WO2010119049A2 - Hochauftriebssystem für ein flugzeug und verfahren zum detektieren von fehlern in einem hochauftriebssystem für ein flugzeug - Google Patents

Hochauftriebssystem für ein flugzeug und verfahren zum detektieren von fehlern in einem hochauftriebssystem für ein flugzeug Download PDF

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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Definitions

  • the present invention relates to a high lift system for an aircraft and a method for detecting faults in a high lift system for an aircraft.
  • High lift aircraft systems typically include flaps, such as landing flaps, disposed on the wing box of the wing panels of an aircraft, which are driven by an actuator between a retracted position in which the flap continuously complements the wing profile substantially without gaps, and a plurality of deployed positions which forms a gap given width between the sash and flap and the flap is employed at a predetermined angle to the sash profile, are adjustable.
  • the extension of the flap is generally carried out in a movement which on the one hand comprises a displacement of the flap relative to the wing back and thus an extension of the effective wing profile and on the other hand an increase in the angle of attack of the flap with increase the profile curvature and concomitant increase in the aerodynamic lift. Due to the gap forming between the flap and the wing during the extension movement, flows under high
  • a flap of a high lift system is traversed by two separate but coordinated drive devices. Is one of the drive devices due to a malfunction not able to open the flap in the desired To proceed, there is a risk that the flap canted or twisted. This can lead to damage to the flap or the wing box or loss of the flap.
  • a frequently used type of high-lift systems are the so-called drop hinge kinematics or swing flap kinematics.
  • the flap is pivotably mounted on a support structure about a pivot point provided under the wing box.
  • the flap When the flap is extended, it is moved about the fulcrum located under the wing box on a path that has the shape of a circular arc.
  • 2007/074173 A2 discloses a wing and a flap rotatably mounted on the wing box with respect to a flap rotation axis for an aircraft, in which the position of the flap relative to the wing box is detected by means of a rotary sensor and thereby a malfunction of the adjustment mechanism of a landing flap is reliably detected.
  • Another object of the invention is to provide a method with which a simple detection of a fault in a drive device of a flap arranged on a wing box of an aircraft can be detected simply and reliably.
  • a high lift system for an aircraft comprising a wing box, one arranged on the wing box and relative to the wing box by means of a drive device between a retracted position and at least one extended
  • Position adjustable flap arranged on the wing box support structure to which the flap is coupled and which has a movable support member which is movable for adjusting the flap relative to the wing box, and an arranged in the flap or the movable support member acceleration sensor for Detecting movements in the form of accelerations of the flap.
  • acceleration values occur, which are clearly different from those under
  • acceleration sensors have the advantage that no additional measures, such as a special design of the high-lift system, are necessary, the undesirable negative effects on the High-lift system.
  • the use of acceleration sensors due to their small and lightweight design also leads to a weight savings over the usual way sensors used.
  • the movable support member is rotatably supported relative to the wing box with respect to a flap rotation axis and the flap attached to the movable support member rotates relative to the wing box with respect to the pivot axis of rotation of the movable support member.
  • the acceleration sensor is arranged on one of the flap facing the end of the movable support member.
  • the arrangement on the movable support element offers the advantage of a very simple and feasible with little effort attachment.
  • Carrier element ensures a sufficient distance to the axis of rotation and thus a sufficient amplitude of the acceleration signal to reliably detect a fault.
  • the acceleration sensor can be arranged at any point of the movable support element or the flap.
  • the acceleration sensor is designed as a three-axis acceleration sensor. Due to manufacturing and installation tolerances in the run-up to commissioning, a normalization, that is alignment to a predetermined direction of acceleration necessary. This can for example in the form of a calibration a soothed, so parked aircraft take place and is particularly easy to carry out when using three-axis acceleration sensors.
  • a further embodiment of the method results for aircraft having a plurality of acceleration sensors for detecting accelerations of flaps of a high-lift system. This is on the one hand the case when a flap by several, conventional manner has two drive devices with associated support structures and / or if the aircraft is equipped with several high-lift systems.
  • the output signals of the acceleration sensors can be evaluated by the evaluation unit in such a way that output signals which are detected at the same or approximately the same extent at all acceleration sensors are ignored for error detection.
  • Disturbances such as earth attraction, accelerations by flight dynamic conditions and land shocks are in this embodiment recognizable by the fact that they practically all of the drive devices in approximately the same size andumble occur. The disturbance variables can easily be filtered out by the evaluation unit in this way.
  • Figure 1 is a schematic representation of an aircraft with wings.
  • FIG. 2 shows a schematic sectional illustration of a high-lift system for an aircraft according to an exemplary embodiment of the invention
  • FIG. 3 is a schematic plan view of the flaps of a high-lift system according to an embodiment of the invention.
  • FIG. 4a shows an output signal of the acceleration sensor in the event of an error for the x-axis
  • FIG. 4b shows an output signal of the acceleration sensor in the event of an error for the y-axis
  • FIG. 4c shows an output signal of the acceleration sensor in the event of an error for the z-axis
  • FIG. 1 an aircraft 1 with wings 2 is shown.
  • the wings 2 each comprise a wing box 3 and a plurality of flaps 4, which are arranged both on the front edge of the wing box 3 as well as on the trailing edge of the wing box 3.
  • the attached to the trailing edge of the wing box 3 arranged flaps 4 are usually referred to as landing flaps.
  • the arranged at the front edge of the wing box 3 flaps 4 are often referred to as slats.
  • For extending and retracting the flaps 4 each of the flaps 4 is connected to two drive devices or drive stations 14, which are arranged in or on the wing box 3.
  • the drive devices 14 are indicated only schematically in FIG. 1 and, for the sake of simplicity of illustration, are also shown only for the flaps 4 designed as landing flaps at the rear edge of the wing box 3.
