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WO2008028474A1 - Leakage compensation for simplifying the hydraulic actuation of aircraft landing gear - Google Patents

Leakage compensation for simplifying the hydraulic actuation of aircraft landing gear Download PDF

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Publication number
WO2008028474A1
WO2008028474A1 PCT/DE2007/001575 DE2007001575W WO2008028474A1 WO 2008028474 A1 WO2008028474 A1 WO 2008028474A1 DE 2007001575 W DE2007001575 W DE 2007001575W WO 2008028474 A1 WO2008028474 A1 WO 2008028474A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
landing gear
aircraft landing
aircraft
actuation
actuating
Prior art date
Application number
PCT/DE2007/001575
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Taehun Seung
Original Assignee
Taehun Seung
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Taehun Seung filed Critical Taehun Seung
Publication of WO2008028474A1 publication Critical patent/WO2008028474A1/en

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B7/00—Systems in which the movement produced is definitely related to the output of a volumetric pump; Telemotors
    • F15B7/005—With rotary or crank input
    • F15B7/006—Rotary pump input
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C25/00—Alighting gear
    • B64C25/02—Undercarriages
    • B64C25/08—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable
    • B64C25/10—Undercarriages non-fixed, e.g. jettisonable retractable, foldable, or the like
    • B64C25/18—Operating mechanisms
    • B64C25/22—Operating mechanisms fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
    • F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F15B21/00—Common features of fluid actuator systems; Fluid-pressure actuator systems or details thereof, not covered by any other group of this subclass
    • F15B21/08—Servomotor systems incorporating electrically operated control means
    • F15B21/087—Control strategy, e.g. with block diagram

Definitions

  • the present invention is concerned with a new retractable aircraft landing gear taxiing system for reducing system overhead.
  • the control of the adjustment speed of the actuator of an aircraft drive plant is of crucial importance for improving the efficiency or reducing the system weight.
  • the setting of an adjustment speed profile, in particular according to the decentralized single actuation principle, generally requires a high positioning accuracy.
  • EHA Electro-Hydrostatic Actuator
  • the chassis control system can do this directly.
  • this is a continuous stroke position monitoring. Reaching the end position is recorded separately by a hierarchically higher-level command system, so that the drive unit (here EHA pump) can be deactivated. So here it is only about the positioning accuracy, so that the operation is performed with the intended Verstelig Obersprofil.
  • the main difficulty is to initiate cushioning at the right time. The state of the art wants to solve this problem with a continuous position monitoring or with a single signal generator (trigger).
  • the present invention has for its object to provide a method for hy- draulisch ⁇ n provide actuation of an aircraft landing gear, which requires little technical effort.
  • the actuation of the aircraft landing gear takes place between its end positions without monitoring the position of the aircraft landing gear.
  • the operation takes place only with predetermined system parameters.
  • the adjustment stroke may lag behind the set position due to the internal leakage.
  • the amount of fluid delivered by the pump does not fully reach the actuator because part of it is leaking through switching valves or the like, and is returned directly to the pump. Due to this deficit, the landing gear experiences a delay at the lock, especially when pulling in. This delay, due to the fluid deficit, depends primarily on the load, as the internal leakage of hydraulic components usually increases with increasing operating pressure.
  • control input i.e., no closed loop control
  • the operation of the aircraft undercarriage is such that in the event that the aircraft landing gear within a predetermined time (nominal time) from the beginning of the retraction process does not reach the retracted end position, the speed of the drive of the aircraft landing gear increases becomes.
  • the leakage compensation is performed in two stages as follows, i. solved in two stages ("Stationary Leakage Compensation" and "Residual Leakage Compensation”) so that the system can only be controlled without closed loop control:
  • a certain amount of liquid is admixed as a supplement to the nominal flow.
  • the surcharge is preferably statistically justified. It is also conceivable that this is determined if necessary from calibration data.
