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Dokumentenidentifikation DE69305112T2 13.02.1997
EP-Veröffentlichungsnummer 0573106
Titel Primäres mehrachsig redundantes vollelektrisches Flugsteuersystem
Anmelder The Boeing Co., Seattle, Wash., US
Erfinder Buus, Henning, Woodinville, WA 98072, US
Vertreter W. Kraus und Kollegen, 80539 München
DE-Aktenzeichen 69305112
Vertragsstaaten DE, FR, GB
Sprache des Dokument En
EP-Anmeldetag 26.05.1993
EP-Aktenzeichen 932015159
EP-Offenlegungsdatum 08.12.1993
EP date of grant 02.10.1996
Veröffentlichungstag im Patentblatt 13.02.1997
IPC-Hauptklasse G05D 1/00
IPC-Nebenklasse B64C 13/50   

Beschreibung[de]
Bereich der Erfindung

Die vorliegende Erfindung betrifft im allgemeinen Flugzeugsteuersysteme und im besonderen redundante vollelektrische Steuersysteme.

Hintergrund der Erfindung

Vor dem Aufkommen der vollelektrischen Steuerungstechnologie wurden Flugsteuerflächen an Verkehrsflugzeugen unter Verwendung eines komplizierten Systems von Seilen und mechanischer Steuerung als primärer Steuerweg gesteuert. Eine solche Art eines Steuersystems ist teilweise in Fig. 1 dargestellt. Bei dieser Art eines Steuersystems werden die Steuerbefehle des Piloten von einem Paar Piloten-Steuersäulen 10 an eine einzelne Flugsteuerfläche 20 durch eine Reihe miteinander verbundener Seile 12 übertragen. Die Seile 12 bewegen ein oder mehrere Ventile, die eine Vielzahl von hydraulischen Betätigungseinrichtungen 15 steuern, welche wiederum die Steuerfläche 20 bewegen. Die Seile 12 sorgen für eine unmittelbare mechanische Koppelung zwischen den Piloten-Steuersäulen 10 und der gesteuerten Flugsteuerfläche 20. Eine Vielzahl strategisch angeordneter Blockier- Übersteuereinrichtungen 17 ermöglicht den fortgesetzten, sicheren Betrieb des Systems für den Fall, daß ein Seil blockiert wird.

Ein Elektronikraum liefert an das System verbesserte Steuerfunktionen, indem er mehrere elektrische oder elektrohydraulische Betätigungseinrichtungen steuert. Diese Betätigungseinrichtungen verbessern die Steuerbefehlseingabe durch den Piloten auf der Grundlage von Flugbedingungen des Flugzeugs. Beispiele solcher elektrohydraulischer Betätigungseinrichtungen umfassen einen Sperrmechanismus für das außenliegende Querruder, um die Bewegung der Querruder des Flugzeugs bei hoher Geschwindigkeit zu verhindern, einen Querruder-Anstellmechanismus 19, der die innenliegenden Querruder als Funktion der Landeklappenstellung anstellt, usw. Andere Servo-Betätigungseinrichtungen umfassen eine Reihe von Autopilot-Servo-Betätigungseinrichtungen 14, die die Autopilot-Befehle aus einem Autopilot-Rechner ausführen, der in dem Elektronikraum mit umfaßt ist.

Das Steuersystem des Standes der Technik, das in Fig. 1 gezeigt ist, hat zahlreiche Nachteile, die seine Verwendung in einem modernen Flugzeug beschränken. Der erste Nachteil bei einem solchen System sind seine hohen Wartungskosten. Die elektrohydraulischen Betätigungseinrichtungen, deren Zahl bei einem großen Flugzeug oft 40 übersteigt, bieten bei der Wartung eine beträchtliche Herausforderung. Jede dieser Vorrichtungen ist in eine komplizierte Führung von Seilen 12 eingebettet, die sich durch das Flugzeug erstreckt, und deshalb können sogar einfache Reparaturen arbeitsintensiv sein.

Ein zweiter Nachteil des Steuersystems aus dem Stand der Technik ist die Schwierigkeit, moderne Steuervorschriften auszuführen, die einen Rechner zum Steuern des Flugzeugs erfordern. Seit der Einführung dieser früheren Flugsteuersysteme wurden fortgeschrittene Steuervorschriften entwickelt, die unter anderem die Flugzeugstabilität steigern sowie die Geschwindigkeit, die Steig- und Sinkgeschwindigkeit, Querneigungswinkel usw. steuern. Diese Steuervorschriften können nur schwierig in ein mechanisches Steuersystem ohne wesentliche Erhöhung der Kompliziertheit des Systems mit aufgenommen werden. Schließlich ist das Steuersystem aus dem Stand der Technik inhärenterweise schwer. Bei der Konstruktion eines Flugzeugs ist es stets erwünscht, das Leergewicht zu verringern, wenn dies ohne Verringerung der Sicherheit des Flugzeugs durchgeführt werden kann. Deshalb sind zum Überwinden dieser und anderer Beschränkungen der Flugsteuersysteme aus dem Stand der Technik moderne Flugzeuge so ausgebildet, daß sie vollelektrische Steuertechnologien umfassen.

Im Gegensatz zum mechanischen Flugsteuersystem, das in Fig. 1 gezeigt ist, ist eine vereinfachte, schematische Darstellung eines vollelektrischen Steuersystems (FBW-Systems) gemäß der vorliegenden Erfindung in Fig. 2 gezeigt. Im vollelektrischen System liegt keine unmittelbare mechanische Koppelung zwischen den Steuersäulen 10 der Piloten und einer Flugsteuerfläche 20 vor. Statt der Benutzung von Seilen umfaßt das vollelektrische System eine Gruppe von Piloten-Steuerwandlern 22, die die Lage der Steuersäulen 10 messen und elektrische Signale proportional zur Lage der Steuersäulen 10 erzeugen. Die elektrischen Signale werden an einen Elektronikraum 24 übertragen, wo sie mit anderen Flugzeugdaten kombiniert werden, um einen Flugsteuerflächen-Steuerbefehl zu erzeugen, der die Bewegung einer hydraulischen Betätigungseinrichtung 26 steuert, die die Flugsteuerflächen 20 bewegt. Ein Paar von Piloten-Steuersäulen 10 ist durch eine Blockier-Übersteuervorrichtung 34 so verbunden, daß sie sich normalerweise beide gemeinsam bewegen. Falls jedoch eine der Piloten-Steuersäulen festsitzt oder blockiert wird, kann die andere Piloten- Steuersäule zur Verwendung dadurch freigesetzt werden, daß man eine Kraft auf die Blockier-Übersteuervorrichtung 34 aufbringt, die ausreicht, um die beiden Steuersäulen zu entkoppeln.

Weil Sicherheit stets in der Flugzeugindustrie eine hohe Priorität genießt, umfassen vollelektrische Systeme üblicherweise redundante Komponenten, so daß, wenn eine Komponente des Systems ausfällt, der Pilot noch immer sicher das Flugzeug steuern kann (siehe beispielsweise US- Patent 4 472 780). Eine solche Redundanz ist üblicherweise auf Achsengrundlage vorgesehen. Beispielsweise haben manche vollelektrischen Architekturen separate Systeme, die die Bewegung des Flugzeugs in jeder der Achsen von Rollachse, Nickachse und Gierachse steuert.

Jedes Achsensteuersystem umfaßte in typischer Weise einen Haupt-Flugrechner und einen Ersatz-Flugrechner, der nur die Bewegung des Flugzeugs in der speziellen Achse steuert. Wenn der Hauptflugrechner, der die Rollachse steuert, ausfällt, dann greift der Ersatzrechner ein, um die Rollbewegung des Flugzeugs zu steuern. In gleichartiger Weise würden die Nick- und Giersysteme jeweils einen Hauptund Ersatz-Flugrechner umfassen. Wenn jedoch der Ersatz- Rechner in einem Achsenkanal ausfällt, dann können die Rechner der anderen Kanäle des Fliegen des Flugzeugs in dieser Achse nicht bewirken. Deshalb besteht ein Bedarf an einem integrierten, vollelektrischen Steuersystem, um die Möglichkeit zu verringern, daß ein Ausfall eines Systemteils das Flugzeug außerstande setzen würde, sicher zu fliegen.

Es besteht auch ein Erfordernis für ein vollelektrisches System, das in eine Reihe unabhängiger Steuerkanäle unterteilt ist, worin jeder Steuerkanal innerhalb des Systems im wesentlichen von den anderen Steuerkanälen isoliert ist. Somit beeinträchtigt eine Funktionsstörung, die in einem Kanal auftritt, nicht den fortgesetzten Betrieb in den verbleibenden Kanälen.

Ferner liegt ein Erfordernis für ein vollelektrisches System vor, das eine Anzahl von Steuerkanälen umfaßt, die so ausgebildet sind, daß der Ausfall eines Teils eines Steuerkanals nicht die Fähigkeit des Steuerkanals beeinträchtigt, das Flugzeug sicher zu fliegen.

Schließlich liegt ein Erfordernis für ein vollelektrisches System vor, worin der Pilot das Flugzeug ohne Mitwirkung eines Flugsteuerrechners fliegen kann, wenn alle Flugsteuerrechner, die im System enthalten sind, ausfallen sollten.

Zusammenfassung der Erfindung

Die vorliegende Erfindung weist ein mehrfach redundantes vollelektrisches Steuersystem für ein Flugzeug auf. Das System weist eine Gruppe aus Piloten-Steuersäulen sowie eine Anzahl von Piloten-Steuersäulen-Umformern auf, die mit der Gruppe von Piloten-Steuersäulen verbunden sind. Jeder Piloten-Steuersäulen-Umformer erzeugt ein Lagesteuersignal, das proportional ist zur Position einer der Piloten-Steuersäulen. Eine Vielzahl von Einrichtungen zum Erzeugen von Flug-Steuerflächen-Anweisungen empfangen die Lagesteuersignale und kombinieren sie mit Daten, die aus einem Luftwerte- und Massenträgheits-Bezugssystem erhalten werden, um eine Gruppe von Flug-Steuerflächen-Anweisungen zu erzeugen. Eine Vielzahl von Betätigungs-Regeleinheiten regelt die Bewegung einer Gruppe von Flugzeug-Steuerflächen am Flugzeug in Abhängigkeit von der Gruppe von Flug-Steuerflächen- Anweisungen, die aus den Einrichtungen zum Erzeugen von Flug-Steuerflächen-Anweisungen empfangen wurden. Die Gruppe von Flug-Steuerflächen, die unmittelbar von einer der Betätigungseinrichtungs-Steuereinheiten gesteuert wird, ist ausreichend, um das Flugzeug zu fliegen, falls die verbleibenden Betätigungseinrichtungs-Steuereinheiten ausfallen. Jede Betätigungseinrichtungs-Steuereinheit ist auch imstande, die Gruppe von Flug-Steuerflächen in Abhängigkeit von Lage-Steuersignalen zu steuern, die von der Vielzahl von Piloten-Steuersäulen-Umformern erzeugt werden, falls die Einrichtungen zum Erzeugen von Flug-Steuerflächen-Anweisungen ausfallen. Innerhalb jeder Betätigungseinrichtungs- Steuereinheit sind Mittel enthalten, um eine spezielle Gruppe von Flug-Steuerflächen-Anweisungen auszuwählen, um die Bewegung der Gruppe von Flug-Steuerflächen zu steuern. Jede Betätigungseinrichtungs-Steuereinheit umfaßt ferner eine Vielzahl von Servo-Schleifen-Überwachungseinrichtungen die bestimmen, ob eine Vielzahl von Servo-Schleifen, die die Bewegung einer Gruppe von Flug-Steuerflächen steuern, ordnungsgemäß arbeitet.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Fig. 1 ist eine schematische Darstellung eines Flugzeug-Flugsteuersystems aus dem Stand der Technik auf der Grundlage von Seilen;

Fig. 2 ist eine vereinfachte, schematische Darstellung eines vollelektrischen Steuersystems gemäß der vorliegenden Erfindung;

Fig. 3 ist ein Blockschaltbild des vollelektrischen Steuersystems gemäß der vorliegenden Erfindung;

Fig. 4 ist ein Blockschaltbild des vollelektrischen Steuersystems gemäß der vorliegenden Erfindung;

Fig. 5 ist ein Blockschaltbild einer elektronischen Betätigungs-Regler-Elektronikeinheit (ACE), die im vollelektrischen Steuersystem gemäß der vorliegenden Erfindung enthalten ist;

Fig. 6 ist ein detaillierteres Blockschaltbild einer Betätigungs-Regler-Elektronikeinheit (ACE);

Fig. 7 ein Flußdiagramm, das den logischen Ablauf darstellt, der vom vollelektrischen System gemäß der vorliegenden Erfindung verwendet wird, um die Bewegung einer individuellen Flugsteuerfläche des Flugzeugs zu steuern;

Fig. 8 ist eine schematische Darstellung einer Servo- Schleife für eine individuelle Flugsteuerfläche sowie einer servo-Schleifen-Überwachungseinheit, die bestimmt, ob die Servo-Schleife ordnungsgemäß arbeitet;

Fig. 9 ist ein Funktionsblockschaltbild, das zeigt, wie eine Betätigungs-Reglereinheit (ACE) wirksam ist, um die Bewegung einer Flugsteuerfläche mit Hilfe eines Hauptflugrechners zu steuern;

Fig. 10 ist eine schematische Darstellung, die die Verteilungssignale aus einer Vielzahl-von Piloten- Steuersäulen-Wandlern unter den Betätigungs-Reglereinheiten zeigt, die innerhalb des vollelektrischen Systems enthalten sind;

Fig. 11A ist eine schematische Darstellung, die zeigt, welche Betätigungs-Regler-Elektronikeinheiten und hydraulischen Systeme, die im vollelektrischen System enthalten sind, verwendet werden, um die Flugsteuerflächen zu steuern, die an einem Paar von Flugzeugflügeln angeordnet sind;

Fig. 11b ist eine schematische Darstellung, die zeigt, welche Betätigungs-Regler-Elektronikeinheiten und Hydrauliksysteme verwendet werden, um die Flugsteuerflächen eines Flugzeug-Höhenruders zu steuern; und

Fig. 11C ist eine schematische Darstellung, die die Betätigungs-Regler-Elektronikeinheiten und hydraulischen Systeme zeigt, die verwendet werden, um ein Flugzeug- Seitenruder zu steuern.

