WO2017148591A1 - Highliftsystem - Google Patents

Highliftsystem Download PDF

Info

Publication number
WO2017148591A1
WO2017148591A1 PCT/EP2017/000292 EP2017000292W WO2017148591A1 WO 2017148591 A1 WO2017148591 A1 WO 2017148591A1 EP 2017000292 W EP2017000292 W EP 2017000292W WO 2017148591 A1 WO2017148591 A1 WO 2017148591A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
drive
sensors
load
lifting system
central
Prior art date
Application number
PCT/EP2017/000292
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Christian Kohlöffel
Philipp Holzhauser
Lutz Berger
Christian TRENKLE
Original Assignee
Liebherr-Aerospace Lindenberg 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 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh filed Critical Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh
Publication of WO2017148591A1 publication Critical patent/WO2017148591A1/de

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
    • 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
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B64C13/50—Transmitting means with power amplification using electrical energy
    • B64C13/505—Transmitting means with power amplification using electrical energy having duplication or stand-by provisions
    • 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
    • B64C13/24—Transmitting means
    • B64C13/38—Transmitting means with power amplification
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/44—Varying camber
    • B64C3/50—Varying camber by leading or trailing edge flaps
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L3/00—Measuring torque, work, mechanical power, or mechanical efficiency, in general
    • G01L3/02—Rotary-transmission dynamometers
    • G01L3/04—Rotary-transmission dynamometers wherein the torque-transmitting element comprises a torsionally-flexible shaft
    • G01L3/10—Rotary-transmission dynamometers wherein the torque-transmitting element comprises a torsionally-flexible shaft involving electric or magnetic means for indicating
    • G01L3/101—Rotary-transmission dynamometers wherein the torque-transmitting element comprises a torsionally-flexible shaft involving electric or magnetic means for indicating involving magnetic or electromagnetic means
    • G01L3/104—Rotary-transmission dynamometers wherein the torque-transmitting element comprises a torsionally-flexible shaft involving electric or magnetic means for indicating involving magnetic or electromagnetic means involving permanent magnets
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D45/0005—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear
    • B64D2045/001—Devices specially adapted to indicate the position of a movable element of the aircraft, e.g. landing gear for indicating symmetry of flaps deflection

