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Die vorliegende Erfindung betrifft ein Flugsteuerungssystem für ein Flugzeug nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
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Ein Flugsteuerungssystem setzt bekannterweise Eingaben um, die der Pilot über Eingabegeräte vorgibt, in entsprechende Bewegungen der verschiedenen Steuerflächen, mit denen wiederum das Flugzeug im Flug gesteuert wird.
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Bei modernen Fly-by-Wire-Flugzeugen werden die Piloteneingaben an sogenannten Seitensteuer-Bediengeräten (side-sticks) in elektronische Steuersignale umgewandelt, so dass elektronische Daten in die Computer des Flugsystems eingegeben und daraus unter Hinzunahme von Lagesensorinformationen mittels digitalisierter Regelgesetze letztendlich Steuerkommandos für Betätigungseinrichtungen, die sogenannte Aktuatoren erzeugt werden können. 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. Ein zentralisiertes Betriebsstörungsdisplay überwacht ständig die Flugzeugsysteme, indem es Diagnosedaten sammelt. Eventuell auftretende Probleme werden automatisch im Cockpit angezeigt sowie an die Bodenstation gesendet, wobei auch nach dem Flug ein Zugriff auf die Daten möglich ist.
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In heutigen Ausführungen werden die Regelgesetze in zwei Rechnereinheiten, den sogenannten „Flight Control Computern”, welche aus mehreren einzelnen Computern bestehen, gerechnet. All diese Computer sind in der sogenannten „Avionic Bay” untergebracht und mittels Punkt-zu-Punkt-Verbindungen mit den einzelnen zur Flugsteuerung notwendigen Aktuatoren verbunden. Typischerweise sind diese Verbindungen analog.
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Zwischenzeitlich sind viele weitere Entwicklungen und Konzepte bekannt geworden. Die
WO 2010/103234 A1 offenbart beispielsweise ein einheitliches Flugzeugnetzwerksystem, das die Flugsteuerung durchführt, und die Aktuatoren oder die Aktuator-Steuer-Elektroniken direkt das eine Netzwerk einbindet. Hier ist zwar offenbart, dass die Aktuator-Steuer-Elektroniken geeignet sein müssen, ein massives Voting, d. h. eine logische Verknüpfung der Überwachungsergebnisse, durchzuführen. Auf die nähere Ausführung der dort offenbarten Aktuator-Steuer-Elektronik wird jedoch nicht eingegangen. Eine Vernetzung der Aktuator-Steuer-Elektroniken wird hier derart durchgeführt, dass diese untereinander in die Lage versetzt werden, flexibel auf Ausfälle zu reagieren und sich im Fehlerfall zu rekonfigurieren. Das heißt, sie werden durch ein eigenes, konkret sogar durch zwei redundante eigene Netzwerke, verbunden. Diese starke Zentralisierung führt aber dazu, dass solche Flugsteuerungssysteme die Erfordernisse der Echtzeitfähigkeit mit kleinen Rechenzeiten nur schwer erfüllen können.
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Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein Flugsteuerungssystem für ein Flugzeug bereitzustellen, durch welches der Hardware- und damit der Kostenaufwand wesentlich reduziert werden, wobei den hohen Sicherheitsanforderungen an solche Systeme Rechnung getragen wird.
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Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch ein Flugsteuerungssystem für ein Flugzeug mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
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Das erfindungsgemäße Flugsteuerungssystem besteht aus einem ersten redundant ausgeführten System für die Verarbeitung von mindestens einer ersten Flugsteuerfunktion zur Steuerung des Flugzeugs mit mindestens einer Steuerfläche. Durch die hohe Redundanz an Übertragungskanälen wird bekannterweise eine zuverlässige Kommunikation selbst bei erheblichen Störungen möglich. Das erste System weist dabei mindestens einen ersten und einen zweiten Sensor oder aber auch eine erste und eine zweite Sensorgruppe auf, die jeweils mit einem ersten und einem zweiten Rechner in Verbindung stehen, wobei die Rechner die Messwerte der zugeordneten Sensoren erhalten und jeweils einen Sollwert für die mindestens eine Steuerfläche ausgeben. Das erfindungsgemäße Flugsteuerungssystem weist weiterhin ein zweites System auf, zur Regelung der Position der mindestens einen Steuerfläche auf den im ersten System bestimmten Sollwert. Dabei weist das zweite System mindestens eine erste und eine zweite Aktuator-Steuer-Elektronik (ACE) und mindestens einen ersten und einen zweiten Aktuator auf, wobei die Aktuatoren mit den Steuerflächen in Verbindung stehen.