  • Figure 1 is a
  • Plane 1 is shown with two flaps on each wing box 3.
  • the landing flap closer to the aircraft fuselage is generally referred to as the inner landing flap and the other as the outer landing flap.
  • a carrier construction 10 comprises a movable carrier element 11 and a fixed carrier element 12.
  • the movable carrier element 11 is rotatably mounted on the fixed carrier element 12 fastened to the wing box 3 with respect to a flap rotational axis 13 extending perpendicular to the plane of the drawing.
  • a flap 4 designed as a flap is also rotatably supported relative to the wing box 3 via the carrier elements 11 and 12 with respect to the flap rotation axis 13.
  • the flap 4 is intended to be operated in operation of the aircraft 1 in various positions relative to the wing box 3.
  • the flap In normal flight, the flap is in the retracted position shown in Figures 1 and 2 relative to the wing box 3.
  • the flap 4 In order to increase the aerodynamic lift of the aircraft 1, in particular during takeoff and landing, the flap 4 in a not shown extended position be moved relative to the wing box 3.
  • the landing flap rotates about the flap rotation axis 13th
  • the high-lift system comprises a drive device 14 with an actuator 15 which is coupled to the flap 4 in order to rotate it around the flap rotation axis 13 when the actuator 15 is actuated.
  • the coupling of the train-pressure element 16 to the output lever or the crank 15 a and the connecting piece 17 are each made rotatable.
  • the entire drive device thus comprises the actuator 15, the output lever 15a, the tension-pressure element 16 and the connecting piece 17 of the landing flap 2.
  • the tension-pressure element 16 may alternatively be designed as a simple drive rod.
  • the actuator 15 is disposed inside the wing box 3.
  • it can also be arranged in the area of the solid support element 12 without affecting the applicability of the invention.
  • the flap 4 by means of a drive device, for example in the form of the illustrated actuator 15 in conjunction with the train-pressure element 16 and the output lever 15a and the connector 17, is adjustable and that a on the wing box 3 arranged support structure, for example in the form of the carrier elements shown 11 and 12, is present, to which the flap 4 is coupled, and a movable support element, eg in the form of the movable support member 11, which is movable relative to the wing box 3 for adjusting the flap 4.
  • Fig. 3 shows in plan view schematically two flaps, for example, an inner flap 4 a and an outer flap 4 b of high-lift systems of an aircraft 1.
  • An two flaps 4a and 4b are respectively provided two drive devices 14a and 14b and 14c and 14d for adjusting the flap 4a and 4b.
  • An example assumed malfunction of the drive device 14b of the inner landing flap 4a - indicated by a cross on the drive device 14b - leads to an unwanted movement of the inner landing flap 4a in the direction indicated by a double arrow 20 circular path.
  • a malfunction or an error is to be understood as any interruption of the operative connection between the drive device 14b of the flap 4a and the flap 4a itself.
  • Such an interruption of the operative connection can be caused, for example, by a broken axle of the actuator 15 or else by the breaking of teeth on a toothed wheel of the actuator 15. With such errors in the area of the actuator 15, one often speaks of a so-called "free wheel". However, a malfunction of the high-lift system can also be due to a breakage of the train-pressure element 16 or a tearing of the articulation points on the output lever 15a of the actuator 15 or the fitting 17 of the flap 2.
  • the unintentional movement of the landing flap 4 a triggered by the malfunction of the drive device 14 b is detected by means of an acceleration sensor 21, which is located in the region of
  • the acceleration sensor 21 can be arranged at any point of the movable carrier element 11 or the flap 4.
  • the acceleration sensor 21 is arranged on one end of the movable carrier element 11 facing the flap 4.
  • FIGS. 4a, 4b and 4c show output signals of the acceleration sensor 21 over time in the example assumed malfunction of the drive device 14b of the inner landing flap 4a.
  • FIG. 4 a shows the course of the acceleration in the spanwise direction (x-axis, positive to the wing tip)
  • FIG. 4 b shows the course of the acceleration in the direction of flight (y-axis, positive in the direction of flight)
  • FIG. 4 c shows the course of the acceleration in the horizontal direction (z).
  • Axis positive upward
  • the output signals of the acceleration sensor 21 are sent to an evaluation unit 22, e.g. an on-board computer, transmitted and evaluated by this.
  • the evaluation unit 22 is either, as indicated in Figure 1, arranged in the region of the fuselage or in the region of the wing box 3. Also conceivable is an integration of the evaluation unit 22 with the respective acceleration sensor 21.
  • the output signals of the acceleration sensor 21 can be evaluated either directly or on the basis of the output signals with the aid of suitable programs and / or algorithms such as speed, displacement, force, oscillation frequency and / or oscillation period are derived.
  • the output signals themselves or at least one of these variables is compared by the evaluation unit with predetermined setpoint values or nominal curves, which represent a fault-free state of the high-lift system. In doing so, there is a deviation that predetermines one
  • Threshold exceeds, then an error of the corresponding drive component is detected. Influencing variables such as gravity, accelerations due to flight-dynamic conditions or a collision occur on all drive devices in approximately the same size and direction of action, which also has a direct effect on the output signals of the respective acceleration sensors. Such output signals can be filtered out by the evaluation unit 22 in a simple manner and thus can not be taken into account in error detection.
  • acceleration sensors 21 Due to the fact that all acceleration sensors 21 permanently measure the gravitational attraction, it is furthermore possible to determine the spatial orientation of the acceleration sensors 21 at their installation location with respect to the gravitational vector and thus to determine manufacturing and / or installation tolerances on a calm, ie parked aircraft. calibrate. By using three-axis acceleration sensors, this calibration is possible in a particularly simple manner.