  • the amount of liquid should correspond to the deficit, for example at an approximately 30% load level. (The actual amount changes of course depending on the pattern of the flight pattern.) 30% is only a numerical example here.) If the current load is lower when the landing gear is lowered, the landing gear will get into the interlock more quickly than for the intended operating time. If the fluid deficit coincides completely with the added amount of liquid, the actuation is terminated exactly at the nominal time. If the fluid deficit should be greater than the surcharge amount, the landing gear does not reach the lock within the intended operating time. In this case, the rest must be compensated as quickly as possible at the end of the operation as quickly as possible. In the second phase, therefore, the Hubverstell austine should radically increase, in order to compensate for the "remaining" of the first phase residual leakage amount in one go.
  • the adjustment of the drive is achieved with the constant-power 'operation method'.
  • the adjustment speed of the aircraft landing gear is chosen such that the power requirement for adjusting the aircraft landing gear is constant or substantially constant. In this case, it is preferably provided that no end position damping is required more.
  • the figure shows the velocity profile for controlling the system with two-stage leakage compensation.
  • the speed profile has no starting point for the end position damping in its course.
  • the braking process takes place in itself immediately after the start.
  • This surcharge may be fixed or may depend on the actual conditions. It is conceivable, for example, to accept the supplement from a calibration table or a calibration diagram or the like. Instead of the fixed Thus, for example, with the aid of the previously determined calibration data and with the load estimate obtained by current monitoring, it is possible to calculate a new aggregate quantity and thus more accurately compensate for the fluid deficit.
  • the nominal time is 10 s in the figure and is indicated by the vertical bar in the figure.
  • the so-called residual compensation takes place in a second stage.
  • the pump speed and thus the adjustment speed is increased. If there is a large deficit, the pump speed will automatically increase to a maximum of the surge line.
  • the figure shows a basic course of such a drive, wherein the drive is approximated with a polynomial of the sixth degree in the present case. Due to the mathematical function, the pump speed rises when passing the 10 s mark alone. Closed-loop control is not required.

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Abstract

The invention relates to a method for actuating an aircraft landing gear, according to which a controlled speed profile for actuating the aircraft landing gear between the end positions thereof is used without monitoring the position of the aircraft landing gear. The invention also relates to a method for actuating an aircraft, according to which the aircraft landing gear is actuated in such a way that if the aircraft landing gear does not reach the stowed end position within a pre-determined period of time (nominal time) from the beginning of the landing process, the displacement speed of the drive for the actuation of the aircraft landing gear is increased.

Description

Leckagekompensation zur Vereinfachung der hydraulischen Betätigung von Luftfahrzeugfahrwerken Leakage compensation to simplify the hydraulic actuation of aircraft landing gear
Technisches Gebiet Die vorliegende Erfindung beschäftigt sich mit einem neuen Kotrollverfahren für einziehbare Flugzeugfahrwerke zwecks Reduzierung des Systemaufwands.Technical Field The present invention is concerned with a new retractable aircraft landing gear taxiing system for reducing system overhead.
Stand der TechnikState of the art
Die Kontrolle der Verstellgeschwindigkeit des Aktuators eines Luftfahrzeugfahr- Werkes ist von entscheidender Bedeutung zur Verbesserung des Wirkungsgrades bzw. der Reduzierung des Systemgewichtes. Die Einstellung eines Verstell- geschwindigkeitsprofils, insbesondere nach dem dezentralen Einzelbetätigungsprinzip, setzt im Allgemeinen eine hohe Positioniergenauigkeit voraus.The control of the adjustment speed of the actuator of an aircraft drive plant is of crucial importance for improving the efficiency or reducing the system weight. The setting of an adjustment speed profile, in particular according to the decentralized single actuation principle, generally requires a high positioning accuracy.