Definitions

  • the present invention relates to a lift system of an aircraft having flaps disposed on the wings of the aircraft, and to a central drive and drive shafts each extending from the central drive into one of the wings, each of the drive shafts communicating with drive stations. which are driven by the drive shafts and which are in communication with the flaps for their movement.
  • the high-lift systems ie the high-lift systems
  • a central drive or by a central drive system.
  • This central drive is by means of a rotary shaft system, i. connected by a system of drive shafts over the entire span with drive stations of the individual segments of the landing flap systems and the Vorerielklappensysteme.
  • this segment would have to absorb the entire drive energy of the central drive as reaction energy and, accordingly, be solid and heavy.
  • mechanical load limiters are installed on each drive station. These are designed so that when a defined overload occurs, they redirect the drive energy, which is applied by the drive shaft or by the central drive, to the wing structure, so that the blocking valve body and the kinematics are not damaged.
  • the central drive unit can not stop immediately, but has a certain amount of caster, the shaft train between the drive unit and the blocking point is loaded with a maximum drive torque.
  • the present invention is based on the object, a high lift system of the type mentioned in such a way that this is simpler compared to known systems.
  • one or more load sensors are arranged at each of the drive stations and at the output of the central drive unit. Furthermore, a computing unit is provided which is in communication with the load sensors and evaluates their signals.
  • the load sensors are torque sensors and / or force sensors.
  • the dual function detection of the pinch or breakage and skewing
  • only one system or with only one system type i. electronic load sensors
  • the load sensors which are arranged at each drive station or in each case between two drive stations, are identical and also identical to the load sensors, which are arranged on the output shafts from the central drive to the drive stations.
  • the present invention has the advantage that the lift system is of comparatively simple construction, since mechanical torque limiters can be dispensed with and preferably only a single type of load sensor can be used. By the signal evaluation in the arithmetic unit both a break and a skew can be detected.
  • a mechanical torque limiter When a mechanical torque limiter responds, a mechanical indication takes place. This must then be located by the maintenance staff.
  • electronic sensors such as electronic torque limiting devices are used, as is conceivable according to the invention, the fault location can be located via an indicator in the cockpit.
  • skew detection systems do not display until a certain misalignment of the flap, that is to say a skew, has already taken place. According to the present invention, it is possible to generate a display in the cockpit, for example, already when different loads are detected, without any noticeable misalignment of the flap having already occurred.
  • At least one load sensor is integrated in each drive station or in the central drive.
  • the load conditions change so that, if necessary, predefined limits are exceeded.
  • the exceeding of the limit values can be detected and measures can be initiated, such as stopping the drive system to put the high-lift system in a safe state and further damage to avoid.
  • the load sensor can be arranged on the drive side or on the output side at the respective drive station.
  • the load sensors are torque sensors, preferably electronic torque sensors, and / or force sensors.
  • no mechanical load sensors are provided.
  • load sensors preferably torque sensors
  • load sensors are mounted or integrated on the output side of all drive stations.
  • load sensors are mounted or integrated on the two output shafts of the central drive.
  • a monitoring device that is to say the said arithmetic unit, detects the loads (forces and / or moments) measured by the load sensors over the entire flight operation. It is conceivable that the arithmetic unit has a comparison unit which is designed to compare it with the values obtained from the load sensors with limit values or with predefined limit values for a specific flight condition.
  • the arithmetic unit may have a comparison unit which is designed to compare the values obtained from the load sensors in pairs or to limit values and to output a signal when the limit values are exceeded or fallen below or when a difference of the pairwise compared values is exceeded or undershot and / or the central drive unit stops and / or moves the high lift system into a safe state.
  • a comparison unit which is designed to compare the values obtained from the load sensors in pairs or to limit values and to output a signal when the limit values are exceeded or fallen below or when a difference of the pairwise compared values is exceeded or undershot and / or the central drive unit stops and / or moves the high lift system into a safe state.
  • an error display can be generated and / or the central drive unit can be stopped and / or the high lift system can be moved to a safe state in which safe flight operation is possible and damage to the flaps is prevented.
  • the arrangement of the load sensors on the output side of the drive stations is just one example.
  • the load sensors can also be arranged or integrated in the input of the drive stations or in the rotary shaft system.
  • the load sensor is integrated in the output shafts of the drive stations or in the drive shafts of the drive stations.
  • the output shaft preferably has a magnetic coding on its inner side, which is connected to a stator in such a way. cooperates, that a change of the magnetic field can be measured via the stator.
  • the sensor electronics is integrated in the interior of the output shaft.
  • the magnetic coding changes and the change of the magnetic field with the application of a torque is measured via the stator.
  • the present invention further relates to an aircraft with a lift system according to any one of the preceding claims.
  • FIG. 1 shows a schematic view of a lift system according to the invention in a first embodiment
  • FIG. 2 shows another schematic view of a lift system according to the invention in a second embodiment.
  • FIG 3 shows a sectional view through a torque sensor according to the invention.
  • the reference numerals 10, 10 'two flaps of a wing are shown, which may represent landing flaps or Vorerielklappen.
  • the reference numeral 20 designates a drive shaft which, starting from a central drive 100 (see Fig. 2) in the fuselage drive the individual drive stations 30.
  • the drive shaft does not extend as a continuous shaft, but extends in a segment-like manner from drive station to drive station.
  • the drive stations 30 each include a torque sensor 35 disposed on the output side of the drive stations.
  • the flap 10 works properly, whereas the actuator or the drive station of the flap 10 ', which is shown on the left in Figure 1, due to a break is crooked.
  • the drive shaft 20 is driven, only the drive station 30 shown on the right effects a movement of the flap 10 ', whereas the drive station 30 shown on the left does not cause any movement of the flap 10'. Accordingly, the flap 10 'is wrong.
  • all of the torque sensors 35 are connected to a central processing unit 40.
  • This central processing unit 40 receives the actual values (Y-axis) of the torques via the flap position (X-axis). This is done for each of the flaps.
  • the measured actual values are identified by the reference symbol I and the lower and the upper limiting values are respectively identified by the reference symbols UG and OG. While the measured torque value always remains between the two limit values for the two drive stations shown on the left, the left-hand actuator of the tilted flap 10 'exceeds the upper limit value and the right-hand actuator of the tilted flap 10 'falls below the lower limit.
  • This error state evaluates the arithmetic unit 40 to the effect that is closed on a tilted flap 10 '. This can then be displayed in the cockpit, for example, to the pilot and / or measures can be taken to move the flap 10 'into a safe state.
  • each of the drive stations 30 has its own load sensor 35.
  • a load sensor is additionally located on the output side of the central drive.
  • This sensor is identified by the reference numeral 50 in FIG. Starting from this sensor, the first segment of the drive shaft 20 extends to the first drive station 30.
  • the reference numeral 36 denotes a position sensor.
  • FIG. 3 shows the integration of a load sensor in the form of a torque sensor in the output shaft 60 of a drive station 30.
  • the output shaft has a magnetic coding on its inner side, that is to say on the inner diameter.
  • the stator 70 is rotatably arranged within the output shaft 60.
  • the output shaft 60 thus acts as a primary sensor, the stator as a secondary sensor.
  • the reference numeral 80 designates the integrated electronics which are connected to the central computer via the cable 90.
  • the change of the magnetic field is measured by applying a torque.
  • the torque curve of the drive stations as shown by way of example in FIG.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Electromagnetism (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Force Measurement Appropriate To Specific Purposes (AREA)