Detaillierte Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispiels

Ein Blockschaltbild des Aufbaus eines vollelektrischen Systems gemäß der vorliegenden Erfindung ist in Fig. 3 gezeigt. Das vollelektrische System ist in unabhängige und isolierte Flugsteuerkanäle unterteilt, mit einem linken Flugsteuerkanal 60, einem mittleren Flugsteuerkanal 80 und einem rechten Flugsteuerkanal 90. Diese Steuerkanäle sind vollständig und elektrisch voneinander so isoliert, daß der Ausfall in einem der Kanäle nicht den Betrieb der anderen Kanäle beeinträchtigt. Wie im einzelnen unten beschrieben wird, betreibt jeder Flugsteuerkanal des vollelektrischen Systems eine ausgewählte Gruppe der Flugsteuerflächen des Flugzeugs, so daß ein Pilot das Flugzeug unter Verwendung nur eines einzigen Kanals fliegen kann.

Das vollelektrische System umfaßt eine Piloten-Steuersäule 30 und eine Copiloten-Steuersäule 32. Die Piloten- Steuersäule 30 und die Copiloten-Steuersäule 32 umfassen jeweils ein Rad 30a, 32a und eine Säule 30b bzw. 32b. Im vollelektrischen System sind auch andere Piloten-Steuereinrichtungen enthalten (jedoch in Fig. 1 nicht gezeigt), wie etwa ein Bremsklappenregler, ein Satz Pedale und eine Gruppe von Höhenruder-Druck-Betätigungseinrichtungen. Die Piloten-Steuersäule 30 ist mit der Copiloten-Steuersäule 32 durch eine Blockiert-Übersteuerungsvorrichtung 34 verbunden. Beim normalen Betrieb bewegen sich die Piloten-Steuersäule 30 und die Copiloten-Steuersäule 32 gemeinsam. Wenn jedoch die Piloten-Steuersäule 30 oder die Copiloten-Steuersäule 32 blockiert wird, ist es möglich, die andere dadurch freizusetzen, daß man auf die Blockier-Übersteuervorrichtung 34 eine ausreichende Kraft ausübt.

Mit der Piloten-Steuersäule 30 und der Copiloten- Steuersäule 32 ist eine Reihe von Piloten-Steuersäulen- Wandlern 36 sowie eine Reihe von Copiloten-Steuersäulen- Wandlern 38 gekoppelt. Jeder Wandler, der innerhalb der Reihe von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 36 und der Reihe von Copiloten-Steuersäulen-Wandlern 38 enthalten ist, erzeugt eine Vielzahl von Piloten-Steuersäulen-Wandlersignalen, die proportional sind zur Lage der Piloten-Steuersäule 30 bzw. der Copiloten-Steuersäule 32. In der bevorzugten Ausführungsform umfaßt die Reihe von Piloten-Steuersäulen- Wandlern 36 eine linke Gruppe von Piloten-Steuersäulen- Wandlern 361, eine mittlere Gruppe von Piloten- Steuersäulen-Wandlern 36c und eine rechte Gruppe von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 36r. In gleicher Weise umfaßt die Reihe von Copiloten-Steuersäulen-Wandlern 38 eine linke Gruppe von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 381, eine mittlere Gruppe von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 38c und eine rechte Gruppe von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 38r. Jede Gruppe von Piloten-Steuersäulen-Wandlern erzeugt Piloten- Steuersäulen-Wandlersignale, die proportional sind zur Lage der Säule oder des Rades, womit die Gruppe von Wandlern gekoppelt ist. Die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale, die von der Reihe von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 36 und der Reihe von Copiloten-Steuersäulen-Wandlern 38 erzeugt werden, werden von einer Betätigungs-Reglerelektronik (ACE) 32 in jedem Kanal verarbeitet und auf die anderen beiden unab hängigen Flugsteuerkanäle (60, 80 und 90) auf drei getrennten Datenbussen 40, 42 und 44 übertragen. In der bevorzugten Ausführungsform sind die Datenbusse 40, 42 und 44 ARINC (aeronautische Flugkörperschaft USA)-629-Digitalverbindungsglieder, die in der Flugzeugindustrie genormt sind; es könnten jedoch auch andere Arten von Datenverbindungsgliedern benutzt werden.

Weil die Flugsteuerkanäle 60, 80 und 90 faktisch identisch sind, ist die folgende Beschreibung des linken Flugsteuerkanals 60 in gleicher Weise auch auf den mittleren und rechten Flugsteuerkanal anwendbar. Deshalb werden der mittlere und rechte Flugsteuerkanal nicht im einzelnen erörtert.

Der linke Flugsteuerkanal 60 umfaßt eine linke Betätigungs-Reglerelektronik-(ACE)-Einheit 62 und einen linken Hauptflugrechner 64. Die linke ACE 62 steuert die Bewegung einer Vielzahl von hydraulischen Betätigungseinrichtungen, die die Bewegung einer Gruppe von Flugzeugsteuerflächen 66 steuern, die Paare symmetrisch angeordneter Störklappen bzw. Spoiler, ein Querruder, eine Querklappe (Flaperon) sowie die hydraulischen Betätigungseinrichtungen umfaßt, die die Bewegung eines Höhensteuers, Seitensteuers und einer Stabilisator-Flugsteuerfläche am Flugzeug umfassen. Wie detaillierter noch weiter erörtert wird, steuert die linke ACE 62 genug von den Steuerflächen am Flugzeug, daß der Pilot das Flugzeug fliegen kann, sollte der mittlere Flugsteuerkanal 80 und/oder der rechte Flugsteuerkanal 90 ausfallen. Die anderen beiden Flugsteuerkanäle haben ebenfalls eine gleichartige, fehlertolerante, redundante Steuerfähigkeit.

Der linke Flugsteuerkanal 60 wird von einer unabhängigen Strom-Sammelleitung 68 mit Strom gespeist, die den Strom zur linken ACE 62 und zum linken Hauptflugrechner 64 über eine Gruppe von Leitungen 65 führt. Unter Verwendung unabhängiger Stromsammelleitungen für jeden Steuerkanal beeinträchtigt ein Ausfall in einer Stromsammelleitung nicht den Betrieb der anderen Flugsteuerkanäle. Dem linken Flugsteuerkanal 60 ist auch ein linkes, unabhängiges hydraulisches System 70 zugeordnet, das verwendet wird, um die Bewegung einer Gruppe hydraulischer Betätigungseinrichtungen (nicht gezeigt) über eine Leitung 72 zu erregen. Diese Betätigungseinrichtungen bewegen ihrerseits die Flugsteuerflächen, die in der Gruppe der Flugsteuerflächen 66 enthalten sind. Durch Verwendung eines unabhängigen, hydraulischen Systems für jeden Steuerkanal ist ein Ausfall in einem einzigen hydraulischen System so isoliert, daß es nicht mehr als diesen einzigen Flugsteuerkanal wesentlich beeinträchtigt.

Die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale, die von den Gruppen von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 361 und 381 erzeugt werden, werden an die linke ACE 62 über Leitungen 391 übertragen. In ähnlicher Weise werden die Piloten- Steuersäulen-Wandlersignale, die von den Gruppen von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 36c und 38c erzeugt werden, auf den mittleren Kanal 80 über Leitungen 39c übertragen, während die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale, die von den Gruppen von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 36r und 38r erzeugt werden, auf den rechten Kanal 90 über Leitungen 39r übertragen werden. Eine Gruppe von Leitungen 621 ist von der linken ACE 62 verwendet, um in zwei Richtungen Daten an einen linken Datenbus 40 zu übertragen und von diesem zu empfangen, während eine Gruppe von Leitungen 62c und eine Gruppe von Leitungen 62r angeschlossen sind, um es der ACE zu ermöglichen, Daten von einem mittleren Datenbus 42 bzw. einem rechten Datenbus 44 nur zu empfangen.

Nach Empfangen der Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale von den Gruppen der Piloten-Steuersäulen-Wandler 361 und 381 überträgt die linke ACE 62 die Signale auf den linken Hauptflugrechner 64 über die Gruppe von Leitungen 621 und den linken Datenbus 40. Der linke Hauptflugrechner 64 empfängt die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale auf einer Gruppe von in zwei Richtungen nutzbaren Leitungen 641. Der linke Hauptflugrechner erzeugt eine Reihe von Flugflächen- Anweisungen auf der Grundlage der Piloten-Steuersäulen- Wandlersignale, die von der linken ACE 62 empfangen wurden, der Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale, die auf den anderen Steuerkanälen über den mittleren Datenbus 42 und den rechten Datenbus 44 empfangen wurden sowie aufgrund der Daten, die von einem Luftwerte- und Massenträgheits-Bezugssystem (nicht gezeigt) erhalten werden. Die Gruppe von Flugflächen-Anweisungen, die vom linken Hauptflugrechner 64 erzeugt wird, wird zur linken ACE 62 über den linken Datenbus 40 zurückübertragen. Die linke ACE 62 steuert dann die Bewegung der Gruppe von hydraulischen Betätigungseinrichtungen (nicht gezeigt), welche ihrerseits die Gruppe von Flugsteuerflächen 66 in Abhängigkeit von der Gruppe von Flugflächen-Anweisungen bewegen, die empfangen wurden.

Weil der linke Hauptflugrechner 64 Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale aus dem mittleren Flugsteuerkanal 80 und aus dem rechten Flugsteuerkanal 90 empfängt, kann, sollte eine der Gruppen von Piloten-Steuersäulen-Wandlern unwirksam werden, der linke Hauptflugrechner 64 noch immer die Flugflächenanweisungen erzeugen. Zusätzlich empfängt die linke ACE 62 die Flugflächenanweisungen, die von den Hauptflugrechnern erzeugt wurden, die dem mittleren Flugsteuerkanal 80 und dem rechten Flugsteuerkanal 90 zugeordnet sind. Nach Empfang der Flugflächenanweisungen aus den Hauptflugrechnern, die den anderen Flugsteuerkanälen zugeordnet sind, wählt die ACE 62 aus, welche Gruppe von Flugflächenanweisungen sie benutzen wird, um die Gruppe von Flugsteuerflächen zu steuern, die ihrem Steuerkanal zugeordnet sind.

Wie unten beschrieben wird, wählt jede ACE normalerweise die Gruppe von Flugflächenanweisungen aus, die vom Hauptflugrechner innerhalb des Flugsteuerkanals dieser ACE erzeugt werden. Vor dem Ausführen der Flugflächenanweisungen führt jedoch jede ACE eine Gültigkeitsüberprüfung bei den Anweisungen durch, um sicherzustellen, daß der Hauptflugrechner, der dem Flugsteuerkanal der ACE zugeordnet ist, ordnungsgemäß arbeitet. Wenn die Gültigkeitsüberprüfung anzeigt, daß der Hauptflugrechner nicht ordnungsgemäß arbeitet, dann wird die ACE eine Gruppe von Flugsteuerflächenanweisungen auswählen, die von einem anderen Hauptflugrechner erzeugt werden, zur Verwendung beim Steuern der Gruppe von Flugsteuerflächen der ACE. Deshalb kann die linke ACE 62 noch immer die Bewegung der Gruppe von Flugsteuerflächen 66 selbst in dem Fall steuern, daß der linke Hauptflugrechner 64 oder der linke Datenbus 40 ausfällt. Obwohl die obige Beschreibung auf den linken Flugsteuerkanal 60 gerichtet ist, sind der mittlere Flugsteuerkanal 80 und der rechte Flugsteuerkanal 90 im wesentlichen im Betrieb und in der Ausfallsicherheitsfunktion identisch.

