DE4421139B4

DE4421139B4 - Luftfahrzeug

Info

Publication number: DE4421139B4
Application number: DE4421139A
Authority: DE
Inventors: Reiner Dr. Stemme
Original assignee: Stemme GmbH and Co KG
Current assignee: Stemme GmbH and Co KG
Priority date: 1994-06-09
Filing date: 1994-06-09
Publication date: 2006-08-31
Anticipated expiration: 2014-06-10
Also published as: DE4421139A1; US5673873A

Abstract

Luftfahrzeug, insbesondere für Reise- oder Sportzwecke oder als Geschäftsreiseflugzeug, mit einem Rettungssystem, welches mittels Fallschirm die Rückkehr mindestens der Zelle mitsamt der darin befindlichen Personen zum Boden ermöglicht, wobei eine Fallschirm-Anordnung mit mindestens einem Fallschirm vorgesehen ist, welche in einem in Flugrichtung vor dem Massenmittelpunkt des Luftfahrzeugs gelegenen ersten Bereich des Rumpfes gestaut ist, gekennzeichnet durch zusätzliche Mittel, welche eine Kraftwirkung in der Weise ausüben, dass sich die Längsachse des Luftfahrzeuges (1) quer zur Anströmrichtung der anströmenden Luft ausrichtet, bevor das Ausbringen des Fallschirmes (7.1, 7.2) erfolgt.

Description

Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug der im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen Art.

Es ist beispielsweise aus der US-4 033 528 bekannt, ein havariertes Luftfahrzeug an einem Fallschirm zum Erdboden zurückzuführen.

Aus der gattungsgemäßen EP-0 599 437 A1 ist es weiterhin bekannt, daß das Luftfahrzeug dabei eine im wesentlichen senkrechte Position derart einnehmen kann, daß sich der Rumpf des Luftfahrzeugs mit dem Leitwerk voran erdwärts bewegt. Dies wird durch ein zwei Fallschirme aufweisendes Rettungssystem ermöglicht, welches im Bereich der Spitze des Rumpfes des Luftfahrzeugs angeordnet ist. Durch Ausbringen der einzelnen Fallschirme wird das sich im wesentlichen horizontal bewegende Luftfahrzeug abgebremst, wobei sich der Rumpf des Luftfahrzeugs mit abnehmender Fluggeschwindigkeit mehr und mehr in die Vertikale neigt und dabei heckwärts nach unten zeigt.

Alle derartigen Rettungssysteme weisen den Nachteil auf, daß Schwierigkeiten bei Rettung in Bodennähe – beispielsweise während eines Start- oder Landevorgangs – bestehen, weil dann die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs im Verhältnis zum Bodenabstand relativ hoch ist. Hierbei kann dann die Geschwindigkeit nach der Havarie bis zur Bodenberührung nicht mehr ausreichend verringert werden.

Ferner besteht noch die Gefahr, daß sich die Fallschirme des Rettungssystems bei ungünstigen Strömungsverhältnissen an dem Seitenleitwerk des Luftfahrzeugs verfangen können. Dadurch wird die Durchführung der Rettung verhindert. Bei Luftfahrzeugen mit heckseitigem Antrieb ist diese Gefahr noch größer, da das Antriebsaggregat funktionsgemäß eine definierte, heckwärts gerichtete Luftströmung erzeugt, durch welche die Fallschirme des Rettungssystems zum Triebwerk gezogen werden können. Diese Gefahr ist um so größer, je kleiner der Winkel zwischen der Längsachse des Luftfahrzeugs und dem Richtungsvektor seiner Bewegung ist.

Ausgehend von den Mängeln des Standes der Technik liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein Luftfahrzeug der eingangs genannten Gattung konstruktiv derart weiter zu entwickeln, daß dessen Rettungssystem ohne störende Beeinflussung durch zum Luftfahrzeug gehörende Anlagenteile in Funktion gesetzt werden kann.

Diese Aufgabe wird bei einem gattungsgemäßen Luftfahrzeug mit den kennzeichnenden Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.

