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Dokumentenidentifikation DE69404431T2 08.01.1998
EP-Veröffentlichungsnummer 0657350
Titel Handgashebel zur Regelung beider Motoren eines Flugzeugs
Anmelder Sextant Avionique, Meudon la Foret, FR
Erfinder Ledoux, Jean-Pierre, F-91370 Verrieres le Buisson, FR;
Cognard, Alain, F-92160 Antony, FR;
Bedoya, Claude, F-78180 Montigny Le Bretonneux, FR
Vertreter Patentanwälte Dr. Solf & Zapf, 81543 München
DE-Aktenzeichen 69404431
Vertragsstaaten DE, GB, IT, NL
Sprache des Dokument Fr
EP-Anmeldetag 24.10.1994
EP-Aktenzeichen 944023936
EP-Offenlegungsdatum 14.06.1995
EP date of grant 23.07.1997
Veröffentlichungstag im Patentblatt 08.01.1998
IPC-Hauptklasse B64D 31/00
IPC-Nebenklasse G05D 1/00   

Beschreibung[de]

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Steuerung von Gashebeln, die ein Paar von Motoren eines Luftfahrzeugs steuern, zum Beispiel die beiden Motoren eines zweimotorigen Flugzeugs.

Es ist allgemein bekannt, daß bei den heute verwendeten Steuersystemen die Gashebel je mit einem Servomotor gekoppelt sind, der über eine ausschaltbare Verbindung mit einem Rechner für die automatische Steuerung verbunden ist.

Es ist klar, daß die Verwendung von zwei Hebeln für zwei Motoren eine Verdoppelung der elektromechanischen Systeme und somit eine bedeutende Vergrößerung des Raumbedarfs und der Kosten der Einheit erfordert.

Um diese Nachteile zu verringern, wurde bereits vorgeschlagen, insbesondere in der PCT-Anmeldung WO 84/01466, die Steuerung von zwei Gashebeln mit Hilfe eines einzigen Servomotors durchzuführen, wobei einerseits die Unabhängigkeit der beiden Hebel und andererseits das für die automatische Steuerung der Fluggeschwindigkeit erforderliche Sicherheitsniveau gewährleistet werden.

Die Erfindung hat genauer eine Vorrichtung für die Geschwindigkeitssteuerung zweier Motoren eines Luftfahrzeugs zum Gegenstand, wobei diese Vorrichtung ein Antriebsorgan, das um eine feste Achse drehbar montiert ist und mittels eines von einem Rechner für die automatische Steuerung der Fluggeschwindigkeit gesteuerten Servomotors in Drehung versetzt wird, zwei Hebel, die je mit einem von zwei ringförmigen Elementen fest verbunden sind, die um die Achse drehbar zu beiden Seiten des Antriebsorgans montiert und mit dem Antriebsorgan über einen ausschaltbaren Koppler gekoppelt sind, und zwei den beiden ringförmigen Elementen zugeordnete Winkelmeßsonden aufweist, die je mit der Steuerschaltung des Luftfahrzeugs verbunden sind.

Erfindungsgemäß ist diese Vorrichtung dadurch gekennzeichnet, daß das Antriebsorgan zwei koaxiale zylindrische Muffen aufweist, die in ihrem mittleren Bereich mit Hilfe eines ringförmigen Stegs miteinander verbunden sind, wobei die Muffe kleineren Durchmessers als Lager für die um die Achse drehbare Montage des Antriebsorgans dient, während die Muffe größeren Durchmessers Mittel zum Drehantrieb ausgehend vom Servomotor aufweist, daß die ringförmigen Elemente je einen ringförmigen Abschnitt aufweisen, der sich axial in einen der ringförmigen Hohlräume erstreckt, die zwischen den beiden zylindrischen Muffen zu beiden Seiten des Stegs ausgebildet sind, und daß der ringförmige Abschnitt einen Elektromagneten aufweist, der einen Zug auf einen Magnetanker ausüben kann, welcher ausgebildet ist, um auf koaxiale Kupplungsscheiben einzuwirken, die je mit dem ringförmigen Abschnitt und mindestens einer der zylindrischen Muffen drehfest verbunden, aber diesen gegenüber axial beweglich sind, wobei der Elektromagnet, der Magnetanker und die Scheiben einen Koppler bilden.

Nachfolgend wird eine Ausführungsform der Erfindung als nicht einschränkend zu verstehendes Beispiel anhand der beiliegenden Zeichnungen naher erläutert.