Abstract

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Highliftsystem eines Flugzeuges mit an den Flügeln des Flugzeuges angeordneten Klappen, sowie mit einem zentralen Antrieb und Antriebswellen, von denen sich je eine ausgehend von dem zentralen Antrieb in einen der Flügel erstreckt, wobei jede der Antriebswellen mit Antriebsstationen in Verbindung steht, die von den Antriebswellen angetrieben werden und die mit den Klappen zu deren Bewegung in Verbindung stehen, wobei an jeder der Antriebsstationen sowie am Ausgang der zentralen Antriebseinheit jeweils Lastsensoren angeordnet sind und wobei eine Recheneinheit vorgesehen ist, die mit den Lastsensoren in Verbindung steht und deren Signale auswertet, wobei es sich bei den Lastsensoren um Drehmomentsensoren und/oder um Kraftsensoren handelt.

Description

Highliftsystem
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Highliftsystem eines Flugzeuges mit an den Flügeln des Flugzeuges angeordneten Klappen sowie mit einem zentralen Antrieb und Antriebswellen, von denen sich je eine ausgehend von dem zentralen Antrieb in einen der Flügel erstreckt, wobei jede der Antriebswellen mit Antriebsstationen in Verbindung stehen, die von den Antriebswellen angetrieben werden und die mit den Klappen zu deren Bewegung in Verbindung stehen.
Bei den heute gängigen Flugzeugen werden die Hochauftriebssysteme, das heißt die Highliftsysteme durch einen zentralen Antrieb bzw. durch ein zentrales Antriebssystem angetrieben. Dieser zentrale Antrieb ist dabei mittels eines Drehwellensystems, d.h. mittels eines Systems aus Antriebswellen über die gesamte Spannweite mit Antriebsstationen der einzelnen Segmente der Landeklappensysteme bzw. der Vorflügelklappensysteme verbunden.
Bei der Betätigung dieser Klappen kann es zu Fehlern kommen, die einerseits darin liegen können, dass die Klappe klemmt bzw. blockiert oder darin, dass es zu einem Bruch in einer der Antriebsstationen, der Kinematik oder strukturseitig in einem Segment bzw. in einer Klappe kommt.
Im Falle einer Blockierung eines Einzelsegmentes bzw. einer Antriebsstation müss- te dieses Segment die gesamte Antriebsenergie des zentralen Antriebes als Reaktionsenergie aufnehmen und dementsprechend massiv und schwer gebaut sein. Als Schutzvorrichtung sind deshalb bisher mechanische Lastbegrenzer an jeder einzelnen Antriebsstation installiert. Diese sind so ausgeführt, dass sie bei Auftreten einer definierten Überlast die Antriebsenergie, die von der Antriebswelle bzw. von dem zentralen Antrieb aufgebracht wird, an die Flügelstruktur umleiten, sodass der blockierende Klappenkörper und die Kinematik nicht beschädigt wird.
Da im Fehlerfall die zentrale Antriebseinheit nicht sofort stoppen kann, sondern einen gewissen Nachlauf aufweist, wird der Wellenstrang zwischen der Antriebseinheit und der Blockierstelle mit einem maximalen Antriebsmoment belastet.
Kommt es zu einem Bruch, müsste der noch intakte Lastpfad dieses Einzelsegmentes, wie beispielsweise einer Klappe die komplette Luftlast tragen. Weist beispielsweise eine Landeklappe zwei Antriebsstationen auf und ist eine Antriebsstation nicht betriebsfähig, etwa weil darin ein Bruch vorliegt, ist die komplette Luftlast, beispielsweise einer Landeklappe durch die intakte Antriebsstation derselben Klappe zu tragen.
Würde ein solcher Bruch nicht detektiert, kann es bei dem weiteren Antreiben des Antriebssystems zu einer Schiefstellung des Einzelsegmentes bzw. der Klappe und im schlimmsten Fall zum Abriss der Klappe kommen. Zur Detektierung einer Schiefstellung werden heute meistens Systeme zur Messung der Wegstreckenänderung, sogenannte Lanyard-Systeme oder auch Systeme zur Messung von Winkeländerungen, beispielsweise Drehsensoren RVDT eingesetzt.
Somit ist es aus dem Stand der Technik bekannt, zwei getrennte Systeme, nämlich einerseits einen mechanischen Drehmomentbegrenzer für die Klemmfallerkennung und sogenannte Skew-Detection-Systeme (Lanyard oder RVDT's) zur Brucherkennung einzusetzen.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zu Grunde, ein Highliftsystem der eingangsgenannten Art dahingehend weiterzubilden, dass dieses gegenüber bekannten Systemen einfacher aufgebaut ist.
Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass an jeder der Antriebsstationen sowie am Ausgang der zentralen Antriebseinheit jeweils ein oder mehrere Lastsensoren, vorzugsweise elektronische Lastsensoren, angeordnet sind. Des Weiteren ist eine Recheneinheit vorgesehen, die mit den Lastsensoren in Verbindung steht und deren Signale auswertet. Bei den Lastsensoren handelt es sich um Drehmomentsensoren und/oder um Kraftsensoren.
Durch die vorliegende Erfindung ist es möglich die oben genannten zwei Fehlerarten bei Hochauftriebssystemen, nämlich einerseits Klemmfälle bzw. Blockierung und andererseits Brüche zu detektieren. Aufgrund der Detektierung dieser Fehler und deren Auswertung können über die Recheneinheit, wie beispielsweise über einen Flight-Control-Computer Maßnahmen eingeleitet werden, um das Hochauftriebssystem in einen Fail-Safe-Zustand, das heißt in einen sicheren Zustand zu versetzen.
Durch die Lastmessung an den Antriebsstationen kann die Doppelfunktion (Erkennung des Klemmfalls bzw. des Bruches und der Schiefstellung) mit nur einem System bzw. mit nur einem Systemtyp, d.h. elektronischen Lastsensoren erreicht werden.
Es ist somit nicht erforderlich, zum einen Sensoren einzusetzen, die das Drehmoment erfassen bzw. als Drehmomentbegrenzer ausgeführt sind und zum anderen Sensoren einzusetzen, die zur Erkennung der Schiefstellung eines Einzelsegmentes dienen. Vielmehr kann durch die Verteilung und Anordnung der Lastsensoren an den Antriebsstationen erreicht werden, dass beide Fehlerfälle zuverlässig erkannt werden.
Denkbar ist es, die Lastsensoren identisch auszuführen. Dies bedeutet, dass die Lastsensoren, die an jeder Antriebsstationen oder jeweils zwischen zwei Antriebsstationen angeordnet sind identisch sind sowie auch identisch zu den Lastsensoren, die an den Ausgangswellen von dem zentralen Antrieb zu den Antriebsstationen angeordnet sind.
Die vorliegende Erfindung bringt den Vorteil mit sich, dass das Highliftsystem vergleichsweise einfach aufgebaut ist, da auf mechanische Drehmomentbegrenzer verzichtet werden kann und vorzugsweise nur ein einziger Typus von Lastsensoren eingesetzt werden kann. Durch die Signalauswertung in der Recheneinheit kann sowohl ein Bruch als auch eine Schrägstellung erkannt werden.
Bei aus dem Stand der Technik bekannten Anwendungen ist zu berücksichtigen, dass die Streubreite von mechanischen Drehmomentbegrenzern recht groß ist, was zur Folge hat, dass die Strukturbauteile sowie die Elemente im Antriebsstrang entsprechend massiv ausgelegt werden müssen. Abgesehen davon ist es notwendig, bekannte Drehmomentbegrenzer regelmäßig auf ihre Funktionalität hin zu überprüfen.
Beim Ansprechen eines mechanischen Drehmomentbegrenzers erfolgt eine mechanische Anzeige. Diese muss dann vom Wartungspersonal lokalisiert werden. Werden hingegen elektronische Sensoren, wie beispielsweise elektronische Drehmomentbegrenzungseinrichtungen verwendet, wie dies erfindungsgemäß denkbar ist, kann über eine Anzeige im Cockpit der Fehlerort lokalisiert werden. Des Weiteren weisen Skew-Detection-Systeme, wie sie aus dem Stand der Technik bekannt sind, erst dann eine Anzeige auf, wenn bereits eine gewisse Schiefstellung der Klappe, das heißt ein Skew erfolgt ist. Gemäß der vorliegenden Erfindung ist es möglich eine Anzeige z.B. im Cockpit bereits dann zu generieren, wenn unterschiedliche Lasten detektiert werden, ohne dass dazu bereits eine merkliche Schiefstellung der Klappe erfolgt ist.
In einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung ist in jede Antriebsstation bzw. in den zentralen Antrieb wenigstens ein Lastsensor integriert. Durch die Integration von Lastsensoren in den Antriebsstationen im Flügel sowie auch in der zentralen Antriebseinheit, die vorzugsweise im Rumpf zwischen den Flügeln angeordnet ist, lassen sich die Lastverhältnisse in einem Hochauftriebssystem genau überwachen.
