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Diese Arbeit liefert einen Beitrag zur methodischen Architekturauswahl im Vorentwurf fehlertoleranter Flugzeugsysteme. Ein bestehendes Analysemodell zur Sicherheits- und Zuverlässigkeitsanalyse wird hierfür um eine Redundanzallokation mittels drei konditionierter multikriterieller Optimierungsalgorithmen erweitert. Als Zielgrößen können dabei Sicherheits- und Zuverlässigkeitswerte unterschiedlicher Fehlerbedingungen komplexer Logiken betrachtet werden sowie konträre, summative Komponentenparameter, wie die Abschätzung der Systemmasse. Ein hierachischer Auswahlprozess dient zur anschließenden Reduktion der ermittelten Pareto-Menge. Die Methode wird abschließend auf die Entwicklung eines elektrischen Energieversorgungssystems angewendet., This thesis provides a methodological contribution to architecture selection in the preliminary design of fault-tolerant aircraft systems. Therefore, an existing analytical model for safety and reliability analysis has been enhanced by including aspects of redundancy allocation using three conditioned multi-objective optimization algorithms. As objective functions safety and reliability of different failure conditions of complex logics can be considered, beside additional contradictory, summative component parameters, such as estimating the system mass. A hierarchical decisionmaking process is used for further reduction of the determined Pareto set. Conclusively, the method is applied to the design of an electrical power generation and distribution system.

The EU research Project Power Optimised Aircraft (POA) investigates the approach to replace primary hydraulic supply by extended electric power systems towards a More or All Electric Aircraft. This contribution presents an electrically powered actuation system for nose landing gears using an EHA (electrohydrostatic actuator) approach. One motor pump unit supplies door and gear actuation as well as the steering system. Different control strategies for the individual actuators are introduced. The effects of different control strategies are shown by simulation results.

Durch den zunehmenden Leistungsbedarf von Flugzeugsystemen bekommt die Leistungsentnahme in Form von Wellenleistung (Generatoren, Pumpen) und Zapfluft (Klimaanlage, Enteisung) eine wachsende Bedeutung für den Kraftstoffbedarf. Durch die Entwicklung neuer Systemtechnologien werden hydraulisch und pneumatisch versorgte Systeme zunehmend durch elektrisch versorgte ersetzt. Der vorliegende Artikel stellt Teilergebnisse eines im Arbeitsbereich Flugzeug-Systemtechnik durchgeführten Forschungsprogramms zum Einfluss von Systemleistungsbedarf auf den Kraftstoffverbrauch vor. Er analysiert qualitativ und quantitativ den Einfluss des Systemleistungsbedarfs auf den Kraftstoffverbrauch und bringt die Systemparameter Systemmasse, Wellenleistungsbedarf, Zapfluftbedarf und Widerstandserhöhung (beispielsweise durch zusätzlich benötigte Lufteinläufe) miteinander in Zusammenhang. Weiterhin wird der Einfluss verschiedener Flugmissionen aufgezeigt.

Fahrwerke und Fahrwerksbetätigungssysteme tragen sowohl hinsichtlich Masse wie Leistungsbedarf erheblich zur Leermasse respektive zum Systemenergiebedarf von Verkehrsflugzeugen bei und sind daher bei der Bewertung eines Flugzeugentwurfs entsprechend zu berücksichtigen. Basierend auf einem technisch, physikalisch motivierten Ansatz, wie er im Rahmen des Vortrages präsentiert wurde, wird ein auf den Vorentwurf zugeschnittenes Modell des Fahrwerksystems entwickelt, welches aus wenigen Eingangsgrößen die Masse und den Leistungsbedarf des Fahrwerks ermittelt. Dazu wird das Fahrwerk in seine Hauptkomponenten aufgeteilt, für die dann jeweils der dimensionierende Lastfall bestimmt und ein Modell zur Massenabschätzung entwickelt wird. Mit der aus dem Modell ermittelten Fahrwerksmasse und der Fahrwerksgeometrie wird für ein vereinfacht angenommenes Betätigungskonzept der Leistungsbedarf zur Betätigung des Fahrwerks ermittelt. Hierbei wird von den Anforderungen an Betätigungszeiten und –kräfte ausgegangen. Abschließend wird durch eine Verifikation die Qualität des Modells an gebauten Flugzeugen aufgezeigt.