Fig. 4 ist ein Funktionsschaltbild, das zeigt, wie das vollelektrische System gemäß der vorliegenden Erfindung mit anderen Flugsystemen verschaltet ist, die in einem Flugzeug enthalten sind. Wie in Fig. 4 gezeigt, sind die Piloten- Steuersäule 30 und die Copiloten-Steuersäule 32 mit den Reihen von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 36 und der Reihe von Copiloten-Steuersäulen-Wandlern 38 gekoppelt, die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale erzeugen, die proportional zur Lage der Piloten-Steuersäule 30 und der Copiloten- Steuersäule 32 sind. Auch gezeigt ist eine Gruppe von Pedalen 33, die vom Pilot und vom Copilot verwendet werden, um das Seitenruder (nicht gezeigt) des Flugzeugs zu steuern. Die Pedale 33 sind auch mit der Reihe von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 36 und der Reihe von Copiloten-Steuersäulen-Wandlern 38 gekoppelt. Die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale, die von der Reihe von Piloten-Steuersäulen- Wandlern 36 und der Reihe von Copiloten-Steuersäulen-Wandlern 38 erzeugt werden, werden auf die Vielzahl von Betätigungsregler-Elektronikeinheiten (ACEs) über die Leitungen 39 übertragen. Die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale, die von den Reihen von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 36 und der Reihe von Copiloten-Steuersäulen-Wandlern 38 erzeugt werden, werden von den ACEs 62 auf den den ACEs zugeordneten Datenbus übertragen.

An die drei Datenbusse 40, 42 und 44 sind drei Hauptflugrechner angeschlossen&sub1; die den linken Hauptflugrechner 64, der dem linken Steuerkanal 60 zugeordnet ist, einen mittleren Hauptflugrechner 84, der dem mittleren Steuerkanal 80 zugeordnet ist, und einen rechten Hauptflugrechner 94 umfassen, der dem rechten Flugsteuerkanal 90 zugeordnet ist. Wie oben beschrieben, empfängt jeder Hauptflugrechner 64, 84, 94 die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale von jeder der ACEs 62, 82 und 92. Die Hauptflugrechner erzeugen jeweils eine Gruppe von Flugflächenanweisungen auf der Grundlage der Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale und der Daten, die aus der Luftwerte- und Massenträgheits-Bezugseinheit 145 erhalten werden, die mit den Datenbussen 40, 42 und 44 durch eine Gruppe von Leitungen 146 gekoppelt ist. Die Hauptflugrechner 64, 84 und 94 übertragen dann die Gruppen von Flugflächenanweisungen auf den Datenbussen 40, 42 und 44 so, daß jede ACE 62, 82 und 92 eine Gruppe von Flugflächenanweisungen aus jedem der Hauptflugrechner empfängt und eine spezielle Gruppe auswählt, um die Vielzahl von Kraft-Steuereinheiten 67a, 67b und 67c zu steuern. Jede Kraft-Steuereinheit steuert die Bewegung einer individuellen Flugsteuerfläche 20. Wie oben festgestellt, sind die einzelnen Flugsteuerflächen, die von einer einzigen ACE gesteuert werden, wie etwa der linken ACE 62, so gewählt, daß jeder Flugsteuerkanal des vollelektrischen Systems sicher den Flug des Flugzeugs in dem Fall steuern kann, daß einer oder beide der verbleibenden Flugsteuerkanäle ausfallen.

Jede ACE empfängt auch eine Klappenposition gesondert aus einem Paar von logischen Klappenblöcken 100a und 100b über eine Leitung 101. Die gesonderte Klappenposition weist ein Signal auf, die der physischen Lage der Klappensteuerflächen des Flugzeugs entspricht, und wird von der ACE benutzt, um die Verstärkung der Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale einzustellen, die von der Reihe von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 36 und der Reihe von Copiloten-Steuersäulen-Wandlern 38 erzeugt werden, wenn das Flugzeug ohne die Mithilfe der Hauptflugrechner fliegt, wie beschrieben wird.

Es ist auch ein Schalter 110 für den direkten Betrieb gezeigt, der vom Piloten oder Copiloten betätigt werden kann, um die ACEs 62, 82 und 92 von den Datenbussen 40, 42 bzw. 44 zu trennen. Wenn der Schalter 110 für den direkten Betrieb betätigt wird, kann der Pilot das Flugzeug in einer unmittelbaren, analogen Betriebsweise steuern, in welcher die ACEs die Bewegung der Flugsteuerflächen steuern, ohne die Verwendung von Flugflächenanweisungen, die von den Hauptflugrechnern erzeugt werden. In diesem unmittelbaren, analogen Betrieb muß der Pilot das Flugzeug ohne Verwendung und Nutzen der fortentwickelten Steuervorschriften fliegen, die von den Hauptflugrechner angewandt werden. Aber selbst in dem unwahrscheinlichen Fall, daß alle Hauptflugrechner sowie die Luftwertedaten- und Massenträgheits-Bezugseinheit 145 ausfallen, gestattet es das vollelektrische Steuersystem der vorliegenden Erfindung dem Piloten noch immer, das Flugzeug sicher zu fliegen.

Fig. 4 zeigt auch andere Avionik-Componenten, die am Flugzeug enthalten sind und in Verbindung mit den Datenbussen 40, 42 und 44 stehen. Ein Flugzeug-Informations-Mangementsystem (AIMS) 120 empfängt Signale von einem Triebwerk- Anzeige-Vorwarn-Alarmsystem 130 über eine Gruppe von Leitungen 131; beide Systeme sind mit den Datenbussen 40, 42 und 44 über eine Gruppe von Leitungen 121 gekoppelt. Das AIMS 120 dient als Mehrzweckrechner, der die folgenden Funktionen des Flugzeugs steuert: Flugmanagement, der Betrieb der Flug-Navigationsanzeigen, Anzeigen, die das Erfordernis für Wartung an Bord anzeigen, Flugzeug-Verbindungs- und Sammeldaten, die den Betrieb der Triebwerke betreffen. Viele der Daten, die von AIMS 120 empfangen und erzeugt werden, werden auch anderen Flugsystemkomponenten mitgeteilt, indem man die Daten über Datenbusse 40, 42 und 44 überträgt. Eine Gruppe von direkten Leitungen 102 versorgt auch den AIMS 120 mit den einzelnen Klappenpositionswerten, die von den logischen Klappenblöcken 100a und 100b erzeugt werden.

Ein Autopilot-Flugleitsystem 140 sorgt für die Rechnersteuerung des Flugzeugs ohne das Erfordernis einer unmittelbaren Eingabe des Piloten oder Copiloten. Nach Einsatz des Autopilot-Flugleitsystems 140 erzeugen die Hauptflugrechner die Flugflächenanweisungen auf der Grundlage von Signalen, die aus dem Autopilot-Flugleitsystem 140 empfangen werden, statt der Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale, die von den ACEs her empfangen werden. Das Autopilot- Flugleitsystem 140 überträgt auch rückwärts gerichtete Antriebssignale an eine Gruppe von rückwärts gerichteten Servomotoren auf einer Gruppe von Leitungen 142. Die rückwärts gerichteten Servomotoren bewegen die Piloten-Steuersäule 30, die Copiloten-Steuersäule 32 und die Gruppe von Pedalen 33 so, daß sie mit der Bewegung des Flugzeugs übereinstimmen, wie sie vom Autopilot-Flugleitsystem 140 vorgegeben ist. Diese automatische Bewegung der Steuereinrichtungen sorgt für eine sichtbare und fühlbare Anzeige an den Piloten und Copiloten darüber, wie das Autopilotensystem das Flugzeug betreibt.

Die Piloten- und Copiloten-Steuereinrichtungen 30, 32 und 33 sind auch mit einer Reihe von Fühl- bzw. Gegendruckeinheiten 180 verbunden. Die Roll- und Gier-Gegendruckeinheiten 180 sorgen für eine festgelegte Kraft gegenüber einer Verstellungszuordnung, so daß die Kraft, die erforderlich ist, um die Räder oder Pedale zu bewegen, mit der Verstellung der Steuereinrichtung zunimmt. Ein variabler Nickachsengegendruck wird von einer Nick-Gegendruck-Betätigungseinrichtung 170 erzeugt. Die Nick-Gegendruck-Betätigungseinrichtung empfängt Signale von den ACEs auf einer Gruppe von Leitungen 171. Die Nick-Gegendruck-Betätigungseinrichtung 170 ändert die Charakteristiken der Kraft gegenüber der Verlagerung der Gegendruckeinheiten 180 über die mechanische Koppelung 172. Die Nick-Gegendruck-Betätigungeinrichtungen 170 programmieren Nick-Gegendruck-Kräfte, die proportional sind zur Geschwindigkeit des Flugzeugs. Ein Roll- und Gier-Trimm-Betätigungsblock 190 ist mit der Roll- und Gier-Gegendruck-Einheit über eine mechanische Koppelung 191 verbunden. Der Pilot und der Copilot können die Position der Kraft Null des Rades oder der Pedale durch die Eingabe von Trimmanweisungen an die Trimm-Betätigungseinrichtungen 190 ändern.

Eine Gruppe von Schaltern (in Fig. 4 nicht gezeigt), erzeugt ein Stabilisator-Trimm-Positionssignal, das an die ACEs auf eine Leitung 195 übertragen wird. Die ACEs übertragen dann das Stabilisator-Trimmsignal an die Hauptflugrechner über Datenbusse 40, 42 und 44. Darauf ansprechend erzeugen die Hauptflugrechner eine Stabilisatorflächenanweisung, die an die ACEs rückübertragen wird. Die ACEs übertragen ihrerseits diese Anweisung auf eine Leitung 192 an die Stabilisator-Trimm-Betätigungseinrichtung (nicht gezeigt, die die Bewegung der Stabilisator-Flugsteuerfläche steuert.

Schließlich ist eine Bereitschafts-Luftwertdaten- und -Massenträgheits-Bezugseinheit 145 ebenfalls mit den Datenbussen 40, 42 und 44 über eine Gruppe von Leitungen 151 gekoppelt, um für eine ausfallsichere Redundanz zu sorgen, falls die Luftwertdaten- und Massenträgheits-Bezugseinheit 145 ausfallen sollte.

Fig. 5 zeigt die inneren Komponenten einer Betätigungsreglerelektronikeinheit (ACE) 62. Wie oben erörtert, empfangen die Betätigungsreglerelektronikeinheiten die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale, die von den Gruppen von Piloten-Steuersäulen-Wandlern erzeugt werden, und führen die Flugflächenanweisungen durch, die von den Hauptflugrechnern erzeugt werden, um die Bewegung einer Gruppe von Flugsteuerflächen zu steuern. Jede der Betätigungsreglerelektronikeinheiten (ACEs), die innerhalb des vollelektrischen Systems gemäß der vorliegenden Erfindung enthalten sind, ist austauschbar. Pinprogrammierungssignale werden an einen Eingabesignal-Managementblock 210 innerhalb der ACE 62 auf einer Gruppe von Leitungen 202 eingegeben, um den Flugsteuerkanal des vollelektrischen Systems zu identifizieren, in dem die ACE eingefügt ist. Die ACE 62 hat eine innere Stromversorgung 220, die mit einer unabhängigen Strom-Sammelleitung verbunden ist. Die ACE 62 umfaßt ferner eine Schnittstelle für den rechten Datenbus 230, eine Schnittstelle für den mittleren Datenbus 240 und eine Schnittstelle für den linken Datenbus 250, die die ACE 62 an den rechten Datenbus 44, den mittleren Datenbus 42 bzw. den linken Datenbus 40 anschließt. Nur eine der drei Datenbus-Schnittstellen ist für zwei Richtungen ausgelegt, so daß die ACE 62 Daten ebenso auf den Datenbus übertragen als von diesem empfangen kann. Die verbleibenden Datenbus- Schnittstellen sind "nur für Empfang", so daß die ACE Daten empfangen, aber nicht Daten an diese Datenbusse übertragen kann. Die ACE 62 umfaßt ferner einen internen Datenbus 260, über den Daten innerhalb der ACE intern geleitet werden.

Die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale, die von den Reihen von Piloten-Steuersäulen-Wandlern 36 und 38 erzeugt werden, die in Fig. 3 gezeigt sind, werden über eine Leitung 39 an einen Block 270 angelegt, der für die Wandlerunterstützung, Signalauswahl und analoge Steuerung der Flugflächen sorgt, wie unten beschrieben wird. Der Block 270 zur Wandlerunterstützung und Signalauswahl empfängt auch die gesonderten logischen Klappenwerte über die Leitungen 101 von den logischen Plattenblöcken 100a und 100b, die in Fig. 4 gezeigt sind. Im Inneren des Blocks 270 für die Wandlerunterstützung und Signalauswahl ist eine Schaltung enthalten, um die Piloten-Steuersäulen-Wandler zu erregen und die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale zu demodulieren, die von diesen empfangen werden, sowie auch eine Schaltung zum Auswählen der Piloten-Steuersäulen-Wand lersignale, die entweder von den Piloten-Steuersäulen-Wandlern oder der Copiloten-Steuersäulen-Wandlern erzeugt werden, wenn das Flugzeug in der unmittelbaren analogen Betriebsart geflogen wird.

