JP4638444B2

JP4638444B2 - 航空機高揚力装置における駆動システム内の負荷制限方法

Info

Publication number: JP4638444B2
Application number: JP2006538807A
Authority: JP
Inventors: ウド・カール; ウヴェ・ノイマン; ベン・ホラート
Original assignee: エアバスオペラツィオンスゲゼルシャフトミットベシュレンクテルハフツング
Priority date: 2003-11-12
Filing date: 2004-11-12
Publication date: 2011-02-23
Anticipated expiration: 2024-11-12
Also published as: JP2007510584A; US8074937B2; EP1685026A1; RU2360844C2; CA2545820C; DE502004007012D1; CN1882474A; BRPI0415959A; CN100522743C; US20070080261A1; CA2545820A1; WO2005047108A1; RU2006115480A; EP1685026B1; DE10353672A1

Description

本発明は、航空機高揚力システム内の過負荷制限の方法と装置に係り、その航空機高揚力システムはランディングフラップおよび／または前縁スラットシステム各セグメントの駆動ステーションを駆動する機械的動力転送のための分岐駆動システムと、位置センサと、駆動ユニットを備える。

航空儀高揚力システムは、中央駆動ユニットと、ランディングフラップおよび／または前縁スラットシステムの各セグメントの駆動ステーションへ機械的動力トランスミッションをする分岐駆動システムを備えることが以前より知られている。ランディングフラップセグメントおよび／または分岐駆動システムのトランスミッションがブロックされることになった場合、このセグメントとそれに対応する駆動システムの分岐が駆動ユニットからのすべての駆動エネルギーを反作用モーメントとして吸収しなければならなくなり、それに伴い、大質量、大重量に設計されなければならなくなる。

機械的負荷制限装置（トルクリミッタ）は、そのような分岐駆動システムを備えた航空機高揚力システムで保護装置として設けられ、ランディングフラップセグメントのブロッキングおよび／または分岐駆動システム内のトランスミッションが行われる時の、セグメント内、対応した駆動システムの分岐および／またはトランスミッション、そして対応した駆動システムの分岐での局地的過負荷を防ぐ。この場合、ランディングフラップセグメントはステーション負荷リミッタ（駆動トルクリミッタ）に保護され、駆動システムはシステム負荷リミッタ（システムトルクリミッタ）に保護されている。

機械コンポーネントに基づき、このような負荷リミッタ装置は元来、おおむね最適解を独立して提供する。しかしながら、これらの複雑なデザインにより、これらのシステムは搭載される航空機の質量と運転コストを増やし、更に、これらの機能の性質によりこれらは欠陥が起きる時にしか起動されない。最後に、制限設計許容値とパラメトリックシステムダイナミクスにより、これらの負荷リミッタ装置は、駆動システムが損傷なく動作している時も、欠陥またはエラーなく応答でき、システム全体をブロックする。

本発明の目的は、冒頭に述べた形式の方法と、このような方法を実行するための装置を提供することにある。この装置は、求められるシステムの質量と運転コストの削減と共に負荷制限を実現する。

本発明は各請求項に述べられた方法と装置により実現される。本発明に係る方法によれば、定常特性変数が駆動システムのコンポーネントで検出され、モニタリングユニットに伝達されることで負荷制限がなされる。このモニタリングユニットは定常特性定数を欠陥同定アルゴリズムにより評価し、欠陥が起きた際にモニタされた駆動ユニットの制限を開始する。本発明に係るこの方法は、高揚力システム内でのジャミングによる欠陥依存の過負荷を制限することが、機械的負荷リミッタ装置を提供することなく、可能であることを意味する。

本発明の詳細は、図面に図示された1つの実施例を参照して、以下に述べる。

図１に図示されたランディングフラップの駆動システムは、従来の機械的負荷リミッタではなく、電子的制御の過負荷防御と共に搭載されている。この場合、駆動システムは、ポートと、右舷サブシステム１，２を備え、それらはそれぞれ２つの高揚力フラップ３，４と５，６を駆動するのに使用され、高揚力フラップは翼の後縁に配置され、その２つのサブシステム１，２は互いに左右対称に配置されている。機械的動力は、フラップ３〜６を位置合わせすることが求められ、動力が極めて動的に制御されることができる中央駆動ユニット7によって取り出される。また、駆動系８，９どちらを介する場合でも、それぞれ、両翼内にある一連の機械的アクチュエータ１０に通じる。