  • the aircraft is not limited to the pivoting flap kinematics described, but can be used for any type of high-lift systems in which an unwanted and evaluable acceleration of the flap occurs in the event of a fault.
  • the present invention is not limited to flaps, but for all high-lift systems with an arranged on a wing box of an aircraft and adjustable by means of a drive flap and a arranged on the wing box and coupled with the flap support structure applicable, so for example for slats.

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Abstract

Die vorliegende Erfindung schafft ein Hochauftriebssystem für ein Flugzeug (1) mit einer an einem Flügelkasten (3) angeordneten und gegenüber dem Flügelkasten (3) mittels einer Antriebsvorrichtung (14) zwischen einer eingefahrenen Stellung und mindestens einer ausgefahrenen Stellung verstellbaren Klappe (4), mit einer im Bereich der Antriebsvorrichtung (14) an dem Flügelkasten (3) angeordneten Trägerkonstruktion (10), an welche die Klappe (4) gekoppelt ist und welche ein bewegliches Trägerelement (11) aufweist, das zur Verstellung der Klappe (4) gegenüber dem Flügelkasten (3) bewegbar ist, und einen im Bereich der Klappe (4) oder des beweglichen Trägerelements (11) angeordneten Beschleunigungssensor (21) zum Erfassen von Beschleunigungen der Klappe.

Description

HochauftriebsSystem für ein Flugzeug und Verfahren zum Detektieren von Fehlern in einem HochauftriebsSystem für ein Flugzeug
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Hochauftriebssystem für ein Flugzeug und ein Verfahren zum Detektieren von Fehlern in einem Hochauftriebssystem für ein Flugzeug.
Hochauftriebssysteme für Flugzeuge umfassen in der Regel am Flügelkasten der Tragflächen eines Flugzeuges angeordnete Klappen, wie zum Beispiel Landeklappen, welche durch einen Stellantrieb zwischen einer eingefahrenen Stellung, in welcher die Klappe das Flügelprofil im Wesentlichen spaltfrei kontinuierlich ergänzt, und mehreren ausgefahrenen Stellun- gen, in welchen sich ein Spalt gegebener Breite zwischen Flügel und Klappe bildet und die Klappe in einem vorgegebenen Winkel gegen das Flügelprofil angestellt ist, verstellbar sind. Das Ausfahren der Klappe erfolgt ganz allgemein in einer Bewegung, welche einerseits eine Verlagerung der Klappe gegenüber dem Flügel nach hinten und damit eine Verlängerung des wirksamen Flügelprofils und andererseits eine Erhöhung des Anstellwinkels der Klappe mit Vergrößerung der Profilwölbung und damit einhergehender Erhöhung des aerodynamischen Auftriebs umfasst. Durch den sich zwischen Klappe und Flügel bei der Ausfahrbewegung bildenden Spalt strömt unter hoher
Geschwindigkeit Luft von der Unterseite des Flügels zur Oberseite der Klappe, was einen weiteren Beitrag zur Auftriebserhöhung leistet.
In der Regel wird eine Klappe eines Hochauftriebssystems durch zwei getrennte, aber koordinierte Antriebsvorrichtungen verfahren. Ist eine der Antriebsvorrichtungen aufgrund einer Fehlfunktion nicht in der Lage, die Klappe in der gewünschten Weise zu verfahren, so besteht die Gefahr, dass die Klappe sich verkantet oder verdreht. Dies kann zu einer Beschädigung der Klappe oder des Flügelkastens oder zum Verlust der Klappe führen .
Eine häufig verwendete Art von Hochauftriebssystemen stellen die sogenannten Drop Hinge-Kinematiken oder Schwenkklappen- Kinematiken dar. Dabei ist die Klappe an einer Trägerkonstruktion um einen unter dem Flügelkasten vorgesehenen Dreh- punkt schwenkbar gelagert. Beim Ausfahren der Klappe wird diese um den unter dem Flügelkasten befindlichen Drehpunkt auf einer Bahn, welche die Form eines Kreisbogens hat, bewegt .
Aus der Druckschrift DE 10 2005 062 919 Al (siehe auch WO
2007/074173 A2 ) ist eine Tragfläche und eine am Flügelkasten bezüglich einer Klappendrehachse drehbar gelagerte Klappe für ein Flugzeug bekannt, bei welcher die Position der Klappe relativ zum Flügelkasten mit Hilfe eines Drehsensors erfasst wird und dadurch ein Fehlverhalten des Verstellmechanismus einer Landeklappe zuverlässig erkannt wird.
Bei derartigen Systemen ist die Detektion eines Fehlers jedoch nur nach dem Erreichen einer statischen Endlage der Klappe möglich. Es werden sogar zusätzliche Maßnahmen getroffen, um dynamische Vorgänge, wie zum Beispiel kurzfristiges Überschwingen auszublenden, um Fehlalarme zu verhindern. Hierzu wird sichergestellt, dass ein Fehler nur dann detek- tiert wird, wenn eine Klappenbewegung oder Differenz des Drehwinkels zwischen den betroffenen Antriebsvorrichtungen vorhanden ist, die sich von dem auch unter normalen Bedingungen stattfindenden Bewegungen, zum Beispiel durch unterschiedliche Lasten bei einem Landestoß, eindeutig unterscheidet. Insbesondere bei der Verwendung von Schwenkklappen- Kinematiken ergeben sich daraus besondere Anforderungen hinsichtlich des Designs und der Auslegung der Antriebsvorrichtungen. So müssen beispielsweise die Klappensteifigkeit oder auch die Lastpfade zur Aufnahme der Sensoren hinsichtlich der zuverlässigen Sensierung von Fehlerfällen derart ausgelegt werden, dass sich insgesamt nur ein suboptimales Design des Hochauftriebssystems ergibt.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung, ein Hochauftriebssystem für ein Flugzeug derart auszuführen, dass Fehler in den Antriebsvorrichtungen einer an einem Flügelkasten angeordneten Klappe mit einfachen Mitteln detektiert werden kann.