Nach Empfang der Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale auf der Leitung 39 überträgt der Block 270 für die Wandlerunterstützung und die Signalauswahl die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale über eine Gruppe von Leitungen 276 an einen Multiplexer 280, der mit einem Analog-Digital-Wandler (A/D-Wandler) 290 durch eine Leitung 281 angekoppelt ist. Der A/D-Wandler 290 wandelt die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale aus einer analogen Form in eine digitale Form um und legt die digitalisierten Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale an den internen Datenbus 260 zur Übertragung an einen Hauptflugrechner über den linken Datenbus 40 an. Der interne Datenbus 260 ist mit dem linken Datenbus 40 über die Schnittstelle 250 für den linken Datenbus und die in zwei Richtungen wirksame Ankoppelung 621 angeschlossen.

Im Hauptflugrechner (in Fig. 5 nicht gezeigt) werden die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale mit den Daten kombiniert, die aus der Luftwertdaten- und Massenträgheits- Bezugseinheit 145 (nicht gezeigt) erhalten werden, unter Benutzung fortschrittlicher Steuervorschriften, um eine Gruppe von Flugflächenanweisungen zu erzeugen, die von der ACE 62 verwendet werden, um eine Gruppe von Flugsteuerflächen am Flugzeug zu steuern. Die Gruppe von Flugflächenanweisungen wird vom Hauptflugrechner an die ACE 62 über den linken Datenbus 40, die Schnittstelle 250 für den linken Datenbus und die für zwei Richtungen ausgelegte Ankoppelung 621 übertragen. Die Gruppe von Flugflächenanweisungen, die von der ACE 62 empfangen werden, werden in einem Signalanweisungs-Decodier-Steuerblock (SCDC) 300 abgepuffert, bevor sie aus einer digitalen Form in eine analoge Form in einem Digital-Analog-Wandler (D/A-Wandler) 310 umgewandelt werden. Wie noch weiter unten beschrieben wird, steuert der SCDC-Block 300 eine Vielzahl von Prüf- und Halteschaltungen 306 unter Verwendung von Steuersignalen, die auf einer Gruppe von Leitungen 302 übertragen werden. Der SCDC-Block 300 steuert auch den Betrieb des Nultiplexers 280 unter Verwendung von Steuersignalen, die auf einer Leitung 304 übertragen werden.

Ein Schalter 320 ist vorgesehen, um wahlweise eine Vielzahl von Servoschleifen, die die Flugsteuerflächen steuern, so anzuschließen, daß sie entweder die Ausgabe analoger Flugflächenanweisungen aus den Prüf- und Halteschaltungen 306 empfangen oder die Piloten-Steuersäulenwandlersignale empfangen, die von den Reihen von Piloten- Steuersäulen-Wandlern erzeugt werden, von einer Leitung 276 her. Die Lage des Schalters 320 wird durch den Schalter 110 für den unmittelbaren analogen Betrieb gesteuert, der in Fig. 4 gezeigt ist und mit dem Schalter 320 durch eine Leitung 111 gekoppelt ist, sowie durch den Eingabe-Signal- Managementblock 210, der den Schalter 320 mit Signalen auf einer Leitung 212 steuert.

Wenn das vollelektrische System im unmittelbaren analogen Betrieb betrieben wird, dann ist der Schalter 320 so angeschlossen, daß eine Vielzahl von Servoschleifen 325, 330, 340, 350, 360 und 370 mit der Leitung 276 statt mit der Ausgabe der Prüf- und Halteschaltungen 306 verbunden sind. Im unmittelbaren Analogbetrieb wird die Gruppe von Flugsteuerflächen unmittelbar in Abhängigkeit von den Piloten-Steuersäulen-Wandlersignalen gesteuert, die von den Piloten-Steuersäulen-Wandlern erzeugt werden, wie noch beschrieben wird. Wenn der Eingabe-Signal-Managementblock 210 festlegt, daß die Flugflächenanweisungen, die von den Hauptflugrechnern erzeugt werden, ungültig sind, oder wenn ein Problem mit allen Hauptflugrechnern oder mit den Datenbussen vorliegt, dann veranlaßt der Eingabe-Signal-Managementblock 210 den Schalter 320, die Eingabe der Servoschleifen an die Leitung 276 so anzuschließen, daß das Vollelektrische System in unmittelbaren analogen Betrieb arbeitet.

Die ACE 62, die in Fig. 5 zu Zwecken der Erläuterung als linker Flugsteuerkanal des vollelektrischen Systems gezeigt ist, empfängt Flugflächenanweisungen nicht nur von dem Hauptflugrechner des Steuerkanals (das heißt dem linken Hauptflugrechner), sondern auch vom mittleren und rechten Hauptflugrechner unter Verwendung der Schnittstelle 240 für den mittleren Datenbus bzw. der Schnittstelle 230 für den rechten Datenbus. Der linke Datenbus 40 ist die Hauptquelle der Flugflächenanweisungen für die linke ACE 62. Der mittlere Datenbus 42 ist die Hauptquelle der Flugflächenanweisungen für die mittlere ACE und der rechte Datenbus 44 ist die Hauptquelle der Flugflächenanweisungen für die rechte ACE. Wenn der Eingabe-Signal-Managementsignalblock 210 einen Ausfall bzw. Fehler in den Daten erfaßt, die von dem Hauptdatenbus empfangen werden, dann wird der Eingabe- Signal-Managementblock den Datenbus ändern, von dem die ACE ihre Flugflächenanweisungen empfängt. Wenn alle Hauptflugrechner oder alle Datenbusse ausgefallen sind, dann wird der Eingabe-Signal-Managementblock die Lage des Schalters 320 so ändern, daß die ACE in dem unmittelbaren Analogbetrieb betrieben wird.

Jede ACE im vollelektrischen System steuert die Bewegung einer Gruppe von Flugsteuerflächen durch Anlegen der Flugsteuerflächenanweisungen an die Vielzahl von Servoschleifen, von denen jede eine hydraulische Betätigungseinrichtung regelt, die mit einer der Flugzeugsteuerflächen verbunden ist. Jede ACE umfaßt eine Höhenruder-Servoschleife 325, die die eine hydraulische Betätigungseinrichtung am Höhenruder steuert, eine Querruder-Servoschleife 330, die eine hydraulische Betätigungseinrichtung an den Querrudern betatigt, eine Gruppe von Spoiler-Servoschleifen 340, die die Lage einiger der Spoilerflächen am Flugzeug steuert, eine Seitenruder-Servoschleife 350, die eine hydraulische Betätigungseinrichtung steuert, die mit dem Seitenruder des Flugszeugs verbunden ist, eine Stabilisator-Trimm-Steuerung 360, die die hydraulische Betätigungseinrichtung zum Bewegen des Stabilisators steuert, und eine automatische Bremsklappen-Arm- oder -Steuerbetätigungseinrichtung 370, die den Betrieb einer automatischen Bremsklappen-Betätigungseinrichtung steuert. In der ACE ist auch ein Nickgeschwindigkeitsfühler und eine Überwachungseinrichtung 380 enthalten, die für eine Nickgeschwindigkeitsdämpfungseingabe an die Höhenruder-Servoschleife sorgt, wenn das vollelektrische System im unmittelbaren Analogbetrieb betrieben wird. Weil sich die Höhenruder-Flugsteuerflächen unter den wesentlichen der Flugsteuerflächen am Flugzeug befinden, sind durch die vorliegende Erfindung Schritte ergriffen, um sicherzustellen, daß die Höhenruder unter allen Umständen ordnungsgemäß arbeiten.

Fig. 6 ist ein Blockschaltbild, das den Betrieb des Eingabe-Signal-Management-(ISM)-Blocks 210 und des Signal- Anweisungs-Dedocier-Steuer-(SCDC)-Blocks 300 zeigt, wie sie in Fig. 5 gezeigt sind. Der Eingabe-Signal-Managementblock 210 dient, kurz gesagt, dazu, um zu bestimmen, ob die Flugflächenanweisungen, die von jedem der Hauptcomputer (nicht gezeigt) empfangen werden, gültig sind, sowie dazu, auszuwählen, welche Gruppe von Flugsteuerflächenanweisungen benutzt werden, um die Servoschleifen zu steuern, die einer speziellen ACE zugeordnet sind. Es bestimmt der Eingabe- Signal-Managementblock 210 auch, ob der D/A-Wandler 310, der A/D-Wandler 290 und der intere Datenbus 260 ordnungsgemäß arbeiten. Wenn der Eingabe-Signal-Managementblock bestimmt, daß hier eine Funktionsstörung aller Hauptflugrechner, der Datenbusse, der D/A- oder A/D-Wandler der ACEs oder ihres internen Datenbusses vorliegt, dann veranlaßt der Eingabe-Signal-Managementblock 210 den Schalter 320, die Servoschleifen an die Leitung 276 anzuschließen, so daß das vollelektrische System im unmittelbaren analogen Betrieb arbeitet.

Der Signal-Anweisungs-Decodier-Steuer-(SCDC)-Block 300 empfängt und speichert die Gruppen von Flugflächenanweisungen, die von jedem der Hauptflugrechner erzeugt werden, und legt eine ausgewählte Gruppe von Flugflächenanweisungen an die Servoschleifen an, die dieser speziellen ACE zugeordnet sind. Welche Gruppe von Flugflächenanweisungen zu benutzen ist, wird vom Hauptflugrechner-(PFC)-Kanalwählblock 214 bestimmt, der im ISM-Block 210 enthalten ist.

Wenn ein Hauptflugrechner seine Gruppe von Flugflächenanweisungen überträgt, ist eine Reihe zyklischer Redundanz-Überprüfungswörter (CRC-Wörter) enthalten. Die CRC- Wörter werden vom Hauptflugrechner-Kanal-Wählblock 214 benutzt, um zu bestimmen, ob die gesendeten Daten gültig sind. Normalerweise wählt jede ACE die Gruppe von Flugflächenanweisungen aus, die vom Hauptflugrechner innerhalb des Flugsteuerkanals dieser ACE erzeugt werden, um die Flugsteuerflächen zu steuern. Beispielsweise benutzt die linke ACE 62 üblicherweise die Flugflächenanweisungen, die vom linken Hauptflugrechner 64 erzeugt werden. Wenn jedoch die CRC-Wörter, die in den Flugflächenanweisungen enthalten sind, die vom linken Hauptflugrechner empfangen werden, angeben, daß die Flugflächenanweisungen ungültig sind, dann wählt der PFC-Kanal-Wählblock 214 eine Gruppe von Flugflächenanweisungen, die von einem der anderen Hauptflugrechner erzeugt wird.

Nach der Auswahl der Gruppe von Flugflächenanweisungen überträgt der PFC-Kanal-Wählblock 214 ein Signal an den SCDC-Block 300, das angibt, welche Gruppe von Flugflächenanweisungen von der ACE benutzt werden soll. Der SCDC-Block 300 empfängt die Gruppen von Flugflächenanweisungen aus allen Hauptflugrechnern und speichert sie in einem Block von Speicherregistern 308. Ein Adressengenerator 301, der im SCDC-Block 300 enthalten ist, empfängt das Signal vom PFC- Kanal-Wählblock 214, das angibt, welche Gruppe von Anweisungen zu benutzen sind, um die Servoschleifen zu steuern, die der ACE zugeordnet sind, und gibt dann ein Signal auf einer Leitung 305 an die Speicherregister 308 so ab, daß die gewählte Gruppe von Flugflächenanweisungen an den Digital-Analog-Wandler (D/A-Wandler) 310 angelegt wird. Die Flugflächenanweisungen werden aus einer digitalen Form vom D/A-Wandler 310 in eine analoge Form umgewandelt. Die analogen Flugflächenanweisungen werden dann an die Prüf- und Halteschaltungen 306 angelegt. Eine Decoderschaltung 309 empfängt auch die Adressensignale auf einer Leitung 307, die die Decoderschaltung veranlassen, die geeignete Prüfund Halteschaltung 306 zu aktivieren, so daß die analoge Flugflächenanweisungsausgabe aus dem D/A-Wandler 310 an die korrekte Servoschleife angelegt wird.

Wie oben erklärt, kann die Lage des Schalters 320 vom Piloten oder Copiloten mit dem Schalter 110 (nicht gezeigt) für den unmittelbaren Betrieb oder vom Eingabe-Signal-Managementblock 210 gewählt werden. Wenn der PFC-Kanal-Wählblock 214 bestimmt, daß alle Hauptflugrechner (PFCS) ungültige Daten oder überhaupt keine Daten senden, dann wird der Schalter 320 vom ISM-Block 210 so umgelegt, daß die Servoschleifen so angeschlossen sind, daß sie die Piloten- Steuersäulen-Wandlersignale unmittelbar auf der Leitung 276 empfangen. Zusätzlich legt der ISM-Block 210 den Schalter 320 um, wenn eine zyklisch abfragende Überwachungseinrichtung 217 bestimmt, daß eine Fehlfunktion des D/A-Wandlers 310 oder A/D-Wandlers 290 innerhalb der ACE vorliegt.

