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Bremsdruckregeleinrichtung für hydraulische Fahrzeugradbremsen, insbesondere
Flugzeuglanderadbremsen Die Erfindung bezieht sich auf eine Bremsdruckregeleinrichtung
für hydraulische Fahrzeugradbremsen, insbesondere Flugzeuglanderadbremsen, mit wenigstens
einer Servosteuerung, die auf wenigstens einem abzubremsenden Rad mit dem Radius
R und dem Trägheitsmoment 1 des abzubremsenden Fahrzeuges ein regelbares Bremsmoment
hervorruft und die einer elektronischen Anordnung ausgesetzt ist, in die der Fahrzeugbewegung
eigene Parameter, nämlich die sich auf die Geschwindigkeit V des Fahrzeuges über
dem Boden, das auf das Rad ausgeübte Moment C und die momentane Winkelgeschwindigkeit
n des Rades beziehen, eingegeben werden, und die elektronische Anordnung einen Rechner
und einen von diesem versorgten Regler aufweist, wobei der Rechner direkt oder indirekt,
ausgehend von den genannten Parametern, einen der Ableitung der Zugkraft
nach dem Schlupf
entsprechenden Wert R ermittelt.
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Es sind bereits Vorrichtungen zur Steuerung der Bremswirkung an einem
gebremsten Rad bekanntgeworden, bei dem diesem Radius R eine Winkelgeschwindigkeit
n derart erteilt wird, daß die Differenz zwischen der Umfangsgeschwindigkeit nR
(entsprechend dieser Winkelgeschwindigkeit und der Bodengeschwindigkeit V des Fahrzeuges)
konstant bei 1.6 krn/Std. liegt. Die Bedingung (V- nR) = 16 km/Std. wird
aber offensichtlich unabhängig von der Bodengeschwindigkeit des Fahrzeuges erfüllt.
Diese Geschwindigkeit variiert aber zwischen einem Maximalwert in der Größenordnung
von 250 km/Std. bis zu einem Wert Null, entsprechend dem Zum-Stehen-Kommen des Flugzeuges.
Es handelt sich hierbei um ein Bremssystem, das nur beschränkt anpassungsfähig ist.
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Es ist weiterhin eine Bremsregelvorrichtung für Flugzeuge bekanntgeworden,
die Einrichtungen ausgesetzt ist, welche auf das Bremsmoment ansprechen, wobei diese
Vorrichtung so betrieben wird, daß das Bremsmoment auf einem kritischen Maximalwert
gehalten wird, kritisch insofern, als eine Überschreitung dieses Wertes für die
Landevorrichtung, insbesondere für die Reifen, gefährlich wird. Hierbei handelt
-es sich um eine Sicherheitsbegrenzung für das Bremsmoment, wogegen erfindungsgemäß
die Ermittlung des Bremsmomentes zu einer Bremsmodulierung in Funktion der Landebedingungen
ausgenutzt werden soll.
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Schließlich ist noch eine Bremsvorrichtung bekanntgeworden, bei der
von Hand verschiedene Parameter, wie die Flugzeuggeschwindigkeit, in einen Automaten
eingespeist werden, um ein regelbares Bremsmoment zu erzeugen. Allerdings handelt
es sich hierbei um einen Bremsdruckregler, bei dem der Bremsdruck allein eine Funktion
der Flugzeuggeschwindigkeit gegenüber Luft ist, da gerade der Zweck dieses Bremsreglers
darin besteht, eine um so größere Bremskraft zu erhalten, je geringer die Geschwindigkeit
gegenüber Luft ist, d. h., Ziel ist es, eine um so größere Bremswirkung zu erhalten,
je größer das scheinbare Gewicht des Flugzeuges ist. Dieses scheinbare Gewicht ist
gleich dem tatsächlichen Gewicht vermindert um den Auftrieb.
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Mit dieser bekannten Vorrichtung, bei der die Geschwindigkeit des
Flugzeuges gegenüber Luft in den Bremsdruckregler eingegeben wird, wird also die
Geschwindigkeit des Flugzeuges gegenüber Luft ausgenutzt, um in jedem Augenblick
das scheinbare Gewicht des Flugzeuges zu berechnen. Demgegenüber verfolgt die erfindungsgemäße.
Maßnahme einen anderen Zweck.
Die eingangs beschriebene Bremsregeleinrichtung
gehört nicht zur Erfindung, viehmehr ist die Erfindung in der speziellen Weiterbildung
dieser Regeleinrichtung- zusehen.