Figur 1 zeigt im axialen Schnitt den Mechanismus einer erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Steuerung von zwei Hebeln.

Figur 2 ist ein Blockschaltbild der Überwachungs- und Steuerschaltung der ausschaltbaren Verbindungen der Vorrichtung aus Figur 1.

Im in Figur 1 dargestellten Beispiel wird die Geschwindigkeitssteuerung des Flugzeugs von zwei Hebeln 1, 2 gewährleistet, die von einem Pult 3 getragen werden, das sich zum Beispiel zwischen den Sitzen des Piloten und des Kopiloten im Cockpit des Flugzeugs befindet.

Jeder dieser Hebel 1, 2 ist mit seinem unteren Ende fest mit einem ringförmigen Element 4, 5 verbunden, das um eine waagrechte Achse 6 drehbar montiert ist, die fest im Pult 3 angeordnet ist.

Die beiden ringförmigen Elemente 4, 5 sind zu beiden Seiten eines Antriebsorgans 7 angeordnet, das drehbar auf der Welle 6 angeordnet ist.

In diesem Beispiel besteht das Antriebsorgan 7 aus zwei koaxialen zylindrischen Muffen 8, 9, die in ihrem mittleren Bereich mit Hilfe eines ringförmigen Stegs 10 miteinander verbunden sind.

Dieser Steg 10 begrenzt zwischen den beiden Muffen 8, 9 zwei koaxiale zylindrische Hohlräume, in jeden von denen sich ein ringförmiger Abschnitt 4', 5' eines ringförmigen Elements 4 bzw. 5 einfügt.

Die Muffe kleineren Durchmessers 9 ist mittels Kugellagern drehbar auf der Achse 6 angeordnet; ihre zylindrische Außenfläche dient ihrerseits als Lager für die ringförmigen Elemente 4, 5.

Die drehbare Montage der ringförmigen Elemente 4, 5 auf dem Antriebsorgan 7 wird weiter vervollständigt durch Kugellager 12, 13, die zwischen der Außenfläche der ringförmigen Elemente 4, 5 und der Innenfläche der Muffe 8 größeren Durchmessers angeordnet sind.

Jedes der ringförmigen Elemente besitzt einen koaxialen Hohlraum, in dem eine Spule 14, 15 angeordnet ist, wobei die Einheit den Elektromagneten eines elektromagnetischen Kopplers bildet, dessen beweglicher Magnetanker 16, 17 aus einer Scheibe mit einem äußeren Kragen besteht, die zwischen dem Element 4, 5 und dem ringförmigen Steg 10 angeordnet ist.

Die zylindrische Außenfläche jedes der ringförmigen Abschnitte 4, 5 besitzt axiale Rillen und trägt koaxiale Reibscheiben 18, die axial beweglich, aber drehfest mit diesem Abschnitt verbunden sind (aufgrund von Zacken im Innenrand der Scheiben 18, die in die Rillen eingreifen).

Außerdem weist die zylindrische Innenfläche der Muffe 8 axiale Rillen auf, die dazu dienen, Reibscheiben 20 in Drehung festzuhalten, die koaxial abwechselnd mit den Reibscheiben 18 angeordnet sind.

Der Anker 16, 17 ist so ausgebildet, daß im erregten Zustand der Spule 14, 15 der Kragen die Reibscheiben 18, 20 gegeneinander preßt und so eine feste Verbindung zwischen dem Antriebsorgan 7 und dem ringförmigen Element 4, 5 herstellt (Kupplung).

Im entregten Zustand der Spule 14, 15 wird dagegen der Anker 16, 17 durch axiale Schieber 21, 22 gegen den Steg 10 zurückgestoßen, die von in den ringförmigen Elementen 4, 5 vorgesehenen Federn beaufschlagt werden. In diesem Zustand sind die Reibscheiben 18, 20 nicht mehr aneinandergepreßt und gewährleisten keine Übertragung mehr zwischen dem Antriebsorgan 7 und dem betroffenen ringförmigen Element 4, 5.

Die Winkelposition der ringförmigen Elemente 4, 5 (und somit der Hebel) wird von zwei koaxialen Meßsonden 23 bzw. 24 erfaßt, die fest mit dem Rahmen des Pults 3 verbunden sind.