Im Realfall ist eine hohe Positioniergenauigkeit jedoch wegen der internen Lek- kage ohne adäquate Positionierungssensoren und Auswertungssoftware kaum zu erreichen, wenn das Fahrwerk mit einem hydraulischen Antrieb betätigt wird. Deshalb werden die EHAs gemäß dem Stand der Technik immer mit einem geschlossenen Regelkreis betrieben (EHA = Electro-Hydrostatic Actuator). Im Prin- zip kann das Fahrwerkskontrollsystem dies direkt übernehmen. Diese Vorgehensweise ist jedoch mit einem hohen technischen Aufwand und mit hohen Kosten verbunden. Es ist an dieser Stelle anzumerken, dass es sich hier um eine kontinuierliche Hubpositionsüberwachung handelt. Das Erreichen der Endposition wird separat von einem hierarchisch höher geordneten Kommandosystem erfasst, damit die Antriebseinheit (hier Pumpe des EHA) deaktiviert werden kann. Es geht hier also lediglich um die Positioniergenauigkeit, damit die Betätigung mit dem vorgesehenen Versteligeschwindigkeitsprofil ausgeführt wird. Die Hauptschwierigkeit liegt darin, die Endlagendämpfung am richtigen Zeitpunkt einzuleiten. Der Stand der Technik will diese Aufgabe mit einer kontinuierlichen Positionsüberwachung oder mit einem einzelnen Signalgeber (Trigger) lösen.In the real case, however, a high positioning accuracy can hardly be achieved due to the internal leaking without adequate positioning sensors and evaluation software if the running gear is actuated by a hydraulic drive. Therefore, the EHAs according to the prior art always operated with a closed loop (EHA = Electro-Hydrostatic Actuator). In principle, the chassis control system can do this directly. However, this approach is associated with a high technical complexity and high costs. It should be noted at this point that this is a continuous stroke position monitoring. Reaching the end position is recorded separately by a hierarchically higher-level command system, so that the drive unit (here EHA pump) can be deactivated. So here it is only about the positioning accuracy, so that the operation is performed with the intended Versteliggeschwindigkeitsprofil. The main difficulty is to initiate cushioning at the right time. The state of the art wants to solve this problem with a continuous position monitoring or with a single signal generator (trigger).
Darstellung der ErfindungPresentation of the invention
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zur hy- draulischθn Betätigung eines Luftfahrzeugfahrwerkes bereitzustellen, das einen geringen technischen Aufwand erfordert.The present invention has for its object to provide a method for hy- draulischθn provide actuation of an aircraft landing gear, which requires little technical effort.
Diese Aufgabe wird durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 1 sowie durch ein Verfahren mit den Merkmalen des Anspruchs 2 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der Unteransprüche.This object is achieved by a method having the features of claim 1 and by a method having the features of claim 2. Advantageous embodiments of the invention are the subject of the dependent claims.
Gemäß einem ersten Aspekt der Erfindung ist vorgesehen, dass die Betätigung des Luftfahrzeugfahrwerkes zwischen dessen Endpositionen ohne eine Überwa- chung der Position des Luftfahrzeugfahrwerkes erfolgt. Vorzugsweise erfolgt die Betätigung nur mit vorbestimmten Systemparametern.According to a first aspect of the invention it is provided that the actuation of the aircraft landing gear takes place between its end positions without monitoring the position of the aircraft landing gear. Preferably, the operation takes place only with predetermined system parameters.
Wird das System ohne Positionsüberwachung betrieben werden (d.h. statt Regelung nur noch Ansteuerung), kann der Verstellhub aufgrund der internen Lecka- ge der Sollposition hinterher hinken. Mit anderen Worten: die von der Pumpe geförderte Flüssigkeitsmenge kommt nicht vollständig am Aktuator an, da ein Teil von ihr unterwegs über Schaltventile oder ähnlichem einen Leckagestrom bildet und direkt zur Pumpe zurückgeführt wird. Durch dieses Defizit erfährt das Fahrwerk insbesondere beim Einziehen eine Verzögerung an der Verriegelung. Diese Verzögerung, bedingt durch das Flüssigkeitsdefizit, hängt in erster Linie von der Last ab, denn die interne Leckage an hydraulischen Komponenten nimmt in der Regel mit zunehmendem Betriebsdruck zu.If the system is operated without position monitoring (ie only activation instead of control), the adjustment stroke may lag behind the set position due to the internal leakage. In other words, the amount of fluid delivered by the pump does not fully reach the actuator because part of it is leaking through switching valves or the like, and is returned directly to the pump. Due to this deficit, the landing gear experiences a delay at the lock, especially when pulling in. This delay, due to the fluid deficit, depends primarily on the load, as the internal leakage of hydraulic components usually increases with increasing operating pressure.
