowie verfahren zur überwachung eines stellsystems
DE69305112T2 (de) Primäres mehrachsig redundantes vollelektrisches Flugsteuersystem
DE60105815T2 (de) Flugsteuereinheit mit integrierter spoilerantriebsteuerelektronik
DE10313728B4 (de) Klappensystem am Tragflügel eines Starrflügel-Flugzeuges
US10538310B2 (en) Near synchronous distributed hydraulic motor driven actuation system
DE102013013340B4 (de) Klappensystem für ein Flugzeughochauftriebsystem oder eine Triebwerksaktuation und Verfahren zur Überwachung eines Klappensystems
EP2435308B1 (de) Flugzeug mit einem hochauftriebssystem
DE60202924T2 (de) Flugzeugsteuerungssystem
EP2957500B1 (de) Systeme und verfahren zur betätigung von flugsteuerungsoberflächen
US11046425B2 (en) Apparatus and methods for actuating a double-slotted flap using a slave screw
DE102010047512A1 (de) Hochauftriebssystem für ein Flugzeug mit zwei getrennten Antriebseinheiten
DE3613196A1 (de) Luftfahrtelektroniksteuer- bzw. -regelsystem
EP2251258A2 (de) Flugzeughochauftriebssystem sowie Verfahren zur Ermittlung eines Betriebszustandes eines Flugzeughochauftriebssystems
DE102010044678A1 (de) Überwachungsvorrichtung für ein Stellsystem eines Flugzeugs, Stellsystem und Verfahren zur Rekonfiguration des Stellsystems
DE102011100481A1 (de) Flugzeug mit einer Vorrichtung zur Richtungsstabilisierung des Flugzeugs, Computerprogrammprodukt sowie Verfahren zur Richtungsstabilisierung des Flugzeugs
EP3563527B1 (de) Flugsteuersystem
DE2912107A1 (de) Zweikanal-servosteuersystem fuer luftfahrzeug-selbststeueranlagen
US12221204B2 (en) System and method for actuating high-lift flight control surfaces
EP2947004B1 (de) Verfahren zur Bestimmung der Position einer Komponente in einem Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, Hochauftriebssystem eines Flugzeugs und Flugzeug
EP3515815B1 (de) Verminderung von an einem luftfahrzeug auftretenden böenlasten
DE102005008556A1 (de) Steuervorrichtung für Flugzeuge
CN117446154A (zh) 一种分布式后缘襟翼控制系统
EP4061704B1 (de) Vorrichtung, anordnung und verfahren für die steuerung und regelung eines stellsystems eines flugzeugs
DE102018212769A1 (de) Luftfahrzeug-Antriebssystem mit schubkraftabhängiger Regelung

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

17P Request for examination filed

Effective date: 20111119

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO SE SI SK SM TR

DAX Request for extension of the european patent (deleted)
17Q First examination report despatched

Effective date: 20160713

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Ipc: B64C 9/18 20060101AFI20170216BHEP

Ipc: B64C 13/16 20060101ALI20170216BHEP

Ipc: B64C 9/32 20060101ALI20170216BHEP

INTG Intention to grant announced

Effective date: 20170303

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20170714