Treten Fehlerfälle wie z.B. Kiemmen oder Brüche im Hochauftriebssystem oder an den strukturseitigen Elementen bis zur Klappe auf, ändern sich die Lastverhältnisse so, dass gegebenenfalls vordefinierte Grenzwerte überschritten werden. Über ein Monitoring-System im Flight-Control-Computer, das heißt in der genannten Recheneinheit kann die Überschreitung der Grenzwerte erfasst und es können Maßnahmen eingeleitet werden, wie beispielsweise das Stoppen des Antriebssystems, um das Hochauftriebssystem in einen sicheren Zustand zu versetzen und weiteren Schaden zu vermeiden.
Grundsätzlich kann der Lastsensor antriebsseitig oder abtriebsseitig an der jeweiligen Antriebsstation angeordnet sein.
Bei den Lastsensoren handelt es sich um Drehmomentsensoren, vorzugsweise um elektronische Drehmomentsensoren, und/oder um Kraftsensoren.
Vorzugsweise sind keine mechanischen Lastsensoren vorgesehen.
Vorzugsweise werden an allen Antriebsstationen abtriebsseitig Lastsensoren, vorzugsweise Drehmomentsensoren angebracht bzw. integriert. Ebenso werden an den beiden Ausgangswellen des zentralen Antriebs Lastsensoren angebracht bzw. integriert. Vorzugsweise ist weiter vorgesehen, dass eine Überwachungseinrichtung, das heißt die genannte Recheneinheit über den gesamten Flugeinsatz die von den Lastsensoren gemessenen Lasten (Kräfte und/oder Momente) erfasst. Dabei ist es denkbar, dass die Recheneinheit eine Vergleichseinheit aufweist, die ausgebildet ist, dass diese von die von den Lastsensoren erhaltenen Werte mit Grenzwerten vergleicht bzw. mit vordefinierten Grenzwerten für einen bestimmten Flugzustand.
Die Recheneinheit kann eine Vergleichseinheit aufweisen, die ausgebildet ist, dass diese die von den Lastsensoren erhaltenen Werte paarweise vergleicht oder mit Grenzwerten vergleicht und die bei Über- oder Unterschreiten der Grenzwerte oder die bei Über- oder Unterschreiten einer Differenz der paarweise verglichenen Werte ein Signal ausgibt und/oder die zentrale Antriebseinheit stoppt und/oder das Highliftsystem in einen sicheren Zustand verfährt.
Werden die Grenzwerte dabei über oder unterschritten kann eine Fehleranzeige generiert werden und/oder die zentrale Antriebseinheit kann gestoppt werden und/oder das Highliftsystem kann in einen sicheren Zustand verfahren werden, in dem ein sicherer Flugbetrieb möglich ist und Beschädigungen der Klappen verhindert werden.
Die Anordnung der Lastsensoren jeweils abtriebsseitig an den Antriebsstationen ist nur ein Beispiel.
Alternativ können die Lastsensoren auch am Eingang der Antriebsstationen bzw. im Drehwellensystem angeordnet bzw. darin integriert werden.
Weiterhin kann vorgesehen sein, dass der Lastsensor in die Abtriebswellen der Antriebsstationen oder auch in die Antriebswellen der Antriebsstationen integriert ist.
Denkbar ist eine Ausführungsform, bei der die Abtriebswelle vorzugsweise auf ihrer Innenseite eine magnetische Codierung aufweist, die mit einem Stator derart zu- sammenwirkt, dass eine Änderung des Magnetfeldes über den Stator gemessen werden kann.
Dabei ist vorzugsweise vorgesehen, dass die Sensorelektronik im Inneren der Abtriebswelle integriert ist.
Kommt es zur Drehmomentbeanspruchung, verändert sich die magnetische Codierung und über den Stator wird die Änderung des Magnetfeldes bei Aufbringung eines Drehmomentes gemessen.
Die vorliegende Erfindung betrifft des Weiteren ein Flugzeug mit einem Highliftsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
An dieser Stelle wird darauf hingewiesen, dass die Begriffe„ein" oder„eine" nicht dahingehend einschränkend auszulegen sind, dass genau eines der genannten Elemente vorhanden ist. Diese Begriffe umfassen somit auch das Vorhandensein mehrerer der fraglichen Elemente.
Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung werden anhand eines in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiels näher erläutert.
Es zeigen:
Fig. 1 : eine schematische Ansicht eines Highliftsystems gemäß der Erfindung in einem ersten Ausführungsbeispiel,
Fig. 2: eine weitere schematische Ansicht eines Highliftsystems gemäß der Erfindung in einem zweiten Ausführungsbeispiel.