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Es ist Aufgabe der Erfindung, dabei die wesentlichen _ Bremsparameter
zu berücksichtigen und insbesondere den Schlupf so zu steuern, daß -er auf einer
Größe gehalten wird, die maximaler Bremswirkung entspricht. Die Erfindung ist dadurch
gekennzeichnet, daß bei der eingangs genannten Bremsdruckregeleinrichtung der Rechner
weiterhin ein binäres Signal f Ut variabler Dauer errechnet, wobei das Vorzeichen-
des binären Signals :E Ut das Vorzeichen der Ableitung
hat, während die Dauer des binären Signals t Ut gleich der Zeitdauer ist, während
der die Ableitung
das gleiche Vorzeichen hat, und Vorzeichen und Dauer des binären Signals :L Ut dazu
benutzt werden, ein anderes Signal g., den sogenannten Sollschlupf, hervorzurufen,
der an Stelle des im betrachteten Zeitpunkt gegebenen Istschlupfes verwendet wird,
wobei der Sollschlupf g. eine- Größe zur Erhöhung oder Erniedrigung des Schlupfes
g des Rades abhängig davon darstellt, ob der Schlupf g kleiner oder größer als ein
Optimalschlupf g1 entsprechend dem optimalen ReibungskoefMenten zwischen Rad und
Boden ist, und der Rechner das Signal g@ in ein anderes Signal n. entsprechend einer
Winkelgeschwindigkeit n. des abgebremsten Rades, der sogenannte Sollwertgeschwindigkeit,
umformt, wobei das Signal n, ausgehend vom Signal g" durch elektronische Auflösung
der Gleichung
erhalten wird, und das Signal n. in den Rechner eingeführt wird, um mit dem Signal
n entsprechend der momentanen Winkelgeschwindigkeit verglichen zu werden, und das
Ergebnis dieses Vergleiches durch den Regler dazu ausgenutzt wird, ein auf die Servosteuerung
derart wirkendes Signal zu liefern, daß der Wert der momentanen Winkelgeschwindigkeit
auf dem Wert der Sollwertwinkelgeschwindigkeit gehalten wird.
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'Vorzugsweise ist die Bremsdruckregeleinrichtung so ausgebildet, daß
die Geschwindigkeit V des Fahrzeuges über den Boden bestimmt wird als
durch "einen Beschleunigungsmesser, vorzugsweise einen Trägheitsbeschleunigungsmesser
im Flugzeug zur Messung von dessen Längsbeschleunigung -
und durch eine Integrationszelle zur Aufnahme des von dem Beschleunigungsmesser
gelieferten Signals und eines Bezugssignals Y, das den Ausgangszustand, d. h. vor
dem Bremsen, der Eigengeschwindigkeit Y -wiedergibt.
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Zweckmäßig wird das Signal g. in einer Additionszelle errechnet, die
das binäre Signal :L Ut und gegebenenfalls ein Bezugssignal für den Sollschlupf
aufnimmt, das dauernd am Eingang der Additionszelle liegt.
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Es ist von Vorteil, wenn das Signal n. in einer Arbeitszelle ermittelt
wird, die das Signal g, und ein der Geschwindigkeit des Fahrzeuges über dem Boden
entsprechendes Signal aufnimmt.
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Nach einer bevorzugten Ausführungsform arbeitet man im Regler mit
einer Vergleicherzelle, die die Signale n" und n aufnimmt und ein Fehlersignal e
gleich der Differenz der beiden Signale liefert. Das Signal e.kann gegebenenfalls
verstärkt werden.
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Die Erfindung wird an Hand von Beispielen nachfolgend erläutert. Die
Zeichnungen zeigen in F i g. 1 eine Ubersichtsdarstellung eines vollständigen automatischen
Bremssystems, F i g. 2 und 3 graphische Darstellungen zur Wiedergabe der verschiedenen
Beziehungen beim Betrieb von Systemen, F i g. 4, 5 und 6 Schaltbilder von drei Ausführungsformen
der im System nach F i g. 1 verwendeten Steuersysteme, F i g. 7 eine Schemadarstellung
des hydraulischen Systems der Vorrichtung nach F i g.1, F i g. 8 und 9 schematische
Darstellungen zweier verschiedener Ausführungsformen eines Teiles eines Bremssystems,
F i g. 10 eine graphische Darstellung und F i g. 11 eine schematische Darstellung
einer Abi änderung des Bremssystems.
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Die in F i g. 1 wiedergegebene Ausführungsform ist beispielsweise
in einem Flugzeug 1 untergebracht, welches ein Hauptlandefahrwerk 2 aufweist, auf
dem wenigstens ein Rad 3 mit Bremsen 3 a montiert ist, die durch eine Hilfssteuerung
betätigt werden; welche eine hydraulische Steuerung ist.
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Vor der weiteren Erörterung der in den Zeichnungen wiedergegebenen
Konstruktion sind einige Vorbemerkungen zu machen.
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Es ist bekannt, daß die Leistung einer Radbremse, insbesondere das
Bremsmoment C, das entwickelt werden kann, häufig größer als das unter bestimmten
minimalen Belastungsbedingungen erforderliche Moment ist, wenn beispielsweise das
Flugzeug leer ist oder gewisse Bodenbedingungen vorliegen, beispielsweise die Rollbahn
feucht ist, was zur Folge hat, daß es für jeden Augenblick erforderlich ist, das
Drehmoment C den vorhandenen Bedingungen anzupassen.
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Die gegenwärtig zur Verfügung stehenden Handbremssteuersysteme sind
nicht in der Lage, eine solche optimale Bremssteuerung zu erreichen. Viele der bis
jetzt vorgeschlagenen automatischen Systeme weisen den gleichen Mangel auf, weil
sich diese Systeme prinzipiell damit befassen, das Blockieren der Räder zu verhindern
und damit ein Gleiten zu vermeiden, jedoch nicht in der Lage sind, eine optimale
Bremswirkung zu erzeugen.
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Ein Bremsregler muß zur Erreichung seiner vollen Leistung in jedem
Augenblick und automatisch imstande sein, das auszuübende Bremsmoment C auf die
maximal mögliche Zugkraft F anzupassen, die gleich dem Produkt aus dem Reibungskoeffizienten
k zwischen dem Reifen und dem Boden und der senkrechten Belastung ist, die auf das
Rad ausgeübt wird, an dem dieser Reifen befestigt ist.
