DE3327471A1

DE3327471A1 - Reifendruck-warneinrichtung

Info

Publication number: DE3327471A1
Application number: DE19833327471
Authority: DE
Inventors: Charles D. Washington Bateman; Brian E. Redmond Washington Pulk
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1982-07-30
Filing date: 1983-07-29
Publication date: 1984-02-09
Also published as: JPS5948296A; GB2124766A; IT1169328B; SE8303994L; NZ204819A; JPH0246401B2; CA1212773A; US4550385A; FR2531219A1; GB8320353D0; GB2124766B; SE8303994D0; FR2531219B1; IT8348768A0; AU1617883A; NL8302696A; AU542691B2

Description

Sundstrand Data Control, Inc. Redmondj Washington 98o52 V.ST.A.

Reifendruck-Warneinrichtung

Die Erfindung bezieht sich auf eine Reifendruck-Warneinrichtung, insbesondere für die Erfassung und Anzeige eines Niedrigdruckreifens am Fahrgestell eines Flugzeugs, während das Flugzeug rollt oder sich anderweitig auf dem Boden bewegt.

Es ist von größter Wichtigkeit, daß sämtliche Reifen von Flugzeug-Fahrwerken den richtigen Druck aufweisen, um sichere und zuverlässige Start- und Landeabläufe zu gewährleisten. Häufig verlangt diese Sicherheitsüberlegung Personal zur Sichtprüfung des Fahrwerks und zur Messung und Prüfung einzelner Reifendrücke vor dem Start. Unter ungünstigen Bedingungen, z. B. bei extremem Winterwetter, können diese Sichtprüfungen und Messungen sehr schwierig durchzuführen sein.

Selbst wenn sämtliche Reifendrücke vor dem Rollen des Flugzeugs zum Start geprüft wurden, kann in einem oder mehreren Reifen ein zu niedriger Druck entstehen; dies ist ein gefährlicher Zustand, den die Crew nicht erkennen kann. Ungleiche Reifendrücke können eine ungleiche Lastverteilung

und ein Heißlaufen der Reifen verursachen. Es gab bereits Flugzeugunglücke, bei denen der Verdacht bestand, daß während des Rollens in einem Reifen ein Druckverlust auftrat.

Eine erfolgreiche Einrichtung für die Erzeugung einer Reifenniedrigdruck-Anzeige ist in der eigenen US-PS 4 312 042 angegeben. Dabei werden zwei Inklinometerpaare verwendet, die an einem Bauteil befestigt sind, das die Fahrwerkreifen trägt, wobei die Empfindlichkeitsachsen des einen Inklinoometerpaars rechtwinklig zu den Empfindlichkeitsachsen des anderen Paars verlaufen. Die Ausgangssignale des ersten Inklinometerpaars werden subtrahiert unter Erzeugung eines Signals, das die Neigung des Bauteils bezeichnet. Die Ausgangssignale des zweiten Inklinometerpaars werden kombiniert unter Erzeugung eines Signals, das die Verwindung in dem Bauteil bezeichnet. Die Neigungs- und Verwindungssignale werden dazu genutzt, einen speziellen Reifen eines an dem Bauteil montierten Reifensatzes zu erkennen, der zu niedrigen Druck aufweist.

Die vorgenannte Einrichtung kann zwar einen Reifen mit zu niedrigem Druck erkennen; es wurde jedoch gefunden, daß die Empfindlichkeit der Einrichtung durch Änderungen der Park-, Rollbahn- und Startbahnflächen und -neigungen begrenzt ist. Da die Änderung dieser Faktoren extrem sein kann, muß die Einrichtung so eingestellt werden, daß sie eine Reifenniedrigdruck-Anzeige liefert, wenn der Reifen im wesentlichen platt ist, wenn z. B. ein Druckverlust von 8,97 bar in einem normalerweise einen Druck von 12,76 bar aufweisenden Reifen aufgetreten ist. Selbst wenn die Einrichtung so eingestellt ist, daß sie einen so hohen Druckluftverlust erfaßt, können doch Falschwarnungen bezüglich eines mögli-

chen platten Reifens etwa einmal in jeweils 50 Flugsegmenten auftreten, und zwar insbesondere auf bestimmten Flughäfen und an bestimmten Gate-Positionen. Es ist somit erwünscht, diese Häufigkeit von Falschanzeigen zu verringern.

Durch die Erfindung wird eine dynamische Reifendruck-Warneinrichtung angegeben, die das Vorhandensein eines Niedrigdruckreifens erfaßt, wenn das Flugzeug rollt oder sich anderweitig auf dem Boden bewegt, wobei Ausgangssignale genutzt werden, die von einem oder mehreren Paaren von Inklinometern erzeugt werden, die an jedem tragenden Bauteil des Flugzeugs, z. B. einem Fahrwerkträger oder einer Achse, montiert sind.