Die Erfindung schließt die Erkenntnis ein, daß die Gefahr, daß sich die Fallschirme des Rettungssystems eines Luftfahrzeugs an dessen Leitwerk oder gegebenenfalls an dessen heckseitigen Antriebsaggregat verfangen können, erheblich herabgesetzt ist, wenn das Luftfahrzeug beim Ausbringen des oder der Fallschirme eine Position einnimmt, bei der der Winkel zwischen Längsachse des Luftfahrzeugs und dem Richtungsvektor seiner Bewegung im wesentlichen 90° beträgt. Außerdem wird die Geschwindigkeit in dieser stabilen Position kurzfristig wesentlich herabgesetzt, da die seitliche Rumpfkontur quer zum Fahrtwind gerichtet ist und damit eine wesentliche (Luft-)Bremswirkung eintritt. Damit kann auch in niedrigeren Luftschichten eine wirksame Herabsetzung der Fluggeschwindigkeit schnell erfolgen, so daß das Rettungssystem noch wirksam eingesetzt werden kann. Außerdem wird verhindert, daß das havarierte Luftfahrzeug unkontrollierbare Torkelbewegungen ausführt, welche einerseits die Insassen belasten und andererseits den nachfolgenden Rettungsvorgang erschweren.

Entsprechend sind Mittel zur Erzeugung einer lokalen Beschleunigungs- oder Verzögerungswirkung als Sicherheitssystem in jeweils dem rumpffernen Bereich der Tragflächen des Luftfahrzeugs vorgesehen und bestehen bevorzugt aus zwei Fallschirmen, welche jeweils einer Tragfläche zugeordnet sind. Das gezielte Ausbringen eines der Fallschirme aus der jeweiligen Tragfläche erzeugt ein zusätzliches Drehmoment (bzw. einen Drehimpuls), dessen Größe ausreicht, den Winkel zwischen der Längsachse des Luftfahrzeugs und dem Richtungsvektor seiner Bewegung (bzw. des Richtungsvektors der Fluggeschwindigkeit) zu vergrößern. Durch die Anordnung der Fallschirme an dem vom Rumpf des Luftfahrzeugs abgewandten Seite der entsprechenden Tragfläche ist dies in günstiger Weise unabhängig von der Lage des Luftfahrzeugs bezogen auf die Horizontale möglich. Die Auslösung einer Verzögerungsvorrichtung erfolgt dabei bevorzugt an dem der havarierten Seite des Luftfahrzeugs gegenüberliegenden Flügelende.

Die vorstehend beschriebene Vergrößerung des Winkels zwischen der Längsachse des Luftfahrzeugs und dem Richtungsvektor der Bewegung (bzw. der Geschwindigkeit) des Luftfahrzeugs gewährleistet in vorteilhafter Weise, daß das eigentliche, mehrere Fallschirme aufweisende Rettungssystem des Luftfahrzeugs im Havariefall ohne Beeinträchtigung ausgebracht werden kann. Die besten Voraussetzungen für ein gefahrloses Ausbringen der Rettungsfallschirme bestehen bei einem Winkel von etwa 90°. Bei einem zu kleinen Winkel können die im vorderen Teil des Rumpfes befindlichen Fallschirme beim Ausbringen – bedingt durch die vorherrschenden Strömungsverhältnisse – mit dem Seitenleitwerk des Luftfahr zeugs und im ungünstigsten Fall bei heckgetriebenen Luftfahrzeugen mit dem entsprechenden Antrieb kollidieren. Dadurch ist die Entfaltung der Rettungsfallschirme und somit auch der Erfolg eines notwendigen Rettungsmanövers beeinträchtigt.

Nach einer günstigen Weiterbildung der Erfindung ist eine Steuervorrichtung vorgesehen, die den zeitlichen Ablauf des Ausbringens der Fallschirme des Sicherungssystems und des Rettungssystems koordiniert. Für ein erfolgreiches Rettungsmanöver ist es erforderlich, daß die Rettungsfallschirme erst eine bestimmte Zeitspanne nach dem Wirksamwerden eines Fallschirms des Sicherungssystems ausgebracht werden. Diese Zeitspanne wird benötigt, um die Längsachse des Luftfahrzeugs im wesentlichen quer zu seiner Bewegungsrichtung zu schwenken. Die dazu erforderliche Zeit ist abhängig von der jeweiligen Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs, so daß die Steuervorrichtung nicht nur Mittel zur Auswertung lage- und beschleunigungsspezifischer Kennwerte aufweist, sondern auch Sensoren zur Erfassung der momentanen Fluggeschwindigkeit und von dieser Größe gesteuerte Verzögerungsglieder. Zur digitalen Auswertung und Weiterverarbeitung der sensorisch erfaßten, die jeweilige Flugsituation repräsentierenden physikalischen Größen, sind Rechen-Einheiten vorgesehen, deren Ausgangssignale zur Auslösung des Sicherungs-Systems bzw. des Rettungssystems herangezogen werden.