どの場合にも分岐トランスミッション、例えば１１，１２を備えている。各駆動ステーション２５はそれぞれ対応した分岐トランスミッション１１により駆動系８に接続される。水圧駆動ブレーキ１３，１４もまた駆動系８，９の外端の領域に配置される。更に、非対称トランスミッタ１５，１６が駆動系８，９それぞれの外端に位置し、その角度位置トランスミッタは各駆動系８，９の終端にある軸の瞬間角度を測定することができる。また、適正である場合、フラップのどの非対称位置も非対称角度位置から同定することができる。この配置は駆動ユニット７の角度位置トランスミッタ１７によって完成し、前述した３つのコンポーネントは各々それぞれに関連したトランスミッタユニット１８〜２０と、対応した信号配線２１，２２を介して特別モニタリングユニット２３に接続されており、ジャミングを同定するためにモニタと共に搭載される。

駆動システムとフラップの左右対称設計により、通常の飛行においてはその２つのサブシステムの状態は互いに僅かしか差異がなく、その２つのサブシステムはポートと右舷翼上のフラップへの動力伝達をし、仮想的に同一の動特性を持つ。あり得る１つの重要でない差異は、原始的に２つの翼上での非対称な外気負荷分布により生じ、スポイラの偏向と大気速度が明らかな時、欠陥同定プロセスでの適合閾値により分析的に考慮することができる。対照的に、ジャミングが起こる時、その２つのサブシステムのうち１つの機械的特性が顕著に変化し、それにより動特性も変化する。駆動ユニット７からの励起が同一であるならば、それら２つのサブシステムの状態が異なったものになる。この場合、適切なサブシステムが欠陥のあるサブシステムの代わりに参照システムとして働く。２つのサブシステム各端の状態間、および／またはポートと右舷サブシステム１，２での他の対称な状態間の信号比較は、ジャミングが起こる時に、適切な通常の場合には発生しない差異を導き、また、本発明によりジャミングの検知に使われる。

材料破壊を防ぐため、駆動ユニット７はここで、もし前もって定めた状態差異の閾値がジャミングにより超過した時に、制限される。加えて、ジャミングが起こる時の出力ドライブに対する負荷の軽減が、駆動ユニット７と第1の分岐トランスミッション２６との間にある構成要素、軸セクション２７の所定の構成要素の柔軟性により達成され、サブシステムの状態に対するジャミングの優位性を低減することはない。このようなジャミングが起こる時に欠陥同定のために必要となる信号評価と、中央駆動ユニット７のモニタされた制限の初期化は、モニタリングユニット２３内で実行され、モニタリングユニット２３自身が高揚力フラップ装置のアクチュエーション・モニタコンピュータ２４の構成要素である。

図１は、よって航空機高揚力システム内の負荷制限のための装置を表し、航空機高揚力システムは機械的動力伝送のための分岐駆動システムを持ち、分岐駆動システムは、ランディングフラップおよび／またはリーディングエッジフラップの各セグメント３，４，５，６の駆動ステーション２５、位置センサ８，９，１７と駆動ユニット７を駆動する。負荷制限装置はモニタリングユニット２３を持ち、位置センサ８，９，１７に接続され、位置センサ８，９，１７からの信号を処理し、供給された駆動力を制限するための信号を生成する。

位置センサは駆動ユニット上に角度位置トランスミッタ１７を備え、および／または非対称トランスミッタとして動作する角度位置トランスミッタ１５，１６を駆動系８，９の終端に備える。

本方法の実施例として図２に図示されているフラップ駆動システムは、信号を基にした分析による弟子的制御過負荷保護に係る。駆動システムはおおまかに図1に図示されたものと同一なように設計されている。駆動システムは翼の後縁上にある２つの高揚力フラップ１０３，１０４と１０５，１０６を中央駆動ユニット１０７を介してそれぞれ駆動するために使用され、駆動は機械的アクチュエータ１１０と同様２つの駆動系１０８，１０９、分岐トランスミッション１１１，１１２も介する。またこの場合、水圧作動ブレーキ１１３，１１４と非対称トランスミッタ１１５，１１６が駆動系１０８，１０９の外端部に配置される。更には、角度位置トランスミッタ１１７が駆動ユニット１０７上に備えられる。トランスミッタユニット１１８〜１２０と多対応する信号線に加え、更に信号トランスミッタ１２５，１２６（同様にモニタリングユニット１２３に接続される）が、この場合では駆動系１０８，１０９上に備えられ、それぞれ分岐トランスミッション１１１，１１２の限りなく近傍に備えられる。