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Die Natur dieser beiden Parameter soll nunmehr im einzelnen geprüft
werden.
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Was zuerst die Reibung zwischen dem Rad und dem Boden betrifft, ist
es bekannt, daß der Reibungskoeffizient k von der Relativgeschwindigkeit zwischen
Rad und Boden abhängt, die wiederum von zwei Faktoren abhängig ist, nämlich der
wahren Bodengeschwindigkeit
V des Flugzeuges und dem Schlupf g
des Rades, der in jedem Augenblick durch die Be-
gegeben ist. Dabei ist n die Umlaufgeschwindigkeit des Rades und R der Radradius.
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Die Änderung des Reibungskoeffizienten k als Funktion von g zeigt,
wie man aus F i g. 2 erkennt, daß k durch ein Maximum k1 bei einem Schlupfwert g1
verläuft, der im allgemeinen zwischen 5 und 20 m/s für einen typischen gegebenen
Wert von V liegt.
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Werden die Änderungen dieses maximalen Reibungskoeffizienten k1 als
Funktion der Flugzeuggeschwindigkeit V aufgetragen, so zeigt sich nach F i g. 3,
daß k1 rasch abnimmt, wenn die Geschwindigkeit V zunimmt, bis k einen verhältnismäßig
niedrigen Wert erreicht, nachdem es bei weiterer Zunahme der Geschwindigkeit verhältnismäßig
konstant bleibt.
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Diese beiden Kurven gelten selbstverständlich nur für den Fall einer
Oberfläche, deren Charakteristika über den gesamten Rollweg des Flugzeuges konstant
bleiben. Ein solcher Zustand ist offenbar nicht immer gegeben, weil sich die Natur
der Oberfläche einer Rollbahn oft infolge vieler Faktoren, beispielsweise Änderungen
in der Qualität der Oberfläche der Rollbahn, von einer Stelle zur anderen oder Anwesenheit
von Wasserflächen, Schneeflecken, Eis- oder Olflecken auf der Rollbahn ändert. Es
ergibt sich somit in der Praxis, daß eine ganze Familie von Kurven existiert, die
denjenigen nach den F i g. 2 und 3 ähnlich sind.
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Was die vertikale, auf das in Frage stehende Rad ausgeübte Belastung
P betrifft, so ist ihr Durchschnittswert für einen gegebenen Flugzeugtyp bekannt,
jedoch verbleibt trotzdem, daß die Schwankungen von P um den Durchschnittswert verhältnismäßig
groß sein können und daß die Ursachen für diese Schwankungen, die in manchen Fällen
voraussehbar sind (Änderungen im Auftrieb des Flugzeuges als Funktion der Geschwindigkeit)
in anderen Fällen nicht vorausgesehen werden können (beispielsweise wegen der Unebenheit
der Rollbahnoberfläche), und zwar in solchem Ausmaß, daß es außerordentlich schwierig
ist, den eigentlichen Wert von P in jedem Augenblick zu kennen.
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Betrachtet man die oben diskutierten Faktoren, so beobachtet man einen
kurzen Zeitraum, in dem auf das Rad eine Bremskraft C oberhalb derjenigen aufgebracht
wird, die durch den Wert F der auf das Rad vom Boden ausgeübten Zugkraft erforderlich
ist (wobei angenommen werden soll; daß die Werte von P und V für den hier betrachteten
kurzen Zeitraum konstant sind). Man erkennt ferner, daß das infolge der Zugkraft
F erzeugte Drehmoment fortschreitend zunimmt und auch der Schlupf g des Rades zunimmt,
bis schließlich der Wert entsprechend dem Maximalwert k1 des Reibungskoeffizienten
k erreicht ist. Nach Erreichen dieses Wertes ist eine weitere Zunahme des Schlupfes
(wobei die Drehzahl n des Rades abnimmt) von einer Abnahme der Zugkraft F begleitet.
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Kommt kein äußerer Einfluß hinzu, dann dauert dieser Vorgang an, bis
schließlich das Rad blockiert wird (n = 0).
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Obwohl sich die vertikale Belastung P auf das Rad von Augenblick zu
Augenblick ändern kann, ist offensichtlich, daß die Zugkraft F immer auf ihrem maximal
möglichen Wert bleibt, wenn der Reibungskoeffizient k zwischen dem Rad und dem Boden
sich auf seinem Wert k1 befindet. Infolgedessen folgt F der gleichen Kurve bezüglich
g wie k für jeden Wert von F: Berücksichtigt man dann, daß die Ordinaten von F i
g. 2 proportional zu den Werten der Zugkraft F sind, dann erkennt man, daß bei einem
Schlupf zwischen 0 und g1 (F i g. 2) jede Schlupfänderung von einer Änderung von
F im gleichen Sinne begleitet ist, d. h., die Ableitung von g nach der Zeit das
gleiche Vorzeichen wie diejenigen von F hat. Dieser Bereich der Kurve entspricht
den Zuständen, unter denen gearbeitet werden soll. Arbeitet umgekehrt das System
unter solchen Bedingungen, daß nach F i g. 2 g zwischen g1 und 100% entsprechend
dem Fall liegt, wo das Bremsmoment C zu groß ist, dann wird jede Zunahme des Schlupfes
g von einer Abnahme der Zugkraft F und umgekehrt begleitet. Infolgedessen ist das
Vorzeichen der Ableitung von g nach der Zeit in diesem Falle entgegengesetzt zum
Vorzeichen der Ableitung von F nach der Zeit. Es kann deshalb gesagt werden, daß
dann, wenn - das gleiche Vorzeichen hat wie C zunehmen
muß, während bei entgegengesetzten
Vorzeichen dieser Ableitungen C abnehmen. muß.
