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Die vorliegende Erfindung betrifft ein modulares elektronisches Flugsteuerungssystem für ein Flugzeug nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 sowie ein Kommunikationsbus für ein modulares Flugsteuerungssystem gemäß Anspruch 13.
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Mit einem Flugsteuerungssystem werden bekannterweise Eingaben des Piloten, die er über Eingabegeräte vorgibt, in entsprechende Bewegungen der verschiedenen Steuerflächen, mit denen wiederum das Flugzeug im Flug gesteuert wird, umgesetzt.
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Konventionelle Flugsteuerungssysteme für zivile Verkehrsflugzeuge und militärisch genutzte Flugzeuge nutzen eine mechanische Kopplung zwischen den Piloten-Eingabe-Elementen und den Steuerklappen, indem die Eingabe Elemente über Hebelagen und Stahl-Seilzüge mit den Kraft verstärkenden Aktuatoren verbunden sind. Bei den moderneren sogenannten Fly-by-Wire-Systemen wird diese mechanische durch eine elektronische Kopplung ersetzt, und die Steuersignale aus dem Cockpit elektronisch zu den primären Steuerrudern, den Spoiler-Klappen, den Hochauftriebssystemen usw. übertragen. Die Piloteneingaben werden über Sensoren an den Eingabeelementen in elektronische Steuersignale umgewandelt und in die Computer des Flugsteuerungssystems eingegeben. Mithilfe dieser elektronischen Daten und unter Hinzunahme von Lagesensorinformationen können mittels digitalisierter Regelgesetze Steuerkommandos für Betätigungseinrichtungen, den sogenannten Aktuatoren, erzeugt werden. Diese führen dann dazu, dass die Steuerklappen die geeigneten Bewegungen ausführen. Die Daten können automatisch oder manuell entsprechend der Flugphase oder den Umständen angezeigt oder abgerufen werden.
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Durch die Einführung der Fly-by-Wire-Technologie können die Piloten durch automatische Funktionen entlastet oder fehlerhafte Eingaben durch computergenerierte Limits vermieden werden. Die Automatik erlaubt dabei den Piloten nur innerhalb bestimmter physikalischer Grenzen zu agieren. Da sich nun aber Fehler in der Flugsteuerungselektronik besonders katastrophal auswirken können, werden die Fly-by-Wire-Systeme mit einem sehr hohen Anspruch an integrität und Zuverlässigkeit konstruiert. Darüber hinaus werden aus Gründen der Zulassungsforderungen an Integrität und Fehlerunabhängigkeit zusätzliche mechanische oder elektrische Not-Systeme (Backupsysteme) vorgesehen.
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Einige Fly-by-Wire Flugzeuge verwenden hybride Flugsteuerungen indem ein oder zwei Achsen der Flugsteuerung konventionell mechanisch (Seile) angesteuert werden, z. B. auf Seitenruder und Trimmung des Höhenleitwerks (Trimable Horizontal Stabilizer, THS) für den Fall eines Versagens der Elektroniksysteme.
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Konventionelle, mechanische Flugsteuerungssysteme zeichnen sich zwar durch eine geringe technische Komplexität aus, weisen jedoch einen hohen Volumen und Gewichtsaufwand sowie höhere Installations- und Wartungskosten auf. Dieser Aufwand wird durch die Fly-by-Wire-Systeme zwar verringert, was aber wegen der notwendigen Flugsteuerungsrechner eine höhere technische Komplexität mit sich bringt. Das Fly-by-Wire-Konzept führt zu Gewichtseinsparungen, da keine Notwendigkeit mehr für schwere Gestänge, Seile, Umlenkrollen und Montagewinkel, die durch das Flugzeug verlaufen um die Aktuatoren zu steuern besteht, außer der elektrischen Verdrahtung zwischen den Flugsteuerungscomputer und den Aktuator-Ansteuer-Elektroniken (ACE).
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Aus den Anforderungen an ein Fly-by-Wire-Flugsteuerungssystem in Bezug auf teil- und vollautomatische Funktionen ergibt sich die Notwendigkeit, verschiedene, aus Gründen der Verfügbarkeit des Systems, unabhängige Teilsysteme zu verbinden. Dies kann entweder durch eine große Anzahl von elektronischen Punkt-zu-Punkt-Verbindungen erfolgen, oder durch den Einsatz von komplexen Avionik Bussystemen.