Eine weitere Aufgabe der Erfindung ist es, ein Verfahren anzugeben, mit welchem eine einfache Detektion eines Fehlers in einer Antriebsvorrichtung einer an einem Flügelkasten eines Flugzeugs angeordneten Klappe einfach und zuverlässig detektiert werden kann.
Die Aufgabe der Erfindung wird gelöst durch ein Hochauftriebssystem für ein Flugzeug aufweisend einen Flügelkasten, eine an dem Flügelkasten angeordnete und gegenüber dem Flügelkasten mittels einer Antriebsvorrichtung zwischen einer eingefahrenen Stellung und mindestens einer ausgefahrenen
Stellung verstellbare Klappe, eine an dem Flügelkasten angeordnete Trägerkonstruktion, an welche die Klappe gekoppelt ist und welche ein bewegliches Trägerelement aufweist, das zur Verstellung der Klappe gegenüber dem Flügelkasten beweg- bar ist, und einem im Bereich der Klappe oder des beweglichen Trägerelements angeordneten Beschleunigungssensor zum Erfassen von Bewegungen in Form von Beschleunigungen der Klappe.
Im Falle eines Fehlers der Antriebsvorrichtung treten Be- schleunigungswerte auf, welche sich deutlich von den unter
Normalbedingungen erfassten Beschleunigungswerten unterscheiden. Somit ist die Auswertung von Beschleunigungssignalen im Bereich der Klappe geeignet, eine Fehlfunktion der Antriebsvorrichtung oder einen Schaden an der Trägerkonstruktion zu detektieren. Der Einsatz von Beschleunigungssensoren hat dabei den Vorteil, dass keine zusätzlichen Maßnahmen, wie zum Beispiel ein spezielles Design des Hochauftriebssystems, notwendig sind, die unerwünschte negative Auswirkungen auf das Hochauftriebssystem haben. Außerdem führt der Einsatz von Beschleunigungssensoren aufgrund deren kleiner und leichter Bauform auch zu einer Gewichtsersparnis gegenüber den üblicher Weise eingesetzten Sensoren.
In einer Ausführungsform ist das bewegliche Trägerelement relativ zum Flügelkasten bezüglich einer Klappendrehachse drehbar gelagert und die an dem beweglichen Trägerelement befestigte Klappe dreht sich bei Drehung des beweglichen Träger- elements relativ zum Flügelkasten bezüglich der Klappendrehachse. Bei derartigen Schwenkklappen-Kinematiken sind die negativen Auswirkungen aufgrund der erforderlichen Designanpassungen bei Verwendung anderer Sensierungsprinzipien besonders groß, so dass der Einsatz eines Beschleunigungssensors beson- ders deutliche Vorteile bietet. Ungeachtet dessen ist die Erfindung aber selbstverständlich auch für beliebige andere Arten von Hochauftriebssystemen, wie zum Beispiel für eine sogenannte Fowler-Klappe, anwendbar.
Gemäß einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist der Beschleunigungssensor an einem der Klappe zugewandten Ende des beweglichen Trägerelements angeordnet. Die Anordnung an dem beweglichen Trägerelement bietet den Vorteil einer sehr einfachen und mit geringem Aufwand durchführbaren Befesti- gung. Die Anordnung an dem der Klappe zugewandten Ende des
Trägerelements stellt eine ausreichende Entfernung zur Drehachse und damit eine ausreichende Amplitude des Beschleunigungssignals zur zuverlässigen Detektion eines Fehlers sicher. Erfindungsgemäß kann der Beschleunigungssensor jedoch an einer beliebigen Stelle des beweglichen Trägerelements oder der Klappe angeordnet sein.
Gemäß einer besonderen Ausführungsform der Erfindung ist der Beschleunigungssensor als Drei-Achsen-Beschleunigungssensor ausgeführt. Aufgrund von Fertigungs- und Einbautoleranzen ist im Vorfeld der Inbetriebnahme eine Normierung, das heißt Ausrichtung auf eine vorgegebene Beschleunigungsrichtung notwendig. Diese kann beispielsweise in Form einer Kalibrierung an einem beruhigten, also geparkten Flugzeug stattfinden und ist bei Verwendung von Drei-Achsen-Beschleunigungssensoren besonders einfach durchführbar.
Gemäß dem erfindungsgemäßen Verfahren zum Detektieren von
Fehlern in einem Hochauftriebssystem für ein Flugzeug mit einer an einem Flügelkasten angeordneten und gegenüber dem Flügelkasten mittels einer Antriebsvorrichtung zwischen einer eingefahrenen Stellung und mindestens einer ausgefahrenen Stellung verstellbaren Klappe sowie einer an dem Flügelkasten angeordneten Trägerkonstruktion, an welche die Klappe gekoppelt ist und welche ein bewegliches Trägerelement aufweist, das zur Verstellung der Klappe gegenüber dem Flügelkasten bewegbar ist, wird die Bewegung der Klappe in Form der Be- schleunigung der Klappe mit Hilfe eines Beschleunigungssensors erfasst, das Ausgangssignal des Beschleunigungssensors durch eine Auswerteeinheit mit einem Sollwert oder Sollverlauf verglichen und anhand der Abweichungen des Ausgangssignals von dem Sollwert oder Sollverlauf ein Fehler in der An- triebsvorrichtung detektiert.