Fig. 3: eine Schnittansicht durch einen Drehmomentsensor gemäß der Erfindung. ln Figur 1 sind mit den Bezugszeichen 10, 10' zwei Klappen eins Flügels dargestellt, die beispielsweise Landeklappen darstellen können bzw. Vorflügelklappen.
Das Bezugszeichen 20 kennzeichnet eine Antriebswelle, die ausgehend von einem zentralen Antrieb 100 (vergl. Fig. 2) im Rumpf die einzelnen Antriebsstationen 30 antreiben. Wie dies aus Figur 1 ersichtlich ist, verläuft die Antriebswelle nicht als durchgehende Welle, sondern erstreckt sich segmentartig von Antriebsstation zu Antriebsstation.
Die Antriebsstationen 30 umfassen jeweils einen Drehmomentsensor 35, der auf der Abtriebsseite der Antriebsstationen angeordnet ist.
Im Normalbetrieb des Highliftsystems wird von dem Zentralantrieb 100 ein Drehmoment auf die Antriebswelle 20 aufgebracht, das mittels der Antriebsstation auf die Abtreibsseite der Antriebsstationen übertragen wird. Dort erfolgt eine Kraftübertragung auf die Klappen 10, 10', sodass diese entsprechend ein- oder ausgefahren werden.
In dem in Figur 1 dargestellten Ausführungsbeispiel arbeitet die Klappe 10 einwandfrei, wohingegen der Aktuator bzw. die Antriebsstation der Klappe 10', die in Figur 1 links dargestellt ist, aufgrund eines Bruches schief steht. Dies führt dazu, dass bei angetriebener Antriebswelle 20 nur die rechts dargestellte Antriebsstation 30 ein Verfahren der Klappe 10' bewirkt, wohingegen die links dargestellte Antriebstation 30 derselben Klappe keinen Verfahrweg der Klappe 10' bewirkt. Dementsprechend steht die Klappe 10' schief.
Wie dies weiter aus Figur 1 hervorgeht, stehen sämtliche der Drehmomentsensoren 35 mit einer zentralen Recheneinheit 40 in Verbindung. Diese zentrale Recheneinheit 40 erhält die Istwerte (Y-Achse) der Drehmomente über die Klappenposition (X-Achse). Dies erfolgt für jede der Klappen. In der Figur 1 sind die gemessenen Istwerte mit dem Bezugszeichen I gekennzeichnet und der untere und der obere Grenzwert jeweils mit dem Bezugszeichen UG und OG. Während für die beiden links dargestellten Antriebsstationen, die die Klappe 10 antreiben der gemessene Drehmomentwert stets zwischen den beiden Grenzwerten verbleibt, ergibt sich für den linken Aktuator der schief stehenden Klappe 10' ein Überschreiten des oberen Grenzwertes und für den rechten Aktuator der schief stehenden Klappe 10' ein Unterschreiten des unteren Grenzwertes. Diesen Fehlerzustand wertet die Recheneinheit 40 dahingehend aus, dass auf eine schief stehende Klappe 10' geschlossen wird. Dies kann dann z.B. im Cockpit dem Piloten angezeigt werden und/oder es können Maßnahmen ergriffen werden, um die Klappe 10' in einen sicheren Zustand zu verfahren.
Um eine derartige genaue Zuordnung des Fehlerzustand zu den Klappen 10, 10' sowie auch eine Zuordnung der gemessenen Werte zu einem Fehlerfall (Bruch, Klemmen etc.) vornehmem zu können, weist jede der Antriebsstationen 30 einen eigenen Lastsensor 35 auf.
Wie dies auf Figur 2 hervorgeht, befindet sich zudem ein Lastsensor jeweils aus- gangsseitig vom Zentralantrieb. Dieser Sensor ist in Figur 2 mit dem Bezugszeichen 50 gekennzeichnet. Von diesem Sensor ausgehend erstreckt sich das erste Segment der Antriebswelle 20 zu der ersten Antriebsstation 30. Das Bezugszeichen 36 kennzeichnet einen Positionssensor.
Figur 3 zeigt die Integration eines Lastsensors in Form eines Drehmomentsensors in der Abtriebswelle 60 einer Antriebsstation 30. Die Abtriebswelle weist auf ihrer Innenseite, das heißt am Innendurchmesser eine magnetische Codierung auf. Innerhalb der Abtriebswelle 60 ist drehbar der Stator 70 angeordnet. Die Abtriebswelle 60 wirkt somit als Primärsensor, der Stator als Sekundärsensor. Das Bezugszeichen 80 kennzeichnet die integrierte Elektronik, die über das Kabel 90 mit dem zentralen Rechner in Verbindung steht.
Über den Stator 70 wird die Änderung des Magnetfeldes unter Aufbringung eines Drehmomentes gemessen. Somit ist es möglich, den Drehmomentverlauf der Antriebsstationen zu erfassen, wie dies in Figur 1 exemplarisch dargestellt ist.
Die in den Figuren 1 und 2 dargestellten Anordnungen befinden sich in jedem der Flügel und sind relativ zur Längsachse des Rumpfes spiegelsymmetrisch angeordnet.