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Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein vereinfachtes modulares elektronisches Flugsteuerungssystem sowohl für ein Zivil- als auch für ein Militärflugzeug bereitzustellen, durch welches der Aufwand für Betrieb und Wartung wesentlich reduziert wird, indem auf konventionelle mechanisch angesteuerte Achsen oder mechanische oder elektronische Backupsysteme verzichtet werden kann.
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Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch ein modulares elektronisches Flugsteuerungssystem mit den Merkmalen des Anspruchs 1 sowie durch einen Kommunikationsbus mit den Merkmalen des Anspruchs 13 gelöst.
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Das erfindungsgemäße modulare Flugsteuerungssystem zur Ansteuerung von Stellantrieben der primären und/oder sekundären Flugsteuerung eines Flugzeugs besteht in seiner Grundstruktur aus mehreren unabhängig voneinander agierenden aber datentechnisch miteinander verbundenen elektronischen Steuereinheiten (Flight Control Electronics, FCE1, FCE2, FCEn) zur elektronischen Ansteuerung der Stellantriebe. Das erfindungsgemäße Flugsteuerungssystem implementiert das Konzept eines Fly-by-Wire-Systems, mit dem die aerodynamisch wirksamen Klappen zur Flugsteuerung ausschließlich auf elektronischem Wege von den Piloten gesteuert werden können. Die dabei eingesetzten digitalen Rechner bieten die Möglichkeit, mit derselben Elektronik solche Funktionen zu realisieren, die ansonsten besondere Komponenten erfordern, wie „Autopiloten Servos, Travel Limiter”, „Yaw Damper Servos” usw.
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Das erfindungsgemäße Flugsteuerungssystem benötigt aufgrund seiner inherenten Integrität keine separaten mechanischen oder elektronischen Backup-Systeme. Dadurch wird die Komplexität des Systems reduziert, so dass die Entwicklungs- und Stückkosten wesentlich gesenkt werden können. Außerdem wird auch der Aufwand für den Betrieb und die Wartung des Flugsteuerungssystems gering ausfallen, da keinen regelmäßigen Test der Funktion eines mechanischen oder elektronischen Backup-Systems mehr notwendig ist.
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Vorzugsweise sind mehrere elektronische Steuereinheiten FCE1, FCE2, FCEn des erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystems verteilt in den verschiedenen Bereichen des Electronic-Bays des Flugszeugs untergebracht, so dass das Risiko eines „Common-Cause” Fehlers wesentlich verringert wird. Des Weiteren werden die Kabelverbindungen zwischen den Komponenten der einzelnen elektronischen Steuereinheiten auf ein Minimum gesenkt, was einen erheblichen Gewichtsvorteil mit sich bringt. Die elektronischen Steuereinheiten sind weiterhin an einen gemeinsamen bidirektionalen Datenbus angeschlossen, so dass sie miteinander kommunizieren können.
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Das erfindungsgemäße Flugsteuerungssystem wird auch dadurch optimiert, dass die elementaren Verbindungen so verteilt sind, dass beim Ausfall von einem bzw. einer oder mehreren Subsystemen, Komponenten oder Verbindungen, das Flugsteuerungssystem noch voll funktionsfähig bleibt, oder nur eine geringe Degradierung der Funktionalität aufweist.
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Es wird besonders bevorzugt, wenn jede der elektronischen Steuereinheiten FCE1, FCE2, FCEn jeweils einen Flugsteuerungsrechner (Primary Flight Control Unit, PFCU) sowie mindestens zwei digitale Aktuator-Steuerrecher (Actuator Control Electronics, ACEs) und eigene Stromversorgungen (Power Supply, PS) aufweist. Somit wird eine kompakte Architektur geschaffen, da die Anzahl der verschiedenen Komponenten minimiert ist, so dass der Wartungsaufwand und insbesondere der Aufwand der Lagerhaltung wesentlich verringert wird.