Eine weitere Ausführungsform des Verfahrens ergibt sich für Flugzeuge, die mehrere Beschleunigungssensoren zum Erfassen von Beschleunigungen von Klappen eines Hochauftriebssystems aufweisen. Dies ist zum einen dann der Fall, wenn eine Klappe durch mehrere, üblicher Weise zwei Antriebsvorrichtungen mit zugehörigen Trägerkonstruktionen aufweist und/oder wenn das Flugzeug mit mehreren Hochauftriebssystemen ausgestattet ist. Liegen Ausgangssignale mehrere Beschleunigungssensoren vor, können durch die Auswerteeinheit die Ausgangssignale der Beschleunigungssensoren derart ausgewertet werden, dass Ausgangssignale, welche an allen Beschleunigungssensoren in gleichem oder annähernd gleichem Maße erfasst werden, für die Fehlerdetektion unberücksichtigt bleiben. Störgrößen wie Erd- anziehung, Beschleunigungen durch flugdynamische Zustände und Landestöße sind bei dieser Ausführungsform dadurch zu erkennen, dass sie an allen Antriebsvorrichtungen praktisch gleichzeitig in angenähert gleicher Größe und Wirkungsrich- tung auftreten. Die Störgrößen können auf diese Weise leicht durch die Auswerteeinheit herausgefiltert werden.
Die Erfindung wird im Folgenden anhand von Ausführungsbei- spielen unter Bezugnahme auf die beiliegenden Figuren näher erläutert .
Von den Figuren zeigen:
Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Flugzeugs mit Tragflächen;
Fig. 2 eine schematische Schnittdarstellung eines Hochauftriebssystems für ein Flugzeug gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung;
Fig. 3 eine schematische Draufsicht auf die Klappen eines Hochauftriebssystems gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung;
Fig. 4a ein Ausgangssignal des Beschleunigungssensors im Fehlerfall dargestellt für die x-Achse;
Fig. 4b ein Ausgangssignal des Beschleunigungssensors im Fehlerfall dargestellt für die y-Achse;
Fig. 4c ein Ausgangssignal des Beschleunigungssensors im Fehlerfall dargestellt für die z-Achse;
In den Figuren bezeichnen dieselben Bezugszeichen gleiche oder funktionsgleiche Komponenten, soweit nichts Gegenteiliges angegeben ist.
In Fig. 1 ist ein Flugzeug 1 mit Tragflächen 2 gezeigt. Die Tragflächen 2 umfassen jeweils einen Flügelkasten 3 und mehrere Klappen 4, die sowohl an der Vorderkante des Flügelkastens 3 wie auch an der Hinterkante des Flügelkastens 3 angeordnet sind. Die an der Hinterkante des Flügelkastens 3 ange- ordneten Klappen 4 werden dabei in der Regel als Landeklappen bezeichnet. Die an der Vorderkante des Flügelkastens 3 angeordneten Klappen 4 werden häufig als Vorflügel bezeichnet. Zum Ein- und Ausfahren der Klappen 4 ist jede der Klappen 4 mit jeweils zwei Antriebsvorrichtungen oder Antriebsstationen 14 verbunden, die im oder am Flügelkasten 3 angeordnet sind. Die Antriebsvorrichtungen 14 sind in Figur 1 nur schematisch angedeutet und zur Vereinfachung der Darstellung auch nur für die als Landeklappen ausgebildeten Klappen 4 an der Hinter- kante des Flügelkastens 3 dargestellt. In Figur 1 ist ein
Flugzeug 1 mit jeweils zwei Landeklappen an jedem Flügelkasten 3 dargestellt. Dabei wird die dem Flugzeugrumpf näher liegende Landeklappe in der Regel als innere Landeklappe und die andere als äußere Landeklappe bezeichnet.
Ein Querschnitt eines Ausführungsbeispiels eines erfindungsgemäßen Hochauftriebssystems ist in Fig. 2 dargestellt. Eine Trägerkonstruktion 10 umfasst ein bewegliches Trägerelement 11 und ein festes Trägerelement 12. Das bewegliche Trägerele- ment 11 ist an dem am Flügelkasten 3 befestigten festen Trägerelement 12 bezüglich einer zur Zeichenebene senkrecht verlaufenden Klappendrehachse 13 drehbar gelagert. Somit ist auch eine als Landeklappe ausgebildete Klappe 4 über die Trägerelemente 11 und 12 bezüglich der Klappendrehachse 13 rela- tiv zum Flügelkasten 3 drehbar gelagert.
Die Klappe 4 ist dafür vorgesehen, im Betrieb des Flugzeugs 1 in verschiedenen Stellungen relativ zum Flügelkasten 3 betrieben zu werden. Im normalen Flug befindet sich die Klappe in der in den Figuren 1 und 2 gezeigten eingefahrenen Stellung relativ zum Flügelkasten 3. Um den aerodynamischen Auftrieb des Flugzeugs 1 insbesondere während des Starts und der Landung zu erhöhen, kann die Klappe 4 in eine nicht dargestellte ausgefahrene Stellung relativ zum Flügelkasten 3 be- wegt werden. Bei der Bewegung zwischen der gezeigten eingefahrenen Stellung und der nicht dargestellten ausgefahrenen Stellung dreht sich die Landeklappe um die Klappendrehachse 13. Um die Klappe 4 zwischen der eingefahrenen und ausgefahrenen Stellung zu bewegen, umfasst das Hochauftriebssystem eine Antriebsvorrichtung 14 mit einem Aktuator 15, der mit der Klap- pe 4 gekoppelt ist, um diese bei Betätigen des Aktuators 15 um die Klappendrehachse 13 zu drehen. Hierzu ist ein Abtriebshebel oder eine Kurbel 15a des Aktuators 15 über ein Zug-Druck-Element 16 - häufig auch als Drive Strut bezeichnet - mit einem Anschlussstück 17 der Landeklappe 2 gekoppelt. Die Ankopplung des Zug-Druck-Elementes 16 an den Abtriebshebel oder die Kurbel 15a und das Anschlussstück 17 sind dabei jeweils drehbar ausgeführt. Die gesamte Antriebsvorrichtung umfasst somit den Aktuator 15, den Abtriebshebel 15a, das Zug-Druck-Element 16 sowie das Anschlussstück 17 der Lande- klappe 2. Das Zug-Druck-Element 16 kann alternativ auch als einfache Antriebsstange ausgeführt sein.