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Das Flugsteuerungssystem ist erfindungsgemäß derart ausgebildet, dass die Rechner und die Sensoren oder die Sensorgruppen an ein erstes Datennetzwerk, welches die Sollwerte für die wenigstens eine Steuerfläche enthält, angeschlossen werden, und die Aktuator-Steuer-Elektroniken (ACEs) und die Aktuatoren über wenigstens ein weiteres Datennetzwerk miteinander verbunden werden. Dabei werden die ACEs zusätzlich an das erste Datennetzwerk des ersten Systems angeschlossen, wobei beim Ausfall einer oder mehrerer ACEs, die verbleibenden in der Lage sind, die Aufgaben der ausgefallenen ACEs zu übernehmen, d. h. dass auch eine letzte verbleibende Aktuator-Steuer-Elektronik in der Lage sein kann, alle Aktuatoren über das gemeinsame Datennetz korrekt anzusteuern. Die ACEs erhalten vom ersten Datennetzwerk alle Sollwerte für die Steuerflächen und können in der Lage versetzt werden, mittels Voting- und Datenkonsistenzmechanismen zueinander konsolidierende Stellkommandos für die Aktuatoren auszugeben.
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Somit wird mit dem erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystem erreicht, dass durch einen intermodularen Datenaustausch und durch die Möglichkeiten zur sicheren Fehlererkennung, die durch die Redundanz ermöglicht wird, ab vier Rechnern sogar ein sog. „byzantinischer Fehler” erkannt werden kann, so dass keine falschen Nachrichten generiert und übermittelt werden können. Somit kann eine fehlerhafte Aktuator-Steuer-Elektronik eindeutig erkannt und aus dem Verbund herausgenommen werden, und die verbleibenden ACEs können ohne Weiteres ihre Funktionen übernehmen. Dies führt zu einer wesentlichen Erhöhung der Sicherheit und auch zur Reduzierung des erheblichen Hardware- und somit des Kostenaufwands solcher Flugsteuerungssystemen.
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Als besonders bevorzugt wird hier angesehen, dass jede Steuerfläche jeweils mit zwei Aktuatoren verbunden ist, wobei jeder der beiden Aktuatoren über das wenigstens eine Datennetzwerk des zweiten Systems mit den Aktuator-Steuer-Elektroniken kommuniziert. Somit kann auch beim Ausfall eines der Aktuatoren oder beim Ausfall einer der Aktuator-Steuer-Elektroniken, die Bewegung der Steuerfläche durchgeführt werden. Dabei wird als besonders vorteilhaft angesehen, dass die Aktuatoren über eine Schnittstellenelektronik verfügen und mechanisch mit der wenigstens einen Steuerfläche verbunden sind.
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Es ist besonders vorteilhaft, dass die Aktuator-Steuer-Elektroniken die Sollwerte für die Steuerflächen durch das erste Datennetzwerk des ersten Systems erhalten und somit in der Lage sind, zueinander konsolidierende Stellkommandos für die Aktuatoren zu generieren und über das weitere Datenneztwerk des zweiten Systems, an welches auch die Aktuatoren angeschlossen sind, auszugeben. Die Verwendung von zwei voneinander unabhängigen Datennetzwerken, an denen die Aktuator-Steuer-Elektroniken gleichzeitig verbunden sind, erhöht wesentlich die Zuverlässigkeit des Flugsteuerungssystems.