本発明の実施の特徴的な一形態は、図１の位置センサ１７，１５，１６、また更にポートと右舷駆動系の各第１の分岐トランスミッション極近傍にある位置センサからの２つの信号からの信号を使うことであり、駆動系内の負荷を制限するために使われる。本実施の形態はシステム負荷リミッタが可動であるようにする。

図３はフローチャート２３０を用い、本発明に係る航空機高揚力システム内の負荷制限方法を示す。航空機高揚力システムは、分枝駆動システム、位置センサと駆動ユニットを持ち、分岐駆動システムはランディングフラップおよび／または前縁スラットシステムの個別のセグメントにある駆動ステーションへの機械的動力の伝達を行う。

少なくとも２つの位置センサからの信号が方法のステップ２３１で計測される。それらの信号は駆動系内の位置センサの角度位置を表す。複数の位置センサが、図１のモニタリングユニット２３もしくは図２の１２３に提供され、そこで次の方法のステップが実行される。

少なくとも１つの参照変数が、方法のステップ２３２で位置センサにより計測された信号から算出される。参照変数はジャミングの同定のための指標であり、よって過負荷の指標でもある。参照変数の測定については後述する。

各参照変数は、次の方法のステップ２３３で、対応した前もって最大許容負荷により定義されている閾値と比較される。様々な参照変数が定義されることができ、同一なまたは差異な閾値に対応する。

参照変数が対応した閾値に達するもしくは超えることがなければ、矢印２３５が示すように方法のステップ２３１へと分岐が行われ、更に位置センサからの信号測定が実行される。

もし少なくとも１つの参照変数が対応する閾値に達したもしくは超えた場合、矢印２３４が巣メス用に方法のステップ２３６へと分岐が行われ、駆動力を制限する制御信号が図１のモニタリングユニット２３または図２の１２３で生成される。

駆動ユニットの駆動力は制御信号を用いて方法のステップ２３７で制限される。この場合、モニタリングユニットで生成された制御信号は図１の２４、もしくは図２の１２４にあるモニタリングコンピュータへ伝わり、駆動ユニットによるシステムのモニタされた動力供給の制限を初期化する。駆動システムは有利に、極めて動的な駆動ユニットを駆動力の高速制御のために有する。

測定された２つの位置センサからの信号は、位置センサの位置間にある駆動系の柔軟性（剛性の逆数）の知識と合せて、このセクションの負荷を算出するために用いることができる。駆動系全体を通した負荷分布は駆動系の中での位置センサの位置の数に対応して算出可能である。様々な参照変数と、対応した閾値がそれらの関係性と適切な状態のシステム全体の最大負荷を基に定義されることができ、設計で前もって決められるか、決めることができる。

駆動系の、分岐トランスミッションの上流側と下流側での負荷の差異は駆動系負荷が制限されることを意味するため、好ましい実施の形態の１つにおける参照変数の１つは、測定された少なくとも２つの位置センサからの信号との間に少なくとも１つの差異を含む。

他の好ましい実施の形態では、２つの信号が少なくとも１つの位置センサにてある時間間隔で測定され、これによって角速度を決定する。位置の異なる位置センサ間での角速度の差異は駆動系内の一点における急激な角速度減速の指標である。したがって、しかるべき参照変数は、角速度の差異の関数であり、適応する閾値と共に、間違いなく過負荷へとつながる激しいジャミングを同定する。様々な参照変数としかるべき閾値はそれらの関係性と適正な状態での最大な回転速度の差異を基に定義され、設計で前もって決められるか、決めることができる。

参照変数の１つは好ましくは加速度の関数を含む。参照変数の定義と、関連した閾値の決定に求められる考察は、当業者にとって、角速度の場合と類似した方法で行われる。

他の好ましい実施の形態では、参照変数の１つは上記と類似した考察と共に、算出された負荷を用いる。

他の好ましい実施の形態では、駆動ユニットの駆動力は駆動系内の負荷分布をより正確に導出するように決定される。

更に他の好ましい実施の形態では、閾値は動作状態に適して前もって決められる。これはシステムの全ての動作状態で考慮されるジャミングが起きた場合に最小の負荷を可能にする。

他の好ましい実施の形態では、参照変数の１つは状態変数を含み、位置、速度および負荷からなるグループから数学的法則により見積もられる。モデルに基づいたシステムはよって、より速いジャミング同定を可能にし、同時にセンサの数を減らすことを可能にする。