Für das Ausbringen der Fallschirme des Sicherungs-Systems ist entsprechend einer anderen günstigen Ausführungsform der Erfindung eine Druckluft-Einrichtung vorgesehen, welche das Sicherungs-System in extrem kurzer Zeit wirksam werden läßt.

Nachstehend wird eine bevorzugte Ausführung der Erfindung anhand der Figuren näher dargestellt. Es zeigen:
1 eine bevorzugte Ausführungsform in Draufsicht,
2, 2a, 2b und 2c eine grafische Darstellung der Bewegungsvorgänge nach Auslösen des Sicherungs-Systems bei einem havarierten Luftfahrzeug,
3 eine Steuervorrichtung zur Auslösung des Rettungssystems in Abhängigkeit von der Auslösung des Sicherungs-Systems gemäß der 1 und 2 im Blockschaltbild, sowie
4 und 5 den Ablauf einzelner Phasen eines Rettungsvorgangs nach erfolgreicher Aktivierung des Rettungssystems.
Das in 1 in Ansicht von oben dargestellte Luftfahrzeug 1 ist mit einer heckseitig angeordneten Antriebs-Einheit 3 ausgerüstet und als Geschäftsreiseflugzeug konzipiert. Das Rettungssystem 7 des Luftfahrzeugs 1 befindet sich im vorderen Abschnitt des Rumpfes vor der Pilotenkanzel und der Passagierkabine 5. Das Rettungssystem 7 weist zwei Fallschirme auf (vergleiche die Darstellung in den 4 und 5) und ermöglicht ein erfolgreiches Rettungsmanöver, bei welchem das Luftfahrzeug heckwärts zum Erdboden zurückgeführt wird. Ein Sicherungs-System 6 ist jeweils in den Tragflächen 4 des Luftfahrzeugs 1 angeordnet. Die Positionierung des Sicherungs-Systems 6 am rumpffernen Ende der Tragfläche 4 hat den Vorteil, daß mit einfachen und vor allem relativ kleinvolumigen Mittel ein großes Drehmoment zum Schwenken des Rumpfes eines sich mit einer bestimmten Fluggeschwindigkeit bewegenden Luftfahrzeugs erzeugt werden kann. Die beidseitige Anordnung des Sicherungs-Systems 6 ist erforderlich, da die das vorzugsweise zwei Fallschirme aufweisende Rettungssystem 7 auslösende Havariesituation des Luftfahrzeugs 1 gegebenenfalls auch darin bestehen kann, daß das Luftfahrzeug eine seiner Tragflächen 4 verloren hat. Das Sicherungs-System 6 weist einen Fallschirm (vergleiche Position 6.1 gemäß 2b) auf, welcher in günstiger Weise durch eine Druckluft-Einrichtung aus der Tragfläche 4 befördert wird.
Das Ausbringen des Fallschirms erzeugt bezüglich des Rumpfes des Luftfahrzeugs 1 ein Drehmoment, welches das Luftfahrzeug 1 einseitig abbremst und dadurch ein Schwenken des Rumpfes quer zum Richtungsvektor der Fluggeschwindigkeit bewirkt. In einer solchen Position des Rumpfes (die Längsachse und der Richtungsvektor der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs schließen einen Winkel von etwa 90° ein) können die Fallschirme des Rettungssystems ausgebracht werden, ohne daß die Gefahr einer Behinderung der Entfaltung dieser Schirme durch das Seitenleitwerk und/oder ein mögliches heckseitiges Antriebsaggregat des Luftfahrzeugs besteht.
Die 2, 2a, 2b und 2c zeigen in vereinfachter Form die Phasen vom Auftreten einer Havarie bis zum Erreichen einer Position des Rumpfes des havarierten Luftfahrzeugs, bei welcher das Ausbringen der Fallschirme des installierten Rettungssystems ohne besondere Gefahr möglich ist.
Das Luftfahrzeug 1 bewegt sich in horizontaler Flugposition auf einem vorgegebenen Flugweg (2). Aufgrund mechanischer Mängel (beispielsweise im Zusammenhang mit erhöhter Belastung) kommt es zu einem Bruch der Befestigungseinrichtungen der rechten Tragfläche 4. Das Luftfahrzeug 1 weicht von seinem bisherigen Kurs ab. Zwischen Mittelachse des Luftfahrzeugs 1 und dem Richtungsvektor bzw. der Bewegungsrichtung 8 seiner augenblicklichen Geschwindigkeit besteht ein Winkel geringer Größe (2a). Das Ausbringen des Fallschirms 6.1 des in der verbliebenen Tragfläche befindlichen Sicherungs-Systems 6 bewirkt, daß sich dieser Winkel in relativ kurzer Zeit weiter vergrößert (2b).