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Vorzugsweise bestehen die ACEs jeweils aus zwei einzelnen, voneinander unabhängig arbeitenden CPU-Einheiten, die galvanisch voneinander getrennt sind und geeignet sind, jeweils eine Verbindung zum Datenbussystem des ersten Systems und eine Verbindung zu dem zumindest einen Datenbussystem des zweiten Systems zu realisieren. Somit wird durch die ACEs die Verbindung der beiden Systeme geschaffen.
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Weiterhin wird bei dem erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystem als besonders vorteilhaft angesehen, dass der Datenaustausch innerhalb der ACEs zwischen den beiden CPU-Einheiten stattfindet, so dass die Daten einem Vergleich unterzogen werden können.
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Vorzugsweise erfolgt der Datenaustausch unter den ACEs über das Datenbussystem oder die Datenbussysteme im zweiten System, so dass eine Entscheidung über die ordnungsgemäße Funktion der ACEs im zweiten System getroffen werden kann. Somit kann auch die Elektronik ermittelt werden, die der entscheidende Master unter den Aktuator-Steuer-Elektroniken ist. Dabei ist es besonders vorteilhaft, dass auch innerhalb der ACEs die eine der CPU-Einheiten die eigentlichen Regelaufgaben (Controlling) und die andere CPU-Einheit die funktional unterschiedliche Überwachungsfunktion (Monitoring) durchführt.
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Mit dem erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystem kann erreicht werden, dass die Anordnung beliebig durch Aktuatoren und Aktuator-Steuer-Elektroniken erweitert werden kann, und dass durch eine je nach Anforderung an die Verfügbarkeit definierte Anzahl ACEs beliebig viele Aktuatoren mit ihren Elektronikschnittstellen (Remote Elektronic Unit, REU) angeschlossen werden können. Der Typ des Aktuators ist dabei nicht entscheidend. Lediglich die REU muss die Daten am Aktuator aufbereiten, eventuell unterlagerte Regelungen durchführen und über die einheitlichen Busschnittstellen mit dem verbundenen ACE-Netzwerk kommunizieren. Bei Ausfall einer ACE wird die Master ACE neu bestimmt und die Aufgaben von den verbleibenden ACEs ausgeführt.
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Vorteilhafterweise weist mindestens eines der Datenbussysteme des zweiten Systems zwei redundante Kanäle auf, so dass ein Totalausfall eines Kommunikationskanals durch den Einsatz redundanter Kanäle toleriert werden kann, wobei die Kanäle von Störeinflüssen abgeschirmt werden.
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Vorzugsweise werden die Datenbussysteme des zweiten Systems mit unterschiedlichen Datenbustypen realisiert. Diese können die sogenannten fehlertoleranten Datenbusse, welche für sicherheitskritische Anwendungen vorgesehen werden, sein, wie der auf dem TTP-Protokoll (Time-Triggered Protokol) basierende fehlertolerante TTP-Bus oder auch der FlexRay-Bus, der sich durch eine hohe Datenrate, Fehlertoleranz und durch garantierte Latenzzeiten auszeichnet. Es kann aber auch ein MIL-STD-1553 Bus verwendet werden. Als besonders vorteilhaft wird angesehen, wenn ein Time-Triggered CAN (TTCAN), bei welchem die Protokollvariante des normalen CAN-Buses um zeitbasierte Anteile erweitert ist und nicht ereignissondern zeitgesteuert arbeitet, verwendet wird. Die unterschiedlichen Datenbussysteme des zweiten Systems sind vorzugsweise an sich und/oder zueinander synchronisierbar.
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Aus Sicherheitsgründen ist es notwendig, das ACE-Netzwerk doppelt auszuführen, wobei durch eine typverschiedene, d. h. dissimilare Ausführung auch ein systematischer Fehler, der sogenannte „Common Mode Failure”, reduziert oder ausgeschlossen werden kann.
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Die Aktuatoren können entweder nur an eines der beiden Datenbussysteme des zweiten Systems oder aber auch aufgeteilt an die beiden Datenbussysteme des zweiten Systems angeschlossen sein, wobei auf eine von mehreren Steuerflächen vorzugsweise mehrere Aktuatoren wirken, so dass beim Ausfall eines der Aktuatoren seine Funktion durch den verbleibenden oder die verbleibende übernommen wird.