Dieser Artikel präsentiert den Entwicklungstand eines Software–Tools, welches sich an den Entwurfsherausforderungen von Flugzeugsystemen auf Basis von INTEGRIERTER MODULARER AVIONIK (IMA) orientiert. Hierbei werden besonders diejenigen Fragestellungen adressiert, die sich auf die Fehlerausbreitung ausgefallener IMA Komponenten ("common point" Komponenten) auf verschiedene, integrierte Flugzeugssysteme beziehen, sowie deren Rekonfiguration im Rahmen des Redundanzmanagements. Darüber hinaus ist das Redundanzmanagement mit der zuverlässigkeitstechnischen Analyse dieser Systeme gekoppelt, so daß den Systemingenieuren unter dem Gesichtspunkt der Fehlertoleranz ein geeignetes Werkzeug für den Entwurf dieser komplexen und hochgradig vermaschten Systeme zur Verfügung gestellt wird. Die zur Analyse notwendigen Systemmodelle sind hybrid und bestehen aus Zuverlässigkeitsblockdiagrammen zur strukturellen Systemmodellierung und hierarchischen, nebenläufigen endlichen Automaten zur zustandorientierten Systemmodellierung des Redundanzmanagements. Neuartig ist die Ausrichtung des Software–Tools auf IMA spezifische Fragestellungen, welches die Analyse der Fehlerausbreitungen von IMA Komponenten auf davon abhängige Flugzeugsysteme ermöglicht.

Hochauftriebssysteme von Transportflugzeugen besitzen meistens lange, verzweigte Wellentransmissionen mit einer zentralen Antriebseinheit zur Bewegung der Stellflächen. Für spezifikations- und entwicklungsunterstützende Simulationen muss eine sehr hohe Güte der Antriebsmodellierung, -parametrierung und deren Validation erreicht werden. Dieser Artikel beschreibt in diesem Kontext eine neuartige Reibmodellierung für hochübersetzende, mehrstufige Getriebe sowie die Parametrierung von Trägheit, Steifigkeit und Strukturdämpfung zur Modellwiedergabe der dynamischen Eigenschaften des realen Systems bezüglich der dominanten Moden am Beispiel des Airbus A340-600.

Flexible Wellentransmissionen (engl. Flex-Shafts) zeichnen sich unter anderem durch hohe Flexibilität in der Anordnung von An- und Abtrieb zueinander, einfache und kostengünstige Lagerungen sowie niedrige Verlustmomente aus und können somit in diversen Bereichen des Flugzeugbaus, in denen eine mechanische Leistungsübertragung notwendig ist, von Vorteil sein. Nach einer kurzen Übersicht über den konstruktiven Aufbau wird in diesem Artikel zunächst ein mechanisches Modell entwickelt, mit dem sich auf Basis elementarer geometrischer Größen die Steifigkeit bestimmen lässt. In einer weiterführenden Betrachtung werden dann die auftretenden Reibpaarungen analysiert und zu qualitativen Abschätzungen der Verluste herangezogen. Die Validierung dieser grundlegenden, mechanischen Modelle erfolgt im Anschluss durch Vermessung diverser Belastungsfälle unter ausgewählten Integrationsbedingungen. Sowohl die Ergebnisse der Grundlagenmodellierung als auch die Ergebnisse der durchgeführten Versuche werden abschließend in zwei Modellen zusammengefasst, die als Basis für eine numerische Simulation des Transmissionssystemes verwendet werden können. Das aufgestellte nichtlineare Modell beschreibt dabei ebenso das mechanische Spiel wie auch das nichtlineare Reibverhalten und die verdrehrichtungsabhängige Steifigkeit; im zugehörigen Zustandsraummodell wird jeweils von gemittelten Werten ausgegangen, alle nichtlinearen Effekte werden entsprechend linearisiert.

