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Fahrwerke sowie die Lenkung heutiger Verkehrsflugzeuge werden durch Konstantdrucknetze versorgt und über hydraulische Widerstände gesteuert. Im Rahmen des von der EU geförderten Forschungsprojektes Power Optimised Aircraft (POA), das auf Systemtechnologien des

In heute herkömmlichen Landeklappensystemen wird die zur Positionierung notwendige mechanische Leistung von einer zentralen hydraulischen Antriebseinheit bereitgestellt und über eine Wellentransmission zu jedem der Rotationsaktuatoren in den beiden Tragflügeln geführt. Dabei bewegen die Aktuatoren die einzelnen Profilflächen über ein Führungsgetriebe entlang einer definierten Bahn. Mechanische Lastbegrenzereinrichtungen sind vorgesehen, um eine lokale Überlast von Antriebskinematik und Struktur zu vermeiden, wenn deren Bewegung durch ein Klemmen der Klappenführungsmechanismen gestört wird. Im Rahmen dieses Artikels sind Konzepte zur signal- sowie modellbasierten Lastbegrenzung im Antriebsstrang von Hochauftriebssystemen vorgestellt, welche einen Systementwurf ohne Torque Limiter ermöglichen. Anhand eines Modells für das Hochauftriessystem wurden Signalmuster identifiziert, die eine Merkmalsextraktion ermöglichen und somit einen Fehlerzustand eindeutig anzeigen. Die Merkmalsextraktion der signalbasierten Fehlerdiagnose basiert dabei auf einem Vergleich der aktuellen Zustände mit gespeicherten fehlerfreien Parameterwerten. Im Gegensatz dazu vergleichen die modellgestützten Diagnoseverfahren die aktuellen Zustände mit solchen Zuständen, die von einem Beobachter abgeschätzt werden, um den Klemmfall zu detektieren.

In todays flight-by-wire systems the primary flight control surfaces of modern commercial and transport aircraft are driven by electro hydraulic linear actuators. Changing flight conditions as well as nonlinear actuator dynamics may be interpreted as parameter uncertainties of the linear actuator model. This demands a robust design for the controller. Here the parameter space design is used for the direct sampled-data controller synthesis. Therefore, a static output controller is choosen, the model discretized by approximation and the specifications represented by eigenvalue location. Simultaneous l-stabilisation allows a graphical controller selection. With realistic assumptions, the positioning system of control surfaces correspondes to conventional hydraulic actuation. The relevant uncertain parameters of the time-continuous linear model are the hydraulic damping and eigenfrequency. Avoiding a feedback for the servo valve and predesigning the position feedback gain due to the specified bandwidth, the velocity and acceleration feedback gain follow from direct pole region assignment. It follows that here only the velocity feedback gain is required. For the generation of the velocity signal a digital differential filter is applied. Simulation results in time- and frequency-domain shows the improvement by the choosen robust controller.

Since the late 70's, several research and development projects deal with future Power-by-Wire-technology for aircraft flight control systems, aiming to reduce the overall system weight, as well as installation and maintenance effort. The design of appropriate electrically powered actuators still is a key technology. An overview about typical functional and performance requirements on primary flight control actuators is given. With electro-hydrostatic actuators (EHAs), based on an electric motor driven pump directly connected to a hydro-cylinder, safety functions can be realized with low effort by means of small valves. The two basic EHA principles are considered here: the EHA-SM, having a constant displacement pump driven by a speed controlled, electronically commutated brushless DC motor, and the EHA-SP, with an electrically controlled servopump driven by an uncontrolled AC induction motor. A rating method for these EHA-types is proposed to design components very close to the actual requirements, aiming at weight saving solutions. Using characteristic motor torque-speed curves as well as pump performance maps, partly leads to iterative solutions due to interdependencies between the components. Weight and typical dimension envelope estimates were developed as functions of the performance/design values calculated before. Finally, nonlinear dynamic simulation models are set up, thus completing a little 'toolbox' helping the flight control actuation developer, particularly - but not exceptionally - during early project stages.