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Vorzugsweise werden sowohl die elektronischen Steuereinheiten FCE1, FCE2, FCEn als auch ihre Komponenten an einen gemeinsamen bidirektionalen Datenbus angeschlossen, um Daten untereinander auszutauschen. Es ist aber nicht notwendig, die Art oder die Anzahl der redundanten Busse festzulegen. Der Datenbus muss jedoch derart gewählt werden, dass er eine für die Zulassung der Flugsteuerung ausreichende Verfügbarkeit aufweist.
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Die Aktuator-Steuerrechner (ACEs), welche paarweise in den elektronischen Steuereinheiten FCE1, FCE2, FCEn angebracht sind, sind derart gewählt, dass sie geeignet sind, Pilotenkommandos und Kommandos des jeweiligen Flugsteuerungsrechners (PFCU) in Steuerbefehle von damit verbundenen Aktuatoren, zur Ansteuerung von Flugsteuerungsachsen bzw. Steuerklappen des Flugzeugs, umzusetzen. Dabei wird jeder Aktuator-Steuerrechner (ACE) mit mehreren Aktuatoren über deren integrierte Elektronik-Baugruppe (Remote Electronic Unit, REU) verbunden.
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Vorzugsweise wird jede der primären Steuerklappen von mindestens zwei Aktuatoren betrieben und diese wiederum durch dissimilaren Aktuator-Steuerrechern (ACEs) angesteuert. Dissimilar bedeutet, dass durch Maßnahmen in der Entwicklung der Geräte bewusste Unterschiede zwischen den Aktuator-steuerrechern (ACEs) und Unabhängigkeit von bestimmten Quellen angestrebt wird, mit dem Ziel, dass höchstens einer von beiden Aktuator-Steuerrechern (ACEs) gleichzeitig von einem möglichen Design- oder Implementierungsfehler betroffen sein kann.
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Es wird als besonders bevorzugt angesehen, dass jeder beteiligter Aktuator-Steuerrechner (ACE) einen eigenen Sensor an den Piloten-Eingabe-Elementen aufweist, so dass die ACEs unabhängig voneinander arbeiten können, um die Klappen sicher anzusteuern. Dadurch kann, im Falle eines Ausfalls der Kommunikation mit dem Flugsteuerungsrechner (Primary Flight Control Unit, PFCU) eine rudimentäre Steuerung, vergleichbar mit den Backupsystemen anderer Flugsteuerungssystemen, erzielt werden.
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Vorzugsweise ist die beim Ausfall der Kommunikationsbusse oder Flugsteuerungsrechnern arbeitende rudimentäre Steuerung ein funktionaler Teil der Aktuator-Steuerrechner (ACE). Dies wird durch das Mittel der Partitionierung, d. h. der Trennung von einzelnen Funktionen, mit dem Ziel eine gegenseitige Störung zu verhindern, erzielt.
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Vorzugsweise dienen die Aktuator-Steuerrechner weiterhin zur Ansteuerung von optionalen, sogenannten Backdrive-Aktuatoren, welche den Piloten über deren Eingabeelemente ein mechanisches Feedback als künstliches Gefühl der Steuerflächen-Lasten und der Autopilotenaktivität geben.
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Durch die erfindungsgemäße Lösung wird erreicht, dass die Anzahl der Klappen pro Steuerachse durch Hinzufügen oder Weglassen von Aktuatoren, welche integrierte Elektronik-Baugruppen (REUs) aufweisen, verändert werden kann. Eine geringere bzw. höhere Anzahl von Klappen pro Steuerachse wird durch Hinzufügen oder Weglassen von Aktuatoren mit integrierten Elektronik-Baugruppen (REUs), erzielt. Die ACEs müssen dafür nicht angepasst werden, da sie einen Vorhalt für den Anschluss einer Vielzahl von REUs, die die Schnittstelle zwischen Sensoren und Steuerelementen des jeweiligen Aktuators und des jeweiligen Aktuator-Steuerrechners darstellen, besitzen. Dieser Vorhalt ist durch Nutzung einer Busverbindung ohne zusätzliche elektronische Komponenten möglich. Jeder Aktuator-Steuerrecher ist dabei geeignet, die an ihn angeschlossene Elektronik-Baugruppe (REU) zu überwachen.