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Man erkennt somit, daß unter diesen Bedingungen eine genaue Bremssteuerung
die Kenntnis der genauen Bodengeschwindigkeit V des Flugzeuges, der Drehzahl n des
gebremsten Rades und des auf das Rad aufgebrachten Drehmomentes C (Bremsmoment)
in jedem Augenblick erfordeit. Die besondere Anwendung dieser .einzelnen Werte soll
im folgenden näher erläutert werden.
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Die in F i g. 1 wiedergegebene hydraulische Bremsservosteuerung
4 ist derart angeordnet, daß sie das Anlegen eines regelbaren Bremsdrehmomentes
C auf wenigstens ein Rad 3 des Landefahrwerks 2 ermöglicht. Diese Servosteuerung
4 wird durch ein elektronisches" System 5 gesteuert, in welches Signale
eingeführt werden, die unter anderen Werten die oben diskutierten Parameter wiedergeben.
Das im einzelnen in F i g. 4 dargestellte elektronische System enthält Einrichtungen,
die den Schlupf g des Rades 3 in Richtung eines optimalen Wertes laufen lassen,
so daß sich k seinem maximalen Wert annähert. Dieses System 5
enthält im wesentlichen
einen Flugzeuglandeanalogrechner 6 und einen Regler 7 (auch Regulator genannt).
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Der Rechner 6 ist so konstruiert und programmiert, daß er bei Speisung
mit Eingangssignalen die Informationen für die Anzeige der wahren Bodengeschwindigkeit
V des Flugzeuges, des Bremsdrehmomentes C und der Drehzahl n des Rades 3 in jedem
Augenblick der kontinuierlich und ohne Rücksicht auf den Zustand der Landebahn 1.
zuerst auf der Basis der Werte von C und n die auf das Rad 3 ausgeübte Zugkraft
F errechnet, 2. dann auf der Basis der Werte von V und n den Wert des Schlupfes
g des Rades 3 errechnet, 3. dann unter Verwendung der oben erhaltenen ' Werte die
entsprechenden Vorzeichen von -
und
bestimmt,
4.. dann die Vorzeichen dieser beiden Ableitungen vergleicht
und eine Binärsignalcharakteristik dieses Vergleiches bildet, wobei die Dauer dieses
Signals von der Dauer der Änderung in den ursprünglich in den Rechner eingeführten
Daten abhängt, und 5. schließlich auf der Basis der Art und Dauer des Binärsignals
kontinuierlich sich ändernd ein Signal entwickelt, welches den Sollschlupf wiedergibt,
der einen Schlupfwert darstellt, welcher sich am besten für die in dem betrachteten
Augenblick herrschenden Bedingungen eignet und einer Sollgradwinkelgeschwindigkeit
n. entspricht.
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Unter Bezugnahme auf den Regler 7 ist zuerst darauf hinzuweisen, daß
er so geschaltet ist, daß er wenigstens zwei Eingangssignale aufnimmt, von denen
eines die Sollradgeschwindigkeit n, und das andere die momentane Radgeschwindigkeit
n wiedergibt. Der Regler ist so angeordnet, daß er die Bremsservosteuerung
4 derart steuert, daß der momentane Wert von n für das Rad 3 so nah als möglich
an dem vom Rechner 6 entwickelten Wert n. gehalten wird.
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Zu diesem Zweck und wie sich aus der Ausführungsform des elektronischen
Systems nach F i g. 4 ergibt, wird der Rechner 6 mit drei elektrischen Signalen
gespeist, deren entsprechende Werte V, C und n wiedergeben.
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Das zur wahren Bodengeschwindigkeit V gehörende Signal erhält man
entweder von einem Geschwindigkeitsanzeigeinstrument 8 im Flugzeug, wie sich
aus F i g. 1 und 4 ergibt, oder von einer Vorrichtung am Boden, beispielsweise einem
Bodensteuerradargerät, welches ein Signal aussendet, das den momentanen Wert der
Geschwindigkeit V des Flugzeuges wiedergibt.
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Das auf das Rad 3 ausgeübte Bremsmoment C kann hinsichtlich seiner
Größe dadurch gemessen werden, daß man die Bremse 3 a in eine Dynamo- , meteranordnung
einbaut, die vom Landefahrwerk 2 getragen wird. Eine solche Anordnung kann, wie
aus F i g. 4 ersichtlich, dadurch hergestellt werden, daß man die Bremse 3 a an
das Landefahrwerk 2 über eine Verankerungsschiene 9 anschließt. Die von . dieser
Schiene aufgenommenen Kräfte sind dann eine Funktion des Drehmomentes C und können
durch einen Dehnungsmesser 10 gemessen werden, der somit unmittelbar ein
dem Wert des Drehmomentes C entsprechendes elektrisches Signal liefert. .
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Gemäß einer Abänderung der oben beschriebenen Drehmomentmeßvorrichtung
kann die Schiene 9 durch einen hydraulischen Kolben mit einem geeignet kalibrierten
manometrischen Meßinstrument ersetzt werden, das auf Änderungen im Druckmitteldruck
im Kolben anspricht, die wiederum proportional dem Bremsdrehmoment sind.