Diese Erfassung wird weiter vervollständigt durch mindestens zwei Endstellungs-Mikroschalter 25, 26, die von zwei Nocken 27, 28 betätigt werden, welche je auf einem der beiden nnglrmigen Elemente 4, 5 befestigt sind. Diese Mikroschalter 25, 26 haben insbesondere zum Ziel, die Endstellungs-Anschlagpositionen (zum Beispiel die Position "voll reduziert" - plein reduit -) der Hebel 1, 2 zu erfassen.

Die Außenfläche der Muffe 8 größeren Durchmessers ist weiter in ihrem mittleren Bereich so ausgebildet, daß sie die Funktion einer Keilriemenscheibe 29 ausübt, die über einen Treibriemen 33 mit der Keilriemenscheibe 31 eines Servomotors 32 gekoppelt ist.

Dieser Servomotor 32 wird selbst von einem System zur Geschwindigkeitssteuerung des Flugzeugs gesteuert, das üblicherweise einen Rechner für die automatische Kontrolle der Fluggeschwindigkeit aufweist.

Die das Antriebsorgan 7 und die beiden die Hebel 1, 2 tragenden ringförmigen Elemente 4, 5 enthaltende Dreheinheit kann einem Reibungsmoment einer mit Hilfe eines Hebels 34 einstellbaren Amplitude unterworfen werden.

In diesem Beispiel ist dieser Hebel 34 auf eine zylindrische Buchse 35 montiert, die koaxial zur Achse 6 um die Meßsonde 23 drehbar angeordnet ist.

Auf die mit Gewinde versehenen Außenseite dieser Buchse 35 wird eine axial bewegliche Mutter 36 aufgeschraubt, die aber drehfest gehalten wird. Diese Mutter 36 liegt mittels Federn 37 axial auf der Dreheinheit auf.

Die radiale Flanke der Buchse 35, die sich auf der der Dreheinheit entgegengesetzten Seite befindet, liegt auf einer koaxialen Reibscheibe 38 auf. Weiter sind eine koaxiale Reibscheibe 39 zwischen der radialen Außenflanke des ringförmigen Elements 5 und eine Anschlagkrone vorgesehen, die fest mit dem Pult 3 verbunden ist.

Der Betrieb der soeben beschriebenen Vorrichtung ist wie folgt:

Beim manuellen Betrieb befinden sich die Spulen 14 und 15 im entregten Zustand, und folglich sind die ringförmigem Elemente 4, 5 im ausgeschalteten Zustand. Die beiden Gashebel 1, 2 können dann von der Besatzung frei und unabhängig positioniert werden. Die Positionsinformationen der Hebel werden mit Hilfe der Meßsonden 23, 24 an das Geschwindigkeitssteuersystem übertragen.

Beim automatischen Betrieb sind die beiden Spulen 14, 15 erregt, so daß sie über die Reibscheiben 18, 20 eine Kopplung zwischen dem Antriebsorgan 7 und den ringförmigen Elementen 4, 5 gewährleisten. Dadurch werden zum Zeitpunkt des Einschaltens die beiden Gashebel 1, 2 an den Servomotor 32 gekoppelt, wobei sie ihre ursprüngliche Position beibehalten. Die Hebel werden dann vom Servomotor 32 entsprechend seinen vom Rechner empfangenen Befehlen betätigt.

Wenn nach dem Einschalten die Besatzung die relative Position der beiden Gashebel 1, 2 ändern möchte, kann sie dies durchführen, indem sie das Magnetmoment überschreitet, das von den beiden Kopplern angelegt wird.

Bei einer Panne eines der Motoren des Flugzeugs wird der diesem Motor entsprechende Gashebel 1, 2 von der Besatzung in die Position "voll reduziert" (plein réduit) gebracht, wobei diese Position vom entsprechenden Mikroschalter 25, 26 erfaßt wird. Dieser Mikroschalter 25, 26 bewirkt dann die Entregung der Spule 14, 15 des entsprechenden Magnetkopplers, der dann in den ausgeschalteten Zustand übergeht.

Beim automatischen Betrieb ist folglich nur der dem ordnungsgemäß arbeitenden Motor zugeordnete Gashebel 1, 2 an den Servomotor 32 gekoppelt, was die automatische Steuerung des Flugzeugs mit einem einzigen Motor ermöglicht.

Wenn die Besatzung die beiden Hebel 1, 2 ausschalten möchte, kann sie dieses Ausschalten durchführen, indem sie einen schnellen Ausschalter betätigt, der auf dem Handgriff jedes der Hebel 1, 2 vorgesehen ist.