Im Vergleich zu der Positioniergenauigkeitsanforderung bei der primären Flugsteuerung ist diese beim Flugzeugfahrwerk jedoch sehr niedrig. Maßgebend ist hier eher die Betätigungsdauer, aber diese läßt auch eine relative hohe Toleranz zu. Die Betätigungsdauer von 10 ± 0,5 sec stellt im Allgemeinen eine gängige, praxisbezogene Basiszeit für das Einziehen von Flugzeugfahrwerken dar. Derartig niedrige Anforderungen sind unter anderem einer der Beweggründe, warum EHAs beim Fahrwerk gemäß der Erfindung ohne aufwendige Positionierüberwachung betrieben werden können.However, compared to the positioning accuracy requirement in the primary flight control, this is very low in the aircraft landing gear. Decisive here is rather the duration of operation, but this also allows a relatively high tolerance. The operating time of 10 ± 0.5 sec is generally a common, practice-related base time for the retraction of aircraft landing gear. Such low requirements include one of the reasons why EHAs can be operated in the chassis according to the invention without complex positioning monitoring.
An dieser Stelle sei darauf hingewiesen, dass die Erfindung nicht auf den Ein- satz von EHAs beschränkt ist. Grundsätzlich sind auch andere Antriebssysteme einsetzbar.It should be noted that the invention is not limited to the set of EHAs is limited. In principle, other drive systems can be used.
Unter Berücksichtigung, dass das (durch die innere Leckage hervorgerufene) Flüssigkeitsdefizit die Betätigungsdauer nur verlängern kann, wird ein nominalerTaking into account that the fluid deficit (caused by the internal leakage) can only prolong the duration of the operation, a nominal value is obtained
Betriebspunkt erforderlich, der es ermöglichen soll im Normalbetrieb und dem damit verbundenen Flüssigkeitsdefizits die Betätigungszeit unter bestimmtenOperating point required, which should make it possible in normal operation and the associated fluid deficits the actuation time under certain
Umständen zu verkürzen. Und das System braucht auch eine Ansteuerungsvor- gabe (d.h. keine geschlossenen Regelkreise), womit es zeitabhängig den Durch- fluss ansteuert und bei einem großen Flüssigkeitsdefizit am Ende der Betätigung trotz fehlender Signalrückführung den Durchfluss anhebt.Shorten circumstances. And the system also needs a control input (i.e., no closed loop control), which controls the time-dependent flow and, in the event of a large fluid deficit at the end of the actuation, raises the flow despite the lack of signal feedback.
Dementsprechend ist gemäß einem zweiten Aspekt der Erfindung vorgesehen, dass die Betätigung des Luftfahrzeugfahrwerkes derart erfolgt, dass für den Fall, dass das Luftfahrzeugfahrwerk innerhalb einer vorgegebenen Zeit (Nominalzeit) ab Beginn des Einfahrvorgangs nicht die eingezogene Endposition erreicht, die Geschwindigkeit des Antriebs des Luftfahrzeugfahrwerkes erhöht wird.Accordingly, it is provided according to a second aspect of the invention that the operation of the aircraft undercarriage is such that in the event that the aircraft landing gear within a predetermined time (nominal time) from the beginning of the retraction process does not reach the retracted end position, the speed of the drive of the aircraft landing gear increases becomes.