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In gewissen Fällen kann jedoch das Vorhandensein einer Schiene 9 oder
eines Hydrauliksystems Probleme aufwerfen. In solchen Fällen kann es vorteilhaft
sein, eine Drehmomentmeßvorrichtung vorzusehen, die aus einer Manometereinheit besteht,
welche in dem hydraulischen Kreis montiert ist, der Bremsen 3 a steuert.
Unter der Voraussetzung, daß die Bremsleistung konstant bleibt, lassen sich t die
Änderungen im hydraulischen Bremsdruck als im wesentlichen proportional zu den Änderungen
des Bremsmomentes C ansehen. Die Radwinkelgeschwindigkeit s läßt sich, wie aus F
i g. 4 ersichtlich, leicht mit Hilfe eines axial montierten, vom Rad angetriebenen
Tachometers 11
messen oder mit Hilfe eines Zählsystems, welches magnetische
Kontakte oder fotoelektrische Zellen verwendet.
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Einzelbeschreibung der Wirkungsweise des Rechners 6 Der in F i g.
4 wiedergegebene Rechner enthält eine Additionseinheit 12 zurAufnahme des Signals
C und eines Signals -
; welches die Ableitung der Radgeschwindigkeit n nach der Zeit wiedergibt, welche
durch eine Differentiationseinheit 13 erzeugt ist; die an ihrem Eingang das den
Wert n wiedergebende Signal aufnimmt, wobei die Additionseinheit 12 so angeordnet
ist, daß sie an ihrem Ausgang ein Signal für die Zugkraft F liefert, die auf das
Rad 3 aufgebracht wird und sich aus der folgenden Formel errechnet:
Dabei bedeutet 1 das Trägheitsmoment des Rades 3 bezüglich seiner Achse, wobei I
und R konstant sind und von dem Rad 3 abhängen; eine Differentiationseinheit
14 zur Aufnahme des Signals F und zur Erzeugung eines Signals proportional
eine Additionseinheit 15 zur Aufnahme der Signale V und n und zur
Entwicklung eines Signals proportional dem Schlupf g entsprechend der Formel
eine Differentiationseinheit 16 zur Aufnahme des Signals g und zur Lieferung eines
Signals -
einen Divisionskreis 17, in den die Signale
und
eingeführt werden, und welcher ein Ausgangssignal proportional
erzeugt; eine Vorzeichenfeststellvorrichtung 18 zur Aufnahme des Signals
zur Feststellung des Vorzeichens und zur Erzeugung eines Binärsignals am Ausgang,
das entweder gleich + U oder - U abhängig vom Vorzeichen von
ist; eine Integrationseinheit 19 zur Aufnahme des von der Einheit 18 erzeugten
binären Signals und zur Lieferung eines binären Signals veränderlicher Dauer t Ut
;
eine Additionseinheit 20 zur Aufnahme des Ausgangs von der Ein Zeit
19 und ebenfalls möglichen Aufnahme eines 1 onstanten Signals .proportional
einem anfängliches. Sollschlupf g"Q, wobei die Einheit 20 ein Ausga igssignal
proportional dem Sollschlupf g, erzeugt, und eine Endkontrolleinheit 21 zur Aufnahme
der Signale entsprechend g, und V und zur Lieferung eines Ausgangssignals
zur Wiedergabe der optimalen oder Sollwinkelradgeschwindigkeit n,.
Der
Regler 7, von dem eine Ausführungsform in F i g. 4 wiedergegeben ist, enthält einen
Komparator 22, welcher einerseits das im Rechner 6 entwickelte Signal n, und andererseits
das vom Tachometer 11 erzeugte Signal n aufnimmt und ein Fehlersignal
e = n - n, erzeugt, welches den Unterschied zwischen den beiden Eingangssignalen
wiedergibt; einen an den Komparator 22 angeschlossenen Verstärker 23 zur Verstärkung
des Signals e in ein Signal E; eine Additionseinheit 24, in die das verstärkte Signal
E und ein Signal proportional
eingeführt werden, welches gleich
und damit
ist, welches von einer Differentiationseinheit 13a
erzeugt wird, die als getrennte
Einheit im Regler 7 vorhanden sein kann, deren Funktion aber auch von der Einheit
13 des Rechners 6 übernommen werden kann. Das Signal
geht darauf zurück, daß -
sehr klein bezüglich , äquivalent zu
ist, so daß die Additionseinheit
24 offenbar Eingangssignale aufnimmt, die E + -
wiedergeben und an ihrem Ausgang ein E +
entsprechendes Signal liefert; und einen Verstärker 25, welcher das Signal E +
verstärkt und dessen Ausgang an die Bremsservosteuerung 4 angeschlossen ist, welche
die Arbeitsweise der Bremsen 3 a derart steuert, daß die Drehzahl ir des Rades 3
sich dem Sollwert n, annähert.
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Der Regler 7 arbeitet derart, daß die Kreise 22 bis 25 die Drehzahl
n abhängig von der Solldrehzahl n ,. machen, die durch den Rechner 6 gegeben ist.
Der durch die Einheiten 13 a-24-25 gebildete Kreis steigert die Geschwindigkeit
in Reaktion auf den zuerst genannten Kreis, in dem er zu dem verstärkten Fehlersignal
e seine Zeitableitung - addiert, so daß man einen ausgeglichenen Durchschnitts-
ausgang erhält, welcher die Änderungen im Fehlersignal e in Rechnung sieht.
