DE69016986T2 - Verfahren zur Verminderung der Flügelspannung, insbesondere bei Mastfussbefestigung des Flügels eines fliegenden Flugzeugs. - Google Patents

Verfahren zur Verminderung der Flügelspannung, insbesondere bei Mastfussbefestigung des Flügels eines fliegenden Flugzeugs.

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Description

  • Diese Erfindung bezieht sich auf ein System zur Verringerung der Kräfte am Tragwerk und vor allem an der Tragflügelwurzel eines Luftfahrzeugs während des Fluges.
  • Wenn ein Luftfahrzeug ein Flugmanöver, beispielsweise ein Abfangmanöver, ausführt oder einer Windbö ausgesetzt ist, führt das zu einer Erhöhung des Auftriebs und folglich der Kräfte am Tragwerk und insbesondere an der Tragflügelwurzel. Ein Flugmanöver wie das Abfangmanöver oder eine Windbö äußern sich in einer vertikalen Beschleunigung des Luftfahrzeugs, die mit Beschleunigungsmessern gemessen werden kann. Das Maß dieser Beschleunigung wird als "vertikales Lastvielfaches" bezeichnet. Bei einem gegebenen Lastvielfachen kann eine Verringerung der Kräfte am Tragwerk und besonders an der Tragflügelwurzel nur erreicht werden, wenn der Angriffspunkt des Auftriebs dadurch, daß Querruder am freien Ende jedes Tragflügels nach oben ausgeschlagen werden, in Richtung der Tragflügelwurzel verschoben wird.
  • Aus Dokument US-A-3 347 498 ist bereits ein System zur Verringerung der Kräfte an der Tragflügelwurzel eines Luftfahrzeugs sowohl bei Flugmanövern als auch bei Windböen bekannt, das aus Beschleunigungsmessern am Rumpf und an den Tragflügelenden des Luftfahrzeugs und Steuermitteln besteht, mit denen der Ausschlagwinkel von Querrudern an den freien Tragflügelenden proportional zu der von den Beschleunigungsmessern gemessenen vertikalen Beschleunigung des Luftfahrzeugs gesteuert werden kann.
  • Ein derartiges System wird unabhängig von der vertikalen Beschleunigung des Luftfahrzeugs proportional zur Beschleunigung aktiviert. Die geringsten Beschleunigungen wirken sich damit auf den Ausschlagwinkel der Querruder aus, so daß Störungen des Flugbetriebs verursacht werden können und die Betätigungszylinder der Querruder wiederholt und oft überflüssigerweise beansprucht werden müssen.
  • Ziel dieser Erfindung ist es, diese Nachteile zu beseitigen.
  • Dazu ist das System zur Verringerung der Kräfte am Tragwerk und besonders an der Tragflügelwurzel eines Luftfahrzeugs während des Fluges, das Mittel zur Erfassung und zur Messung der vertikalen Beschleunigung des Luftfahrzeugs und Mittel zur Abgabe von Signalen zur Steuerung aerodynamischer Flächen, die mit den Tragflügeln des Luftfahrzeugs verbunden sind, umfaßt, wobei die Steuermittel den Ausschlagwinkel der aerodynamischen Flächen entsprechend den erhaltenen Beschleunigungssignalen steuern, erfindungsgemäß dadurch bemerkenswert, daß die Steuermittel erst aktiviert werden, wenn die vertikale Beschleunigung γ einen vorbestimmten Schwellenwert γs überschreitet.
  • Somit wird ein Signal ungleich Null zur Steuerung des Ausschlags der aerodynamischen Flächen tatsächlich nur dann an die Flächen angelegt, wenn die vertikale Beschleunigung γ eine vorbestimmte Schwelle überschreitet. Mit anderen Worten, das System der Erfindung wird nur dann tatsächlich eingesetzt, wenn die Kräfte am Tragwerk und insbesondere an der Tragflügelwurzel des Luftfahrzeugs einen kritischen Wert erreichen und die Unversehrtheit der Struktur des Tragwerks gefährden können, und zwar dann, wenn das Luftfahrzeug ein Flugmanöver ausführt oder einer Windbö ausgesetzt ist, wobei geringe, für diese Struktur ungefährliche Beschleunigungen unberücksichtigt bleiben.