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Es wird als besonders bevorzugt angesehen, wenn eine Vielzahl von Elektronik-Baugruppen (REUs) mittels einer Busverbindung an die Aktuator-Steuerrecher angeschlossen werden kann.
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Die erfindungsgemäße Aufgabe wird auch durch einen Kommunikationsbus gelöst, der derart angeordnet ist, dass alle Komponenten der elektronischen Steuereinheiten FCE1, FCE2, FCEn des Flugsteuerungssystems miteinander innerhalb der Steuereinheit und mit den Komponenten der weiteren Steuereinheiten verbindbar sind, um Daten untereinander austauschen zu können.
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Vorzugsweise wird der Kommunikationsbus auch zur Synchronisierung von Kommandos und Zustandswerten der Flugsteuerung zwischen den verbundenen Geräten sowie zur Steuerung von Selbsttestfunktionen verwendet.
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Es ist besonders wichtig, dass die Piloten-Eingabe-Elemente symmetrisch zwischen Pilot- und Copilot mit Sensoren versehen sind, so dass dieselbe Architektur auch mit nicht mechanisch gekoppelten Eingabe-Elementen, z. B. Side-Sticks verwendet werden kann.
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Des Weiteren bietet die erfindungsgemäße Lösung die Möglichkeit, das Flugsteuerungssystem in verschiedenen Flugszeugmodellen einzusetzen, da die Grundstruktur mit den elektronischen Steuereinheiten FCEs erhalten bleibt. Dadurch verringert sich der Aufwand einer Adaption der Anlage auf das jeweilige Flugzeugmodell sowie die Anpassung der Software, die die Flugsteuerungsalgorithmen und speziellen Aufgaben der einzelnen Steuerflächen berechnet.
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Weitere vorteilhafte Weiterbildungen und Ausführungsbeispiele der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.
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Die Erfindung wird nun anhand eines Ausführungsbeispiels und der Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:
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1: das Übersichts-Blockbild des gesamten Flugsteuerungssystems gemäß einem Ausführungsbeispiel,
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2: ein Blockbild der Elemente eines erfindungsgemäßen elektronischen Flugsteuerungssystems zur Ansteuerung der Querruder gemäß einem Ausführungsbeispiel,
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3: ein Blockbild der Elemente eines erfindungsgemäßen elektronischen Flugsteuerungssystems zur Ansteuerung der Höhenruder gemäß einem Ausführungsbeispiel,
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4: ein Blockbild der Elemente eines erfindungsgemäßen elektronischen Flugsteuerungssystems zur Ansteuerung des Seitenruders gemäß einem Ausführungsbeispiel,
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5: ein Blockbild der Elemente eines erfindungsgemäßen elektronischen Flugsteuerungssystems zur Ansteuerung der Mulftifunktions-Spoiler gemäß einem Ausführungsbeispiel,
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6: ein Blockbild der Elemente eines erfindungsgemäßen elektronischen Flugsteuerungssystems zur Ansteuerung der Hochauftriebssysteme gemäß einem Ausführungsbeispiel,
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7: ein Blockbild der Elemente eines erfindungsgemäßen elektronischen Flugsteuerungssystems zur Ansteuerung des Höhenleitwerks gemäß einem Ausführungsbeispiel,
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1 zeigt ein Übersichts-Blockbild eines Ausführungsbeispieles des erfindungsgemäßen modularen Flugsteuerungssystems, welches genau drei elektronische Steuereinheiten (FCEs) 16, 18, 20 aufweist.
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Somit hat das Flugsteuerungssystem 10 eine dreifach redundante (triplex) Grundstruktur. Diese dreifach redundante Grundstruktur des erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystems 10 ist aus allen 1 bis 7 ersichtlich und identisch aufgebaut.