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Es ist darauf hinzuweisen, daß die verschiedenen Teile des elektrischen
Systems 5 in von der Wiedergabe nach F i g. 4 abweichender Form und insbesondere
in den abgeänderten Formen nach den F i g. 5 und 6 angeordnet werden können, in
denen die gleichen Bezugszeichen auf die gleichen Einheiten wie in F i g. 4 Bezug
nehmen.
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Gemäß der in F i g. 5 wiedergegebenen Abänderung ist am Ausgang der
Differentiationseinheit 14,
die ein Ausgangssignal proportional zu
liefert, ein erster Vorzeichendetektor 26 und am Ausgang der Differentiationscinheit
16, die einen Ausgang proportional zu -
liefert, ein zweiter Vorzeichendetektor 27 vorgesehen. Diese Vorzeichendetektoren
26 und 27 liefern jeweils eine Spannung mit der Amplitude t Uo, deren Vorzeichen
von dem entsprechenden Vorzeichen von
und -
abhängt.
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Diese Spannungen ± Uo werden dann über Dioden 28 auf zwei Und-Kreise
29 und 30 aufgegeben, wobei die Anordnung der Dioden 28 derart gewählt ist, daß
bei gleichem Vorzeichen von
und
einer der Kreise 29 und 30 leitend wird und einen bestimmten Strom liefert, während
bei entgegengesetzten Vorzeichen von
und keine der
Und-Röhren 29 und 30 mit Strom versorgt wird.
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Die Ausgänge der Und-Röhren 29 und 30 werden beide einem
elektronischen Relais 31 zugeführt, welches wiederum ein Binärsignal der Amplitude
U liefert, dessen Vorzeichen davon abhängt, ob eine der Und-Röhren mit Strom versorgt
ist und Strom liefert oder nicht, d. h. gemäß den entsprechenden Vorzeichen von
und -
Das Binärsignal wird dann über die Zeit in der Integrationseinheit 19 integriert,
welche ein Binärsignal.:L Ut von veränderlicher Dauer liefert. Dieses Signal wird
in der Additionseinheit 20 zu einem konstanten Signal addiert, welches einen
anfänglichen Sollschlupf g,. wiedergibt, um ein resultierendes Signal zu erzeugen,
welches den momentanen Sollschlupf g, wiedergibt. Dieses Signal wird durch die Endkontrolleinheit
21 benutzt, um ein Signal zu erzeugen, welches proportional der Sollradwinkelgeschwindigkeit
ri, ist.
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Der modifizierte Regler 7 nach F i g. 5, in den das oben erwähnte
Signal n, sowie das Signal n
eingeführt wird, welches die momentane Radwinkelgeschwindigkeit
wiedergibt, ist identisch mit dem , Regler nach F i g. 4 mit der Ausnahme, daß beim
Regler nach F i g. 5 eine andere Art von Ausgangssignal geliefert wird. Für diesen
Zweck wird der lineare Ausgangsverstärker 25 nach F i g. 4 durch einen Vorzeichendetektor
32 ersetzt, welcher eine Spannung + US liefert, wenn der Fehler E positiv ist, dagegen
eine Spannung - US erzeugt, wenn der Fehler e negativ ist.
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Es ist darauf hinzuweisen, daß bei Steigerung von g die Servosteuerung
4 eine schwächere Bremskraft auf die Bremsen 3 a ausübt, während bei Absinken
von g unter y, die Servosteuerung ein Signal empfängt, welches eine Vergrößerung
der Bremskraft auf die Bremsen 3 a hervorruft.
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Die zweite Abänderung des elektronischen Systems 5 liefert eine beträchtliche
Vereinfachung des vorher beschriebenen Systems. In den meisten Fällen, insbesondere,
wenn man ausreichend kurze Zeitintervalle berücksichtigt, neigt der momentane Schlupf
g, wenn der Regler 7 eine Spannung + US liefert, die eine Zunahme in der Bremswirkung
wiedergibt, zu einer Vergrößerung, und
ist positiv, während bei Lieferung einer Spannung - US (Abnahme der Bremskraft)
durch den Regler der momentane Schlupf g abnimmt und -
negativ ist. Somit ist es möglich, auf eine direkte Bestimmung des Vorzeichens von
zu verzichten, und es läßt sich die Kenntnis des Vorzeichens dieser Größe aus der
Natur des Regulators 7 ableiten. Es ist deshalb, wie aus F i g. 6
ersichtlich,
möglich, die Einheiten 15, 16 und 27 (nach F i g. 5) wegzulassen und den
Ausgang vom Regulator 7 über die Dioden 28, die in geeigneter Anordnung vorliegen
müssen, auf einen Eingang jeder der Und-Röhren-29 und 30 aufzugeben.
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Bei dieser Anordnung kann es vorkommen, daß die anfängliche Hypothese
während eines kurzen Teiles einer der Bremsphasen nicht erfüllt ist, jedoch ist,
wenn man die Reaktionsgeschwindigkeit der Anordnung 5 in Rechnung zieht, der nachteilige
Effekt dieser Erscheinung vernachlässigbar. Dies geht auf die Tatsache zurück, daß
die Abweichung unmittelbar vom Rechner 6 festgestellt und dann im nächsten Augenblick
durch den Regulator 7 gestrichen wird.