In der Position des Rumpfes, bei der die Längsachse und der Richtungsvektor bzw. Bewegungsrichtung 8 der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 1 einen Winkel von etwa 90° einschließen (Slip-Position), kann das Rettungssystem 7 aktiviert werden. Die Ausbringrichtung 8' für die Fallschirme des Rettungssystems 7 ist gegenüber der Bewegungsrichtung 8 des Luftfahrzeugs 1 um 180° gedreht, so daß keine Gefahr besteht, daß die ausgebrachten Fallschirme des Rettungssy stems 7 mit dem Seitenleitwerk 2 und/oder der Antriebs-Einheit 3 am Heck des Luftfahrzeugs 1 kollidieren (2c).
Da für das Ausbringen der Fallschirme des Rettungssystems im Havariefall nur relativ wenig Zeit zur Verfügung steht, ist es für ein erfolgreiches Rettungsmanöver erforderlich, daß zwischen Aktivieren des Sicherungs-Systems und Ansprechen des Rettungs-Systems eine exakte zeitliche Koordinierung gewährleistet ist. Dafür ist in dem Luftfahrzeug eine Steuerung vorgesehen, welche jeweils eine Betätigungseinrichtung zum Ausbringen der Fallschirme der entsprechenden Systeme aktiviert. In 3 ist eine vorteilhafte Ausführungsform für eine derartige Steuervorrichtung 10 in Form eines Blockschaltbildes schematisiert dargestellt. Die Steuervorrichtung 10 weist eine Sensoreinheit 14 mit mindestens einem Lage- und Beschleunigungssensor auf, deren Meßwerte als Datenmengen in digitalisierter Form jeweils einer Rechner-Einheit 11 und 15 zugeführt werden.
Bei entsprechend großer Abweichung der Meßwerte von den Sollwerten der normalen Flugsituation wird eine Havarie erkannt und das Sicherungs-System 6 durch eine von der Rechner-Einheit 11 aktivierte Betätigungseinrichtung in Form der Drucklufteinrichtung 16 ausgelöst. Der entsprechende Fallschirm (vergleiche Position 6.1 in 2b) bewirkt in einer von der augenblicklichen Fluggeschwindigkeit abhängigen Zeitdauer ein Schwenken des Rumpfes des Luftfahrzeugs. Erst danach ist das Auslösen des eigentlichen Rettungssystems 7 sinnvoll. Aus diesem Grunde wird die Information über das erfolgte Auslösen des Sicherungs-Systems 6 von der Rechner-Einheit 11 über ein Verzögerungsglied 13 an die Rechner-Einheit 15 übermittelt. Diese Information und die über die Sensoreinheit 14 ermittelten und im Vergleich mit den entsprechenden Sollwerten die Havarie anzeigende Abweichung lösen über die Rechner-Einheit 15 das Aktivieren einer Betätigungseinrichtung 17 des Rettungssystems 7 aus. Die Verzögerungszeit des Verzögerungsglieds 13 wird durch die jeweilige, von einem Bewegungssensor 12 ermittelte Fluggeschwindigkeit bedarfsgerecht optimiert.
In den 4 und 5 sind einzelne Phasen des Rettungsmanövers in schematisierter Form dargestellt. Nachdem das Sicherungs-System das Luftfahrzeug 1 in eine in 2c gezeigte Querlage gebracht hat, wird das Rettungssystem 7 aktiviert. Die dabei ausgebrachten Fallschirme 7.1 und 7.2 reduzieren zuerst die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 1 und verbringen es gleichzeitig in eine im wesentlichen vertikale Position. Mit einer durch die Größe des Fallschirms 7.2 bestimmten Sinkgeschwindigkeit wird das Luftfahrzeug 1 heckwärts zum Erdboden 9 zurückgeführt. Der mittlere Abschnitt des Rumpfes mit der Passagier-Kabine 5 weist eine größere Steifigkeit auf als der das Seitenleitwerk 2 und den Heckantrieb in Form der Antriebseinheit 3 tragenden Heckabschnitt des Luftfahrzeugs 1. Dadurch wird in günstiger Weise die gesamte kinetische Energie als Verformungsarbeit im Heckabschnitt des Luftfahrzeugs 1 wirksam. Passagiere und Besatzungsmitglieder haben somit eine hohe Überlebenswahrscheinlichkeit.

