Hybrid actuation in primary flight control systems : a force-fight inhibiting system architecture

Röben, Tobias; Moormann, Dieter; Stumpf, Eike

doi:37937

Hybrid actuation in primary flight control systems : a force-fight inhibiting system architecture = Hybride Stellantriebe in Primären Flugsteuerungssystemen - Eine Kraftkonflikt vermeidende Systemarchitektur

Röben, Tobias^RWTH*

2018 & 2019

Verantwortlichkeitsangabevorgelegt von Tobias Röben

ImpressumAachen 2018

Umfang1 Online-Ressource (xi, 145 Seiten) : Illustrationen

Dissertation, Rheinisch-Westfälische Technische Hochschule Aachen, 2018

Veröffentlicht auf dem Publikationsserver der RWTH Aachen University 2019

Genehmigende Fakultät
Fak04

Hauptberichter/Gutachter
Stumpf, Eike (Thesis advisor)^RWTH* ; Moormann, Dieter (Thesis advisor)^RWTH*

Tag der mündlichen Prüfung/Habilitation
2018-12-21

Online
DOI: 10.18154/RWTH-2019-00621
URL: http://publications.rwth-aachen.de/record/753456/files/753456.pdf

Einrichtungen

Lehrstuhl und Institut für Luft- und Raumfahrtsysteme (ILR) (415310)

Inhaltliche Beschreibung (Schlagwörter)
EHA (frei) ; EHSA (frei) ; EMA (frei) ; PFC (frei) ; active/active (frei) ; actuation (frei) ; actuator (frei) ; control (frei) ; force fight (frei) ; hybrid actuation (frei) ; more electric aircraft (frei) ; power-by-wire (frei) ; primary flight control system (frei)

Thematische Einordnung (Klassifikation)
DDC: 620

Kurzfassung
In der zivilen Luftfahrt konzentrierten sich Anstrengungen zur Optimierung und zur Steigerung der Effizienz über Jahrzehnte hinweg auf einzelne Subsysteme. Heutzutage wird die Systemarchitektur eines Flugzeuges vermehrt ganzheitlich betrachtet. Eingängiger Ansatz den Aufwand von Systemintegration zu reduzieren und Effizienz zu steigern ist es hydraulisch und pneumatisch betriebene Systeme durch elektrische zu ersetzen. Dies trifft vor allem auf große Flugzeuge zu, bei denen die Verteilung von zentral erzeugter hydraulischer und pneumatischer Energie aufwendig ist. Im Hinblick auf die Elektrifizierung von Flugzeugsystemen standen zunächst vornehmlich weniger kritische Systeme im Vordergrund. In einem nächsten Schritt lässt sich dieses Konzept jedoch auch auf die primäre Flugsteuerung anwenden, welche bisher üblicherweise auf der dreifach-redundanten Versorgung durch hydraulische Energie basiert. Hierbei verbinden Versorgungsleitungen die zentrale Quelle hydraulischen Druckes mit den Stellantrieben, welche sich an den verschiedenen Steuerflächen des Flugzeuges befinden. Die Integration dieser starren Rohrleitungen innerhalb des Flugzeuges ist aufwendig und impliziert Druckverluste sowie die Möglichkeit der Leckage von gesundheitsschädlichem Hydrauliköl. Elektrische Antriebe dagegen ermöglichen es bei der Flugsteuerung komplett auf Hydraulik zu verzichten. Allerdings besteht hier bisher wenig Erfahrung. Aufgrund der sicherheitskritischen Anwendung und den damit verbundenen Zuverlässigkeitsanforderungen wird es zwischenzeitlich vermehrt hybride Aktuator-Konfigurationen geben. In solchen Konfigurationen arbeiten konventionelle Hydraulik-Aktuatoren parallel zu elektrischen an derselben Steuerfläche. Die Energieversorgung ist dann sowohl elektrischer als auch hydraulischer Natur und damit dissimilar. Bei einer auf diese Weise betriebenen Steuerfläche ist der aktiv/aktiv Betrieb beider Stelleinheiten anzustreben. Dies ist zum einen besonders effizient, da ein deaktivierter Aktuator bremsend wirken würde. Zum anderen reduziert sich das Systemgewicht und der notwendige Bauraum, wenn sich die anliegende Last gleichmäßig auf die vorhandenen Geräte verteilt, was wiederum bei deren Dimensionierung berücksichtigt werden kann. Darüber hinaus ist die Umsetzung eines aktiv/passiv Modus in hybriden Systemen mit elektromechanischen Antrieben kaum realisierbar. Letztere stellen aufgrund ihrer Getriebeübersetzung eine zu große Trägheit dar, wenn sie generativ betrieben werden. Auch wird die Dissipation der generierten Energie zum Problem. Letztlich müssen elektrische Antriebe in Zukunft aktiv betrieben werden und den Nachweis erbringen, dass sie die notwendige technologische Reifebesitzen, um die konventionelle hydraulische Flugsteuerung in der zivilen Luftfahrtendgültig abzulösen. Daher beschäftigt sich diese Publikation mit der Machbarkeit und der Leistungsfähigkeit einer hybriden Aktuator-Konfiguration im aktiv/aktiv Betrieb. Das vorgestellte System kombiniert alle drei Prinzipien der Klappenansteuerung, sowohl die servo-hydraulische, als auch die elektro-hydrostatische und die elektromechanische, innerhalb eines akademischen fly-by-wire Flugsteuerungssystems. Es repräsentiert alle physikalischen und elektrischen Komponenten eines modernen Flugsteuerungssystems, wie z.B. die Piloten-Steuerorgane, Flugsteuerungsrechner und dezentrale Aktuator Elektronik. Entsprechende Anforderungen und Auswirkungen einer solchen Konfiguration werden aufgezeigt. Das Kernproblem im Zusammenhang mit hybrider Flugsteuerung ist das Auftreten von strukturellen Lasten während des aktiv/aktiv Betriebs, genannt Force Fight: Jegliche Ungleichförmigkeit bei der Montage und in der Funktionsweise der Aktuatoren führt zu ungleichmäßigem Stellverhalten im Betrieb. Solche Positionierungsfehler resultieren in Verspannungen innerhalb der statisch überbestimmten Klappen-Struktur. Dadurch, dass unvorhergesehene Strukturlasten die Dauerfestigkeit des Systems drastisch reduzieren können, kommen hybride Konfigurationen im aktiv/aktiv Betrieb derzeit nicht in Frage für sicherheitskritische Flugsteuerungssysteme. In Anbetracht dieses Hindernisses wurde die hier vorgestellte Systemarchitektur in einer Prüfstandsumgebung realisiert. Sie demonstriert, dass der Effekt des Force Fight auch in solch extremen Konfigurationen auf ein Minimum reduziert werden kann. Zu diesem Zweck wurde eine Modellfolgeregelung implementiert, welche das spezifische Antwortverhalten der einzelnen Aktuator-Technologien kompensiert und eine gleichförmige Bewegung aufprägt. Parallel dazu vermeiden ein PID Kraftkonflikt-Regler und ein konventioneller Positionsregler bleibende Regelabweichungen. Auf diese Weise werden beide Ursachen für Force Fight, sowohl der statische als auch der dynamische, mit gezielten Regelungsansätzen adressiert. Dieses Regelungskonzept ist eingebettet in eine zeitgemäße Systemarchitektur. Es wird daher keine zusätzliche Elektronik benötigt und erhöht dadurch nicht die Systemkomplexität. Allgemein wird gezeigt, dass die vorgestellte Architektur vergleichbar mit konventionellen Flugsteuerungssystemen und dabei nicht nur hinsichtlich seiner Leistungsfähigkeit, sondern auch mit Blick auf Sicherheit und Zuverlässigkeit, konkurrenzfähig ist. Sie stellt damit einerseits eine Übergangslösung und zugleich den nächsten Schritthin zu einer rein elektrischen Flugsteuerung dar.