  • Oberhalb der Schwelle γs sind die Steuersignale des Ausschlagwinkels der aerodynamischen Flächen vorzugsweise proportional γ - γs.
  • Wenn das System der Erfindung speziell zur Verringerung der Kräfte am Tragwerk und insbesondere an der Tragflügelwurzel des Luftfahrzeugs bestimmt ist, wenn dieses z.B. ein Abfangmanöver ausführt, und wenn das Luftfahrzeug ein ziviles Großraumflugzeug ist, ist die Beschleunigungsschwelle γs etwa gleich 2 g.
  • Vorteilhafterweise ändert sich das Steuersignal linear zwischen 0 und l, wenn sich die Beschleunigung γ zwischen der Schwelle γs und der größtzulässigen Beschleunigung γ max. ändert. Insbesondere ist die größtzulässige Beschleunigung γ max etwa gleich 2,5 g.
  • Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung werden die Steuersignale auch zur Steuerung der Höhenruder des Luftfahrzeugs eingesetzt, um das durch den Ausschlag der aerodynamischen Flächen erzeugte Nickmoment auszuschalten.
  • Nach einem anderen weiteren Merkmal der Erfindung wird der Ausschlagwinkel der aerodynamischen Flächen und gegebenenfalls der Höhenruder durch Multiplikation des Steuersignals mit einem konstanten Faktor, der von der Art der Flächen abhängig ist, erreicht.
  • Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung wird das aktuelle Steuersignal unverzüglich an die aerodynamischen Flächen angelegt, wenn die über der Schwelle γs liegende vertikale Beschleunigung γ zunimmt.
  • Wenn die vertikale Beschleunigung γ abnimmt, aber oberhalb der Schwelle γs verbleibt, wird das aktuelle Steuersignal vorzugsweise tatsächlich nur dann an die aerodynamischen Flächen angelegt, wenn die Abweichung zwischen dem gültigen, zuvor an die aerodynamischen Flächen angelegten Signal und dem aktuellen Signal eine vorbestimmte Schwelle erreicht. Insbesondere ist die Abweichungsschwelle bei einer Änderung des Steuersignals zwischen 0 und 1 etwa gleich 0,2.
  • Andererseits wird das aktuelle Steuersignal den aerodynamischen Flächen unverzüglich aufgegeben, wenn das Steuersignal absolut kleiner als ein vorbestimmter Wert ist. Insbesondere ist der Wert bei einer Änderung des Steuersignals zwischen 0 und 1 etwa gleich 0,1.
  • Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung enthalten die Steuermittel Rechenmittel für das eigentliche Steuersignal und Mittel zur Umsetzung dieses Signals in einen Ausschlagwinkel der aerodynamischen Flächen.
  • Vorteilhafterweise enthalten die Rechenmittel des Steuersignals eine lineare Interpolationstabelle, die mit den Mitteln zur Erfassung und zur Messung der vertikalen Beschleunigung des Luftfahrzeugs verbunden ist.
  • Außerdem enthalten die Rechenmittel eine erste logische UND-Schaltung, an deren drei Eingänge folgende Informationen gegeben werden:
  • - Ausführung des Flugbetriebs durch das Luftfahrzeug,
  • - Rein-Konfiguration des Luftfahrzeugs
  • - Einschlag des Steuerknüppels oberhalb eines vorbestimmten Winkelwerts,
  • und deren Ausgang einen ersten Schalter steuert, dessen beide Eingänge jeweils mit einem Nullwert-Referenzgenerator und mit dem Ausgang der linearen Interpolationstabelle verbunden sind.
  • Nach einem anderen Merkmal der Erfindung haben die Rechenmittel einen ersten Komparator, der das aktuelle Steuersignal mit dem gültigen, zuvor an die aerodynamischen Flächen angelegten Steuersignal vergleicht.