Nowadays helicopter flight control in the most common configurations is realized by collective and cyclic variation of the angle of attack of each rotor blade. The collective blade control pitches the rotor blades to equal angles of attack around their longitudinal axis, changing the rotor thrust at constant rotor speed. Yaw and roll control is realized via cyclic blade motion by changing the angle of attack of every rotor blade locally and periodically during one revolution. Although fly-by-wire and fly-by-light technologies slowly have found entry into helicopter flight control systems in the last years, complex mechanical systems are state-of-the-art to transfer all required control signals and forces from the fuselage into the rotating main rotor system. By Individual Blade Control (IBC) in higher harmonic modes and with additional actuators in the rotating system, fuselage vibrationsand radiated noise can be reduced and as well other IBC effects. This technology is subject of intensive research work. The intention of the research project INHUS ("Innovative Steuerungskonzepte für Hubschrauber") is the identification of a combined actuation system for primary flight control and IBC, which corresponds to the essential requirements of light weight, low control power consumption and high reliability. Therefore, a wide variety of technologies will be evaluated in terms of aforementioned requirements, uneffected by known flight control implementations in helicopters. The content of this paper is the comparison of the required power of different hydraulic and electric actuation systems, designed on the basis of specification data of a 20 tons.helicopter during several steady flight conditions.

Der Übergang von einem zentral angetriebenen Hochauftriebssystem mit durchgängiger Wellentransmission zu einem System mit paarweise unabhängig voneinander, stufenlos positionierbaren Klappensegmenten ist maßgeblich durch eine höhere Funktionsflexibilität des Klappensystems, eine weichere Funktionsdegradation nach Fehlern sowie eine vereinfachte Integration des Wellenstranges in die Flugzeugstruktur motiviert. Aufbauend auf vorangegangenen Arbeiten zu grundlegenden regelungstechnischen Untersuchungen für den Betrieb eines derartigen Systems werden die in MATLAB/SIMULINK/STATEFLOW entwickelten Regelungsstrategien zur Positionierung, verschiedene An-/ Abfahrsequenzen, automatische Systemtests sowie Überwachungs- und Rekonfigurationskonzepte vorgestellt. Zur Ermittlung der Strukturlasten und -dynamik sowie der Antriebsmomente wird eine mechanische Modellierung der Führungskinematik und des Landeklappensegmentes auf Basis der Mehrkörper-Methode in MSC/ ADAMS erstellt und angewendet. Über eine Kopplung beider Simulationsumgebungen in einer Cosimulation ist es als Ergebnis möglich, das vollständige Klappensystem mit allen seinen Eigenschaften zu simulieren und virtuelle Systemtests mit Fehlerinduzierung vorzunehmen. Die Resultate dieser Untersuchung werden hier vorgestellt.

Die Ausrüstungssysteme moderner Verkehrsflugzeuge beeinflussen entscheidend die Wirtschaftlichkeit von Verkehrsflugzeugen, da Parameter der Systeme eng mit den Entwurfskennwerten wie Masse, Leistungsentnahme vom Triebwerk, Wartungs- und Herstellkosten des Gesamtflugzeuges verkoppelt sind. Um diese Abhängigkeiten bereits im frühen Entwurfsstadium berücksichtigen zu können, sind Modelle erforderlich, die diese Kopplungen auf der Basis technischer und physikalischer Zusammenhänge abbilden. Dazu wurde ein Konzept entwickelt, das aus den drei Schritten "Identifikation der Importanzen", "Bildung der Funktionale" und "Adaption anhand gebauter Flugzeuge" besteht. Bezüglich des Parameters Masse trägt neben anderen Systemen die sekundäre Flugsteuerung nicht unerheblich zur Leermasse bei. In diesem Bericht werden auf der Basis des obigen Konzepts beispielhaft die Entwicklungsschritte eines entsprechenden Modells zur Abschätzung der Masse des Hochauftriebssystems erläutert und die resultierenden Funktionale dargestellt. Dabei wird zwischen den Vorflügeln und den Hinterkantenklappen unterschieden, da diese in der Regel über unterschiedliche Antriebskonzepte verfügen. Die Aktuatoren werden sowohl für Vorder- als auch Hinterkantenklappen bei heutigen Flugzeugen über einen Wellenstrang von einer zentralen, hydraulischen Antriebseinheit betätigt, unterscheiden sich jedoch in der Art der Anlenkung an die Steuerfläche. Um den Einfluss der Masse des Flugsteuerungssystems auf das Gesamtflugzeug und dessen Einfluss auf die Systeme beurteilen zu können, wurden die entwickelten Funktionale in das Flugzeugentwurfsprogramm PrADO der TU Braunschweig integriert. Damit können durch gezielte Variation der Eingangskennwerte Sensitivitäten bestimmt werden, die dann Aussagen darüber erlauben, welche Änderungen in den Anforderungen zu großen oder kleinen Veränderungen beim Gesamtflugzeug führen. Auf diese Weise können dann Flugzeugentwürfe unterschiedlicher Dimensionierung oder Auslegung der Flugzeugsysteme mit einander verglichen und bewertet werden.