In civil aviation industry effort for optimization and increase of efficiency has been concentrated on single subsystems for decades. Nowadays the whole system architecture is getting into focus. A common approach to reduce system integration effort and increase efficiency is to substitute hydraulic and bleed-air powered systems by electrically powered ones. This applies especially for large aircraft, where the distribution of centralized generated hydraulic power is costly. Meanwhile alterations towards More Electric Aircraft (MEA) have been implemented for non-critical respectively backup systems. The consequent next step is to apply those concepts to critical systems, like Primary Flight Control (PFC), which so far rely on a triplex redundant hydraulic power distribution system. Herein pipes are connecting the central hydraulic power source with the actuation sinks distributed all over the aircraft dimensions. The integration of this rigid piping is elaborate and implies transfer losses as well as leakage of toxic fluid. Power-by-wire actuators in comparison facilitate the complete omission of hydraulics. Nevertheless, since there are safety and reliability challenges and less experience with electrically driven actuators, hybrid configurations arise in the meantime. Within those configurations hydraulic actuators are working adjacent to electric ones on the same control surface. Power distribution is of both electric and hydraulic type and therefore dissimilar. Considering such a hybrid actuator configuration to operate an aircraft control surface, an active/active mode is intended. This is most efficient and leads to less system size and weight, because the actuators are sharing their workload equally and can thus be dimensioned accordingly. Besides an active/passive mode is hardly applicable within a hybrid configuration featuring an electromechanic drive. Due to its transmission it bears high inertia on output level, when driven generatively. Furthermore dissipation of this electric energy becomes problematic. Ultimately electric drives have to be operated actively in future, in order to prove technology readiness, which is necessary to replace the conventional hydraulic flight controls in civil aviation. Consequently this publication addresses the feasibility and capability of an active/active hybrid actuator configuration. The presented system comprises three different principles of actuation, which are conventional servo-hydraulic, electrohydrostatic and electro-mechanic, within an academic fly-by-wire flight control system. It represents all physical and electric components, such as cockpit control interfaces, direct mode flight control computers and decentral actuator positioning electronics. Requirements and impacts of such a configuration are pointed out. The main challenge that comes with hybrid active/active surface actuation is the occurrence of opposing structural loads during operation, called Force Fight: Every single dissimilarity regarding the hybrid assembly and the actuator’s functional principle leads to imbalanced command response and interference behavior. These positioning mismatches result in stress within the hyperstatic system structure. In contrast the positioning behavior of homogeneous configurations is rather uniform. While unpredictable structural loads might reduce the fatigue limit drastically, hybrid active/active configurations are out of the question in today’s flight control systems. In the face of this current show stopper the presented hybrid actuation system has been set up physically. It demonstrates that Force Fight can be reduced to a minimum level even in such an exceptional configuration. For this purpose a model following feed-forward control concept is applied, in order to equalize the actuator’s specific response behavior and imprint uniform motion. In parallel to this feedforward position control a PID type force feedback and the position controller reduce remaining static deviations. Thereby both origins of force fight, static and dynamic, are addressed by dedicated means of control. The specific concept is embedded within a state of the art system architecture. It does not demand for additional electronics and therefore does not affect complexity. In general it is shown that the proposed architecture is competitive with conventional flight control systems not only in terms of performance, but also in terms of safety and reliability. It constitutes an intermediate solution and is thereby an enabler for further transition towards all electric flight controls.

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