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Es wird weiterhin als besonders vorteilhaft angesehen, wenn an das oder die Datenbussysteme des zweiten Systems ein oder mehrere zusätzliche Sensoren angeschlossen sind, welche Daten für die Aktuatorregelfunktion bereitstellen.
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Aus regelungstechnischer Sicht ist es erforderlich, dass die Aktuatorregelungen typischerweise deutlich schneller bearbeitet werden müssen, als die Flugregelungen, die in den Hauptrechnern des Hauptnetzwerks eingebettet sind. Besonders drastisch wird dies bei Betätigung einer Steuerfläche durch zwei oder drei Aktuatoren, möglicherweise sogar von unterschiedlichem Typ (elektrisch, hydraulisch, hybrid usw.). Um Kraftkonflikte zu vermeiden oder auf ein definiertes Maß zu beschränken sind sehr schnelle, in Echtzeit arbeitende Datensätze und sehr schneie, eventuell synchron arbeitende Rechner notwendig. Durch eine Abkopplung der Aktuatorregelung vom Flugzeug-Backbone-Netzwerk kann diesen Ansprüchen besser gerecht werden und in vielen Fällen die Regelung innerhalb eines Netzwerks erst ermöglicht werden. Die Durchführung der Aktuatorpositionsregelung in den Schnittstellenelektroniken am Aktuator wäre nur lokal und ohne die Konsolidierungsmöglichkeit mit den Nachbaraktuatoren.
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Vorzugsweise werden an das erste System neben anderen Teilnehmern mehrere Systeme des zweiten Systems angeschlossen, was zu einer wesentlichen Reduzierung der notwendigen Hardware führt. Dabei wird als besonders vorteilhaft angesehen, wenn das erste System ein AFDX-Bussystem (Avionic Full Duplex Switched (X)Ethernet Bussystem), welches das Computernetzwerk und das dazugehörige Protokoll zur Kommunikation zwischen Flugzeugsystemen (Avionik) umfasst, aufweist.
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Durch das erfindungsgemäße Flugsteuerungssystem kann der Hardware-Aufwand durch Modularisierung der Hardware wesentlich reduziert und die Software standardisiert werden, was zu erheblichen Kosteneinsparungen führt. Dabei wird eine vereinfachte und sichere Steuerung des Flugzeugs ermöglicht und zwar während aller Flugphasen.
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Die vorliegende Erfindung wird nun anhand eines Ausführungsbeispiels und der Zeichnung näher erläutert. Es zeigen:
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1: eine schematische Darstellung eines erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystems gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel,
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2: eine schematische Darstellung eines erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystems gemäß einem zweiten Ausführungsbeispiel,
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3: eine schematische Gesamtdarstellung des erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystems, wobei die Erweiterbarkeit des Systems gezeigt wird.
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In 1 ist eine vereinfachte schematische Darstellung eines erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystems gemäß einer ersten Ausführungsform gezeigt.
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Das Flugsteuerungssystem besteht aus einem ersten redundant ausgeführten System 10, zur Abarbeitung mindestens einer ersten Flugsteuerfunktion zur Steuerung eines Flugzeugs, welches mindestens eine Steuerfläche 40 aufweist. Das erste System 10 weist dabei Sensoren 16 und 18 sowie Rechner 12 und 14 auf, welche anhand der erhaltenen Messwerte der zugehörigen Sensoren 16, 18, welche an Bedienelemente angebracht sind, jeweils einen Sollwert für die Steuerfläche 40 berechnen und ausgeben können. Es versteht sich, dass anstatt der einzelnen hier gezeigten Sensoren 16, 18, Sensorgruppen vorgesehen werden können. Die beiden Rechner 12 und 14 sowie die Sensoren 16 und 18 sind an ein erstes Datennetzwerk 50 angeschlossen. Es wird dabei als besonders vorteilhaft angesehen, wenn das erste System ein AFDX-Bussystem (Avionic Full Duplex Switched (X)Ethernet – Bussystem) aufweist. Dieses umfasst bekannterweise das Computernetzwerk und das dazugehörige Protokoll zur Kommunikation zwischen Flugzeugsystemen (Avionik).