Die Signale jedes Inklinometerpaars werden kombiniert unter Erzeugung eines Signals, welches das das Bauteil beaufschlagende Gewicht bezeichnet. Die Frequenzanteile des Gewichtssignals werden analysiert, und wenn in dem Signal bestimmte Frequenzen erfaßt werden, deren Amplitude einen vorgegebenen Wert übersteigt, dann wird ein niedrigen Reifendruck bezeichnendes Signal erzeugt.

Die Einrichtung nach der Erfindung ist hochempfindlich und bietet doch großen Spielraum in bezug auf Falschwarnungen. Ferner kann die Einrichtung die Anwesenheit eines Niedrigdruckreifens unabhängig von der Neigung der Fläche, auf der sich das Flugzeug bewegt, erfassen.

Die Reifendruck-Warneinrichtung nach der Erfindung, die die Anwesenheit eines Niedrigdruck-Reifens erfaßt, der an einem über eine Oberfläche bewegten tragenden Bauteil montiert ist, ist gekennzeichnet durch zwei Meßwertumformer, die an dem Bauteil befestigt sind und jeweils ein Signal erzeugen,

das den Frequenzgang des Bauteils darstellt, durch ein Rechenglied, das die beiden Signale summiert unter Erzeugung eines Gewichtssignals, das von der Neigung des Bauteils relativ zu einer Bezugsebene unabhängig ist, und durch eine Stufe, die aus wenigstens einem Frequenzanteil des Gewichtssignals ein Reifendrucksignal ableitet zur Erzeugung einer Anzeige des Reifendrucks.

Anhand der Zeichnung wird die Erfindung beispielsweise näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 eine Seitenansicht eines typischen Flugzeugs,

bei dem die Reifendruck-Warneinrichtung verwendet wird;

Fig. 2 eine schaubildliche Draufsicht auf das Fahrwerk eines Flugzeugs in Verbindung mit einem Blockschaltbild der Warneinrichtung nach der Erfindung;

Fig. 3 eine schaubildliche Ansicht des Hauptfahrwerks von Fig. 1;

Fig. 4 das Blockschaltbild einer kombinierten dynamischen und statischen Reifendruck-Warneinrichtung, in der die Erfindung enthalten ist;

Fig. 5 eine Grafik, die den Frequenzgang eines Fahrwerkträgers oder einer Fahrwerkachse eines Flugzeugs während Bewegungen des Flugzeugs wiedergibt;

Fig. 6 das Blockschaltbild der dynamischen Reifendruck-Warneinrichtung nach der Erfindung; und

Fig. 7 das Blockschaltbild der Stufe 61 von Fig. 6.

Gemäß Fig. 1 umfaßt ein Flugzeug 9 einen Flugzeugrumpf 10 und zwei Tragflächen 11, deren jede ein Triebwerk 12 trägt.

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Gemäß Fig. 2 umfaßt das Flugzeug 9 ferner ein Bugfahrwerk sowie zwei an den Tragflächen gehalterte einfahrbare Haupt-Landefahrwerke 15, 17.

Die Erkennung eines zu niedrigen Reifendrucks bei jedem Landefahrwerk 15, 16, 17 erfolgt durch Erfassung und Analyse des Frequenzgangs der gewichtstragenden Bauteile, z. B. der Fahrwerkträger 20, 26 des Hauptfahrwerks 15, 17 und der Achse 29 des Bugfahrwerks 16, während das Flugzeug auf einer Rollbahn oder einer Start- bzw. Landebahn fährt.

Der Biegungswinkel des Bauteils, z. B. des Fahrwerkträgers 20, ist dem Gewicht oder der Kraft, die auf das Bauteil einwirkt, proportional. Das auf das Bauteil wirkende Gewicht ist unabhängig von der Neigung der Oberfläche, auf der sich das Flugzeug bewegt, und kann somit genutzt werden zur Erzeugung einer Anzeige des Reifendrucks in dem am Bauteil angeordneten Reifen, wie noch im einzelnen erläutert wird.

Gemäß der schematischen Ansicht des Hauptfahrwerks 15 in Fig. 3 ist der Fahrwerkträger 20 mit übertriebener Biegung gezeigt, um die Prinzipien der Einrichtung zu veranschaulichen. Eine Trägheits-Bezugsebene ist durch eine horizontale Strichlinie 21 bezeichnet. Der Biegungswinkel des Trägers ist durch die Bezugswinkel O₁ und Qj bezeichnet. Diese Winkel werden von Meßgrößenumformern 22, 23 erfaßt, die entweder Neigungsmesser oder andere Meßgroßenumformer sind, die Signale erzeugen können, die den Biegungswinkel des Bauteils an zwei Stellen in bezug auf die Trägheits-Bezugsebene darstellen.