Die zyklisch abfragende Überwachungseinrichtung 217 überprüft den Betrieb des D/A-Wandlers 310 und des A/D- Wandlers 290. Wenn die Flugflächenanweisungen von der ACE empfangen werden, dann werden die Anweisungen in einer Gruppe von Speicherregistern 216 gespeichert, die im ISM- Block 210 enthalten sind. Wenn die Gruppe von Flugflächenanweisungen aus der digitalen in die analoge Form im D/A- Wandler 310 umgewandelt wird und durch die Gruppe von Prüfund Halteschaltungen 306 an die Schalter 320 angelegt wird, dann wird ein Multiplexer 280 so ausgewählt, daß die Flugflächenanweisungen aus der analogen Form zurück in die digitale Form im A/D-Wandler 290 umgewandelt werden. Die rükkumgewandelten Flugflächenanweisungen werden vom A/D-Wandler 290 an die Speicherregister 216 über den internen Datenbus 260 übertragen. Die zyklisch abfragende Überwachungseinrichtung 217 vergleicht dann die wieder rückumgewandelten digitalen Flugflächenanweisungen mit den ursprünglichen Flugflächenanweisungen, die ebenfalls in den Speicherregistern 216 abgespeichert sind. Wenn die beiden Gruppen von Flugflächenanweisungen nicht innerhalb eines vorbestimmten Fehlerrahmens übereinstimmen, erklärt die zyklisch abfragende Überwachungseinrichtung 217, daß ein Fehler innerhalb der ACE vorliegt, und erzeugt ein Signal auf der Leitung 212, das die Schalter 320 veranlaßt, die Servoschleifen mit den Piloten-Steuersäulen-Wandlersignalen zu speisen.

Der Multiplexer 280 wird auch verwendet, um Servoschleifen-Zustandssignale und andere Betätigungseinrichtungsinformationen zur Umwandlung in ein digitales Format durch den A/D-Wandler 290 zu empfangen, die an die Hauptflugrechner übertragen werden.

Fig. 7 ist ein Flußdiagramm, das beispielsweise darstellt, wie das vollelektrische System gemäß der vorliegenden Erfindung sicher die Position einer Seitenruder-Flugsteuerfläche 558 unter Verwendung redundanter Hauptflugrechner, ACEs und hydraulischer Betätigungseinrichtungen steuert. In diesem Beispiel bewegt der Pilot eine Steuereinrichtung (die Seitenruderpedale), um ein Signal zu erzeugen, das von den Hauptflugrechnern analysiert wird und verwendet wird, um eine Flugflächenanweisung zu erzeugen, die das Seitenruder bewegt.

Die Pedale 33 sind mit der Reihe der Piloten-Steuersäulen-Wandler 36 verbunden, die eine Gruppe individueller Pedalwandler P1, P2 und P3 umfaßt. Jeder der Pedalwandler versorgt eine der ACEs mit einem Pedalwandlersignal, das proportional ist zur Lage der Pedale 33. Jede ACE 62, 82 und 92 überträgt dann das Pedalwandlersignal, das von den einzelnen Pedalwandlern empfangen wurde, auf einen der Datenbusse 40, 42 und 44. Im einzelnen überträgt die ACE 62 das Pedalwandlersignal aus ihrem zugeordneten Pedalwandler P1 über den linken Datenbus 40; die ACE 82 überträgt das Pedalwandlersignal, das von ihrem zugeordneten Pedalwandler P2 empfangen wurde, über den mittleren Datenbus 42; und die ACE 92 überträgt das Pedalwandlersignal aus ihrem zugeordneten Pedalwandler P3 über den rechten Datenbus 44. Nachdem die Pedalwandlersignale an die Datenbusse angelegt sind, wählt jeder der Hauptflugrechner 64, 84 und 94 aus den Pedalwandlersignalen, die auf den Datenbussen empfangen sind, eine Gruppe von Pedalwandlersignalen aus, um eine Flugflächenanweisung zu erzeugen, die das Seitenruder bewegen wird.

Wiederum ist, weil jeder der Flugsteuerkanäle im wesentlichen in derselben Weise arbeitet, die folgende Beschreibung lediglich auf den linken Flugsteuerkanal gerichtet, um die Erörterung zu vereinfachen. Nach einer Zeit t&sub1;, wenn die ACEs die Pedalwandlersignale auf den Datenbussen überträgt, empfängt der linke Hauptflugrechner 64 die Pedalwandlersignale von jedem der drei Datenbusse 40, 42 und 44. Zur Zeit t&sub2; wählt der linke Hauptflugrechner 64 eines der Pedalwandlersignale aus, das von einem der drei ACEs empfangen wurde, und zwar in einem Block 375a, um es beider Erzeugung einer Gruppe von Flugflächenanweisungen zu benutzen. Der mittlere Hauptflugrechner 84 und der rechte Hauptflugrechner 94 führen dieselbe Operation im Block 375b bzw. 375c zur Zeit t&sub2; durch. Welches spezielle Pedalwandlersignal im Block 375a ausgewählt wird, beruhrt auf der Auswahl des pedalwandlersignals mit mittlerem Wert gemäß Bewertungsregeln, die dem Durchschnittsfachmann auf dem Gebiet der Flugzeugregelung bekannt sind. Alle anderen Daten, die von den Hauptflugrechnern auf den Datenbussen empfangen werden, wie etwa Luftwert- und Massenkraftdaten, werden in einer ähnlichen Weise bewertet und ausgewählt.

Nach der Auswahl des Pedalwandlersignals aus einer der drei ACEs erzeugt der Hauptflugrechner 64 eine Gruppe vorgeschlagener Flugflächenanweisungen zur Zeit t&sub3; in einem Steuervorschriftsblock 377a. Dies wird durch Kombinieren der gewählten pedalwandlersignale mit den Daten erreicht, die vom Luftwertdaten- und Massenkraft-Bezugssystem (nicht gezeigt) erhalten werden, in Übereinstimmung mit vordefinierten Steuervorschriften für das Flugzeug. Die tatsächlichen Steuervorschriften, die verwendet sind, sind unter Benutzung von genormten Steuervorschriftstheorien und empirischen Daten abgeleitet, die während des Tests des Flugzeugtyps gesammelt wurden, bei denen das vollelektrische System gemäß der vorliegenden Erfindung benutzt wird.

Nach Erzeugen der Gruppe vorgeschlagener Flugsteuerflächenanweisungen im Block 377a überträgt der linke Hauptflugrechner 64 die Gruppe vorgeschlagener Anweisungen über den Datenbus 40, während der mittlere und rechte Hauptflugrechner 84 und 94 ihre Gruppen vorgeschlagener Flugflächenanweisungen auf dem mittleren und rechten Datenbus 42 bzw. 44 zur Zeit t&sub4; übertragen. Nach der Übertragung der vorgeschlagenen Gruppen von Flugflächenanweisungen an die Datenbusse vergleicht der linke Hauptflugrechner 64 die Gruppen vorgeschlagener Flugflächenanweisungen, die er erzeugt hat, mit den vorgeschlagenen Flugflächenanweisungen, die von jedem der anderen Hauptflugrechner 84 und 94 erzeugt wurden. In einem Mittelwert-Wählblock 379a wählt der linke Hauptflugrechner 64 den Mittelwert eines jeden der Flugflächenanweisungen zur Zeit t&sub5;. Nach dem Block 379a überträgt zur Zeit t&sub6; der linke Hauptflugrechner 64 die ausgewählten Mittelwerte der Flugflächenanweisungen über den linken Datenbus 40, während der mittlere und rechte Hauptflugrechner ihre ausgewählten Mittelwert-Flugflächenanweisungen auf dem mittleren und rechten Datenbus 42 und 44 übertragen. Zur Zeit t&sub7; empfangen die ACEs 62, 82 und 92 die Gruppen von Flugflächenanweisungen, die von jedem der Hauptflugrechner 64, 84 und 94 erzeugt wurden. Zur Zeit t&sub8; wählt die linke ACE 62 eine der Gruppen von Flugflächenanweisungen aus, die von den drei Hauptflugrechnern erzeugt wurden, in Übereinstimmung mit der Signalwählfunktion des Eingabe-Signal-Managementblocks 210, der in Fig. 6 gezeigt und oben beschrieben ist. Nachdem die ACE 62 eine Gruppe von Flugflächenanweisungen ausgewählt hat, legt sie die ausgewählte Gruppe von Flugflächenanweisungen an eine Servoschleife an, die eine Seitenruder-Betätigungseinrichtung 558a steuert, die das Seitenruder am Flugzeug bewegt. Der Betrieb des mittleren Hauptflugrechners 84 und des rechten Hauptflugrechners 94 sind dieselben wie der des linken Hauptflugrechners 64, der oben beschrieben wurde, und müssen deshalb nicht erörtert werden.

Fig. 8 ist eine beispielhafte, schematische Steuerschleifendarstellung einer Servo-Steuerschleife, mit einer Kraftsteuereinheit, die von einer einzelnen ACE gesteuert wird, um eine Flugsteuerfläche 20 zu bewegen. Die Servoschleifensteuerung, die insgesamt mit 330 gezeigt ist, benutzt eine Flugflächenanweisung, um eine hydraulische Betätigungseinrichtung zu steuern, die mit einer der individuellen Flugsteuerflächen 20 verbunden ist, beispielsweise mit dem Querruder eines Flugzeugs. Die Flugflächenanweisung wird an eine Leitung 601 angelegt, die mit einem Summierungsblock 602 verbunden ist. Der Summierungsblock 602 subtrahiert ein Lagesignal einer Betätigungseinrichtung auf einer Leitung 627 von der Flugflächenanweisung auf der Leitung 601. Das Positionssignal der Betätigungseinrichtung ist proportional zur Lage einer hydraulischen Betätigungseinrichtung 620 und gibt die Lage der Flugsteuerf läche 20 an. Das Lagesignal der Betätigungseinrichtung wird von einem linearen, variablen Differentialumformer (LVDT) 622 erzeugt, der angeschlossen ist, um die Lage der hydraulischen Betätigungseinrichtung 620 zu überwachen. Ein Lagefehlersignal, das repräsentativ ist für die Differenz zwischen der Flugflächenanweisung und dem Lagesignal der Betätigungseinrichtung, wird erzeugt und auf einer Leitung 603 befördert, um die Strecke anzugeben, um welche die hydraulische Betätigungseinrichtung bewegt werden muß, um sich in der Lage zu befinden, die von der Flugflächenanweisung vorgegeben wird.

Das Lagefehlersignal wird über die Leitung 603 an einen zweiten Summierungsblock 604 angelegt, dessen Ausgabe einen Servoverstärker 606 antreibt. Die Ausgabe des Servoverstärkers 606 wird auf einer Leitung 607 angelegt, um ein elektrohydraulisches Ventil 608 zu betreiben. Das elektrohydraulische Ventil 608 steuert den Strom unter Druck stehenden hydraulischen Strömungsmittels zur hydraulischen Betätigungseinrichtung 620, welche ihrerseits die Flugsteuerfläche 20 bewegt. Ein als LVDT ausgebildeter, die Lage erfassender Umformer 610 ist mit dem elektrohydraulischen Ventil 608 gekoppelt und erzeugt ein Ventil-Ladesignal, das proportional ist zur Lage des elektrohydraulischen Ventils 608. Das Ausgabesignal des LVDT 610 ist mit einem Demodulator 612 über eine Leitung 611 gekoppelt. Der Demodulator 612 sorgt für ein demoduliertes Ventil-Ladesignal, welches an den Summierungsblock 604 über die Leitung 613 zurückgegeben wird, um eine Servoschleife für das elektrohydraulische Ventil 608 fertigzustellen. Das LVDT 622 erzeugt in ähnlicher Weise ein Signal, das proportional ist zur Lage der hydraulischen Betätigungseinrichtung 620, das auf einer Leitung 623 zu einem Demodulator 626 befördert wird. Der Demodulator 626 erzeugt ein demoduliertes Betätigungseinrichtungs-Lagesignal und speist das Signal in den Summierungsblock 602 ein, um die Servoschleife für die hydraulische Betätigungseinrichtung 620 zu vervollständigen.