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Das Flugsteuerungssystem 10 besteht erfindungsgemäß aus drei voneinander getrennt angeordneten, jedoch miteinander datentechnisch verbundenen Steuereinheiten 16, 18, 20 (Flight Control Electronics, FCE1, FCE2 und FCE3). Die Steuereinheiten 16, 18, 20 sind in den verschiedenen Bereichen des Electronic-Bays des Flugzeugs untergebracht, so dass das Risiko eines sogenannten „Common-Cause” Fehlers durch externe Ereignisse deutlich verringert wird.
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Wie in den 1 bis 7 schematisch dargestellt, besteht jede der drei Steuereinheiten (FCE1, FCE2 und FCE3) 16, 18 und 20 aus jeweils fünf Komponenten.
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Die erste Steuereinheit (FCE1) 16 weist nämlich zwei dissimilare, digitale Aktuator-Steuerrechner 22 und 24 (Actuator Control Electronics, ACE1, ACE2), einen Flugsteuerungsrechner (Primary Flight Control Unit, PFCU1) 34 und zwei Stromversorgungen (Power Supply, PS) 40, 40' auf.
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Die zweite Steuereinheit (FCE2) 18 weist in ähnlicher Weise zwei dissimilare, digitale Aktuator-Steuerrechner (ACE3, ACE4) 26, 28, einen Flugsteuerungsrechner (PFCU1) 36 und zwei Stromversorgungen (PS) 42, 42' auf.
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Und die dritte Steuereinheit (FCE3) 20 weist zwei dissimilare, digitale Aktuator-Steuerrechner (ACE5, ACE6), 30, 32, einen Flugsteuerungsrechner (PFCU3) 38 und zwei Stromversorgungen (PS) 44, 44' auf. Die Stromversorgungen können optional auch eine Batteriepufferung zur Aufrechterhaltung des Steuersystems bei einem Totalausfall der elektrischen Versorgungssysteme des Flugzeugs aufweisen.
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Die Aktuator-Steuerelektroniken ACEs setzen die Pilotenkommandos, die mithilfe von Piloten-Eingabe-Elementen 14, 14' abgegeben werden, und die Kommandos der Flugsteuerungsrechner PFCUs 34, 36, 38 in Steuerbefehle der Aktuatoren um. Die Aktuator-Steuerelektroniken ACEs sind außerdem geeignet, die optionalen, sogenannten Backdrive-Aktuatoren anzusteuern.
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Die Flugsteuerungsrechner PFCUs 34, 36, 38 stellen auch die Schnittstelle zu dem Avionic System zur Verfügung und berechnen die steuerachsenübergreifenden Flugregelgesetze.
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Wie aus den 1 bis 7 ersichtlich ist, verläuft ein gemeinsamer Datenbus 50 innerhalb und zwischen den drei Steuereinheiten (FCE1, FCE2 und FCE3) 16, 18 und 20, so dass einerseits die Elemente der Steuereinheiten 16, 18, 20, nämlich der jeweilige Flugsteuerungsrechner (PFCU) und die zwei digitale Aktuator-Steuerrechner (ACEs) an den Datenbus 50 angeschlossen sind und somit Daten untereinander austauschen können. Andererseits können die drei Steuereinheiten FCE1, FCE2 und FCE3) 16, 18 und 20, die im Flugzeug verteilt angeordnet sind, untereinander über ein und denselben Datenbus kommunizieren.
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Der Datenbus 50 wird unter anderem zur Synchronisierung von Kommandos und Zustandswerten der Flugsteuerung zwischen den verbundenen Geräten des Flugsteuerungssystems sowie zur Steuerung der Selbsttestfunktionen verwendet. Der Datenbus 50 ist dabei ein bidirektionaler Datenbus, wobei alle Subkomponenten der drei Steuereinheiten FCE1, FCE2 und FCE3 auf den Datenbus 50 zugreifen können.