Alternativ kann der Frequenzgang der Bauteile 15-17 durch andere Mittel erfaßt werden, z. B. durch elektromagnetische

Meßfühler, die die durch die Bewegung des Flugzeugs über die Roll- oder Landebahn in den Bauteilen 15-17 hervorgerufenen Spannungen erfassen.

Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel sind die Meßwertuniformer 22, 23 servogeregelte Beschleunigungsmesser, die die Winkel Θ* und Θ2 direkt erfassen (z. B. entsprechend der US-PS 3 702 073).

Die Beschleunigungsmesser 22, 23 sind an dem Fahrwerkträger 20 an dessen entgegengesetzten Enden starr befestigt« Die Empfindlichkeitsachsen der Beschleunigungsmesser 22, 23 sind um 180° zueinander und parallel zu der Längsachse des Trägers 20, wenn dieser unbelastet ist, ausgerichtet. Nach Fig. 2 sind gleichartige Beschleunigungsmesser 24, 25 am Fahrwerkträger 26 des Hauptfahrwerks 17 befestigt, und Beschleunigungsmesser 27, 28 sind an der Achse 29 des Bugfahrwerks 16 befestigt. In jedem Fall sind die Empfindlichkeitsachsen jedes Beschleunigungsmesserpaars 24, 25 und 27, 28 in bezug aufeinander um 180 ausgerichtet und sind an entgegengesetzten Enden des jeweiligen Bauteils befestigt,

Die Befestigungsweise der Neigungsmesser 22-25, 27 und 28 an den Bauteilen 20, 26, 29 ist insbesondere in der US-PS 4 312 042 angegeben.

Die von jedem Beschleunigungsmesserpaar erfaßten Winkel θ.| und ©2 enthalten Komponenten in Abhängigkeit von: 1) dem Winkel des Trägers oder der Achse, der durch einen Niedrigdruck-Reifenzustand oder durch eine Rampe oder eine Neigung des Rollfelds verursacht ist; 2) den Träger-Biegungswinkeln, die aus einer darauf wirkenden Last resultieren; und 3) Fehlern hinsichtlich einer Fehlausrichtung der

Fühlerachse sowie Vorspannungsfehlern. Im allgemeinen werden die Winkel Θ. und θ₂ durch die folgenden Gleichungen (1) und (2) definiert:

⁸1 = ⁸B ^{+ 8}Li ^{+ 8}AT <¹>

^Θ2 ■ "⁰B ^{+ 8}L2 ^{+ Θ}Α2 ^{2)·

Dabei bezeichnet θ den Winkel des Trägers oder der Achse, der aus einem Niedrigdruckzustand eines Reifens oder aus einer Flughafenrampe oder Neigung der Laufbahn resultiert, θ . und e_L2 sind die durch eine Last verursachten Trägerbiegungswinkel. ©_Al und Θ_Α2 sind Werte, die eine Fühlerachsenfehlausrichtung und eine Vorspannung ausdrucken.

Ein Signal W, das dem das Bauteil, z. B. den Fahrwerkträger 20, beaufschlagenden Gewicht proportional ist, wird dadurch erhalten, daß die Ausgangswerte der Beschleunigungsmesser 22, 23 summiert werden unter Bildung des folgenden Ergebnisses:

w = Q₁ - Q₂ = e_L1 + e_L2 + θ_α1 + θ_α2.

unter spezieller Bezugnahme auf den Fahrwerkträger 20 werden die Ausgangswerte der beiden servobetätigten Beschleunigungsmesser 22, 23 summiert unter Aufhebung des durch eine Flughafenrampe oder eine Laufbahnneigung hervorgerufenen Trägerwinkels θ_β. Die Winkelfaktoren ©_A1, ©_A2 werden während des automatischen Nulleinstellvorgangs der Einrichtung während des Flugs erfaßt und beeinflussen die Rechnung nicht. Insgesamt ist das den Fahrwerkträger oder die Bugfahrwerkachse beaufschlagende Gewicht proportional der Summe

des Ausgangssignals der beiden zugeordneten Beschleunigungsmesser.

Nach Fig. 2 umfaßt jedes Hauptfahrwerk 15, 17 vier Reifen 33a-33d_f 34a-34d, und das Bugfahrwerk 16 umfaßt zwei Reifen 35a_f 35b.

Es wurde gefunden, daß jedes Bauteil 15, 16, 17 einen bestimmten Frequenzgang aufweist, wenn sämtliche daran befindlichen Reifen den richtigen Reifendruck haben. Wenn jedoch der Druck eines Reifens zu niedrig ist, z„ B. des Reifens 33a am Fahrwerkträger 20, ändert sich der Frequenzgang des zugehörigen Trägers.