Gemäß der Darstellung in Fig. 2 ist der Aktuator 15 innerhalb des Flügelkastens 3 angeordnet. Er kann aber, ohne Auswirkung auf die Anwendbarkeit der Erfindung ebenso im Bereich des festen Trägerelements 12 angeordnet sein. Für die Anwendbarkeit der Erfindung ist es lediglich entscheidend, dass die Klappe 4 mittels einer Antriebsvorrichtung, zum Beispiel in Form des dargestellten Aktuators 15 in Verbindung mit dem Zug-Druck- Element 16 sowie dem Abtriebshebel 15a und dem Anschlussstück 17 , verstellbar ist und dass eine an dem Flügelkasten 3 angeordnete Trägerkonstruktion, zum Beispiel in Form der dargestellten Trägerelemente 11 und 12, vorhanden ist, an welche die Klappe 4 gekoppelt ist, und die ein bewegliches Träger- element, z.B. in Form des beweglichen Trägerelements 11, aufweist, das zur Verstellung der Klappe 4 gegenüber dem Flügelkasten 3 bewegbar ist. Somit ergeben sich neben der dargestellten Ausführungsform zahlreiche weitere Ausgestaltungen, auf welche die Erfindung anwendbar ist.
Fig. 3 zeigt in der Draufsicht in schematischer Weise zwei Klappen, z.B. eine innere Landeklappe 4a und eine äußere Landeklappe 4b von Hochauftriebssystemen eines Flugzeuges 1. An beiden Landeklappen 4a und 4b sind jeweils zwei Antriebsvorrichtungen 14a und 14 b bzw. 14c und 14d zur Verstellung der Klappe 4a bzw. 4b vorgesehen. Eine beispielhaft angenommene Fehlfunktion der Antriebsvorrichtung 14b der inneren Lande- klappe 4a - angedeutet durch ein Kreuz an der Antriebsvorrichtung 14b - führt zu einer ungewollten Bewegung der inneren Landeklappe 4a in Richtung, der durch einen Doppelpfeil 20 angedeuteten Kreisbahn. Unter einer Fehlfunktion oder einem Fehler ist dabei jegliche Unterbrechung der Wirkverbin- düng zwischen der Antriebsvorrichtung 14b der Klappe 4a und der Klappe 4a selbst zu verstehen. Eine derartige Unterbrechung der Wirkverbindung kann beispielsweise durch einen Achsbruch des Aktuators 15 oder auch durch das Ausbrechen von Zähnen an einem Zahnrad des Aktuators 15 hervorgerufen wer- den. Bei derartigen Fehlern im Bereich des Aktuators 15 spricht man häufig auch von einem sogenannten "Free Wheel". Eine Fehlfunktion des Hochauftriebssystems kann jedoch auch auf einen Bruch des Zug-Druck-Elementes 16 oder ein Ausreißen der Anlenkungspunkte an dem Abtriebshebel 15a des Aktuators 15 oder dem Anschlussstück 17 der Klappe 2 zurückzuführen sein .
Die durch die Fehlfunktion der Antriebsvorrichtung 14b ausgelöste ungewollte Bewegung der Landeklappe 4a wird mit Hilfe eines Beschleunigungssensors 21 erfasst, der im Bereich der
Klappe oder des Trägerelements angeordnet ist. Dabei kann der Beschleunigungssensor 21 erfindungsgemäß an einer beliebigen Stelle des beweglichen Trägerelements 11 oder der Klappe 4 angeordnet sein. Vorteilhaft ist der Beschleunigungssensor 21 jedoch an einem der Klappe 4 zugewandten Ende des beweglichen Trägerelements 11 angeordnet. Einerseits ist dort eine einfache und mit geringem Aufwand durchführbare Befestigung des Beschleunigungssensors 21 möglich. Andererseits wird auf diese Weise eine ausreichende Entfernung des Beschleunigungssen- sors 21 zur Drehachse 13 erreicht, so dass eine ausreichende Amplitude des Beschleunigungssignals zur zuverlässigen Detek- tion eines Fehlers sichergestellt wird. In den Figuren 4a, 4b und 4c sind Ausgangssignale des Beschleunigungssensors 21 über der Zeit bei der beispielhaft angenommenen Fehlfunktion der Antriebsvorrichtung 14b der inneren Landeklappe 4a dargestellt. Dabei geben Figur 4a den Verlauf der Beschleunigung in Spannweitenrichtung (x-Achse; positiv zur Flügelspitze) , Figur 4b den Verlauf der Beschleunigung in Flugrichtung (y-Achse; positiv in Flugrichtung) und Figur 4c den Verlauf der Beschleunigung in horizontaler Richtung (z-Achse; positiv nach oben) wieder. Wie aus den Figuren erkennbar, zeigen sich zum Zeitpunkt der angenommenen Fehlfunktion bei t = 6s in allen drei Beschleunigungsrichtungen deutliche Ausschläge, wobei die erreichten Signalamplituden ein Vielfaches der im fehlerfreien Betrieb auftretenden Werte darstellen. Nach einer gewissen Einschwingphase ergibt sich schließlich auch im Fehlerfall ein weitgehend stabiler Endzustand, der im Wesentlichen von den einwirkenden Luftkräften abhängt .