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Das erfindungsgemäße Flugsteuerungssystem 10 kann sowohl mit einem zweifach redundanten Datenbus als auch mit einem dreifach-redundanten bidirektionalen Datenbus realisiert werden. Da der Kommunikationsbus 50 aber nicht unbedingt notwendig ist, um eine rudimentäre Steuerung zu ermöglichen, ist bei dem erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystem lediglich von Bedeutung, dass der Kommunikationsbus eine Verfügbarkeit von 1·10–7 pro Flugstunde oder besser aufweist, so dass ein Pilotentraining für den rudimentären Mode nicht notwendig ist. Der Übersicht in 1 ist zu entnehmen, dass jeder Aktuator mit seiner integrierten Elektronik-Baugruppe (REU) von einer Aktuator-Steuer-Elektronik (ACE) angesteuert wird, wobei ersichtlich ist, dass ein Hinzufügen oder Weglassen von Aktuatoren mit integrierten Elektronik-Baugruppen (REUs) durch die dargestellten Busverbindungen möglich ist, ohne dass die ACEs angepasst werden müssen, oder dass zusätzliche ACEs in den Steuereinheiten FCEs vorsehen zu müssen. Die Grundstruktur aus drei Steuereinheiten FCEs 16, 18, 20 bleibt dabei erhalten, wodurch der Aufwand einer Adaption der Anlage auf ein anderes Flugzeugmodell wesentlich reduziert wird.
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In 2 sind die Elemente des Flugsteuerungssystems zur Ansteuerung der beiden Querruder (Ailerons) 12 des Flugzeugs gezeigt. Die Steuerkommandos werden von den elektronischen Steuereinheiten aus Sensoren an den Steuerrädern eingelesen und weiterverarbeitet. Die beiden Querruder werden von jeweils 2 elektro-hydraulischen Servo-Aktuatoren (EHS) angesteuert, die ihrerseits über integrierte Elektronik-Baugruppen (Remote Electronic Units, REUs) mit jeweils einem Aktuator-Steuerrechner (ACE) einer der elektronischen Steuereinheiten FCE in Verbindung stehen, um Steuerbefehle zu erhalten. Um die Sicherheit zu erhöhen, werden die beiden REUs des jeweiligen Querruders 12 aus zwei unterschiedlichen Steuereinheiten angesteuert. Eine ähnliche Konfiguration ist in der 3 gezeigt, die die Elemente des Flugsteuerungssystems zur Ansteuerung der Höhenruder (Elevators) 60 schematisch darstellt.
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4 zeigt die Elemente des Flugsteuerungssystems zur Ansteuerung des Seitenruders (Rudder) 62, wobei hier als Piloten-Eingabe-Elemente bekannterweise Pedale 15, 15' eingesetzt werden, deren Position über elektronische Sensoren von den elektronischen Steuereinheiten eingelesen wird. Das Seitenruder 62 ist mit drei elektro-hydraulischen Servo Aktuatoren (EHS) ausgerüstet, die mit jeweils einem Aktuator-Steuerrechner (ACE), hier ACE2, ACE4 und ACE6 über die integrierten Elektronik-Baugruppen (REUs) verbunden sind. Alle drei ACEs 24, 28, 30 sind, wie aus der Figur ersichtlich, Teil jeweils einer anderen elektronischen Steuereinheit, FCE1, FCE2 und FCE3, so dass selbst nach einem etwaigen Total-Ausfall von zwei elektronischen Steuereinheiten, die Ansteuerung des Seitenruders 62 gewährleistet ist.
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Dasselbe Prinzip wird auch bei der Ansteuerung der Multifunktionsspoiler 64, gezeigt in 5, verwendet.
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6 zeigt die Ansteuerung der Hochauftriebssysteme bestehend aus Landeklappen (TE Flaps) 66 und Vorflügel (LE Kruegers) 68 die jeweils von zwei elektrischen Aktuatoren angesteuert werden. Die beiden Aktuator-Steuerrechner bestehen hierbei zum Zwecke der Motoransteuerung aus Leistungs-Elektroniken (Power REUs) die von den ACEs aus zwei unterschiedlichen elektronischen Steuereinheiten angesteuert werden.
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In 7 sind die Elemente des Flugsteuerungssystems zur Ansteuerung des Höhenleitwerks (Horizontal Stabilizer) 70 gezeigt, wobei die Leistungselektroniken (Power REUs) von den ACEs aus zwei unterschiedlichen elektronischen Steuereinheiten, FCE1 16 und FCE2 18 angesteuert werden, welche die Steuersignale jeweils von dem Piloten bzw. Copiloten erhalten.