Fig. 5 zeigt zwei Frequenzgangkurven für einen der Fahrwerkträger 15, 17 eines DC 1O-Flugzeugs. Die Vollinienkurve zeigt den Frequenzgang des Fahrwerkträgers, wenn sämtliche daran befindlichen Reifen den richtigen Druck aufweisen. Wenn jedoch ein Reifen, z. B. der Reifen 33a am Fahrwerkträger 20, zu niedrigen Druck hat, wenn z. B. der Reifendruck vom Normalbetriebsdruck von 12,76 bar auf 6,9 bar gefallen ist, ändert sich der Frequenzgang des Fahrwerkträgers 15 entsprechend der Strichlinie in Fig. 5. Es ist ersichtlich, daß in der Amplitude des Frequenzgangs bei den Frequenzen von 2 und 3 Hz Änderungen auftreten. Insbesondere sinkt die Amplitude der 2 Hz-Frequenzkomponente von ihrem Wert bei Normalreifendruck ab, während die 3 Hz-Komponente ansteigt, wenn der Reifendruck auf diesen Wert verringert wird.

Durch eine Analyse der Signale der Beschleunigungsmesser während der Bewegung des Flugzeugs 9 kann somit erkannt werden, ob ein Reifenniedrigdruck-Zustand vorhanden ist.

Nach Fig. 2 werden die Ausgangssignale der an jedem Bauteil befestigten Beschleunigungsmesser, z. B. der dem Fahrwerkträger 20 zugeordneten Beschleunigungsmesser 22, 23, an Rechenglieder 38 angelegt, die die Additionsfunktion ausführen zur Ableitung des Gewichtssignals. Ferner leitet das Rechenglied 38 auch ein Signal ab, das den Winkel des Bauteils relativ zu einer Trägheitsbezugsebene bezeichnet, indem 9„ von θ« subtrahiert wird. Das Winkelsignal wird genutzt, um die Bewegung des Flugzeugs 9 zu erfassen, wie noch erläutert wird.

Die Winkel- und Gewichtssignale A bzw. W werden einem Rechner 40 zugeführt, der Gewichts- und Winkelsignale von gleichartigen Rechengliedern 42, 44 empfängt, die den Beschleunigungsmessern des Fahrwerkträgers 26 und der Bugfahrwerkachse 29 zugeordnet sind. Der Rechner 40 ist ferner interaktiv an ein Befehlsdatenmodul CDM 42 angeschlossen, das eine Speichereinheit ist, in der verschiedene Informationsarten gespeichert sind, wie noch erläutert wird. Das CDM 42 ist eine nichtflüchtige Speichereinheit, die aus Festspeichern (ROM's) oder elektrisch änderbaren Festwertspeichern (EPROM¹s) besteht.

Die Reifendruck-Warneinrichtung nutzt Speicherwerte zur Erzeugung einer Anzeige von Reifenniedrigdruck. Es ist somit wichtig, einen nichtflüchtigen Speicher wie das CDM 42 zu verwenden, um einen etwa durch Stromabschaltung verursachten Informationsverlust zu vermeiden.

Fig. 4 zeigt eine Reifenniedrigdruck-Anzeigeeinrichtung 44, die als Bestandteil die hier angegebene dynamische Reifendruck-Warneinrichtung enthält. Die Anzeigeeinrichtung 44 enthält ferner eine statische Reifendruck-Warneinrichtung,

die während der Zeiten aktiv ist, in denen das Flugzeug 9 auf dem Boden steht. Die statische Reifendruck-Warneinrichtung ist in der gleichzeitig eingereichten eigenen US-Patentanmeldung Serial-Nr. 403 454 beschrieben.

Die in den Rechengliedern 38, 42 oder 44 erzeugten Winkel- und Gewichtssignale A und W werden einer statischen Anzeigeeinheit 46 sowie einer dynamischen Anzeigeeinheit 48 zugeführt, von denen jeweils nur eine Einheit aktiviert ist. Wenn das Flugzeug z. B. auf dem Boden rollt, ist die dynamische Anzeigeeinheit 48 eingeschaltet, und die statische Anzeigeeinheit 46 ist durch ein Sperrsignal auf Leitung 50 ausgeschaltet. Die Schaltung zur Erzeugung des Sperrsignals wird noch erläutert.

Beide Anzeigeeinheiten 46 und 48 empfangen Auslösesetzsigna-Ie, die einen Bereich annehmbarer Reifendrücke bezeichnen. Wenn ein Reifendruck als außerhalb dieses Bereichs liegend erfaßt wird, wird durch eine der Anzeigeeinheiten 46 oder ein Signal erzeugt. Die Ausgangssignale der statischen bzw. der dynamischen Anzeigeeinheit 46 und 48 werden an ein ODER-Glied 52 geführt, das ein Signal erzeugt, das die Anoder Abwesenheit eines Niedrigdruckreifens bezeichnet.