Die Ausgangssignale des Beschleunigungssensors 21 werden an einen Auswerteeinheit 22, z.B. einen Bordcomputer, übermittelt und von diesem ausgewertet. Die Auswerteeinheit 22 ist entweder, wie in Figur 1 angedeutet, im Bereich des Flugzeugrumpfes oder auch im Bereich des Flügelkastens 3 angeordnet. Denkbar ist auch eine Integration der Auswerteeinheit 22 mit dem jeweiligen Beschleunigungssensor 21. Innerhalb der Auswerteeinheit 22 können die Ausgangssignale des Beschleunigungssensors 21 entweder unmittelbar ausgewertet werden oder auf Basis der Ausgangssignale unter Zuhilfenahme geeigneter Programme und/oder Algorithmen Größen wie Geschwindigkeit, Weg, Kraft, Schwingungsfrequenz und/oder Schwingungsdauer abgeleitet werden. Die Ausgangssignale selbst oder zumindest eine dieser Größen wird durch die Auswerteeinheit mit vorgegebenen Sollwerten oder Sollverläufen, die einen fehlerfreien Zustand des Hochauftriebssystems wiedergeben, verglichen. Er- gibt sich dabei eine Abweichung, die einen vorgegeben
Schwellwert übersteigt, so wird ein Fehler der entsprechenden Antriebskomponente detektiert. Für die Bestimmung eines Fehlerfalls als Störgrößen wirkende Einflussgrößen wie Erdanziehung, Beschleunigungen durch flugdynamische Zustände oder ein Landestoß treten an allen Antriebsvorrichtungen in annähernd gleicher Größe und Wirkungs- richtung auf, was sich auch unmittelbar auf die Ausgangssignale der jeweiligen Beschleunigungssensoren auswirkt. Derartige Ausgangssignale können durch die Auswerteeinheit 22 auf einfache Weise herausgefiltert und somit bei der Fehlerdetek- tion nicht berücksichtigt werden.
Aufgrund der Tatsache, dass alle Beschleunigungssensoren 21 permanent die Erdanziehung messen, ist es weiterhin möglich, die räumliche Ausrichtung der Beschleunigungssensoren 21 an ihrem Einbauort bezogen auf den Erdanziehungsvektor zu bestimmen und somit Fertigungs- und/oder Installationstoleranzen an einem beruhigten, also geparkten Flugzeug herauszu- kalibrieren. Durch Verwendung von Drei-Achsen- Beschleunigungssensoren ist diese Kalibrierung auf besonders einfache Art und Weise möglich.
Obwohl die vorliegende Erfindung anhand eines bevorzugten Ausführungsbeispiels beschrieben wurde, ist sie darauf nicht beschränkt, sondern auf vielfältige Weise modifizierbar. Insbesondere ist der Einsatz von Beschleunigungssensoren zur De- tektion eines Fehlers eines Hochauftriebssystems für ein
Flugzeug natürlich nicht auf die beschriebenen Schwenkklappen-Kinematiken beschränkt, sondern kann für jegliche Art von Hochauftriebssystemen verwendet werden, bei denen im Fehlerfall eine ungewollte und auswertbare Beschleunigung der Klap- pe auftritt. Aus diesem Grund ist die vorliegende Erfindung auch nicht auf Landeklappen beschränkt, sondern für alle Hochauftriebssysteme mit einer an einem Flügelkasten eines Flugzeugs angeordneten und mittels einer Antriebsvorrichtung verstellbaren Klappe und einer an dem Flügelkasten angeordne- ten und mit der Klappe gekoppelten Trägerkonstruktion anwendbar, also beispielsweise auch für Vorflügel. B e z u g s z e i c h e n l i s t e
1 Flugzeug
2 Tragfläche 3 Flügelkasten
4 Klappe
4a Klappe
4b Klappe
10 Trägerkonstruktion 11 bewegliches Trägerelement
12 festes Trägerelement
13 Klappendrehachse
14 Antriebsvorrichtung 14a Antriebsvorrichtung 14b Antriebsvorrichtung
14c Antriebsvorrichtung
14d Antriebsvorrichtung
15 Aktuator
15a Abtriebshebel 16 Zug-Druck-Element
17 Anschlusstück
21 Beschleunigungssensor
22 Auswerteeinheit

Claims

P a t e n t a n s p r ü c h e
1. Hochauftriebssystem für ein Flugzeug (1) aufweisend
- einen Flügelkasten (3) ,
- eine an dem Flügelkasten (3) angeordnete und gegenüber dem Flügelkasten (3) mittels einer Antriebsvor- richtung (14) zwischen einer eingefahrenen Stellung und mindestens einer ausgefahrenen Stellung verstellbare Klappe (4) ,
- eine im Bereich der Antriebsvorrichtung (14) an dem Flügelkasten (3) angeordnete Trägerkonstruktion (10), an welche die Klappe (4) gekoppelt ist und welche ein bewegliches Trägerelement (11) aufweist, das zur Verstellung der Klappe (4) gegenüber dem Flügelkasten
(3) bewegbar ist, und
- einen im Bereich der Klappe (4) oder des beweglichen Trägerelements (11) angeordneten Beschleunigungssensor (21) zum Erfassen von Beschleunigungen der Klappe
(4) .
2. Hochauftriebssystem nach Anspruch 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , dass das bewegliche Trägerelement (11) relativ zum Flügelkasten (3) bezüglich einer Klappendrehachse (13) drehbar gelagert ist und die an dem beweglichen Trägerelement (11) befestigte Klappe (4) sich bei Drehung des beweglichen Trägerelements (11) relativ zum Flügelkasten (3) bezüglich der Klappendrehachse (13) dreht.