  • Vorzugsweise haben die Rechenmittel einen zweiten Komparator, der das um einen gegebenen Wert erhöhte aktuelle Steuersignal mit dem gültigen Steuersignal vergleicht.
  • Vorteilhafterweise haben die Rechenmittel einen dritten Komparator, der das aktuelle Steuersignal mit einem vorbestimmten Referenzwert vergleicht.
  • Insbesondere sind der Ausgang der ersten logischen UND-Schaltung und die Ausgänge des ersten, zweiten und dritten Komparators mit den entsprechenden Eingängen einer zweiten logischen UND-Schaltung verbunden, deren Ausgang mit einem Speicher verbunden ist, der ebenfalls mit dem Ausgang des ersten Schalters verbunden ist.
  • Andererseits steuert der Ausgang des ersten Komparators einen zweiten Schalter, an dessen beide Eingänge entsprechende Referenzgeneratoren angeschaltet sind und dessen Ausgang mit einer Vorrichtung zur Begrenzung der Änderungsgeschwindigkeit des Steuersignals verbunden ist, die wiederum mit dem Ausgang des Speichers verbunden ist.
  • Die Figuren der beigefügten Zeichnung erleichtern das Verständnis dafür, wie die Erfindung verwirklicht werden kann.
  • Figur 1 veranschaulicht schematisch das System der Erfindung.
  • Figur 2 ist ein Blockschaltbild der Steuermittel des Systems von Figur 1.
  • Figur 3 ist ein Signalflußbild eines Ausführungsbeispiels der Rechenmittel des Steuersignals bei einem Flugmanöver des Luftfahrzeugs.
  • Das erfindungsgemäße System ermöglicht eine Verringerung der Kräfte am Tragwerk und vor allem an der Wurzel 1 der Tragflügel 2 während des Fluges eines Luftfahrzeugs, besonders eines zivilen Großraumflugzeugs 3 entsprechend der Darstellung. Unter Bezugnahme auf Figur 1 hat das System der Erfindung Mittel 4 zur Erfassung und zur Messung der vertikalen Beschleunigung des Luftfahrzeugs und Mittel 5 zur Abgabe von Signalen zur Steuerung aerodynamischer Flächen, wie der Querruder 6, die mit den Tragflügeln 2 des Luftfahrzeugs 3 an den freien Enden derselben verbunden sind, wobei durch diese Steuermittel 5 der Ausschlagwinkel der aerodynamischen Flächen 6 in Abhängigkeit von den Beschleunigungssignalen gesteuert wird, die diese von den Erfassungs- und Meßmitteln 4 über eine Verbindung 7 erhalten haben. Dazu sind die Steuermittel 5 über Verbindungen 8 mit entsprechenden Betätigungsmitteln (nicht dargestellt) der Querruder 6 verbunden. Es ist festzustellen, daß die Erfassungs- und Meßmittel 4 einen oder mehrere Beschleunigungsmesser enthalten, die in Wirklichkeit vorteilhafterweise vorne im Flugzeug, d.h. im Bereich des Cockpits 9, angebracht werden.
  • Insbesondere werden die Steuermittel 5 nur aktiviert, wenn die vertikale Beschleunigung γ des Luftfahrzeugs eine vorbestimmte Schwelle γs übersteigt, wie im einzelnen anhand von Figur 3 zu sehen ist.
  • Nach Figur 2 haben die Steuermittel 5 Rechenmittel 10 für das eigentliche Steuersignal, die einerseits über eine Verbindung 11 mit Mitteln 12 zur Umsetzung dieses Signals in einen Ausschlagwinkel der Querruder 6 und andererseits über eine Verbindung 13 mit Mitteln 14 zur Umsetzung dieses Signals in einen Ausschlagwinkel der Höhenruder 15 verbunden sind, die über Verbindungen 16 mit den Steuermitteln 5 verbunden sind, so daß dem durch den Ausschlag der Querruder 6 erzeugten Nickmoment entgegenwirkt werden kann.