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Das Flugsteuerungssystem umfasst weiterhin ein zweites System 20 zur Regelung der Position der Steuerfläche 40 auf den im ersten System 10 bestimmten Sollwert. Es versteht sich, dass hier aus Vereinfachungsgründen nur eine von vielen Steuerflächen dargestellt wird. Das zweite System 20 weist weiterhin eine erste und eine zweite Aktuator-Steuer-Elektronik (ACE) 22 und 24 und einen ersten und einen zweiten Aktuator 30 und 32, welche mit der Steuerfläche 40 verbunden sind, auf.
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Das zweite System 20 weist auch ein eigenes Datennetzwerk 60 auf, über welches die ACEs 22, 24 und die Aktuatoren 30, 32 miteinander kommunizieren. Das Datennetzwerk 60 kann ein zeitbasiertes System sein, wie ein TTP-Bus (Time-Triggered Protocol Bus), welches Busprotokoll sich mit einer minimalen Ausfallrate auszeichnet, oder aber auch ein FlexRay-System, welches für sicherheitskritische Anwendungen besonders geeignet ist. Es wird hier als besonders vorteilhaft angesehen, wenn ein gemischtes Ereignis- und Zeit-basiertes System verwendet wird, wie ein Time-Triggered CAN Bus (TTCAN), bei welchem die Protokollvariante des normalen CAN-Buses um zeitbasierte Anteile erweitert ist.
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Die ACEs 22, 24 sind jeweils sowohl an dem zweiten Datenbussystem 60 als auch an dem ersten Datenbussystem 50 angeschlossen und bestehen aus jeweils zwei einzelnen, voneinander unabhängig arbeitenden CPU-Einheiten, die voneinander galvanisch getrennt sind. Über die CPU-Einheiten wird jeweils die Verbindung zum Datenbussystem 50 des ersten Systems 10 und zum Datenbussystem 60 des zweiten Systems 20 realisiert. Dabei ist die erste CPU-Einheit geeignet, Regelaufgaben zu übernehmen, wobei die zweite CPU-Einheit in der Lage ist, funktional unterschiedliche Überwachungsfunktionen durchzuführen. Innerhalb der ACEs 22, 24 findet zwischen den beiden CPU-Einheiten ein Datenaustausch statt, so dass ein Datenvergleich realisierbar ist.
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Der erste 12 und der zweite Rechner 14 verarbeiten alle von den Sensoren 16, 18 erhaltene Informationen und geben Befehle über das erste Datenbussystem 50 an die Aktuator-Steuer-Elektroniken 22, 24, die über das weitere Datenbussystem 60 an die Aktuatoren 30, 32 weitergeleitet werden. Dabei sind die ACEs 22, 24 geeignet, die Sollwerte für die Steuerfläche 40 durch das erste Datennetzwerk 50 des ersten Systems 10 zu erhalten, um zueinander konsolidierende Stellkommandos für die Aktuatoren 30, 32 auszugeben. Dadurch, dass die beiden ACEs 22, 24 einzeln jeweils mit den beiden Datenbussysteme 50, 60 des ersten und des zweiten Systems 10, 20 verbunden sind, ist es möglich, dass beim Ausfall einer der beiden ACEs 22, 24, die ausgefallene durch die funktionierende ersetzt werden kann, so dass die Aktuatoren 30, 32, welche mit der funktionierenden ACE über das zweite Datenbus System 60 verbunden sind, weiterhin ungestört die Stellkommandos erhalten. Dies ist besonders wichtig, da an Flugsteuerungssysteme sehr hohe Sicherheitsanforderungen gestellt werden.
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Die Verbindung der Steuerfläche 40 mit zwei Aktuatoren 30, 32, welche jeweils über das Datenbussystem 60 mit den beiden ACEs 22, 24 oder beim Ausfall mit der verbleibenden funktionierenden ACE kommunizieren, führt ebenfalls zur Erhöhung der Sicherheit des erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystems, da selbst beim Ausfall eines der Aktuatoren, die Bewegung der Steuerfläche 40 über den anderen durchgeführt wird.
