Udo B. Carl

The Effects on Reliability of Integration of Aircraft Systems Based on Integrated Modular Avionics

The integration of aircraft systems – based on Integrated Modular Avionics (IMA) – has significant effects on reliability. This paper presents the state of development of a software–tool for interactive reliability analysis and evaluation of aircraft system configurations on the IMA platform. For this, a hybrid system model of each aircraft system, being composed of a reliability block diagram model and a model of hierarchical, concurrent finite state machines, is essential. Within the area of reliability, different aircraft system models can be analyzed after they have been logically combined. This novel functionality provides a platform for systems engineers, enabling the evaluation of the effects of system integration by reliability calculations as well as redundancy management in a fault–free state and in cases of component failures.

Einfluss des Leistungsbedarfs von Flugzeugsystemen auf den Kraftstoffverbrauch

UBERSICHT Durch den zunehmenden Leistungsbedarf von Flugzeugsystemen bekommt die Leistungsentnahme in Form von Wellenleistung (Generatoren, Pumpen) und Zapfluft (Klimaanlage, Enteisung) eine wachsende Bedeutung fur 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 durchgefuhrten 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 Widerstandserhohung (beispielsweise durch zusatzlich benotigte Lufteinlaufe) miteinander in Zusammenhang. Weiterhin wird der Einfluss verschiedener Flugmissionen aufgezeigt.

CONTROL OF AN ELECTRO-HYDROSTATIC ACTUATION SYSTEM FOR THE NOSE LANDING GEAR OF AN ,,ALL ELECTRIC AIRCRAFT"

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 [4]. 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.

Entwurf einer dezentralen Synchronisationsregelung für elektrische Landeklappenantriebe (Design of a decentralised Synchronisation-Controller for Single-Flap-Drive-Systems)

Der Beitrag beschreibt den Entwurf sowie die Analyse eines elektrischen Einzelklappenantriebs für Transportflugzeuge. Besonderes Augenmerk wird dabei auf die optimale Wahl der beeinflussbaren Systemparameter gelegt, um eine hinreichende Synchronität der verwendeten Antriebe und die Vermeidung grenzstabiler Schwingungen zu erreichen. Ergebnisse einer nichtlinearen Simulation runden die Betrachtung ab. This paper presents the design and the analysis of an electrical single-flap-drive of transport category aircraft. Special attention is turned to the optimal choice of influenceable system parameters, regarding a sufficient synchronisation of all drives and the prevention of semi-stable vibrations. The results of non-linear simulations complete this study.

Analyse der Zustandserreichbarkeit zur Fehlergrenzwertbestimmung in Hochauftriebssystemen (Reachability Analysis for the Determination of Monitoring Thresholds in Highlift Systems)

Dieser Beitrag gibt zunächst einen Überblick über wichtige Methoden der Erreichbarkeitsanalyse. Anhand diverser Kriterien wie Komplexität, Rechenzeit und Anwendbarkeit wird ein Verfahren ausgewählt und zur Bestimmung von Fehlergrenzwerten für die Überwachung eines elektrischen Landeklappenantriebssystemes angewendet. Mit Hilfe der nichtlinearen Simulation eines Fehlerfalles wird diese Methode abschließend validiert. In this paper, first, a short review of the most important approaches in reachability analysis is given. Based on criteria like complexity, computation time and applicability one of these methods is chosen and used to determine thresholds for the monitoring of an electrically driven flap system. This method is then validated by a non-linear simulation of a significant failure case.

Zuverlässigkeitsanalyse und Redundanzmanagement fehlertoleranter Flugzeug-Systemarchitekturen auf Basis von integrierter modularer Avionik

UBERSICHT Dieser Artikel prasentiert 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. Daruber hinaus ist das Redundanzmanagement mit der zuverlassigkeitstechnischen Analyse dieser Systeme gekoppelt, so das den Systemingenieuren unter dem Gesichtspunkt der Fehlertoleranz ein geeignetes Werkzeug fur den Entwurf dieser komplexen und hochgradig vermaschten Systeme zur Verfugung gestellt wird. Die zur Analyse notwendigen Systemmodelle sind hybrid und bestehen aus Zuverlassigkeitsblockdiagrammen zur strukturellen Systemmodellierung und hierarchischen, nebenlaufigen 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 abhangige Flugzeugsysteme ermoglicht.

Assessment of power consumption of helicopter flight control systems without swashplate

Nowadays helicopter ight control in the most common congurations 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 y-by-wire and y-by-light technologies slowly have found entry into helicopter ight 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 [1]. The intention of the research project INHUS (iInnovative Steuerungskonzepte f¤ ur Hubschrauberi) is the identication of a combined actuation system for primary ight 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 ight 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 specication data of a 20 tonsnhelicopter during several steady ight conditions.

Redundanzmanagment fehlertoleranter Flugzeug-Systemarchitekturen - Zuverlässigkeitstechnische Synthese und Analyse degradierter Systemzustände

ÜBERSICHT Der Entwurfsprozeß von Flugzeug–Systemarchitekturen moderner Verkehrsflugzeuge wird immer komplexer. Bedingt ist dies durch die wachsenden Anforderungen an Sicherheit und Zuverlässigkeit bei gleichzeitig zunehmenden Funktions– und Leistungsanforderungen. Da diese Maßgaben in einem Spannungsfeld zueinander stehen, sowie der Entwicklungszeitraum an einen engen Zeit– und Kostenrahmen gebunden ist, sind schon in der Frühphase der Systementwicklung rechnergestützte Methoden und Verfahren erforderlich. Dieser Artikel zeigt den Entwicklungsstand eines Software–Tools, welches den Ingenieuren unterschiedlichster fachlicher Ausrichtungen eine Plattform für die Synthese und Analyse komplexer und eingebetter Hardware– und Software–Systeme bietet. Basis hierzu ist ein hybrides Systemmodell mit einer strukturorientierten Modellierung der Architektur in Zuverlässigkeitsblockdiagrammen sowie einem neuartigen Konzept der zustandsorientierten Modellierung abgebildeter Komponenten mit hierarchischen, nebenläufigen endlichen Automaten. Zur Analyse von fehlerfreien und degradierten Systemzuständen werden auf das Zuverlässigkeitsblockdiagramm Algorithmen der Zuverlässigkeitsanalyse angewandt. Im Bereich des Redundanzmanagements zur Visualisierung und Analyse von Zustandsübergangsprozessen bei Fehlerinjektion, Fehlerausbreitung und Rekonfiguration sind dies Algorithmen der Künstlichen Intelligenz.