  • Der Ausschlagwinkel der Querruder 6 und der Höhenruder 15 ergibt sich durch Multiplikation des Steuersignals mit einem konstanten Faktor, der von der Art der entsprechenden aerodynamischen Flächen (Querruder, Höhenruder u.a.) abhängig ist. Dabei können zur Verstärkung des Entlastungseffekts der Kräfte an der Tragflügelwurzel des Luftfahrzeugs zusätzlich zu den Querrudern 6 die Spoiler, die in Figur 1 nicht dargestellt sind, eingesetzt werden.
  • Das Prinzip der Erfindung, d.h. die Aktivierung der Steuermittel 5 der aerodynamischen Flächen 6 von einer vorbestimmten Beschleunigungsschwelle an, ist sowohl anwendbar, wenn das Luftfahrzeug einer Windbö ausgesetzt ist, als auch dann, wenn es ein Flugmanöver, beispielsweise ein Abfangmanöver, ausführt. Zur Veranschaulichung werden nachstehend im einzelnen unter Bezugnahme auf Figur 3 die Rechenmittel 10 für das eigentliche Steuersignal, wenn das Luftfahrzeug ein Flugmanöver ausführt, beschrieben.
  • Das über Verbindung 7 transportierte Beschleunigungssignal gelangt an den Eingang einer linearen Interpolationstabelle 20. Diese ist so konzipiert, daß sie ein Steuersignal gleich Null abgibt, solange das Lastvielfache (vertikale Beschleunigung) kleiner oder gleich der vorbestimmten Schwelle, zum Beispiel gleich 2 g ist, und das bei jedem anderen Wert des Lastvielfachen zwischen 2 und 2,5 g, wobei dieser letzte Wert dem nach den Steuergesetzen eines zivilen Großraumflugzeugs zulässigen maximalen Lastvielfachen entspricht, linear zwischen 0 und 1 interpoliert wird.
  • Das von der linearen Interpolationstabelle 20 kommende Steuersignal wird über Verbindung 21 an einen ersten Eingang eines Schalters 22 gegeben, der von der in der Zeichnung mit Vollinie dargestellten Stellung, in der der Ausgang von Schalter 22 mit einem Nullwert-Referenzgenerator 23 verbunden ist, der mit dem zweiten Eingang von Schalter 22 über Verbindung 19 verbunden ist, in die mit unterbrochener Linie gezeigte Stellung kippt, in der das Steuersignal durch den Schalter gelangt, wenn folgende drei Bedingungen erfüllt sind:
  • 1) Das Luftfahrzeug muß sich in der Luft befinden. Diese Information wird über Verbindung 25 an einen ersten Eingang einer ersten logischen UND-Schaltung 24 gegeben.
  • 2) Die Konfiguration des Luftfahrzeugs muß glatt sein (Vorflügel und auftriebserhöhende Klappen sind eingefahren). Diese Information wird über Verbindung 26 an einen zweiten Eingang der logischen UND-Schaltung 24 gegeben.
  • 3) Der Steuerknüppel oder der Seitenknüppel ist zur Bestätigung des Flugmanövers über eine vorbestimmte Winkelschwelle hinaus eingeschlagen (z.B. 8º in der Abfangrichtung). Diese Information wird über Verbindung 27 an den dritten Eingang der logischen UND-Schaltung 24 gegeben. Der Ausgang der logischen UND-Schaltung 24 führt dann den logischen Pegel 1, der zur Folge hat, daß der Schalter 22 aus der mit Vollinie dargestellten Stellung in die mit unterbrochener Linie gezeigte Stellung kippt.
  • Der Ausgang der UND-Schaltung 24 ist mit dem Schalter 22 verbunden, der von ihr über Verbindung 28 gesteuert wird. Schalter 22 ist seinerseits über eine Verbindung 29 mit einem Speicher 30 verbunden, dessen Aufgabe im weiteren erklärt wird und der mit einer Vorrichtung 32 zur Begrenzung der Änderungsgeschwindigkeit des Steuersignals verbunden ist, deren Ausgang über Verbindung 11 und 13 mit den Mitteln 12 und 14 zur Umsetzung dieses Steuersignals in einen Ausschlagwinkel der Querruder 6 oder der Höhenruder 15 verbunden ist (Figur 1 und 2).