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Die Aktuatoren 30, 32 empfangen vorzugsweise Signale nach dem Prinzip der Pulsweitenmodulation (PWM), welches häufig zur Informationsübermittlung genutzt wird. Wenn der Aktuator einen Impuls empfängt, bewegt er sich und bewirkt eine Bewegung der Steuerfläche.
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2 zeigt ein zweites Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystems. Das erste System 10 ist mit dem ersten System des ersten Ausführungsbeispiels identisch ausgeführt. Das zweite Ausführungsbeispiel unterscheidet sich jedoch von dem in der ersten Figur gezeigten und oben beschriebenen dadurch, dass das zweite System 20 vier ACEs 22 bis 28 aufweist, die über zwei Datenbussysteme 60, 62 mit den Aktuatoren 30 bis 36 verbunden sind.
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Die Aktuatoren 30, 32 sind ihrerseits an einer ersten Steuerfläche 40 gekoppelt und die weiteren Aktuatoren 34, 36 – an einer zweiten Steuerfläche 42. Wie aus der 2 ersichtlich ist, sind die Aktuatoren paarweise mit den Steuerflächen 40, 42 verbunden, wobei jeder Aktuator nur an einem der beiden Datenbussysteme 60, 62 angeschlossen ist, so dass jedes Aktuatorpaar mit den beiden Datenbussystemen 60, 62 kommuniziert. Auf der anderen Seite sind die vier ACEs 22 bis 28 jeweils mit den beiden Datenbussysteme 60, 62 verbunden, so dass eine sichere Übertragung der Stellkommandos für die Aktuatoren, gewährleistet wird.
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Es wird als besonders vorteilhaft angesehen, wenn die beiden Datenbussysteme 60, 62 typverschieden, d. h. dissimilar ausgeführt werden, so dass ein systematischer Fehler, der sogenannte „Common Mode Failure”, wesentlich reduziert oder sogar ausgeschlossen werden kann.
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3 zeigt eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystems, wobei die modulare Grundidee durch die gezeigte Erweiterbarkeit veranschaulicht wird. Hier wird nämlich an das erste System ein zweites System und weitere Systeme angeschlossen.
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Die Aktuatoren 30, 34 sowie 30', 34' sind über ihre Elektronikschnittstellen (Remote Elektronic Unit, REU) über ein zeitbasiertes Datenbus-System 60 sowie 60', wie ein Time-Triggered Protokol (TTP), welches sich mit einer minimalen Ausfallrate auszeichnet, mit jeweils einer Aktuator-Steuer-Elektronik ACE 22, 24 sowie ACE 22', 24' verbunden.
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Um die Anforderungen an Echtzeitbedingungen gerecht zu werden, sind die weiteren hier gezeigten Aktuatoren 32, 36 bzw. 32', 36' über ein Time-Triggered CAN (TTCAN) mit jeweils einer Aktuator-Steuer-Elektronik ACE 22, 24 sowie 22', 24' verbunden.
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Die ACEs 22, 24, 22', 24' kommunizieren ihrerseits mit dem Datenbussystem 50, hier das AFDX Bussystem (Avionic Full Duplex Switched (X)Ethernet Bussystem), welches das Computernetzwerk und das dazugehörige Protokoll zur Kommunikation zwischen Flugzeugsystemen (Avionik) umfasst. Der AFDX-Bus erlaubt eine sehr hohe Übertragungsrate sowie eine Vielzahl von Teilnehmern und ermöglicht die direkte Kommunikation zwischen den Systemen.
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Alternativ können GPS-Sensoren vorgesehen werden, die Positions- und Raumlageinformationen liefern. Beim Ausfall eines der Rechner 12, 14 kann dann per Fernsteuerung die Kontrolle über das Flugzeug übernommen werden.
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Das erfindungsgemäße Flugsteuerungssytem kann nicht nur für die primäre Flugsteuerung eingesetzt werden, sondern auch bei den sogenannten „Highlift” Hochauftriebssystemen sowie bei der Klappenansteuerung „THSA” (Timmable Horizontal Stabilizer Actuator).
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ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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