Die Servoschleifensteuerung 330 umfaßt auch einen Servoschleifen-Überwachungsblock 636, der den Betrieb der beiden Servoschleifen überwacht, die beim Steuern des Betriebs des elektrohydraulischen Ventils 608 und der hydraulischen Betätigungseinrichtung 620 verwendet sind. Eine Servoventil-Überwachungseinheit 614 empfängt das demodulierte Ventil-Lagesignal auf einer Leitung 613 vom Demodulator 612 und vergleicht es mit einem Modell-Ventil-Lagesignal, das als eine Funktion des Lagefehlersignals erzeugt wird, das der Servoventil-Überwachungseinrichtung von der Leitung 603 her zugeht. Durch Vergleichen des Ventil-Lagesignals mit dem Modell-Ventil-Lagesignal bestimmt die Servoventil-Überwachungseinrichtung 614, ob das elektrohydraulische Ventil ordnungsgemäß auf das Lagefehlersignal auf der Leitung 603 anspricht. Wenn die Servoventil-Überwachungseinrichtung 614 bestimmt, daß das elektrohydraulische Ventil 608 nicht ordnungsgemäß arbeitet, erzeugt es ein Fehlersignal, das einer Servoschleifen-Überwachungseinrichtung 636 auf einer Leitung 615 zugesendet wird. Die Verwendung der Ventil-Modellnachbildung zum Bestimmen, ob das elektrohydraulische Ventil 608 ordnungsgemäß arbeitet, ist dem Fachmann auf dem Gebiet der Flugzeugsteuerung wohlbekannt.

Nach Empfang eines Ausfallsignals sendet die Servoschleifenüberwachungseinrichtung 636 ein Ventil-Offen- Signal auf einer Leitung 617 zu einem Überbrückungsventil 632. In Abhängigkeit vom Ventil-Offen-Signal öffnet das Überbrückungsventil 632 ein Strömungsmittelventil 633 und ein Strömungsmittelventil 634 und unterbricht somit den Fluß des hydraulischen Strömungsmittels aus dem elektrohydraulischen Ventil 608 zur hydraulischen Betätigungseinrichtung 620. Wenn die Strömungsmittelventile 633 und 634 offen sind, dann ist das hydraulische Strömungsmittel, das die hydraulische Betätigungseinrichtung 620 bewegt, imstande, auf einem geschlossenen Weg 644 umzulaufen. Dieser geschlossene Weg ermöglicht es der Flugsteuerfläche 20, von einer anderen hydraulischen Betätigungseinrichtung (nicht gezeigt) bewegt zu werden, wie unten beschrieben wird. Zusätzlich zur Abgabe eines Signals an das Überbrückungsventil 632 sendet die Servoschleifen-Überwachungseinrichtung 636 auch ein Servoschleifen-Fehlersignal an den Multiplexer 280, der in Fig. 6 gezeigt ist, welcher seinerseits das Servoschleifen-Fehlersignal an die Hauptflugrechner überträgt, um den Piloten von der Funktionsstörung in Kenntnis zu setzen.

Eine Demodulator-Überwachungseinrichtung 630 überprüft den Betrieb des Demodulators 626 durch Vergleichen des Ausgabesignals des Demodulators 626 mit dem Ausgabgesignal eines zweiten Demodulators 628. Der zweite Demodulator 628 ist zum Demodulator 626 parallel geschaltet und sorgt für ein zweites, demoduliertes Ausgabesignal aus dem LVDT 622 an die Demodulator-Überwachungseinrichtung 630. Wenn die Ausgabesignale aus den Demodulatoren 626 und 628 nicht innerhalb einer bestimmten Fehlergrenze übereinstimmen, sendet die Demodulator-Überwachungseinrichtung 630 ein Fehlersignal an die Servoschleifen-Überwachungseinrichtung 636. In Abhängigkeit vom Fehlersignal veranlaßt die Servoschleifen-Überwachungseinrichtung 636 das Überbrückungsventil 632, die Strömungsmittelventile 633 und 634 zu öffnen.

Eine Gleichtakt-Überwachungseinrichtung 624 überprüft auch den Betrieb des LVDT 622 durch Überwachen einer Gleichtaktspannung an der Leitung 623. Wenn die Gleichtaktspannung von ihrem bestimmten, normalen Bereich wesentlich abweicht, dann sendet die Gleichtakt-Überwachungseinrichtung 624 ein Fehlersignal an die Servoschleifen-Überwachungseinrichtung über eine Leitung 625. Die Servoschleifen-Überwachungseinrichtung spricht darauf an und veranlaßt das Überbrückungsventil 632, die Strömungsmittelventile 633 und 634 zu öffnen, und hebt hierdurch die Steuerung auf, die der PCU 330 auf die Flugsteuerfläche 20 ausübt.

Zusätzlich zum Senden eines Servoschleifen-Fehlersignals an den Multiplexer 280 der ACE und zum Öffnen des Umgehungsventils 632 überträgt die Servoschleifen-Überwachungseinrichtung 636 ein "Blockierventilarm"-Signal an ein Sperrventil (dasselbe wie das Sperrventil 640, mit der Ausnahme, daß es in einer anderen Servoschleife angeordnet ist, die die andere(n) hydraulische(n) Betätigungseinrichtung(en) steuert bzw. steuern, die angeschlossen ist bzw. sind, um diese Flugsteuerfläche zu bewegen)

Das Sperrventil 640 hintert die Flugsteuerfläche 20 daran, frei unter speziellen Ausfallbedingungen zu schwingen. Wenn das Überbrückungsventil 632 erst einmal die Strömungsmittelventile 633 und 634 geöffnet hat, dann ist die hydraulische Betätigungseinrichtung nicht länger der Kraft des unter Druck gesetzten hydraulischen Strömungsmittels aus dem elektrohydraulischen Ventil 608 unterzogen und kann sich frei bewegen. Wenn es zwei unabhängige hydraulische Betätigungseinrichtungen gibt, die mit der Flugsteuerfläche verbunden sind, dann kann die andere Betätigungseinrichtung fortfahren, die Lage der Flugsteuerfläche zu steuern. Wenn jedoch die andere Servoschleife, die die Flugsteuerfläche steuert, ebenfalls ausfallen würde und ihr Überbrückungsventil öffnen müßte, dann wäre die Flugsteuerfläche imstande, frei herumzuschwingen. Wenn das Flugzeug mit irgendeiner beträchtlichen Geschwindigkeit fliegen würde, dann könnte eine freiklappende Flugsteuerfläche sich an eine größere Flugfläche ankoppeln und zu einer zerstörenden Flatterschwingung führen. Deshalb ist das Sperrventil 640 erforderlich, um die Lage einer Flugsteuerfläche zu blokkieren. Nachdem ein "Blockierventilarm"-Signal an das Sperrventil 640 von der anderen Servoschleifen-Überwachungseinrichtung übertragen wurde, dann öffnet, wenn die Servoschleife 330 dann ausfallen sollte, das Überbrückungsventil 632 in dieser Servoschleife nicht, sondern geht stattdessen in einen Sperr- oder Blockierzustand über. Im Blockierzustand ist der geschlossene Weg 644 geöffnet und die hydraulische Betätigungseinrichtung 620 kann sich nicht frei bewegen, so daß sie die Flugsteuerfläche in ihrer Lage blockiert

Der Betrieb der Servoschleifen-Überwachungseinrichtungen, die oben beschrieben sind, ist unabhängig von äußeren Lasten, die auf die Flugsteuerfläche 20 aufgebracht werden. Beim Überprüfen des Betriebs der Servoschleife in der PCU ohne Bezugnahme auf die tatsächliche Lage der Flugsteuerfläche 20 wird ein noch weiteres Sicherheitsmerkmal hinzugefügt. Weil die meisten kritischen Flugsteuerflächen am Flugzeug mit mindestens zwei hydraulischen Betätigungseinrichtungen bewegt werden, von denen jede von einem unterschiedlichen Steuerkanal gesteuert wird, müssen die Servoschleifen-Überwachungseinrichtungen unabhängig von der Lage der Flugsteuerfläche arbeiten. Wenn die Servoschleifen-Überwachungseinrichtungen nicht unabhängig von der Lage der Flugsteuerfläche arbeiten würden, könnte es möglich sein, daß das vollelektrische System die falsche hydraulische Betätigungseinrichtung außer Eingriff bringen würde, wenn eine der Betätigungseinrichtungen ausgefallen wäre. Wenn beispielsweise eine herkömmliche, auf eine Anweisung ansprechende Überwachungseinrichtung benutzt würde und eine Betätigungseinrichtung im Vollausschlag ausfallen würde, dann würde die Flugsteuerfläche nicht auf die Flugflächenanweisungen aus der anderen, fehlerfreien Betätigungseinrichtung ansprechen. Deshalb würde eine auf eine Anweisung ansprechende Überwachungseinrichtung die fehlerlose Betätigungseinrichtung deaktivieren. Dieses Problem ist dadurch ausgeräumt, daß man die Elemente prüft, die die Bewegung der Flugsteuerfläche steuern, ungeachtet der Lage der Flugsteuerfläche selbst.

Fig. 9 zeigt ein funktionelles Blockschaltbild davon, wie die Betätigungs-Reglerelektronikeinheit ACE 62 die Bewegung einer Flugsteuerfläche (zu Zwecken der Darstellung ist das Höhenruder ausgewählt) im unmittelbaren analogen Betrieb steuert. Wenn man im unmittelbaren analogen Betrieb arbeitet, dann macht die Gruppe von Schaltern 320 auf, um die PCU-Servoschleifen und -Überwachungseinrichtungen 325 daran zu hindern, Flugflächenanweisungen zu empfangen, die von den Hauptflugrechnern erzeugt werden. Stattdessen empfangen die PCU-Servoschleifen und -Überwachungseinrichtungen 325 die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale, die von der Reihe von Piloten-Steuersäulen-Wandlern erzeugt werden, auf Leitungen 391, die unmittelbar mit den Piloten-Steuersäulen-Wandlern (nicht gezeigt) verbunden sind. Jede PCU- Servoschleife steuert die Lage einer der Flugsteuerflächen eines Flugzeugs gemäß dem Steuerplan, der in Fig. 8 gezeigt ist, wobei ein Piloten-Steuersäulen-Wandlersignal die Flugflächenanweisung auf der Leitung 601 ersetzt. Wenn man zusätzlich im unmittelbaren analogen Betrieb arbeitet, werden die einzelnen Klappenlagen aus den logischen Klappenblöcken 100a und 100b in Fig. 4 auf Leitungen 101 zu einem variablen Verstärkungsblock 275 gebracht, der innerhalb des Wandler-Stütz- und Signalauswählblocks 270 enthalten ist. Der variable Verstärkungsblock 275 ändert die Verstärkung der Piloten-Steuersäulen-wandlersignale, die von der Gruppe von Piloten-Steuersäulen-Wandlern empfangen werden, auf der Grundlage von Formeln, die dem Fachmann auf dem Gebiet der Flugreglertechnologie bekannt sind. Für die PCU-Servoschleifen, die die Höhenruder des Flugzeugs steuern, ändert der Flugzeug-Nickgeschwindigkeitsfühler und Überwachungsblock 380 weiter die Verstärkung der Lagesteuersignale, bevor sie auf die Servoschleife aufgebracht werden, die die Höhenruder-Flugsteuerfläche steuert. Der Flugzeug-Nickgeschwindigkeitsfühler und -Überwachungsblock 380 sorgen für ein Flugzeug-Nickgeschwindigkeits-Dämpfungssignal, das durch den Summierungsblock 274 über eine Leitung 382 über die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale überlagert wird. Der Zweck des Nickgeschwindigkeits-Dämpfungssignals ist es, für die Flugzeugstabilität in der Nickachse zu sorgen. Die Ausgabe des Summierungsblocks 274 stellt die Summe aus den Piloten-Steuersäulen-Wandlersignalen und dem Nickgeschwindigkeits-Dämpfungssignal dar, die von der ACE 62 verwendet werden, um die Gruppe von Flugsteuerflächen zu steuern, wenn man im unmittelbaren Analogbetrieb arbeitet.

Ein Schalter 271 wählt die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale entweder von der Reihe der Piloten-Steuersäulen- Wandlern oder der Reihe von Copiloten-Steuersäulen-Wandlern in Abhängigkeit von einem Ausgabesignal einer Wandler-Überwachungseinrichtung 279 aus. Die Wandler-Überwachungseinrichtung 279 überprüft die Wirkungsweise dieser Wandler auf dieselbe Weise wie die Gleichtaktbetrieb-Überwachungseinrichtung 624 und die Demodulator-Überwachungseinrichtung 630 (wie in Fig. 8 gezeigt). Im einzelnen empfängt die Wandler-Überwachungseinrichtung 279 die Piloten-Steuersäulen-Wandlersignale aus der Reihe der Piloten-Steuersäulen- Wandler auf einer Leitung 279a und aus der Reihe der Copiloten-Steuersäulen-Wandler auf einer Leitung 279b, um sicherzustellen, daß ein Paar von Demodulatoren 277 und 278 ordnungsgemäß arbeitet, und um sicherzustellen, daß die Gleichtaktbetriebsspannung der Piloten-Steuersäulen-Wandler verhältnismäßig konstant bleibt. Die Ausgabe der Wandler- Überwachungseinrichtung 279 wird auf einer Leitung 279c zur Steuerung der Lage des Schalters 271 befördert.