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Bezüglich der Einrichtungen 8 (F i g. 1 und 4) zum Messen der wahren
Bodengeschwindigkeit V des Flugzeuges ist darauf hinzuweisen, daß diese Aufgabe
von jeder bekannten Vorrichtung übernommen werden kann, beispielsweise einem Dopplerradar
oder einem Tachometer, das an einem nicht gebremsten Rad befestigt ist.
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Außerdem kann eine Vorrichtung zur Ermittlung der Geschwindigkeit
V angewendet werden, wie sich aus der Blockdarstellung 8 nach F i g. 4 ergibt.
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Diese Vorrichtung enthält einen Beschleunigungsmesser 33, vorteilhaft
einen Trägheitsbeschleunigungsmesser, der im Flugzeug 1
montiert und so angeordnet
ist, daß er die Längsbeschleunigungen .mißt, und
eine Integrationseinheit 34 zur Aufnahme des Ausganges des Beschleunigungsmessers
33 und eines Bezugssignals no entsprechend der Geschwindigkeit Y des Flugzeuges
vor dem Anlegen irgendeiner Bremskraft, wobei dieses Signal no vorzugsweise vom
Tachometer 11 geliefert wird, wie oben bereits erläutert wurde.
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Die momentane Geschwindigkeit V des Flugzeuges läßt sich durch folgenden
Ausdruck wiedergeben: ,
oder
Aus F i g. 7 erkennt man im einzelnen eine mögliche Ausführungsform des hydraulischen
Systems für die Bremsservosteuerung 4; welche die Betätigung der Bremse 3
a über ein Servoventil 35 ermöglicht, das durch den Regulator 7 gesteuert ist.
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Gemäß der wiedergegebenen Anordnung ist die vom Piloten zu betätigende
Bremssteuerung, beispielsweise ein Pedal 36, mit einem elektrischen Geber 37 verbunden,
der an den Regulator 7 ein Signal liefert, dessen Intensität sich mit der Größe
des Laufweges des Pedals 36 ändert. Infolge dieser Anordnung kann die Intensität
des vom Regulator 7 zum Antriebsmotor 38 des Servoventils 35 abgegebenen Signals
und damit die vom Servoventil35 gelieferte maximale Druckhöhe und im allgemeinen
die Bremswirkung vom Piloten lediglich durch Niederdrücken des Pedals
36 mit mehr oder weniger großer Kraft gesteuert werden. Das Servoventil
35 wird" vorteilhaft durch eine Pumpe 39 über ein Einwegventil
40 und einen Druckakkumulator 41 gespeist, wobei der Rückfluß des
Druckmittels durch einen Tank 42 sichergestellt ist.
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Ist die Vorrichtung in einem von einem Piloten gesteuerten Flugzeug
montiert, dann befindet sich im Griffbereich des Piloten ein Schalter 36a, der im
Versorgungskreis des elektronischen Systems 5 montiert ist. Dieser Schalter ermöglicht
das An- und Abschalten des Systems 5, so daß die automatische Bremsung entweder
eingeschaltet oder ausgeschaltet ist, während das Pedal 36 dem Piloten die Möglichkeit
gibt, das Ausmaß der automatischen Bremsung zu begrenzen.
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Somit kann nach dem Willen des Piloten entsprechend den folgenden
drei Möglichkeiten gebremst werden: Ist der Schalter36a geschlossen (automatische
Bremsung) und ist das Peda136 bis zum Maximum niedergedrückt (keine Begrenzung der
Höhe der automatischen Bremsung), dann erfolgt eine optimale Bremsung, die das Anhalten
des Flugzeuges auf kürzestem Abstand sicherstellt.
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Ist der Schalter 36a geschlossen (automatische Bremsung) und das Pedal
36 nur teilweise niedergedrückt (Begrenzung der automatischen Bremsung),
dann erfolgt eine optimale Bremsung unterhalb der vom Piloten festgelegten Bremskraft,
wobei der Anhalteweg des Flugzeuges offenbar größer als im vorhergehenden Fall ist.
Eine solche Anordnung ermöglicht es dem Piloten, an jeder Stelle auf der Landebahn
zum Stillstand zu kommen.
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Ist der Schalter36a geöffnet (automatische Bremsung ausgeschaltet),
dann ist die Bremsstärke nur von der Stellung des Pedals 36 abhängig (gewöhnliche
vom Piloten geregelte Bremsung).
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Die vorliegende Erfindung läßt sich auch in einem pilotenlosen Flugzeug
verwenden, wobei das Schließen des Schalters 36a und gegebenenfalls die Betätigung
des Pedals 36 durch Fernsteuerung vorgenommen werden kann.
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Zwei andere Ausführungsformen sollen nun im Hinblick auf eine besonders
einfache Konstruktion des Rechners 6 näher erläutert werden.
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Bei der ersten dieser Ausführungsformen wird die Zugkraft F, die auf
das Rad 3 ausgeübt und von dem auf das Rad ausgeübten Bremsmoment C und der Winkelgeschwindigkeit
n des Rades berechnet wird, auf einen Kreis aufgegeben, der als Maximadetektor arbeitet.
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Für diesen Zweck enthält, wie aus F i g. 8 ersichtlich, der Rechner
6 wie bei der vorhergehenden Ausführungsform eine Additionseinheit 12, welche das
Signal C und das Signal
aufnimmt (welches vom Signal n in der Differentiationseinheit 13 erzeugt wird).