3. Hochauftriebssystem nach Anspruch 1 oder 2, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , dass der Beschleunigungssensor (21) an dem beweglichen
Trägerelement (11) oder an der Klappe (4) angeordnet ist.
4. Hochauftriebssystem nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadur ch ge ke nn z e i chne t , dass der Beschleunigungssensor (21) an einem der Klappe (4) zugewandten Ende des beweglichen Trägerelements (11) angeordnet ist.
5. Hochauftriebssystem nach wenigstens einem der vorhergehenden Ansprüche, dadur ch ge ke nn z e i chne t , dass der Beschleunigungssensor (21) als 3-Achsen- Beschleunigungssensor ausgeführt ist.
6. Hochauftriebssystem nach einem der vorhergehenden An- Sprüche, dadur ch ge ke nn z e i chne t , dass die Klappe (4) eine Landeklappe ist.
7. Hochauftriebssystem nach wenigstens einem der vorherge- henden Ansprüche, ge kenn z e i chne t du r ch ,
— eine weitere Antriebsvorrichtung, mittels derer die Klappe (4) zwischen einer eingefahrenen Stellung und mindestens einer ausgefahrenen Stellung gegenüber dem Flügelkasten (3) verstellbar ist,
— eine weitere, im Bereich der weiteren Antriebsvorrichtung an dem Flügelkasten (3) angeordnete Trägerkonstruktion, an welche die Klappe (4) gekoppelt ist und welche ein weiteres bewegliches Trägerelement aufweist, das zur Verstellung der Klappe (4) gegenüber dem Flügelkasten (3) bewegbar ist, und
— einen weiteren im Bereich der Klappe (4) oder des weiteren beweglichen Trägerelements angeordneten Beschleunigungssensor zum Erfassen von Beschleunigungen der Klappe (4) .
8. Tragfläche für ein Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem nach wenigstens einem der Ansprüche 1 bis 7.
9. Tragfläche nach Anspruch 8, dadur ch ge ke nn z e i chne t , dass die Tragfläche mehrere Hochauftriebssysteme mit mehreren Klappen (4, 4a, 4b) mit Antriebsvorrichtungen (14, 14a, 14b, 14c, 14d) und Trägerkonstruktionen (10) aufweist und dass an mehreren oder allen Klappen (4, 4a, 4b) oder beweglichen Trägerelementen (11) der Trägerkonstruktionen (10) Beschleunigungssensoren (21) zum Erfassen von Beschleunigungen der Klappen (4, 4a, 4b) angeordnet sind.
10. Flugzeug mit wenigstens einer Tragfläche nach Anspruch 7 oder 8 und mit einer mit dem/den Beschleunigungssen- sor/en (21) verbundenen Auswerteeinheit (22) zum Auswerten von Sensorsignalen des/der Beschleunigungssensors/en (21) .
11. Verfahren zum Detektieren von Fehlern in einem Hochauftriebssystem für ein Flugzeug (1) mit einer an einem Flügelkasten (3) angeordneten und gegenüber dem Flügelkasten (3) mittels einer Antriebsvorrichtung (14) zwi- sehen einer eingefahrenen Stellung und mindestens einer ausgefahrenen Stellung verstellbaren Klappe (4) sowie einer an dem Flügelkasten (3) angeordneten Trägerkonstruktion (10), an welche die Klappe (4) gekoppelt ist und welche ein bewegliches Trägerelement (11) aufweist, das zur Verstellung der Klappe (4) gegenüber dem Flügelkasten (3) bewegbar ist, wobei
— die Beschleunigung der Klappe (4) mit Hilfe eines Beschleunigungssensors (21) erfasst wird,
— ein Ausgangssignal des Beschleunigungssensors (21) oder eine davon abgeleitete Größe durch eine Auswerteeinheit (22) mit einem Sollwert oder Sollverlauf verglichen wird und - anhand der Abweichungen des Ausgangssignals oder einer davon abgeleiteten Größe von dem Sollwert oder Sollverlauf ein Fehler in der Antriebsvorrichtung (14) detektiert wird.
12 . Verfahren nach Anspruch 11 , d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , dass der Beschleunigungssensor (21) im Ruhezustand des Flugzeugs (1) hinsichtlich seiner räumlichen Ausrichtung kalibriert wird.
13. Verfahren nach Anspruch 11 oder 12, dadur ch ge ke nn z e i chne t , dass das Flugzeug aufweist - mindestens eine weitere Antriebsvorrichtung, mittels derer die Klappe (4) oder eine weitere Klappe zwischen einer eingefahrenen Stellung und mindestens einer ausgefahrenen Stellung gegenüber einem Flügelkasten (3) des Flugzeugs (1) verstellbar ist, — mindestens eine, im Bereich der weiteren Antriebsvorrichtung an dem Flügelkasten (3) angeordnete weitere Trägerkonstruktion, an welche die Klappe (4) oder die weitere Klappe gekoppelt ist und welche ein weiteres bewegliches Trägerelement aufweist, das zur Verstel- lung der Klappe (4) oder der weiteren Klappe gegenüber dem Flügelkasten (3) bewegbar ist, und
- mindestens einen im Bereich der Klappe (4) oder der weiteren Klappe oder des weiteren beweglichen Trägerelements angeordneten weiteren Beschleunigungssensor zum Erfassen von Beschleunigungen der Klappe (4) oder der weiteren Klappe, wobei die Signale der Beschleunigungssensoren durch die Auswerteeinheit (22) derart ausgewertet werden, dass Ausgangssignale, welche an allen Beschleunigungssensoren in gleichem oder annähernd gleichem Maße erfasst werden für die Fehlerdetektion nicht berücksichtigt werden.
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