Fig. 10 zeigt die Verteilung der Flugsteuerflächen, die von einer speziellen ACE gesteuert werden, sowie die gegenseitige Verbindung zwischen den Gruppen von Wandlern, die entweder der Piloten- oder Copiloten-Steuersäule für ein typisches Flugzeug zugeordnet sind. Im allgemeinen sind die Steuersäulenwandler auf die ACEs so verteilt, daß jede Betätigungseinrichtung eine Eingabe von ihrer entsprechenden Steuereinrichtung im unmittelbaren Analogbetrieb empfängt. Wie oben beschrieben, weisen die Steuersäulen bzw. Steuereinrichtungen des Piloten im allgemeinen ein Rad und eine Säule auf, die mit dem Rad und der Säule des Copiloten durch die Blockier-Übersteuerungseinrichtung 34 verbunden sind. In der bevorzugten Ausführungsform des vollelektronischen Systems ist die ACE 62 noch weiter unterteilt in eine ACE-links-1 62A und eine ACE-links-2 62B. Der Grund für diese Redundanz ist es, für eine zusätzliche Sicherheit und Reserve zu sorgen, um die Höhenruder und Stabilisatoren des Flugzeugs zu steuern, wie beschrieben wird. Mit dem Rad und der Säule des Piloten ist eine Gruppe von Radwandlern 402 bzw. eine Gruppe von Säulenwandlern 406 verbunden. Die Radwandler 402 weisen drei redundante Wandler WL1, WL2 und WL3 auf. Jeder dieser Radwandler erzeugt ein Steuersäulen-Wandlersignal, das proportional ist zur Drehlage des Rades des Piloten. Der Radwandler WL1 ist mit der ACE-links-1 62A durch eine Leitung 404L1 verbunden; der Wandler WL2 ist mit der mittleren ACE 82 durch die Leitung 404C verbunden und der Wandler WL3 ist mit der rechten ACE 92 durch eine Leitung 404R verbunden. In gleichartiger Weise weist die Gruppe von Säulenwandlern 406 drei Wandler CL1, CL2 und CL3 auf, von welchen jede ein Steuersäulen-Wandlersignal erzeugt, das proportional ist zur Lage der Säule des Piloten. Der Wandler C1 ist mit der ACE-links-1 62A über eine Leitung 408L1 verbunden; der Wandler CL2 ist mit der mittleren ACE 82 über eine Leitung 408C verbunden und der Wandler CL3 ist mit der rechten ACE 92 durch eine Leitung 408R verbunden.

Eine Gruppe von Pedalwandlern 410 sorgt für Steuersäulen-Wandlersignale, die proportional sind zur Lage der Pedale für die einzelnen ACEs. Die Gruppe von Pedalwandlern umfaßt ferner drei redundante Wandler P1, P2 und P3. Der Wandler P1 ist mit der ACE-links-1 62A durch eine Leitung 412L1 verbunden; der Wandler P2 ist mit der mittleren ACE 82 durch eine Leitung 412C verbunden und der Wandler P3 ist mit der rechten ACE 92 durch eine Leitung 412R verbunden.

Eine Gruppe von Bremsklappenwandlern 414 ist mit einem Bremsklappenhebel verbunden, der sowohl vom Piloten als auch vom Copiloten steuerbar ist. Die Gruppe von Bremsklappenwandlern 414 weist vier redundante Wandler S1, S2, S3 und S4 auf. Der Wandler S1 ist mit der ACE-links-1 62A durch die Leitung 416L1 verbunden; der Wandler S2 ist mit der ACE-links-2 62B durch eine Leitung 416L2 verbunden; der Wandler 53 ist mit der mittleren ACE 82 durch eine Leitung 416C verbunden und der Wandler 54 ist mit der rechten ACE 92 durch eine Leitung 416R verbunden.

Mit der Säule des Copiloten ist eine Gruppe von Säulenwandlern 418 verbunden, von welche jede ein Steuersäulen-Wandlersignal erzeugt, das proportional ist zu der Lage der Säule des Copiloten. Die Gruppe von Säulenwandlern 418 weist drei redundante Wandler CR1, CR2 und CR3 auf. Der Wandler CR1 ist mit der ACE-links-2 62B über eine Leitung 420L2 verbunden; der Wandler CR2 ist mit der mittleren ACE 82 durch eine Leitung 420C verbunden und der Wandler CR3 ist mit der rechten ACE 92 durch eine Leitung 420R verbunden.

Mit dem Rad des Copiloten ist eine Gruppe von Radwandlern 422 verbunden, die drei redundante Wandler WR1, WR2 und WR3 aufweist. Der Wandler WR1 ist mit der ACE-links-2 62B durch eine Leitung 424L2 verbunden; der Wandler WR2 ist mit der mittleren ACE 82 durch eine Leitung 424C verbunden und der Wandler WR3 ist mit der rechten ACE 92 durch eine Leitung 424R verbunden. Zusätzlich zu den Steuereinrichtungen des Piloten in Form eines Rades und einer Säule sind sowohl der Pilot als auch der Copilot mit einer Stabilisator-Trimm-Steuereinrichtung versehen, um eine Stabilisator- Flugsteuerfläche am Flugzeug einzustellen. Mit der Stabilisator-Trimm-Steuereinrichtung ist eine Gruppe von Stabilisator-Trimm-Wandlern 430 verbunden, die zwei redundante Wandler LTA und LTC aufweist. Der Wandler LTA ist mit der ACE-links-1 62A durch eine Leitung 432L1 verbunden. Der Wandler LTC ist mit der mittleren ACE 82 durch eine Leitung 432C verbunden. Auch der Copilot ist mit einer Stabilisator-Trimm-Steuereinrichtung verbunden, an die eine Gruppe von Stabilisator-Trimm-Wandlern 434 angekoppelt ist. Die Stabilisator-Trimm-Wandler 434 umfassen zwei redundante Wandler RTA und RTC. Der Wandler RTA ist mit der ACE-links- 2 62B verbunden und der Wandler RTC ist mit der rechten ACE 92 durch eine Leitung 436R verbunden.

Bei dem vollelektrischen System gemäß der vorliegenden Erfindung ist, bevor der Stabilisator bewegt wird, eine Übereinstimmung zwischen den Wandlern LTA und LTC oder zwi schen den Wandlern RTA und RTC erforderlich. Der Wandler LTA erzeugt ein Stabilisator-Trimm-"Arm"-Signal, während der Wandler LTC ein Stabilisator-Wandler-"Steuer"-Signal erzeugt. In gleicher Weise erzeugt der Wandler RTA 434 ein Stabilisator-Trimm-"Arm"-Signal und der Wandler RTC erzeugt ein Stabilisator-Trimm -"Steuer"-Signal. Deshalb ist zum Bewegen des Stabilisators eine Übereinstimmung zwischen beiden Stabilisator-Trimm-"Arm"- und -"Steuer"-Signalen erforderlich. Die ACE ist in jedem der drei Steuerkanäle, das heißt der ACE-links-1 62A, der mittleren ACE 82 und der rechten ACE 92, mit einem Lage-Stabilisator-Signal versehen, das proportional ist zur Lage der Stabilisator-Trimm- Steuereinrichtung.

Eine Gruppe von Stabilisator-Lage-Wandlern 438 weist drei redundante Wandler SP1, SP2 und SP3 auf. Der Wandler SP1 ist mit der ACE-links-1 62A durch eine Leitung 440L1 verbunden; der Wandler SP2 ist mit der mittleren ACE 82 durch eine Leitung 440C verbunden, und der Wandler SP3 ist mit der rechten ACE 92 durch eine Leitung 440R verbunden. Die Stabilisator-Lage-Signale, die von den Wandlern SP1, SP2 und SP3 erzeugt werden, werden von den einzelnen ACEs auf die Datenbusse 40, 42 und 44 zur Angabe für den Piloten über die Triebwerksangabe und die Warn-Alarmbox 130 übertragen, die in Fig. 4 gezeigt sind.

Die linke ACE ist in zwei getrennte Kanäle L1 und L2 so unterteilt, daß ein Ausfall der Stromversorgung, die die ACE L1 versorgt, nicht den Betrieb der ACE L2 beeinträchtigt, und auch, um für zusätzliche Sicherheit beim Steuern der Höhenruder und des Stabilisators des Flugzeugs zu sorgen. In den Spalten der Tabelle 1 unten sind die speziellen Flugsteuerflächen aufgelistet, die von jeder ACE gesteuert werden, und die hydraulische Betätigungseinrichtung, die diese Flugsteuerfläche bewegt.

TABELLE 1 ACE-LINKS-1
ACE-LINKS-2
MITTLERE ACE
RECHTE ACE

Fig. 11a zeigt die Anordnung der Flugsteuerflächen an einer Gruppe von Flügeln 500 des Flugzeugs. In den Flügeln enthalten sind eine Gruppe von Außenquerrudern 502 und 504, zwei Gruppen von Außenspoilern 511-515 und 520-524, eine Gruppe von Querklappen 530 und 532 und zwei Gruppen von Innenspoilern 516-517, 518-519. Wie aus der obigen Tabelle ersichtlich wird, sind die meisten der Flugsteuerflächen (mit der Ausnahme der Spoiler) von zwei Betätigungseinrichtungen besetzt, von denen jede mittels eines separaten Kanals des vollelektrischen Systems sowie durch ein separates hydraulisches System gesteuert wird. Die Buchstaben, die innerhalb der Kreise neben jeder Betätigungseinrichtung enthalten sind, die in Fig. 11a gezeigt ist, bezeichnen die spezielle ACE, die die Betätigungseinrichtung steuert, während der Buchstabe, der innerhalb der quadratischen Blöcke enthalten ist, das hydraulische System bezeichnet, das von der Betätigungseinrichtung benutzt wird, die jeder Flugsteuerfläche zugeordnet ist. Die Hauptbetonung bei dieser Verteilung der hydraulischen Leistung und der ACE-Steuerung der Betätigungseinrichtungen, die die Flugsteuerflächen bewegen, liegt darin, sicherzustellen, daß jede Kombination doppelten hydraulischen Ausfalls, doppelten ACE-Ausfalls oder doppelten hydraulischen ACE-Ausfalls nicht die Steuerbarkeit des Flugzeugs unter einen Sicherheitspegel verringert. Diese Verteilung stellt auch sicher, daß eine gute physische Abtrennung zwischen den hydraulischen Systemen und den ACE-Steuersignalen aufrechterhalten ist.

Die Fig. 11b zeigt die Anordnung der Höhenruder und Stabilisatoren sowie der ACEs und hydraulischen Systeme, die diesen zugeordnet sind. Die Höhenruder 554 und 556 werden jeweils durch zwei getrennte hydraulische Betätigungseinrichtungen gesteuert, welche ihrerseits von unterschiedlichen ACEs gesteuert werden. Damit die spezielle ACE nicht mehr als nur eine Betätigungseinrichtung an beiden Höhenrudem 554 und 556 steuert, wurde die linke ACE noch weiter in zwei Kanäle 62A und 62B unterteilt. Diese Unterteilung und zusätzliche Redundanz stellt sicher, daß ein Ausfall irgendeiner der vier ACEs nicht mehr als nur eine der Betätigungseinrichtungen beeinträchtigen kann, die die Höhenruder 554 und 556 steuern.

Ein Flugzeugstabilisator 552 wird von allen vier ACEs (links-1, links-2, Mitte und rechts) gesteuert und benutzt das mittlere und rechte hydraulische System, um für hydraulisches Druckströmungsmittel zu sorgen. Der Flugzeug-Stabilisator 552 wird unter Benutzung der Stabilisator-Trimm- Steuereinrichtungen gesteuert, die oben beschrieben sind. Um die Stabilisatorfläche zu bewegen, erfordert die Stabilisator-Betätigungseinrichtung die Übereinstimmung zwischen den Flugsteuerflächenanweisungen, die von der ACE-links-1 62A und der mittleren ACE 82 oder zwischen der rechten ACE 92 und der ACE-links-2 62B geliefert werden. Sollten diese Paare von Signalen, die von den ACEs erzeugt werden, nicht übereinstimmen, dann ermöglicht die Stabilisator-Betätigungseinrichtung nicht die Bewegung der Stabilisatorfläche. Die Übereinstimmung ist zwischen zwei Paaren von ACEs erforderlich, bevor der Stabilisator bewegt wird, und das vorliegende, vollelektrische System sorgt auf diesem Niveau für einen ausfallsicheren Betrieb, indem es die linke ACE in zwei Kanäle 62A und 62B aufspaltet. Durch ein solches Aufteilen der ACEs wird sichergestellt, daß eine Fehlfunktion in einer einzigen ACE die Stabilisatorfläche nicht veranlassen kann, sich unerwartet zu bewegen. Die Stabilisator-Flugsteuerfläche muß ordnungsgemäß gesteuert werden, da sie das sichere Handhaben des Flugzeugs beeinträchtigt, wenn sie sich irrtümlich bewegt, besonders bei hohen Fluggeschwindigkeiten.