Das ODER-Glied 52 empfängt ferner ein Signal vom Flugzeug-Drehzahlmesser, so daß die Anzeige eines Reifenniedrigdrucks unterbunden wird, wenn das Flugzeug sich z. B. mit einer Geschwindigkeit von 80 kn bewegt. Es wurde gefunden, daß bei Geschwindigkeiten von mehr als 80 kn die Empfindlichkeit der Warneinrichtung schlechter wird, und es ist somit erwünscht, das Warneinrichtungs-Ausgangssignal oberhalb dieser Geschwindigkeit zu sperren.

Die von der statischen und der dynamischen Anzeigeeinheit bzw. 48 auszuführenden Funktionen sind in dem Rechner 40 nach Fig. 2 implementiert, der ein Analog- oder ein Universaldigitalrechner sein kann. Der Rechner 40 kann eine Ausgabeeinheit 54, z. B. eine Katodenstrahlröhre, eine Anzeigelampe, einen Alarmton od. dgl. ansteuern, so daß eine Anzeige des Reifenniedrigdrucks erfolgt.

Fig. 6 zeigt das Blockschaltbild der dynamischen Anzeigeeinheit 48 von Fig. 4. Es ist zu beachten, daß die Ausgangswerte jedes Paars von Meßwertumformern in genau der gleichen Weise vom Rechner 40 verarbeitet werden, und somit wird die Schaltung von Fig. 6 nur in Verbindung mit den Beschleunigungsmessern 22, 23 erläutert, die dem Fahrwerkträger 20 zugeordnet sind.

Die Ausgangssignale der Meßwertumformer 22, 23 werden an die Rechenglieder 38 angelegt, die in der erläuterten Weise die Gewichts- und Winkelsignale W, A ableiten. Das Winkelsignal wird einem Halteglied 56 zugeführt, das den Momentanwert dieses Signals in dem CDM 42 speichert, wenn das auf Leitung 50 anliegende Sperrsignal entfernt wird. Das Sperrsignal wird nur erzeugt, wenn sich das Flugzeug 9 auf dem Boden bewegt, wie noch erläutert wird.

Das gespeicherte Winkelsignal A„ wird einem Summierpunkt 60 zugeführt, wo es mit nachfolgenden Signalen verglichen wird, die den Winkel des Bauteils oder Fahrwerkträgers 20 relativ zu der Trägheits-Bezugsebene darstellen. Das resultierende Signal Δα wird an eine Frequenzgangstufe 61 angelegt, die im einzelnen in Fig. 7 gezeigt ist.

Die Frequenzgang-Stufe 61 empfängt ferner Eingangsparameter von dem CDM 42, das Signal W, welches das das Bauteil

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beaufschlagende Gewicht bezeichnet, sowie ein Signal von einem Stromunterbrechungsglied 62.Das Unterbrechungsglied 62 erfaßt die Speisespannung von den Energieerzeugern des Flugzeugs und erzeugt ein Anstoßsignal, wenn die volle Speisespannung erreicht ist. Das Glied 62 verhindert, daß Stoßspannungen die Frequenzgang-Stufe 61 erreichen, so daß eine fehlerhafte Reifendruckanzeige vermieden wird.

Das Glied 61 erzeugt ein Ausgangssignal nach Maßgabe der Signale ΔΑ und W sowie der in dem CDM 542 gespeicherten Parameter. Das Ausgangssignal wird an das ODER-Glied 52 zusammen mit einem Ausgangssignal der statischen Anzeigeeinheit 46 (vgl. Fig. 4) angelegt. Das Glied 61 erzeugt ferner das Sperrsignal, das an das Halteglied 56 über Leitung 50 angelegt wird.

Fig. 7 zeigt im einzelnen die Frequenzgang-Stufe 61 von Fig. 6. Das Gewichtsignal W wird an eine Serie von Bandpaßfiltern 64, 66, 68 angelegt, die auf Leitungen 65, 67 bzw. 69 gefilterte Ausgangssignale liefern. Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel sind die Bandpaßfilter 64, 66, 68 Filter vierter Ordnung. Die Halbwerts- oder Bandgrenzfrequenzen F.-F₆ für die Bandpaßfilter 64, 66, 68 werden vom CDM 42 erhalten und sind eine Funktion des Flugzeugtyps. Wie Block 72 zeigt, sind die Frequenzen F1-F4 für Flugzeuge vom Typ DC 10 und Boeing 747 identisch. Die Frequenzen F₅ und F₆ sind jedoch unterschiedlich aufgrund der Differenz der charakteristischen "Walking"-Frequenz oder Frequenz maximaler Amplitude für diese beiden Flugzeugtypen. Bei einer DC 10 hat der Frequenzgang des Fahrwerkträgers typischerweise einen Höchstwert im Bereich von 7 Hz. Bei einer Boeing 747 dagegen liegt die "Walking"-Frequenz oder der Punkt, an dem ein Höchstwert auftritt, in der Nähe von 13 Hz. Andere