Mit Hilfe des Hebels 34 kann der Pilot das auf die Dreheinheit ausgeübte Reibungsmoment und somit die Reaktionskraft regeln, die die Gashebel 1, 2 der Aktion des Piloten entgegensetzen.

Die Drehung des Hebels 34 bewirkt nämlich eine axiale Verschiebung der Schraube 36 und somit eine Veränderung der zwischen dem Hebel 34 und der beweglichen Einheit über die Federn 37 ausgeübten Kraft. Daraus folgt eine Veränderung der Reibungskräfte, die auf die bewegliche Einheit durch die Reibscheiben 38, 39 ausgeübt werden.

Es ist anzumerken, daß die Veränderung der von den Scheiben 38, 39 ausgeübten Reibungskräfte daher rührt, daß die drehende Einheit eine leichte axiale Beweglichkeit aufweist, so daß die von den Federn 37 auf das ringförmige Element 4 ausgeübten Kräfte sich auf das Antriebsorgan 7 und das ringförmige Element 5 aufgrund des Vorhandenseins der Kugellager 12, 13 auswirken (die so ausgebildet sind, daß sie die axialen Beanspruchungen weitergeben). Diese Kräfte werden von den Reibscheiben 38, 39 gehalten, die auf der Struktur des Pults 3 aufliegen.

Die oben beschriebene Vorrichtung kann mit einer Steuer- und Überwachungsschaltung der Art verbunden sein, die in Figur 2 dargestellt ist.

In diesem Beispiel wird der Servomotor 32 von einer Regelschaltung gesteuert, die verwendet:

- einen ersten Subtrahierer 40, der ein von einem Rechner 41 zur automatischen Steuerung der Fluggeschwindigkeit kommendes Steuersignal δx sowie ein für die ursprüngliche Position des Servomotors repräsentatives Signal empfängt, das von einem mit der Meßsonde 23 gekoppelten Speicher 42 geliefert wird,

- einen zweiten Subtrahierer 43, der einerseits ein von der Meßsonde 23 kommendes und für die Winkelposition des Servomotors 32 repräsentatives Signal und andererseits ein vom Subtrahierer 40 kommendes Steuersignal empfängt (wobei dieses Signal die ursprüngliche Position der Hebel berücksichtigt),

- einen Leistungsverstärker 44, dessen Eingang mit dem Ausgang des Subtrahierers 43 verbunden ist und dessen Ausgang den Servomotor 32 speist.

Die Überwachungsfunktion wird ihrerseits mittels einer Vorrichtung gewährleistet, die verwendet:

- eine Simulierschaltung 45 der Regelschleife 43, 44, 32, 23, die eine Information in Bezug auf die Winkelposition des Servomotors liefert,

- einen Komparator 46, der die von der Simulierschaltung bestimmte Winkelposition mit der tatsächlichen Position der Meßsonde 24 vergleicht,

- und zwei logische Schaltkreise 47, 48, die je die vom Subtrahierer gelieferte Information empfangen, wobei diese Schaltkreise je Mittel (Pfeile 49, 50) aufweisen, die die Ausschaltung der Hebel 1, 2 ermöglichen, wenn der Komparator 46 eine Nichtübereinstimmung zwischen seinen beiden Eingangssignalen erfaßt.

Die beiden logischen Schaltkreise 47, 48 enthalten außerdem einen Eingang E&sub1;, der mit den auf den beiden Hebeln 1, 2 vorgesehenen Ausschaltern I&sub1;, I&sub2; verbunden ist, und zwei weitere Eingänge E&sub2;, E&sub3;, die je mit den Endstellungs-Mikroschaltern 25, 26 so verbunden sind, daß sie die Ausschaltung eines Hebels 1, 2 erlauben, wenn dieser in eine Position außerhalb seines Verwendungsbereichs durch den Piloten oder den Servomotor gebracht wird.

Mit diesen Maßnahmen erfüllt man die Sicherheitsbedingungen, die normalerweise für die automatische Steuerung der Fluggeschwindigkeit erforderlich sind.