Fig. 10C zeigt die Ausbildung der ACEs und der hydraulischen Systeme, die verwendet sind, um ein Seitenruder 558 des Flugzeugs zu steuern. Weil das Seitenruder imstande ist, von irgendeinem der drei angebrachten, hydraulischen Betätigungseinrichtungen bewegt zu werden, ist es möglich, die Bewegung des Seitenruders 558 noch zu steuern, wenn irgendwelche zwei der hydraulischen Systeme oder irgendwelche zwei Steuerkanäle ausfallen, oder wenn irgendeine Kombination von einem hydraulischen System und einem Steuerkanal ausfällt. Dieser ausfallsichere Betrieb wird nicht nur bei der Flugsteuerung des Seitenruders, sondern für jede Flugsteuerfläche des Flugzeugs angewandt. Deshalb kann das vorliegende System im Ausfall irgendwelcher zweier ACEs oder irgendeines zweier hydraulischer Kanäle oder irgendeiner Kombination einer ACE und eines hydraulischen Kanals ohne Verlust der Fähigkeit zum sicheren Steuern des Flugzeugs widerstehen.


Anspruch[de]

1. Vollelektrisches Steuersystem für ein Flugzeug, das die Lage der piloten-Steuereinrichtungen überwacht und Flugflächenanweisungen erzeugt, die die Bewegung einer Vielzahl von Flugsteuerflächen (66) am Flugzeug steuern, wobei das System die folgenden Merkmale aufweist:

(a) eine Vielzahl von Wandlern (36, 38), die den pilotensteuereinrichtungen (30, 32) zugeordnet sind, wobei jeder der genannten Vielzahl von Wandlern ein Signal erzeugt, das eine Aussage über die Lage einer entsprechenden pilotensteuereinrichtung liefert;

(b) eine Vielzahl von isolierten Flugsteuerkanälen (60, 80, 90), von denen jeder dadurch gekennzeichnet ist, daß er folgende Merkmale aufweist:

(i) eine Anzahl von Servoschleifen, die die Bewegung einer Gruppe von Flugsteuerflächen (66) am Flugzeug steuern;

(ii) eine Betätigungs-Reglerelektronikeinheit (ACE), die die Signale von mindestens einigen der Wandler (36, 38) empfängt; und

(iii) ein Hauptflugrechner (64), der mit der ACE gekoppelt ist und der Flugflächenanweisungen als Funktion der Signale aus den Wandlern erzeugt, wobei die ACE für jeden Flugsteuerkanal (60) Mittel zum Empfang der Flugflächenanweisungen und zum Koppeln der Flugflächenanweisungen mit der Anzahl von Servoschleifen (325, 330, 340, 350, 360, 370) umfaßt, worin die Gruppe von Flugsteuerflächen (66), die von jedem Flugsteuerkanal gesteuert wird, so gewählt ist, daß der Betrieb eines einzigen Flugsteuerkanals ausreichend ist, um das Flugzeug zu fliegen&sub1; falls die verbleibenden Flugsteuerkanäle ausfallen sollten.

2. Vollelektrisches System wie in Anspruch 1, worin die Pilotensteuereinrichtungen als Pilotenposition (30) und als Copilotenposition (32) gedoppelt sind, und worin jede ACE ferner folgendes Merkmal aufweist:

Signalwählmittel (270) zum Auswählen der Signale aus den Wandlern (36, 38) die den Pilotensteuereinrichtungen (30, 32) entweder an der Pilotenposition oder der Copilotenposition zugeordnet sind, zur Übertragung durch die ACE an den Hauptflugrechner (64, 84, 94).

3. Vollelektrisches System wie in Anspruch 1, worin jede ACE ferner folgendes Merkmal aufweist: einen Schalter (110, 320) zum Ankoppeln der Signale aus den Wandlern (36, 38) unmittelbar an die Servoschleifen unter Umgehung des Hauptflugrechners (64, 84, 94), wodurch die Bewegung der Gruppe von Flugsteuerflächen ohne die Flugflächenbefehle gesteuert wird, die von den Hauptflugrechnern erzeugt werden.

4. Vollelektrisches System wie in Anspruch 3, worin der Schalter (110) zum Anlegen der Signale aus den Wandlern (36, 38) unmittelbar an die Servoschleifen von einem Piloten oder Copiloten gesteuert wird.

5. Vollelektrisches System wie in Anspruch 5, worin jede ACE Flugflächenanweisungen vom Hauptflugrechner (64, 84, 94) in mindestens einem anderen Flugsteuerkanal empfängt, und worin jede ACE (62, 82, 92) ferner Mittel umfaßt, um die Flugsteueranweisungen auszuwählen, die verwendet werden, um die Bewegung der Gruppe von Flugsteuerflächen zu steuern, unter jenen Flugflächenanweisungen, die vom Hauptflugrechner in seinem eigenen Flugsteuerkanal erzeugt wurden, und jenen, die von dem genannten, mindestens einem anderen Flugsteuerkanal empfangen wurden.

6. Vollelektrisches System wie in Anspruch 5, worin die Mittel zum Auswählen der Flugflächenanweisungen, die verwendet werden, um die Bewegung der Gruppe von Flugsteuerf lächen zu steuern, einen Eingabesignal-Wählkreis aufweisen, der innerhalb der ACE (62, 82, 92) angeordnet ist.

7. Vollelektrisches System wie in Anspruch 6, worin jede ACE (62, 82, 92) einen Digital-Analog-Wandler (310) umfaßt, der die Flugflächenanweisungen, die ausgewählt sind, aus einer digitalen Form in eine analoge Form umwandelt, und worin der Eingabesignal-Wählkreis, der innerhalb der ACE angeordnet ist, eine Überwachungsschaltung (217) umfaßt, die bestimmt, ob die Gruppe von Flugflächenanweisungen, die ausgewählt ist, ordnungsgemäß umgewandelt wurde, wobei die Überwachungsschaltung folgende Merkmale aufweist:

einen Analog-Digital-Wandler (290), der die analogen Flugflächenanweisungen in eine digitale Form rückverwandelt und Prüf-Flugflächenanweisungen erzeugt; und

einen Vergleicher (217), der die digitalen Flugflächenanweisungen, die ausgewählt wurden, mit den Prüf-Flugflächenanweisungen vergleicht und eine Fehleranzeige erzeugt, wenn sie unterschiedlich sind.

8. Vollelektrisches System wie in Anspruch 7, worin die Überwachungsschaltung (217) den Schalter (320) steuert (212), der die Signale aus den Wandlern unmittelbar an die Servoschleifen anlegt, so daß, wenn die gewählten Flugflächenanweisungen nicht ordnungsgemäß mit den Servoschleifen gekoppelt sind, die Bewegung der Flugsteuerflächen unmittelbar von den Signalen gesteuert wird, die von den Wandlern erzeugt werden, die den Piloten-Steuereinrichtungen zugeordnet sind.

9. Vollelektrisches System wie in Anspruch 1, ferner mit einer Anzahl von isolierten Datenbussen (260), worin alle Daten, die zwischen den Flugsteuerkanälen übertragen werden, auf den Datenbussen gesendet werden.

10. Vollelektrisches System wie in Anspruch 1, worin jeder Flugsteuerkanal ein unabhängiges hydraulisches System (70) umfaßt.

11. Vollelektrisches System wie in Anspruch 1, worin jeder Flugsteuerkanal eine isolierte Strom- bzw. Kraftversorgung (68) umfaßt.

12. Vollelektrisches System wie in Anspruch 1, worin der Hauptflugrechner (64) in jedem Flugsteuerkanal (60) Mittel zum Auswählen von Signalen umfaßt, die von mindestens einem der Flugsteuerkanäle zur Verwendung beim Erzeugen der Flugflächenanweisungen übertragen wurden.

13. Vollelektrisches System wie in Anspruch 1, worin jede Servoschleife (325, 330, 340, 350, 360, 370) folgendes Merkmal aufweist:

Servo-Überwachungsmittel (636), um zu bestimmen, ob eine Servoschleife, die die Bewegung einer Flugsteuerfläche steuert, ordnungsgemäß funktioniert, worin die Servoschleifen-Überwachungsmittel unabhängig von einer äußeren Last arbeiten, die auf die Flugsteuerfläche aufgebracht wird.

14. Vollelektrisches System wie in Anspruch 13, worin jedes Servoschleife (325, 330, 340, 350, 360, 370) die folgenden Merkmale aufweist:

(a) ein elektrohydraulisches Ventil (608), das hydraulisches Strömungsmittel an eine hydraulische Betätigungseinrichtung (620) liefert;

(b) ein Lagefühler (622) für eine hydraulische Betätigungseinrichtung, der ein Signal (623) erzeugt, das eine Aussage über die Lage der hydraulischen Betätigungseinrichtung liefert;

(c) ein erster Demodulator (626), der an den Lagefühler (626) für die hydraulische Betätigungseinrichtung angekoppelt ist; und

worin die Servoschleifen-Überwachungsmittel (636) die folgenden Merkmale aufweisen:

(i) Mittel zum Erzeugen eines Signals, das eine Aussage über eine vorhergesagte Lage des elektrohydraulischen Ventils liefert;

(ii) ein Fühler (610) zum Erzeugen eines Signals, das eine Aussage über die tatsächliche Lage des elektrohydraulischen Ventils (608) liefert,

(iii) eine Servoventil-Überwachungseinrichtung (614), welche das Signal (613), das eine Aussage über die Lage des elektrohydraulischen Ventils liefert, mit dem Signal (603) vergleicht, das eine Aussage von der vorhergesagten Lage des elektrohydraulischen Ventils liefert;

(iv) eine Gleichtaktbetriebs-Überwachungseinrichtung (624), die eine Gleichtakt-Betriebsspannung (623) am Lagefühler für die hydraulische Betätigungseinrichtung überwacht, um zu bestimmen, ob der Lagefühler ordnungsgemäß arbeitet; und

(v) Differentialbetriebs-Überwachungsmittel (630), um zu bestimmen, ob der erste Demodulator (626), der mit dem Lagefühler (622) für die hydraulische Betätigungseinrichtung gekoppelt ist, ordnungsgemäß arbeitet.

15. Vollelektrisches System wie in Anspruch 14, worin die Differentialbetriebs-Überwachungsmittel (630) die folgenden Merkmale aufweisen:

ein zweiter Demodulator (628), der mit dem Lagefühler (622) für die hydraulische Betätigungseinrichtung verbunden ist; und

ein Vergleicher (630), der ein Signal aus dem ersten Demodulator (626) mit einem Signal aus dem zweiten Demodulator (628) vergleicht und eine Fehlerangabe erzeugt, wenn die genannten Signale unterschiedlich sind.

16. Vollelektrisches System wie in Anspruch 13, worin jede Servoschleife ferner folgendes Merkmal aufweist: ein überbrückungsventil (632), das es einer hydraulischen Betätigungseinrichtung (620) gestattet, sich frei zu bewegen, wenn die Flugsteuerfläche (20), mit der die hydraulische Betätigungseinrichtung (620) gekoppelt ist, von einer zweiten hydraulischen Betätigungseinrichtung bewegt wird, während die hydraulische Betätigungseinrichtung bei der Bewegung der Flugsteuerfläche unwirksam ist.

17. Verfahren zum Steuern der Lage einer Vielzahl von Flugsteuerflächen (66) an einem Flugzeug, mit den folgenden Schritten:

Erzeugen einer Anzahl von Wandlersignalen sowohl an einer Pilotenposition (30) als auch an einer Copilotenposition (32), wobei die Wandlersignale eine Aussage über die Steuerbedingungen an diesen Positionen liefern; Auswählen einer unterschiedlichen Gruppe von Wandlersignalen aus der Anzahl von Wandlersignalen für jeden der Anzahl von Steuerkanälen (60, 80, 90), gekennzeichnet durch

Übertragen einer jeden gewählten Gruppe von Wandlersignalen an einem getrennten Hauptflugrechner, der jedem Steuerkanal zugeordnet ist; Kombinieren der Gruppen von Wandlersignalen in jedem Steuerkanal mit Daten, die aus einem Luftwertdaten- und Massenträgheits-Bezugssystem erhalten wurden, um eine entsprechende Anzahl von Gruppen von Flugflächenanweisungen zu erzeugen; und

Übertragen der Gruppen von Flugflächenanweisungen aus den Hauptflugrechnern an eine entsprechende Anzahl von Betätigungsreglereinheiten (ACEs), von denen jede eine Gruppe von Flugflächenanweisungen unter der Anzahl von Gruppen auswählt und die ausgewählte Gruppe von Flugflächenanweisungen an eine Anzahl von Servoschleifen weitergibt, um eine entsprechende Gruppe von Flugsteuerflächen am Flugzeug zu steuern.

18. Verfahren des Anspruches 17, ferner mit dem folgenden Schritt:

Überwachen (636) jeder der Servoschleifen, um zu bestimmen, ob jede Servoschleife ordnungsgemäß arbeitet, und Öffnen eines Überbrückungsventils (232) in einer Servoschleife, wenn diese Servoschleife nicht ordnungsgemäß arbeitet.

19. Verfahren des Anspruches 18, ferner mit dem folgenden Schritt:

Anlegen des Wandlersignals unmittelbar an die Anzahl von Servoschleifen (325, 330, 340, 350, 360, 370) im Fall, daß die Hauptflugrechner, die die Flugsteueranweisungen erzeugen, ausfallen.







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