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.

Heutige Verkehrsflugzeuge benötigen für eine Vielzahl von Anwendungen elektrische Energie. Diese Anwendungen schließen neben der energetischen Versorgung von Systemen auch die Kontrolle und Steuerung von Systemen ein. Da in allen Bereichen der Systeme zunehmend elektrische Komponenten die bisherigen mechanischen oder hydraulischen Komponenten ablösen und die Zahl elektrischer Verbraucher weiterhin steigt, nimmt der Einfluß des elektrischen Systems auf das gesamte Flugzeug zu und muß bei zukünftigen Entwürfen berücksichtigt werden. Der Haupteinfluß des elektrischen Systems auf das Gesamtflugzeug entsteht durch die Leistung, die es generieren muss, und dessen Masse, die durch die von anderen Systemen benötigte Leistung dimensioniert wird. Da mit Hilfe von Modellen zur Abschätzung der Masse von Flugzeugsystemen, die auf statistischen Analysen beruhen, die Masse des elektrischen Systems nur mit großen Ungenauigkeiten prognostiziert werden kann, wird in diesem Bericht ein Modell auf Basis physikalisch / technischer Zusammenhänge vorgestellt. Der Vorteil dieses Modells ist zum einen, daß die Parameter, wie zum Beispiel Leistung und Masse, neuer Vorentwürfe im Vergleich zu bestehenden Flugzeugen abgeschätzt werden können. Zum anderen besitzt das Modell den Vorteil technische Neuerungen bei bestehenden Flugzeugtypen bewerten zu können. In diesem Bericht wird die Anwendung des neuen Modellkonzeptes auf das elektrische Bordnetzsystem vorgestellt und das Ergebnis der Berechnung der Masse sowie der verbrauchten Leistung präsentiert.

Beim Entwurf moderner Verkehrsflugzeuge spielen die Ausrüstungssysteme eine immer dominantere Rolle. Technische, technisch–operationelle und Kosten–Merkmale der Systeme nehmen deutlich Einfluss auf die Wirtschaftlichkeit eines Verkehrsflugzeuges, die zu einem entscheidenden Kaufkriterium geworden ist. Daher ist es von großem Interesse, bereits im Entwurfsstadium die Auswirkungen der Systeme, ihrer Architektur und Technologie auf das spätere Flugzeug vorhersagen zu können. Es werden zwei unterschiedliche Ansätze zur Bewertung von Flugzeugentwürfen und Technologien dargestellt, die durch die in diesem Bericht erläuterte Methode ermöglicht werden. Einerseits ist ein Vergleich verschiedener Technologien auf Basis eines Flugzeugentwurfs möglich und andererseits können unterschiedliche, zum Beispiel skalierte Entwürfe mit gleicher Technologie verglichen werden.Zur Analyse der Flugzeugsysteme sind insbesondere Massen, parasitärer Leistungsbedarf vom Triebwerk, Herstellungs- und Wartungskosten vorherzusagen. Zur Prognose von Systemmassen und Wartungskosten sind aus der Literatur Verfahren bekannt, die jedoch auf rein statistischer Erfassung solcher Parameter zumeist älterer Flugzeuge beruhen und neue Systemtechnologien oder architekturbezogene Differenzierungen nicht erlauben. In diesem Bericht wird daher eine Methode vorgestellt, die eine Abschätzung von Systemmassen und Leistungsverbräuchen auf der Basis physikalisch / technischer Zusammenhänge und von Konfigurationsspezifika ermöglicht. Dabei werden zunächst Flugzeugsysteme mit dominantem Einfluss berücksichtigt. Bezüglich der Masse wurden die Systeme Ausstattung, Fahrwerk, elektrische & hydraulische Leistungsversorgung, Flugsteuerung und Klimaanlage als Hauptkomponenten identifiziert. In diesem Bericht wird das vorgeschlagene Konzept und erste Ergebnisse anhand der Massenabschätzung für die primäre Flugsteuerung und hydraulische Leistungsversorgung vorgestellt.