Anspruch[de]

1. Vorrichtung für die Geschwindigkeitssteuerung zweier Motoren eines Luftfahrzeugs, wobei diese Vorrichtung ein Antriebsorgan (7), das um eine feste Achse (6) drehbar montiert ist und mittels eines von einem Rechner (41) für die automatische Steuerung der Flugzeuggeschwindigkeit gesteuerten Servomotors (32) in Drehung versetzt wird, zwei Hebel (1, 2), die je mit einem von zwei ringförmigen Elementen (4, 5) fest verbunden sind, die um die Achse drehbar zu beiden Seiten des Antriebsorgans montiert und mit dem Antriebsorgan über einen ausschaltbaren Koppler gekoppelt sind, und zwei den beiden ringförmigen Elementen zugeordnete Winkelmeßsonden (23, 24) aufweist, die je mit der Steuerschaltung des Luftfahrzeugs verbunden sind, dadurch gekennzeichnet,

- daß das Antriebsorgan zwei koaxiale zylindrische Muffen (8, 9) aufweist, die in ihrem mittleren Bereich mit Hilfe eines ringförmigen Stegs (10) miteinander verbunden sind, wobei die Muffe (9) kleineren Durchmessers als Lager für die um die Achse (6) drehbare Montage des Antriebsorgans (7) dient, während die Muffe (8) größeren Durchmessers Mittel (29) zum Drehantrieb ausgehend vom Servomotor (32) aufweist,

- daß die ringförmigen Elemente (4, 5) je einen ringförmigen Abschnitt aufweisen, der sich axial in einen der ringförmigen Hohlräume erstreckt, die zwischen den beiden zylindrischen Muffen (8, 9) zu beiden Seiten des Stegs (10) gebildet werden,

- und daß der ringförmige Abschnitt einen Elektromagneten aufweist, der einen Zug auf einen Magnetanker (16) ausüben kann, welcher auf koaxiale Kupplungsscheiben (18, 20) einwirkt, die je mit dem ringförmigen Abschnitt und mindestens einer der zylindrischen Muffen (8, 9) drehfest verbunden, aber diesen gegenüber axial beweglich sind, wobei der Elektromagnet, der Magnetanker (16) und die Scheiben (19, 20) einen Koppier bilden.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,

- daß sie weiter einen Hebel (34) aufweist, der auf eine zylindrische Buchse (35) montiert ist, die koaxial zur Achse (6) drehbar angeordnet ist,

- daß auf die mit Gewinde versehene Außenfläche dieser Buchse (35) eine Mutter (36) geschraubt ist, die axial beweglich ist, aber in Drehung festgehalten wird,

- und daß diese Mutter mittels Federn auf der die ringförmigen Elemente und das Antriebsorgan (7) enthaltenden beweglichen Einheit aufliegt, um ein regelbares Reibungsmoment auf diese bewegliche Einheit auszuüben.

3. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der Servomotor (32) von einem Regelkreis gesteuert wird, der aufweist:

- einen ersten Subtrahierer (40), der ein von einem Rechner (41) zur automatischen Steuerung der Flugzeuggeschwindigkeit kommendes Steuersi gnal (δx) sowie ein für die ursprüngliche Position der Hebel repräsentatives Signal empfängt, das von einem mit den Meßsonden (23, 24) gekoppelten Speicher (42) geliefert wird,

- einen zweiten Subtrahierer (43), der einerseits ein von den Meßsonden (23, 24) kommendes und für die Winkelposition der Hebel (1, 2) repräsen tatives Signal und andererseits ein vom Subtrahierer (40) kommendes Steuersignal empfängt (wobei dieses Signal die ursprüngliche Position der Hebel berücksichtigt).

4. Vorrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß sie weiter eine Überwachungsvorrichtung aufweist, die verwendet:

- eine Simulierschaltung (45) der Regeischleife (43, 44, 32, 23), die eine Information in Bezug auf die Winkelposition der Hebel liefert,

- einen Komparator (46), der die von der Simulierschaltung bestimmte Winkelposition mit der tatsächlichen Position der Meßsonden (23, 24) vergleicht,

- und zwei logische Schaltkreise (47, 48), die je die vom Subtrahierer gelieferte Information empfangen, wobei diese Schaltkreise je Mittel (Pfeile 49, 50) aufweisen, die die Ausschaltung der Hebel (1, 2) ermöglichen, wenn der Komparator (46) eine Nichtübereinstimmung zwischen seinen beiden Eingangssignalen erfaßt.

5. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die elektromagnetischen Koppler direkt mit Hilfe von Schaltern (I&sub1;, I&sub2;) gesteuert werden können, die auf den beiden Hebeln (1, 2) vorgesehen sind.







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