Flugzeugtypen können gleichartige oder unterschiedliche Frequenzhöchst- und -mindestwerte in Abhängigkeit von der Konstruktion des Fahrwerkträgers und der Achse aufweisen.

Die gefilterten Signale auf den Leitungen 65, 67, 69 werden an einen Regelverstärker 70 angelegt, dessen Verstärkungsfaktor K von der Amplitude des Signals des Bandpaßfilters 68 abhängt. Das Bandpaßfilter 68 erzeugt ein gefiltertes Signal mit einer Amplitude, die gleich derjenigen der "Walking"-Frequenzkomponente ist. Wie bereits erwähnt, hat bei einem Flugzeug vom Typ DC 10 dieses Signal einen Frequenzgang von 7 Hz. Es wurde gefunden, daß bei dieser Frequenz von 7 Hz eine Spitze auftritt, und zwar unabhängig von dem Reifendruck der an dem Bauteil angeordneten Reifen. Infolgedessen wird das 7 Hz-Signal als Bezugswert für die

2 Hz- und 3 Hz-Signale genutzt.

Das 2 Hz-Signal, das auf Leitung 65 vorhanden ist, wird mit dem Verstärkungsfaktor K multipliziert und über Leitung 71 an einen Summierpunkt 74 geführt. Gleichermaßen wird das auf Leitung 67 erzeugte 3 Hz-Signal durch den Verstärkungsfaktor K modifiziert und über Leitung 73 an den Summierpunkt 74 geführt, wo es zu dem Signal auf Leitung 71 addiert wird. Durch Herstellung einer Beziehung zwischen dem 2 Hz- und dem

3 Hz-Signal werden die relativen Amplituden dieser Signale unabhängig von Unebenheiten oder Abweichungen der Laufbahn, während sich das Flugzeug auf dieser bewegt, so daß eine höhere Empfindlichkeit erhalten wird.

Das Summensignal vom Summierpunkt 74 wird einem Vergleicher 76 zugeführt, der von dem CDM 42 ein Auslösesetz-Eingangssignal erhält, das den Bereich tolerierbarer oder sicherer Reifendrücke bezeichnet. Wenn das Signal vom Summierpunkt

außerhalb dieses Reifendruckbereichs liegt, wird an das UND-Glied 78 ein Signal angelegt, das wiederum an das ODER-Glied 52 gekoppelt wird.

Ein zweiter Eingang des UND-Glieds 78 ist an einen Bewegungsdetektor angeschlossen, der auch das Halteglied 56 von Fig. 6 steuert. Der Bewegungsdetektor empfängt das Signal Δα und analysiert es und bestimmt, ob sich das Flugzeug auf dem Boden bewegt. Das Signal AA wird in einem Bandpaßfilter 80 gefiltert unter Erhalt eines gefilterten Signals, das bestimmte Frequenzanteile enthält, wenn sich das Flugzeug bewegt. Bei einem typischen Anwendungsfall, z. B. für eine DC 10, sind die interessierenden Frequenzanteile für die Bugfahrwerkachse anders als diejenigen für die Fahrwerkträger des Hauptfahrwerks, Das Bandpaßfilter empfängt Halbwerts- oder Bandpaßgrenzfrequenzen F₁, F„, die in dem CDM 42 gespeichert sind, wie folgt:

Strebe F₁ F„

Bugachse 0,1 Hz 5,0 Hz Fahrwerkträger 0,5 Hz 20 Hz

Das Bandpaßfilter ist ein Filter dritter Ordnung, das tatsächlich ein Pseudo-Doppelintegrierglied ist, das die Beschleunigungsinformation ΔΑ in Entfernungsinformation umsetzt. Es ist zu beachten, daß die Grenzfrequenzen F. und F_ von der Achs- und Trägergeometrie abhängig sind und bei anderen Flugzeugtypen von den vorgenannten Werten verschieden sein können.

Die Entscheidung, ob sich das Flugzeug bewegt, erfolgt in einem Vergleicher 82, der ein Auslösesetzsignal vom CDM empfängt; dieser Wert muß von der Amplitude des gefilterten

Signals des Glieds 58 überschritten werden, damit das
Sperrsignal erzeugt wird. Bei der bevorzugten Ausführungsform muß das Signal vom Bandpaßfilter 80 um ^fO,3° oder ca. 0,1 kn/s höher sein.