Regarding the regulation of weakly damped aeroelastic structures by means of the primary flight controls (PFC), the present contribution focusses on a sophisticated robust controller design method, to achieve the required functionality. Generally, the outlined approach is premised on eigenstructure assignment. Enhancements promise effective integration of miscellaneous potentially competing objective specifications either in time or frequency domain as well as parametric requirements. Due to the infinitive set of flight conditions and fuel configurations the underlying aeroservoelastic plant consists of a linear multivariable multi–model system. Technical feasibility, parametric and dynamic uncertainties as well as architectural constraints, e.g. the number of available sensors lead to a robust output feedback controller. Principally the proposed method is well known from flight control design and modal decoupling. But in contrast, the constrained simultaneous robust eigenvalue stabilisation represents the primary objective at the current application. Since the intrinsic controller calculation is implemented as multiobjective optimisation task, proper optimisation criteria are defined, which incorporate the aeroservoelastic performance specifications into the design procedure. The suitability of the resulting low–order static output controller is verified by real time simulation for a completely normal and degraded configuration covering a real PFC actuation system hardware–in–the– loop.

This paper describes a new pressure control strategy for AC motor driven pumps in aircraft application. Both, swash plate position and pump speed are used for controlling system pressure in a hybrid approach. The requirements for the pressure control loop and the design methods for the hybrid control circuits with a load observer are introduced. The new control concept has been implemented into an experimental set-up. The validation and evaluation of simulation results on the test rig are discussed in detail. Finally, the new hybrid approach is compared to the conventional approach concerning efficiency, noise level and wear for typical aircraft flight missions.

Die Entwicklung von Landeklappenführungsmechanismen ist bis auf den heutigen Tag weitgehend von einer heuristischen Vorgehensweise sowie dem großen Erfahrungshorizont der Entwicklungsingenieure geprägt. Aktuelle Bestrebungen in der Forschung zielen auf eine effiziente Nutzung von rechnergestützten Ressourcen und Methoden. Im Rahmen des vorliegenden Artikels wird der Entwicklungsstand dieser Forschungsaktivitäten hinsichtlich einer Methodik zur Unterstützung und Beschleunigung des Entwurfsprozesses aufgezeigt. Dazu gehören eine effiziente Beschreibung und kinematische sowie kinetostatische Berechnung zunächst ebener Mechanismen, welche die Eingangsdaten für eine anschließende Bewertung bereitstellen. Auf dieser Grundlage wird ein technisch orientierter Qualitätswert für das jeweils untersuchte Getriebe mit verschiedenen Funktionalen bezüglich der aerodynamischen Leistungsfähigkeit, dem zu installierenden Gewicht und der notwendigen Leistung des Systems sowie der ausreichenden kinematischen Definition gewonnen. Anhand dieser Bewertung optimiert ein übergeordneter Genetischer Algorithmus die geometrischen Parameter und damit die Qualität des vorgegebenen Mechanismustyps.

Der vorliegende Artikel stellt den Entwurf des Regelungskonzeptes eines Antriebssystems für ein einzelnes Landeklappensegment auf Basis elektrischer Stellglieder vor. Dazu wurden auf Basis nichtlinearer Simulationsmodelle der verschiedenen Komponenten des Antriebssystems unterschiedliche Regelungs- und Antriebskonzepte des Systems untersucht und ein Konzept entwickelt, das die Positionssignale der elektrischen Motore zur Rückführung und Synchronisation der Antriebsstationen verwendet. Im Rahmen der Untersuchungen ist ein Prüfstand errichtet worden, der die geometrischen und strukturellen Verhältnisse des Antriebssystems einer AIRBUS A320–Außenklappe repräsentiert. Die Ergebnisse der Prüfstandversuche zeigen, dass solche Systemkonzepte zur Funktions– und Leistungssteigerung neuer Hochauftriebssysteme realisierbar sind.