Zum Erfüllen dieser scheinbar widersprüchlichen Anforderungen werden zu- nächst folgende Tatsachen festgestellt:To meet these seemingly contradictory requirements, the following facts are first established:
1. Das Einziehen des Fahrwerkes findet nicht in einer beliebigen Fluglage statt. Das Einziehen des Fahrwerkes erfolgt in der Regel während des Steigfluges unmittelbar nach dem Abheben. Die Fluglage ist während die- ser Phase relativ stabil und es wird keine heftigen Änderungen an das1. Retracting the landing gear does not take place in any attitude. The retraction of the chassis is usually during the climb immediately after taking off. The attitude is relatively stable during this phase and there will be no sharp changes to the
Lastvielfache n erwartet. Statistisch betrachtet wird das Einziehen des Fahrwerkes über 90 % aller Fälle in einem ähnlichen Lastniveau erfolgen. Diese statistische Erkenntnisse wird zur Auslegung der Kontrollstrategie eingeführt: der nominale Betriebspunkt wird dort gelegt, wo das Lastni- veau überwiegend erwartet wird. Dies entspricht etwa 30% der Maximallast bei den meisten Flugzeugmustern. (Es ist anzumerken, dass man diese statistische Annahme sogar gegebenenfalls bei bestimmten Flugzeugmustern mit zusätzlicher Pilotenschulung verbessern kann.) 2. Das durch die Leckage hervorgerufene Flüssigkeitsdefizit kann sowohl experimentell als auch per Simulation vorab bestimmt werden. Man kann eine Kalibrierungstabelle oder -diagramm in Abhängigkeit von der Last und dem Durchfluss erstellen und bei Bedarf die Leckagemenge aus derLoad multiples expected. From a statistical point of view, more than 90% of all cases will involve the landing gear landing at a similar load level. These statistical findings are introduced for the design of the control strategy: the nominal operating point is set where the load level is predominantly expected. This is about 30% of the maximum load for most aircraft designs. (It should be noted that this statistical assumption can even be improved, if appropriate, for certain aircraft types with additional pilot training.) 2. The fluid deficit caused by the leakage can be determined both experimentally and by simulation in advance. One can create a calibration table or graph depending on the load and the flow and, if necessary, the leakage amount from the
Tabelle bzw. aus dem Diagramm auslesen.Read the table or from the diagram.
3. Durch Überwachung des Stroms am Motor des EHAs kann man über die momentane, tatsächliche Last Rückschlüsse ziehen. Die Überwachung des Motorenstroms ist in der Regel bei der Leistungselektronik leicht zu realisieren. Man benutzt so zu sagen das im Betrieb befindliche Fahrwerk als Lastsensor.3. By monitoring the current at the EHA's engine, one can draw conclusions about the instantaneous actual load. The monitoring of the motor current is usually easy to implement in the power electronics. One uses so to speak the chassis in operation as a load sensor.
In einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung wird die Leckagekompensati- on wie folgt in zwei Stufen, d.h. in zwei gestuften Phasen („Stationärleckagekompensation" und „Restleckagekompensation") gelöst, damit das System ohne geschlossenen Regelkreis lediglich angesteuert werden kann:In a preferred embodiment of the invention, the leakage compensation is performed in two stages as follows, i. solved in two stages ("Stationary Leakage Compensation" and "Residual Leakage Compensation") so that the system can only be controlled without closed loop control:
In der ersten Phase wird eine bestimmte Menge Flüssigkeit als Zuschlag zum nominalen Durchfluss beigemischt. Der Zuschlag ist vorzugsweise statistisch begründet. Ebenfalls ist es denkbar, dass dieser bei Bedarf aus Kalibrierungsdaten bestimmt wird.In the first phase, a certain amount of liquid is admixed as a supplement to the nominal flow. The surcharge is preferably statistically justified. It is also conceivable that this is determined if necessary from calibration data.
Die Flüssigkeitsmenge soll dem Defizit beispielsweise bei einem etwa 30%igen Lastlevel entsprechen. (Die konkrete Menge ändert sich je nach Flugzugmuster natürlich. 30% stellt hier nur ein Zahlenbeispiel dar.) Sollte die aktuelle Last beim Einziehen des Fahrwerkes niedriger sein, wird das Fahrwerk schneller als für die vorgesehene Betätigungsdauer in die Verriegelung ankommen. Wenn das Flüssigkeitsdefizit mit der beigefügten Flüssigkeitsmenge restlos übereinstimmt, wird die Betätigung exakt in der Nominalzeit beendet. Wenn das Flüssigkeitsdefizit größer als die Zuschlagsmenge sein sollte, erreicht das Fahrwerk innerhalb der vorgesehenen Betätigungsdauer die Verriegelung nicht. In diesem Fall muß der Rest am Ende der Betätigung möglichst rasch auf ein Mal kompensiert werden. In der zweiten Phase soll deshalb die Hubverstellgeschwindigkeit radikal ansteigen, um die von der ersten Phase „übrig gebliebene" Restleckagemenge auf ein Mal zu kompensieren.The amount of liquid should correspond to the deficit, for example at an approximately 30% load level. (The actual amount changes of course depending on the pattern of the flight pattern.) 30% is only a numerical example here.) If the current load is lower when the landing gear is lowered, the landing gear will get into the interlock more quickly than for the intended operating time. If the fluid deficit coincides completely with the added amount of liquid, the actuation is terminated exactly at the nominal time. If the fluid deficit should be greater than the surcharge amount, the landing gear does not reach the lock within the intended operating time. In this case, the rest must be compensated as quickly as possible at the end of the operation as quickly as possible. In the second phase, therefore, the Hubverstellgeschwindigkeit should radically increase, in order to compensate for the "remaining" of the first phase residual leakage amount in one go.