Ein Verzögerungsglied 84 verhindert die Erzeugung des
Sperrsignals bis nach Ablauf einer Periode von 0,4 s nach
dem Zeitpunkt, zu dem der Vergleicher 82 ein Hochpegelsignal erzeugt hat. Das Verzögerungsglied liefert eine unmittelbare Anzeige, d. h. es arbeitet ohne Verzögerung, wenn das
Ausgangssignal des Vergleichers auf einen niedrigen Wert
fällt.

Alternativ kann das Sperrsignal auf Leitung 50 manuell vom Flugzeugpersonal erzeugt werden, und zwar unmittelbar nach dem Abstellen des Flugzeugs; in diesem Fall braucht der
Bewegungsdetektor nicht eingesetzt zu werden. Stattdessen
kann das Signal erzeugt werden, indem manuell ein im Cockpit positionierter Schalter geöffnet oder geschlossen wird.

Das Signal auf Leitung 50 wird dem UND-Glied 78 zugeführt, so daß ein Reifenniedrigdruck-Signal nur dann dem ODER-Glied 52 zugeführt wird, wenn beide Ausgänge des Vergleichers 76 und des Verzögerungsglieds 84 einen hohen Zustand haben.
D. h., das Reifenniedrigdruck-Signal vom Vergleicher 76 ist inhibiert, wenn sich das Flugzeug nicht bewegt.

Es ist zu beachten, daß an den tragenden Bauteilen weitere Beschleunigungsmesser eingesetzt werden können, wobei deren Empfindlichkeitsachsen senkrecht zu denjenigen der vorstehend angegebenen Beschleunigungsmesser verlaufen, um einen Verwindungs-Frequenzgang zu erfassen. In diesem Fall kann
der Verwindungs-Frequenzgang analysiert werden, so daß eine Anzeige eines niedrigen Reifendrucks erzeugt wird.

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Claims

BEETZ & PARTNER """"* "* Patentanwälte 3327471 Steinsdorfstr. 10 · D-8000 München 22 European Patent Attorneys Telefon (0 89) 22 72 01 - 22 72 44 - 29 5910 _. . . nrrr, Telex 5 22 048 - Telegramm Allpat München Dip .-Ing R. BEETZ sen. Dr.-lng. R. BEETZ jun. 572-35. 17 IP Dr.-lng. W. TIMPE Dipl.-Ing. J. SIEGFRIED Priv.-Doz. Dipl.-Chem. Dr. rer.nat. W. SCHMITT-FUMIAN Dipl.-Ing. K. LAMPRECHT 11981 29. Juli 1983 Ansprüche

1. Reifendruck-Warneinrichtung, die die Anwesenheit eines Niedrigdruck-Reifens erfaßt, der an einem über eine Oberfläche bewegten tragenden Bauteil montiert ist, gekennzeichnet durch zwei Meßwertumformer (22, 23), die an dem Bauteil befestigt sind und jeweils ein Signal erzeugen, das den Frequenzgang des Bauteils darstellt; ein Rechenglied (38), das die beiden Signale (θ.. , θ~) summiert unter Erzeugung eines Gewichtssignals (W), das von der Neigung des Bauteils relativ zu einer Bezugsebene unabhängig ist; und

eine Stufe (61), die aus wenigstens einem Frequenzanteil des Gewichtssignals (W) ein Reifendrucksignal ableitet zur Erzeugung einer Anzeige des Reifendrucks.

2. Einrichtung nach Anspruch 1,
gekennzeichnet durch

ein Glied (52), das ein Reifenniedrigdruck-Signal erzeugt, wenn das Reifendrucksignal außerhalb eines annehmbaren Druckbereichs liegt.

572-B01660-Schö

3. Einrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Ableitstufe (61) umfaßt:

ein erstes und ein zweites Bandpaßfilter )64, 66), die ein erstes und ein zweites gefiltertes Signal erzeugen, die jeweils einen ersten und einen zweiten Frequenzanteil enthalten;

Glieder (68, 70), die das erste und das zweite gefilterte Signal unabhängig von Änderungen der Oberfläche, über die das Bauteil sich bewegt, machen unter Erzeugung eines ersten und eines zweiten Ausgangssignals; und ein Summierglied (74), das das erste und das zweite Ausgangssignal summiert unter Ableitung des Reifendrucksignals.