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Das die Zugkraft F wiedergebende Signal wird dann einerseits auf einen
Detektorkreis 43 aufgegeben, welcher eine Diode 44, einen Kondensator
45 und ein Relais 46 enthält, das bei Erregung den Kondensator
45 entlädt, und andererseits zu einem Differentialverstärker 47 geleitet,
welcher ebenfalls den Entladestrom des Kondensators 45 des Detektorkreises 43 aufnimmt.
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Der Ausgang des Differentialverstärkers 47 wird dann angeschaltet:
einerseits an das Relais 46 und andererseits an eine Kette, die in Reihe
einen Schmitt-Auslöserkreis 48, einen Binärkreis 49 und eine Additionseinheit
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enthält, die ein Binärsignal :L U liefert.
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Dieses Binärsignal -+ U wird in einer Integrationseinheit 51 integriert,
welche somit das Binärsignal t Ut veränderlicher Dauer liefert.
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Das Signal ± Ut wird in einer Steuereinheit 52 umgeformt, welche das
Signal V entsprechend der Geschwindigkeit des Flugzeuges aufnimmt und dann ein Signal
V,, liefert, das durch die folgende Beziehung definiert ist: Vg, = V- Rn"
wobei R der Radius des Rades 3 ist.
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Schließlich liefert eine Additionseinheit 53, welche , die Signale
Vg, und V aufnimmt, das Signal n, Es ist im Zusammenhang mit dem Rechner der beschriebenen
Art darauf hinzuweisen, daß der Kondensator 45 des Detektorkreises 43 nur durch
eine sehr hohe Impedanz aufgeladen wird. Man erkennt ; somit, claß er nur innerhalb
einer sehr kurzen Zeiteinheit geladen werden kann, wobei die Entladung nur über
das Relais 46 vor sich geht, wenn dieses Relais erregt ist.
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Die Wirkungsweise des Regulators ist aus dem Diagramm nach F i g.
10 ersichtlich, in dem die Abszisse den momentanen Schlupf g des Rades und die Ordinate
die auf das Rad ausgeübte Zugkraft F wiedergibt.
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Ändert sich die Zugkraft F, welche eine Funktion des momentanen Schlupfes
g ist, von einem Wert F" auf einen Wert F," sobald sich g von g" in g,, ändert,
dann verläuft die Funktion F(g) durch einen Maximalwert Fm entsprechend einem Wert
gm des Schlupfes.
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Arbeitet der Kondensator 45 in der oben beschrieberren Weise, dann
folgt die elektrische Spannung an den Klemmen des Kondensators der zunehmenden Änderung
F (beispielsweise von F" nach F,,). Sobald jedoch der Wert von ghs den Wert des
Sollschlupfes überschreitet, was eine Abnahme von F zur Folge hat, bleibt das Signal
an den Klemmen des Kondensators 45 konstant. (Horizontaler strichpunktierter Teil
der Kurve nach F i g. 10.) Ein Vergleich zwischen einerseits dem Signal an den Klemmen
des Kondensators 45 und andererseits dem momentanen Wert von F erlaubt die Feststellung
des Durchganges durch einen Maximalwert FM.
Gibt D die Auslöseschwelle des
Systems wieder, dann wird jedesmal, wenn Fis - F = D das Relais 46
erregt,
was eine Entladung des Kondensators 45 zur Folge hat, wodurch eine neue Bestimmung
des maximalen Wertes von F möglich ist.
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Dann betätigt das vom Differentialverstärker 47 gelieferte Signal
eine Kette von Rechenkreisen mit einem monostabilen Multivibrator entsprechend dem
Schmitt-Auslösekreis 48 und einem Binärkreis 49,
welche der Integrationseinheit
gestattet, in der einen Richtung (± Ut) oder in der anderen Richtung (- Ut) zu arbeiten.
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In den anderen der beiden obenerwähnten vereinfachten Ausführungsformen
erzeugt der Rechner 6 ein Signal entsprechend einem vorbestimmten Wert des Sollschlupfes
g, (der beispielsweise experimentell bestimmt ist).
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Der Rechner 6 enthält dann, wie aus F i g. 9 ersichtlich, ein Potentiometer
54 zur Aufnahme des Signals V entsprechend der Flugzeuggeschwindigkeit und
zur Abgabe des Signals der Sollwinkelgeschwindigkeit n, nach der Formel
wobei R der Radius des Rades 3 ist.
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Das Ausgangssignal n, des Rechners 6, das nach einer der beiden zuletzt
beschriebenen Ausführungsformen hergestellt ist, wird dann auf den Regulator 7 aufgegeben,
der mit dem nach den oben beschriebenen Ausführungsbeispielen identisch sein kann.
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Schließlich zeigt F i g. 11 ein Bremssystem, das dann von besonderem
Interesse ist, wenn die hydraulische Bremsservosteuerung 4 ein druckbetätigtes
Servoventil enthält. In diesem Falle kann davon ausgegangen werden, daß die Durchgangsfunktion
des Servoventils in einem kurzen Zeitraum konstant ist. Es ist dann möglich, die
Messung des Drehmomentes C auf das Rad 3 wegfallen zu lassen, da dieses Drehmoment
C proportional dem Signal ± US ist, welches vom Regulator 7 geliefert wird.
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Der Rechner 6 nimmt dann, wie aus F i g. 11 ersichtlich, zusätzlich
zu den Signalen der momentanen Winkelgeschwindigkeit n des Rades und der Geschwindigkeit
V des Flugzeuges das vom Regulator 7 kommende Signal t US auf.