Dies kann beispielsweise durch eine adäquate mathematisch approximierte Funktion erfolgen.This can be done for example by an adequate mathematically approximated function.
In einer weiteren Ausgestaltung der Erfindung wird die Verstellung des Fahrwer- kes mit der .Operationsmethode mit Konstantleistung' gelöst. Darunter ist zu verstehen, dass die Verstellgeschwindigkeit des Luftfahrzeugfahrwerkes derart gewählt wird, dass der Leistungsbedarf zur Verstellung des Luftfahrzeugfahrwerkes konstant oder im wesentlichen konstant ist. In diesem Fall ist vorzugsweise vorgesehen, dass keine Endlagendämpfung mehr benötigt wird.In a further embodiment of the invention, the adjustment of the drive is achieved with the constant-power 'operation method'. By this is meant that the adjustment speed of the aircraft landing gear is chosen such that the power requirement for adjusting the aircraft landing gear is constant or substantially constant. In this case, it is preferably provided that no end position damping is required more.
Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung werden nachstehend anhand eines in der Figur dargestellten Ausführungsbeispiels erläutert.Further details and advantages of the invention will be explained below with reference to an embodiment shown in the figure.
Bester Weg zur Ausführung der ErfindungBest way to carry out the invention
Die Figur zeigt das Geschwindigkeitsprofil zur Ansteuerung des Systems mit zweistufiger Leckagekompensation.The figure shows the velocity profile for controlling the system with two-stage leakage compensation.
Wie die Figur veranschaulicht, hat das Geschwindigkeitsprofil keinen Startpunkt für die Endlagendämpfung in ihrem Verlauf. Der Abbremsungsvorgang erfolgt an sich schon unmittelbar nach dem Start.As the figure illustrates, the speed profile has no starting point for the end position damping in its course. The braking process takes place in itself immediately after the start.
Vor Erreichen einer Nominalzeit ab Beginn des Einfahrvorgangs des Luftfahrzeugfahrwerkes wird dessen Verstellung unter Zuhilfenahme eines Zuschlages an Hydraulikflüssigkeit vorgenommen werden. Dieser Zuschlag kann fest vorgegeben sein oder auch von den tatsächlichen Bedingungen abhängen. Denkbar ist es beispielsweise den Zuschlag aus einer Kalibrierungstabelle oder einem Kalibrierungsdiagramm oder dergleichen zu entnehmen. Statt der festen Zu- schlagsmenge kann man somit beispielsweise anhand der vorab bestimmten Kalibrierungsdaten und mit der durch eine Stromüberwachung gewonnenen Lastabschätzung eine neue Zuschlagsmenge berechnen und damit das Flüssigkeitsdefizit genauer kompensieren.Before reaching a nominal time from the beginning of the entry process of the aircraft landing gear whose adjustment will be made with the aid of a surcharge of hydraulic fluid. This surcharge may be fixed or may depend on the actual conditions. It is conceivable, for example, to accept the supplement from a calibration table or a calibration diagram or the like. Instead of the fixed Thus, for example, with the aid of the previously determined calibration data and with the load estimate obtained by current monitoring, it is possible to calculate a new aggregate quantity and thus more accurately compensate for the fluid deficit.