図４はそのようなモデルに基づくシステムの実装を示し、オブザーバのセンサ位置と構造配置を典型的に描いている。入力

に加えて、測定された出力変数との差異

そしてモデルの出力変数は追加の入力変数としてオブザーバにフィードバックされる。

状態の見積もりに関係した検討は異なるセンサの配置を用い、このセンサ配置の選択はセンサに関して言えば最小であると考えられることを示している。センサシステムは既に今日の高揚力システムにて実装されており、それは軸トランスミッションの端と、それに１つのセンサを加えてあるべき駆動ユニットに装備され、それらの位置の中心に位置し、求められるオブザーバの品質を確保するする。

アクチュエータの欠陥同定におけるオブザーババンクは、システムにおける全ての得られる入力および出力と区別され、どの場合でもオブザーバの動作に用いられるが、１つ１つの定義された入力または出力は考慮されていない。参照変数

は優先的に位置信号φ_S1のオブザーバに対するフィードバックの不足と区別される。それはこの値が適正な状態のオブザーバによって正しくマッピングされるが、ジャミングが起こる場合にはマッピングされないからであり、ジャミングは実際の位置と見積もられた位置との顕著な差異をもたらす。図４に示すオブザーバはしたがって、ジャミングが起きた場合に結果として生じる状態の見積もりエラーを補正することはできない。この場合の閾値は参照変数が適正な状態の閾値よりも小さいように選択される。

関連する駆動要素と信号比較に基づいた電子的過負荷防止制御を含む本発明におけるフラップ駆動システム設計の概略図である。本発明における他の実施の形態におけるフラップ駆動システム設計の概略図である。本発明における負荷制限の一方法のフローチャートである。一般化制御と呼ばれる駆動系に対する欠陥評価の概略図である。