Claims

Ansprüche
1. Highliftsystem eines Flugzeuges mit an den Flügeln des Flugzeuges angeordneten Klappen, sowie mit einem zentralen Antrieb und Antriebswellen, von denen sich je eine ausgehend von dem zentralen Antrieb in einen der Flügel erstreckt, wobei jede der Antriebswellen mit Antriebsstationen in Verbindung steht, die von den Antriebswellen angetrieben werden und die mit den Klappen zu deren Bewegung in Verbindung stehen, dadurch gekennzeichnet, dass an jeder der Antriebsstationen sowie am Ausgang der zentralen Antriebseinheit jeweils Lastsensoren angeordnet sind und dass eine Recheneinheit vorgesehen ist, die mit den Lastsensoren in Verbindung steht und deren Signale auswertet, wobei es sich bei den Lastsensoren um Drehmomentsensoren und/oder um Kraftsensoren handelt.
2. Highliftsystem nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass in jede Antriebsstation und/oder dass in den zentralen Antrieb wenigstens ein Lastsensor integriert ist.
3. Highliftsystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der Lastsensor antriebsseitig oder abtriebsseitig an der Antriebsstation angeordnet ist.
4. Highliftsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Recheneinheit eine Vergleichseinheit aufweist, die ausgebildet ist, dass diese die von den Lastsensoren erhaltenen Werte paarweise vergleicht oder mit Grenzwerten vergleicht und die bei Überoder Unterschreiten der Grenzwerte oder die bei Über- oder Unterschreiten einer Differenz der paarweise verglichenen Werte ein Signal ausgibt und/oder die zentrale Antriebseinheit stoppt und/oder das Highliftsystem in einen sicheren Zustand verfährt.
5. Highliftsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Lastsensor in die Abtriebswellen der Antriebsstationen integriert ist.
6. Highliftsystem nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Abtriebswelle eine magnetische Codierung aufweist, der mit einem Stator zusammenwirkt, wobei eine bei Drehmomentbeanspruchung auftretende Relativbewegung der magnetischen Codierung und des Stators zu einer Änderung des magnetischen Feldes führt.
7. Highliftsystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Lastsensor eine Auswerteeinheit aufweist, die die Änderung des magnetischen Feldes erfasst, wobei vorzugsweise vorgesehen ist dass die Auswerteeinheit im Inneren der Abtriebswelle angeordnet ist.
8. Flugzeug mit einem Highliftsystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche.
PCT/EP2017/000292 2016-03-03 2017-03-03 Highliftsystem WO2017148591A1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102016002611 2016-03-03
DE102016002611.1 2016-03-03

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2017148591A1 true WO2017148591A1 (de) 2017-09-08

Family

ID=58261609

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2017/000292 WO2017148591A1 (de) 2016-03-03 2017-03-03 Highliftsystem

Country Status (2)

Country Link
DE (1) DE102017002053A1 (de)
WO (1) WO2017148591A1 (de)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108609200A (zh) * 2018-06-23 2018-10-02 中电科芜湖钻石飞机制造有限公司 飞机操纵系统的装配方法
US20220324551A1 (en) * 2021-04-07 2022-10-13 Airbus Operations Gmbh Drive system with integrated torque sensing device

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10549864B2 (en) 2018-05-07 2020-02-04 Hamilton Sundstrand Corporation RFID actuator over-torque indicator
DE102018114297A1 (de) * 2018-06-14 2019-12-19 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Verfahren zur Detektion eines Bruchs in einem Hochauftriebssystem eines Fluggeräts
DE102018114278A1 (de) * 2018-06-14 2019-12-19 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Verfahren zur Überwachung eines Hochauftriebssystems
DE102019109330B4 (de) 2019-04-09 2021-08-12 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Aktuatorsystem in einem Luftfahrzeug zur Überwachung einer Rücklaufsperre
DE102019109316B4 (de) * 2019-04-09 2022-07-21 Liebherr-Aerospace Lindenberg Gmbh Mechanischer Stellantrieb für ein Hochauftriebssystem eines Luftfahrzeuges

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1999056099A1 (en) * 1998-04-23 1999-11-04 Fast Technology Gmbh Magnetising arrangements for torque/force sensor
EP1604896A2 (de) * 2004-06-09 2005-12-14 Liebherr-Aerospace Lindenberg GmbH Flugzeughochauftriebssystem mit Überlastsicherung
WO2010046111A2 (de) * 2008-10-22 2010-04-29 Airbus Operations Gmbh Verstellvorrichtung eines flugzeugs, kombination einer verstellvorrichtung und einer verstellvorrichtungs-fehlererkennungsfunktion, fehlertolerantes stellsystem und verfahren zur rekonfiguration des stellsystems
DE102010044678A1 (de) * 2010-09-08 2012-03-08 Airbus Operations Gmbh Überwachungsvorrichtung für ein Stellsystem eines Flugzeugs, Stellsystem und Verfahren zur Rekonfiguration des Stellsystems
EP2878938A1 (de) * 2013-11-27 2015-06-03 Ncte Ag Magnetostriktiver Sensor für Aktuatoren in Flugzeugen