Die Nominalzeit liegt in der Figur bei 10 s und ist durch den vertikalen Balken in der Figur gekennzeichnet.The nominal time is 10 s in the figure and is indicated by the vertical bar in the figure.
Ist mit Ablauf der Nominalzeit das Einfahren des Luftfahrzeugfahrwerkes noch nicht abgeschlossen, was durch einen Positionsschalter (Endschalter) oder dergleichen festgestellt werden kann, erfolgt in einer zweiten Stufe die sog. Restkompensation. In dieser Phase wird die Pumpendrehzahl und somit die Verstellgeschwindigkeit angehoben. Bei einem großen Defizit wird die Pumpendrehzahl bis maximal zur Pumpgrenze automatisch weitersteigen. Die Figur zeigt einen prinzipiellen Verlauf einer derartigen Ansteuerung, wobei die Ansteuerung mit einem Polynom sechsten Grades im vorliegenden Fall approximiert ist. Aufgrund der mathematischen Funktion hebt sich die Pumpendrehzahl beim Passieren der 10 s Marke alleine an. Eine Regelung mit einem geschlossenen Regelkreis ist nicht erforderlich. If at the end of the nominal time the retraction of the aircraft landing gear has not yet been completed, which can be determined by a position switch (limit switch) or the like, the so-called residual compensation takes place in a second stage. In this phase, the pump speed and thus the adjustment speed is increased. If there is a large deficit, the pump speed will automatically increase to a maximum of the surge line. The figure shows a basic course of such a drive, wherein the drive is approximated with a polynomial of the sixth degree in the present case. Due to the mathematical function, the pump speed rises when passing the 10 s mark alone. Closed-loop control is not required.

Claims

Patentansprüche claims
1. Verfahren zur Betätigung eines einzelnen Luftfahrzeugfahrwerkes mit einem EHA (EHA = Electro-Hydrostatic Actuator), dadurch gekennzeichnet, dass die Betätigung des Luftfahrzeugfahrwerkes zwischen dessen Endpositionen ohne eine Überwachung der Position des Luftfahrzeugfahrwerkes erfolgt.1. A method for actuating a single aircraft landing gear with an EHA (EHA = Electro-Hydrostatic Actuator), characterized in that the actuation of the aircraft landing gear between its end positions without monitoring the position of the aircraft landing gear takes place.
2. Verfahren zur Betätigung eines einzelnen Luftfahrzeugfahrwerkes mit ei- nem EHA (EHA = Electro-Hydrostatic Actuator), dadurch gekennzeichnet, dass die Betätigung des Luftfahrzeugfahrwerkes derart erfolgt, dass für den Fall, dass das Luftfahrzeugfahrwerk innerhalb einer vorgegebenen Zeit (Nominalzeit) ab Beginn des Einfahrvorgangs nicht die eingezogene Endposition erreicht, die Verstellgeschwindigkeit des Antriebs zur Betäti- gung des Luftfahrzeugfahrwerkes erhöht wird.2. A method for actuating a single aircraft landing gear with an EHA (EHA = Electro-Hydrostatic Actuator), characterized in that the actuation of the aircraft landing gear is such that in the event that the aircraft landing gear within a predetermined time (nominal time) from the beginning of the retraction process does not reach the retracted end position, the adjustment speed of the drive for operating the aircraft landing gear is increased.
3. Verfahren nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass das Verfahren gemäß dem kennzeichnenden Teil des Anspruchs 2 ausgeführt ist.3. The method according to claim 1, characterized in that the method is carried out according to the characterizing part of claim 2.
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zur Kompensation der inneren Leckage des Antriebs zur Betätigung des Luftfahrzeugfahrwerkes eine erste Kompensationsphase vorgesehen ist, mittels derer innere Leckage kompensiert wird, bevor eine vorgegebene Zeit (Nominalzeit) ab Beginn des Einfahrvorgangs abgelau- fen ist.4. The method according to any one of the preceding claims, characterized in that for compensating the internal leakage of the drive for actuating the aircraft landing gear a first compensation phase is provided, by means of which internal leakage is compensated before a predetermined time (nominal time) from the beginning of the retraction process fen is.
5. Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Kompensation während der ersten Kompensationsphase dadurch erfolgt, dass die Betätigung des Luftfahrzeugfahrwerkes mit einem Zuschlag von Hydrau- likflüssigkeit erfolgt.5. The method according to claim 4, characterized in that the compensation during the first compensation phase takes place in that the actuation of the aircraft landing gear takes place with a surcharge of hydraulic fluid.
6. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Zuschlag durch eine statistische Auswertung der bei Einfahren von dem zu betäti- genden Luftfahrzeugfahrwerk üblicherweise auftretenden Lasten ermittelt wird.6. The method according to claim 5, characterized in that the surcharge by a statistical evaluation of the retraction of the operable genden aircraft landing gear normally occurring loads is determined.
7. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass die statisti- 5 sehe Auswertung nach dem betroffenen Luftfahrzeugfahrwerk und dem das Fahrwerk nutzenden Flugzeugtyp individuell erfolgt.7. The method according to claim 6, characterized in that the statisti- 5 see evaluation of the affected aircraft landing gear and the aircraft using the landing gear is done individually.
8. Verfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Zuschlag durch Zugreifen auf Kalibrierungsdaten ermittelt wird. 08. The method according to claim 5, characterized in that the surcharge is determined by accessing calibration data. 0
9. Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Kalbrie- rungsdaten den Zuschlag in Abhängigkeit von der tatsächlich auftretenden Last und/oder von der Verstellgeschwindigkeit des Luftfahrzeugfahrwerkes enthalten. 59. The method according to claim 8, characterized in that the calibration data contain the supplement as a function of the actually occurring load and / or of the adjustment speed of the aircraft landing gear. 5
10. Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass die tatsächlich auftretende Last aus der Stromaufnahme des Motors zur Verstellung des Luftfahrzeugfahrwerkes ermittelt wird. o 11.Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zur Kompensation der inneren Leckage des Antriebs zur Betätigung des Luftfahrzeugfahrwerkes eine zweite Kompensationsphase vorgesehen ist, mittels derer innere Leckage kompensiert wird, nachdem eine vorgegebene Zeit (Nominalzeit) ab Beginn des Einfahrvorgangs ab-5 gelaufen ist.10. The method according to claim 9, characterized in that the load actually occurring from the current consumption of the motor for adjusting the aircraft landing gear is determined. o 11.A method according to any one of the preceding claims, characterized in that for compensating the internal leakage of the drive for actuating the aircraft landing gear a second compensation phase is provided, by means of which inner leakage is compensated after a predetermined time (nominal time) from the beginning of the retraction from -5 has run.
12. Verfahren nach Anspruch 11 , dadurch gekennzeichnet, dass während der zweiten Kompensationsphase die Verstellgeschwindigkeit des Luftfahrzeugfahrwerkes erhöht wird. 012. The method according to claim 11, characterized in that during the second compensation phase, the adjustment speed of the aircraft landing gear is increased. 0
13. Verfahren nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, dass Anhebung der Verstellgeschwindigkeit durch eine mathematisch approximierte Funktion automatisch erfolgt. 13. The method according to claim 12, characterized in that raising the adjustment speed is performed automatically by a mathematically approximated function.
4. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Verstellgeschwindigkeit des Luftfahrzeugfahrwerkes vor Ablauf einer vorgegebenen Zeit (Nominalzeit) ab Beginn des Einfahrvorgangs derart verändert wird, dass der Leistungsbedarf zur Betätigung des Luftfahrzeugfahrwerkes konstant oder annähernd konstant ist. 4. The method according to any one of the preceding claims, characterized in that the adjustment speed of the aircraft landing gear is changed before the expiration of a predetermined time (nominal time) from the beginning of the retraction so that the power requirement for the actuation of the aircraft landing gear is constant or approximately constant.
PCT/DE2007/001575 2006-09-04 2007-09-03 Leakage compensation for simplifying the hydraulic actuation of aircraft landing gear WO2008028474A1 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006041483.7 2006-09-04
DE200610041483 DE102006041483A1 (en) 2006-09-04 2006-09-04 Optimized operation method for the operation of aircraft landing gears

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