Claims

航空機高揚力システム内の負荷制限の方法であって、
前記システムは、
ランディングフラップおよび／または前縁スラットシステムの各セグメント（３，４，５，６；１０３，１０４，１０５，１０６）にある駆動ステーション（２５）に機械的動力の伝達を、それぞれの駆動系（８，９；１０８，１０９）を介して行う分岐駆動システムと、
位置センサ（１５，１６，１７；１１５，１１６，１１７）と、
駆動ユニット（７；１０７）と、を具備し、
少なくとも２つの位置センサで信号が測定され（２３１）、
前記方法は、
前記駆動ユニット（７；１０７）上の角度位置トランスミッタおよび／または前記駆動系の端部において、非対称トランスミッタとして作動する、角度位置トランスミッタ（１５，１６；１１５，１１６）を具備する位置センサ（１７；１１７）を配置し、
前記駆動系の前記端部における前記少なくとも２つの位置センサ（１５，１６；１１５，１１６）から測定した信号により、前記駆動系（８，９；１０８，１０９）内の負荷を示す、少なくとも１つの参照変数を算出（２３２）し、
各前記参照変数と、対応するあらかじめ最大許容負荷から決められた閾値とを比較し（２３３）、
制御信号を生成（２３６）し、前記駆動ユニット（７；１０７）への動力供給の制限をモニタして少なくとも１つの前記参照変数が前記閾値に達したもしくは超えた時に駆動力を制限する
ことを特徴とする方法。
請求項１に記載の方法であって、前記参照変数は、少なくとも２つの位置センサから測定された信号に対し少なくとも１つの差異を持つことを特徴とする方法。
請求項１または２に記載の方法であって、２つの信号が少なくとも１つの位置センサにて既知の時間間隔で測定されることを特徴とする方法。
請求項３に記載の方法であって、前記参照変数の１つが角速度の関数を含むことを特徴とする方法。
請求項３または４に記載の方法であって、前記参照変数の１つは加速度の関数を含むことを特徴とする方法。
請求項１から５のいずれか１項に記載の方法であって、前記参照変数は算出された負荷を用いることを特徴とする方法。
請求項１から６のいずれか１項に記載の方法であって、前記駆動ユニットの駆動力が設定されていることを特徴とする方法。
請求項１から７のいずれか１項に記載の方法であって、各駆動系（８，９；１０８，１０９）の終端に配置された位置センサ（１５，１６；１１５，１１６）と駆動ユニット（７；１０７）に配置された角度位置トランスミッタ（１７；１１７）とからの信号が検出され、前記駆動系（８，９；１０８，１０９）内の負荷を示す少なくとも１つの前記参照変数が、前記信号から算出されることを特徴とする方法。
請求項８に記載の方法であって、信号比較がそれぞれのサブシステム間で行われ、
前記サブシステムは、
ポートおよび右舷翼と連結し、
それぞれ、
駆動系（８，９；１０８，１０９）と、
前記駆動系（８，９；１０８，１０９）の終端に配置された位置トランスミッタ（１５，１６；１１５，１１６）と、
前記駆動ユニット（７；１０７）上に配置された角度位置トランスミッタ（１７；１１７）と
を具備することを特徴とする方法。
請求項８または９に記載の方法であって、駆動系（１０８，１０９）における分岐トランスミッション（１１１，１１２）の位置センサ（１２５，１２６）からの信号が、前記駆動系（８，９；１０８，１０９）の負荷を示す少なくとも１つの前記参照変数を算出するために更に用いられることを特徴とする方法。
請求項１から１０のいずれか１項に記載の方法であって、前記駆動ユニットの駆動力は、前記制御信号を用いて動的に制限される（２３７）方法。
請求項１から１１のいずれか１項に記載の方法であって、閾値が動作状態に対し適正にあらかじめ設定されることを特徴とする方法。
請求項１から１２のいずれか１項に記載の方法であって、前記参照変数の１つは状態変数の関数を含み、数学的法則により位置、速度、負荷から見積もられることを特徴とする方法。
航空機高揚力システム内の負荷制限用装置であって、
ランディングフラップおよび／または前縁スラットシステムの各セグメント（３，４，５，６；１０３，１０４，１０５，１０６）にある駆動ステーション（２５）へ、それぞれの駆動系（８，９；１０８，１０９）を介して機械的動力伝達を行う分岐駆動システムと、
位置センサ（１５，１６，１７；１１５，１１６，１１７）と、
駆動ユニット（７；１０７）と、を具備し、
前記位置センサ（１５，１６；１１５，１１６）は、前記駆動ユニット（７；１０７）上の角度位置トランスミッタ（１７；１１７）と、前記駆動系の端部において、非対称トランスミッタとして作動する、角度位置トランスミッタ（１５，１６；１１５，１１６）と、を具備し、かつ、
前記装置は、前記位置センサ（１５，１６，１７；１１５，１１６，１１７）に接続されて負荷制限を行うモニタリングユニット（２３；１２３）を具備し、
前記モニタリングユニットは、
少なくとも２つの位置センサから信号を測定し、前記測定した信号により、少なくとも１つの参照変数を算出することで前記位置センサ（１５，１６，１７；１１５，１１６，１１７）からの信号を処理し、
前記駆動系（８，９；１０８，１０９）の負荷を示す少なくとも１つの参照変数と、最大許容負荷から既定した対応する閾値とを比較し、
供給された駆動力を制限するため、前記駆動ユニット（７；１０７）に供給された動力のモニタされた制限を行う信号を生成するよう設計されていること
を特徴とする航空機高揚力システム内の負荷制限用装置。
請求項１４に記載の装置であって、前記位置センサは前記駆動系（１０８，１０９）の分岐トランスミッション（１１１，１１２）上に角度位置トランスミッタ（１２５，１２６）を具備することを特徴とする装置。
請求項１４または１５に記載の装置であって、前記駆動系（８，９；１０８，１０９）の各終端に配置された位置センサ（１５，１６；１１５，１１６）と、前記駆動ユニット（７；１０７）上に配置された角度位置トランスミッタ（１７；１１７）とを具備し、前記モニタリングユニット（２３；１２３）を、前記駆動系（８，９；１０８，１０９）の負荷を示す少なくとも１つの参照変数をその信号から算出するために具備することを特徴とする装置。
請求項１６に記載の装置であって、前記モニタリングユニット（２３；１２３）をそれぞれのサブシステム間で信号比較を実行するために具備し、
前記サブシステムは、
ポートおよび右舷翼と連結し、
それぞれ、
駆動系（８，９；１０８，１０９）と、
角度位置トランスミッタ（１７；１１７）とからなり、
前記角度位置トランスミッタ（１７；１１７）は、前記駆動系（７；１０７）上に配置されている
ことを特徴とする装置。
請求項１６または１７に記載の装置であって、位置センサ（１２５，１２６）を前記駆動系（１０８，１０９）の分岐トランスミッション（１１１，１１２）上に更に具備し、それらの信号が前記駆動系（８，９；１０８，１０９）の負荷を示す少なくとも１つの参照変数を算出されるために用いられることを特徴とする装置。
請求項１４から１８のいずれか１項に記載の装置であって、前記駆動ユニットは動的に制御可能であることを特徴とする装置。
請求項１４から１９のいずれか１項に記載の装置であって、高い柔軟性を定義された軸セクション（２７）が前記駆動ユニット（７）と第１の分岐トランスミッション（２６）との間に配置されていることを特徴とする装置。