Die zentralen hydromechanischen Antriebseinheiten von Landeklappensystemen heutiger Großraumflugzeuge werden üblicherweise über hydraulische Widerstände gesteuert. Ein großes Potential zur Leistungseinsparung birgt die Einführung von verstellbaren Hydraulikmotoren. Jedoch stellt insbesondere der Einsatz in Flugzeugsystemen hohe Anforderungen an die Zuverlässigkeit, Verfügbarkeit und Überwachbarkeit bei möglichst geringem Aufwand und Kosten. Deshalb eröffnet die Kombination von verstellbarem Hydraulikmotor mit turbulenter Blende vorteilhafte Eigenschaften wie systemimmanten, passiven Schutz gegen Überdrehzahlen und Simplifizierung der erforderlichen Überwachung bei äquivalenter Verfügbarkeit und Funktionalität.

The introduction of variable displacement hydraulic motors to secondary and primary flight actuation offers a considerable potential for power optimization and saving in aircraft hydraulic systems. The application in aircraft systems requires high safety, reliability and availability at the smallest expense possible. Therefore the combination of a variable displacement hydraulic motor with a fixed orifice guarantees fail-passive system behavior. The integration in fly-by-wire flight control architecture leads to digital control structures. Robust controller design is forced because of the influence of several uncertain physical parameters during flight mission. Moreover the significant nonlinear characteristic of the throttled VDHM affects dynamic behavior. An integral discrete-time robust controller design methodology is presented considering specified requirements as dynamic bandwidth, static position accuracy and stationary power drive performance. Here the parameter space approach is used for direct sampled-data controller synthesis. A static linear state feedback controller is chosen. All combinations of uncertain and linearized parameters leads to a multi-model problem which is solved by simultaneous stabilization. Finally simulated and experimental results show typical operation cases and verify expected system dynamics in time- and frequency-domain.

Die konventionelle Realisierung von Abtastreglern für elektrohydraulische Flugsteuerungsaktuatoren zeigt erhebliche Schwächen bezüglich der Wahl der Abtastzeit, der Zahlendarstellung endlicher Wortlänge und Signalquantisierung. Eine deutliche Verbesserung verspricht die Verwendung der modifizierten Beschreibungsform auf der Basis des d–Operators. Dieses wird anhand verschiedener Überlegungen plausibilisiert und durch Prüfstandsversuche belegt., The traditional realization of sampled–data controllers for electrohydraulic flight control actuators shows considerable weakness concerning the choice of sampling period, finite word length effects and signal quantization. A remarkable improvement is expected by using the description form based on the d–operator. These considerations follow from different arguments and are prooved by real tests.

The approach and landing phase is dimensioning for today’s aircraft fluid power systems. In this flight phase, large hydraulic consumers (flaps/slats, landing gear) have to be operated while the available hydraulic power reaches it’s minimum due to the reduced engine speed. During most of the flight the installed resources exceed the hydraulic power requirements by far; resulting in a low overall-efficiency. This paper presents an approach to increase the efficiency of today’s fluid power system by using variable displacement hydraulic motors (VDMHs). Two applications will be introduced: the VDMH driven slat/flap power control unit (PCU) and the bi-directional hydraulic-electrical power conversion unit (HEPCU). The variable displacement PCU reduces the design loads for the fluid power system during take-off and landing. Compared to conventional PCUs used today, a flow reduction of about 50% is expected using the VDHM technique. The HEPCU transfers hydraulic into electrical power and vice versa depending on the current load and flight situation ("hydraulic-electrical power management"). The main benefit from this approach is down sizing the primary power sources (engine driven pumps and generators), a significant increase in reliability and a higher efficiency for both, the hydraulic and the electrical power generation system.

Today’s high lift systems of civil transport aircraft are driven by Power Control Units using valve controlled constant displacement hydraulic motors. This concept leads to complex valve blocks, attended by high power losses to realise discrete speed control, positioning and pressure maintaining functionality. The concept of secondary controlled hydraulic motors with variable displacement offers reduction in flow consumption without pressure losses and decreases the complexity of the valve block design. Instead of controlling flow of the hydraulic motor with valves, torque is adjusted to the load by varying displacement. An electronic control circuit allows flexible digital control concepts e.g. load independent speed control, pressure maintaining functionality, smooth start-up sequences and continuous positioning of the mechanical transmission system. This paper introduces the concept of today’s Power Control Units, the principle and mathematical model of secondary controlled hydraulic motors and the cascade control loop structure. A new hydraulic concept for Power Control Units using secondary controlled hydraulic motors is presented. Theoretical, simulated and experimental results show typical operation sequences under load and a comparison of power requirement to conventional systems.

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.