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1999056099A1 (en) * 1998-04-23 1999-11-04 Fast Technology Gmbh Magnetising arrangements for torque/force sensor
EP1604896A2 (de) * 2004-06-09 2005-12-14 Liebherr-Aerospace Lindenberg GmbH Flugzeughochauftriebssystem mit Überlastsicherung
WO2010046111A2 (de) * 2008-10-22 2010-04-29 Airbus Operations Gmbh Verstellvorrichtung eines flugzeugs, kombination einer verstellvorrichtung und einer verstellvorrichtungs-fehlererkennungsfunktion, fehlertolerantes stellsystem und verfahren zur rekonfiguration des stellsystems
DE102010044678A1 (de) * 2010-09-08 2012-03-08 Airbus Operations Gmbh Überwachungsvorrichtung für ein Stellsystem eines Flugzeugs, Stellsystem und Verfahren zur Rekonfiguration des Stellsystems
EP2878938A1 (de) * 2013-11-27 2015-06-03 Ncte Ag Magnetostriktiver Sensor für Aktuatoren in Flugzeugen

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108609200A (zh) * 2018-06-23 2018-10-02 中电科芜湖钻石飞机制造有限公司 飞机操纵系统的装配方法
US20220324551A1 (en) * 2021-04-07 2022-10-13 Airbus Operations Gmbh Drive system with integrated torque sensing device

Also Published As

Publication number Publication date
DE102017002053A1 (de) 2017-09-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2017148591A1 (de) Highliftsystem
EP2039605B1 (de) Flugzeughochauftriebssystem mit Überlastsicherung
DE102013013340B4 (de) Klappensystem für ein Flugzeughochauftriebsystem oder eine Triebwerksaktuation und Verfahren zur Überwachung eines Klappensystems
EP1604896B1 (de) Flugzeughochauftriebssystem mit Überlastsicherung
DE3638821C2 (de)
EP2251258A2 (de) Flugzeughochauftriebssystem sowie Verfahren zur Ermittlung eines Betriebszustandes eines Flugzeughochauftriebssystems
EP2419332B1 (de) Hochauftriebssystem für ein flugzeug und verfahren zum detektieren von fehlern in einem hochauftriebssystem für ein flugzeug
DE102008052754A1 (de) Verstellvorrichtung zur Ankopplung an eine Verstellklappe eines Flugzeugs, fehlertolerantes Stellsystem und Verfahren zur Rekonfiguration eines Stellsystems
WO2009135653A1 (de) Fehlertolerantes stellsystem zur verstellung von klappen eines flugzeugs mit einer verstell-kinematik mit feststehender drehachse
DE102009053126A1 (de) Stellsystem eines Flugzeugs mit einer Stellklappe
EP2240365A2 (de) System zur betätigung von zumindest einer stellklappe eines flugzeugs sowie ein verfahren zur überprüfung des systems
CA2915618C (en) Method for determining a state of a component in a high lift system of an aircraft
DE102007018330A1 (de) Vorrichtung zur Überwachung des Gleichlaufs von Klappen eines Flugzeugflügels
EP2859226B1 (de) Sicherheitssystem für eine windenergieanlage
DE10308301B3 (de) Flugzeughochauftriebssystem mit Überlastsicherung
DE102019109330B4 (de) Aktuatorsystem in einem Luftfahrzeug zur Überwachung einer Rücklaufsperre
DE102014201239B4 (de) Hochauftriebssystem mit Sekundärlastpfad
DE102006039671A1 (de) Modulares elektronisches Flugsteuerungssystem
DE102013000544A1 (de) Rücklaufsperre
DE102004050647B4 (de) Überwachungsverfahren für eine Antriebseinrichtung auf Stillstand, hiermit korrespondierende Überwachungseinrichtung und hiermit korrespondierendes Antriebssystem
EP3581486B1 (de) Verfahren zur detektion eines bruchs in einem hochauftriebssystems eines fluggeräts
DE102019114463B4 (de) Überlast- und Bruch-Überwachungsverfahren und -system für ein Hochauftriebssystem eines Flugzeugs
DE3906846C2 (de) Redundante Rechneranordnung für Steuersysteme
DE102013206059B4 (de) System und Verfahren zur Betätigung einer Stellklappe an einem Flügel eines Flugzeugs und Verfahren zur Funktionsprüfung
DE102018114278A1 (de) Verfahren zur Überwachung eines Hochauftriebssystems

Legal Events

Date Code Title Description
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 17709352

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 17709352

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1