4. Einrichtung nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet,

daß die genannten Glieder umfassen:

ein drittes Bandpaßfilter (68), das ein drittes gefiltertes Signal erzeugt, das einen dritten Prequenzanteil mit einer vom Reifendruck unabhängigen Amplitude enthält; und

einen Regelverstärker (70), der mit den Bandpaßfiltern (64, 66, 68) gekoppelt ist und die Amplituden des ersten und des zweiten gefilterten Signals mit einem Verstärkungsfaktor (K) in Abhängigkeit von der Amplitude des dritten Frequenzanteils multipliziert unter Erzeugung des ersten und des zweiten Ausgangssignals.

5. Einrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Meßwertumformer servogeregelte Beschleunigungsmesser (22, 23) sind, die die Biegung des Bauteils während der Bewegung des Flugzeugs erfassen.

6. Einrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Empfindlichkeitsachsen der Inklinometer (22, 23) unter einem Winkel von 180° zueinander angeordnet sind.

7. Einrichtung nach Anspruch 1,
gekennzeichnet durch

eine Stufe, die eine Bewegung des Bauteils erfaßt;

ein Glied (84), das das Reifenniedrigdruck-Signal sperrt, wenn sich das Bauteil nicht bewegt.

8. Einrichtung nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Bewegungserfassungs-Stufe umfaßt:

eine Einheit (44), die das erste und das zweite Signal voneinander subtrahiert unter Erzeugung eines Winkelsignals (A), das den Winkel des Bauteils relativ zu einer Bezugsebene bezeichnet;

- ein Halteglied (56), in dem das Winkelsignal zu einem bestimmten Zeitpunkt gespeichert wird, wenn sich das Bauteil nicht bewegt;

ein Glied (60), das die folgenden Winkelsignale mit dem gespeicherten Winkelsignal vergleicht unter Ableitung eines Winkeldifferenzsignals (ΔΑ); und ein Glied (80), in dem das Winkeldifferenzsignal ( Δ.Α) integriert wird zur Erzeugung einer Bewegungsanzeige.

9. Einrichtung nach Anspruch 8,
dadurch gekennzeichnet,

daß das Integrierglied ein Bandpaßfilter (80) ist.

10. Einrichtung nach Anspruch 8,
gekennzeichnet durch

einen Vergleicher (76), der das integrierte Winkeldifferenzsignal (ΔΑ) mit einem vorbestimmten Grenzwert vergleicht unter Erzeugung eines die Bewegung des Bauteils darstellenden Signals.

11. Reifendruck-Warneinrichtung, die die Anwesenheit eines Niedrigdruckreifens an einem tragenden Bauteil eines Flugzeugs erfaßt,

gekennzeichnet durch

- zwei Beschleunigungsmesser (22, 23), die an entgegengesetzten Enden des Bauteils montiert sind und ein erstes und ein zweites Signal (θ., ©2) erzeugen;

ein Rechenglied (38), das mit den Beschleunigungsmessern (22, 23) gekoppelt ist und ein Gewichtssignal (W) ableitet, welches das das Bauteil beaufschlagende Gewicht darstellt;

- drei Bandpaßfilter (64, 66, 68), die jeweils mit dem Gewichtssignal (W) gekoppelt sind und ein erstes, ein zweites und ein drittes gefiltertes Signal (65, 67, 69) erzeugen, wobei diese Signale jeweils einen niedrigen, einen mittleren und einen hohen Frequenzanteil enthalten; einen mit den Bandpaßfiltern (64, 66, 68) gekoppelten Regelverstärker (70), der die Amplituden des ersten und des zweiten gefilterten Signals (65, 67) in Abhängigkeit von der Amplitude des dritten Frequenzanteils mit einem Verstärkungsfaktor (K) multiplizert unter Erzeugung eines ersten und eines zweiten Ausgangssignals; und ein Summierglied (74), das das erste und das zweite Ausgangssignal summiert unter Erzeugung eines den Reifendruck bezeichnenden Reifendrucksignals.

12. Einrichtung nach Anspruch 11,
gekennzeichnet durch

einen Vergleicher (76), der das Reifendrucksignal mit einem Reifendruck-Grenzwert vergleicht und feststellt, ob ein Reifenniedrigdruck-Zustand besteht.

13. Einrichtung nach Anspruch 12,
gekennzeichnet durch

- eine mit dem ersten und dem zweiten Signal gekoppelte Stufe (80, 82, 84), die ein die Bewegung des Flugzeugs bezeichnendes Bewegungssignal erzeugt; und ein mit der Bewegungssignal-Erzeugerstufe (80, 82, 84) und dem Vergleicher (76) gekoppeltes UND-Glied (78), das nur dann ein die Anwesenheit eines Reifenniedrigdruck-Zustands anzeigendes Signal erzeugt, wenn die Ausgänge der Bewegungssignal-Erzeugerstufe (80, 82, 84) und des Vergleichers (76) einen Hochpegel aufweisen.