Claims

Luftfahrzeug, insbesondere für Reise- oder Sportzwecke oder als Geschäftsreiseflugzeug, mit einem Rettungssystem, welches mittels Fallschirm die Rückkehr mindestens der Zelle mitsamt der darin befindlichen Personen zum Boden ermöglicht, wobei eine Fallschirm-Anordnung mit mindestens einem Fallschirm vorgesehen ist, welche in einem in Flugrichtung vor dem Massenmittelpunkt des Luftfahrzeugs gelegenen ersten Bereich des Rumpfes gestaut ist, gekennzeichnet durch zusätzliche Mittel, welche eine Kraftwirkung in der Weise ausüben, dass sich die Längsachse des Luftfahrzeuges (1) quer zur Anströmrichtung der anströmenden Luft ausrichtet, bevor das Ausbringen des Fallschirmes (7.1, 7.2) erfolgt.
Luftfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das die Kraftwirkung ausübende Mittel aus mindestens einem weiteren Fallschirm (6.1) der eine Verzögerungswirkung ausübt oder einen zusätzlichen Antriebssystem, insbesondere einen Raketenantrieb, der eine Beschleunigung ausübt, besteht.
Luftfahrzeug nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der weitere Fallschirm (6.1) oder das zusätzliche Antriebssystem jeweils im Endbereich einer Tragfläche (4) angeordnet ist.
Luftfahrzeug nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Fallschirm (6.1) innerhalb eines in der Tragfläche (4) vorgesehenen Aufnahmeraumes gestaut und entgegen der normalen Flugrichtung ausbringbar ist.
Luftfahrzeug nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß zum Ausbringen des Fallschirms (6.1) eine Druckluft-Einrichtung (16) vorgesehen ist.
Luftfahrzeug nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß eine Steuervorrichtung (10) zum Aktivieren der zusätzlichen Mittel vorgesehen ist, welche mittels eines Sensors die Abweichung von Flugdaten des Luftfahrzeugs (1) von vorgegebenen Solldaten erfaßt und auswertet und im Falle des Überschreitens einer vorgegebenen Abweichung ein Aktivierungssignal ausgibt.
Luftfahrzeug nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuervorrichtung (10) eine Sensoreinheit (14) mit mindestens einem Fluglage-, Fluggeschwindigkeits- und/oder Beschleunigungs-Sensor aufweist.
Luftfahrzeug nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuervorrichtung (10) Schaltmittel (11, 13, 15) aufweist, welche das Ausbringen des Fallschirms (7.1, 7.2) vor dem Aktivieren der zusätzlichen Mittel sperren.
Luftfahrzeug nach einem der vorangehenden Ansprüche 6 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuervorrichtung (10) Betätigungsmittel für eine manuelle Auslösung aufweist.
Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 6 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuervorrichtung (10) Lokalisierungsmittel für eine Beschädigung des Luftfahrzeugs (1) aufweist, wobei die Steuervorrichtung (16) auf ein Ausgangssignal der Lokalisierungsmittel ein Aktivierungssignal an den Fallschirm (6.1) oder das zusätzliche Antriebssystem an der unbeschädigten Seite des Luftfahrzeuges (1) ausgegeben wird.