  • Wenn sich das Lastvielfache γ, das bereits größer als die Schwelle γs ist, erhöht, nehmen die Steuersignale des Ausschlagwinkels der aerodynamischen Flächen 6 einen Wert proportional γ - γs an (mit γ max = 2,5 g). Wenn sich das Lastvielfache jedoch verringert, dabei aber immer über der Schwelle γs bleibt, reduziert sich das tatsächlich an die aerodynamischen Flächen angelegte Steuersignal, um die Stabilität des Luftfahrzeugs nicht zu beeinträchtigen, erst nach Bestätigung dieser Tendenz. Dazu wird ein Hystereseeffekt der nachstehenden Art geschaffen.
  • Das von der linearen Interpolationstabelle 20 kommende Steuersignal wird über Verbindung 33 an einen Eingang eines ersten Komparators 34 gegeben, an dessen anderen Eingang über Verbindung 35 mit einer bestimmten Verzögerung, die von Vorrichtung 36 bestimmt wird, das gültige, zuvor an die Querruder 6 angelegte Signal gelangt. Der Komparator 34 ist derart aufgebaut, daß sein Ausgang bei abnehmendem Lastvielfachen, d.h. wenn das gültige Signal größer als das aktuelle Steuersignal ist, einen logischen Pegel 1 führt. Unter aktuellem Signal wird das an die Rechenmittel 10 gelangte und in der linearen Interpolationstabelle 20 berechnete Signal verstanden.
  • Das Signal von Vorrichtung 36 wird ebenfalls über Verbindung 37 an einen Eingang eines zweiten Komparators 38 gegeben, an dessen anderen Eingang über Verbindung 39 das Signal gelangt, das aus der linearen Interpolationstabelle 20 über Verbindung 40 in den Summierer 41 gelangt ist, in dem es um einen gegebenen Wert beispielsweise gleich 0,2 erhöht wurde. Dazu ist der zweite Eingang des Summierers 41 über eine Verbindung 42 mit einer Vorrichtung 43 verbunden, die diese Referenz von beispielsweise 0,2 erzeugt. Der Ausgang von Komparator 38 führt den logischen Pegel 1, wenn das über Verbindung 39 angelegte Signal größer als das über Verbindung 37 angelegte ist, d.h. wenn die Abweichung zwischen dem gültigen Signal und dem aktuellen Signal kleiner als der gegebene Wert, beispielsweise 0,2, ist. Das entspricht dem Abwarten der oben genannten Tendenzbestätigung.
  • In einem dritten Komparator 44 wird außerdem das über Verbindung 45 von der linearen Interpolationstabelle 20 kommende Signal mit einem gegebenen Wert, beispielsweise 0,1, verglichen, der an den zweiten Eingang von Komparator 44 über einen Referenzgenerator 46 gelangt, der mit diesem über Verbindung 47 verbunden ist. Der Ausgang von Komparator 44 führt den logischen Pegel 1, wenn das Signal größer als der Referenzwert ist.
  • Die Ausgangssignale der Komparatoren 34,38 und 44 werden über die entsprechenden Verbindungen 48,49 und 50 an drei Eingänge einer zweiten logischen UND-Schaltung 51 gegeben, deren vierter Eingang über Verbindung 52 mit dem Ausgang der ersten logischen UND-Schaltung 24 und deren Ausgang über Verbindung 53 mit dem Speicher 30 verbunden ist.
  • Wenn der Ausgang der logischen UND-Schaltung 51 den logischen Pegel 1 führt, d.h. wenn die vier Eingänge der Schaltung den Pegel 1 haben, ist der Speicher 30 "undurchlässig". Das bedeutet, daß der zuvor bestimmte Wert des Steuersignals ("gültiges Steuersignal") erhalten bleibt. Genauer gesagt ereignet sich das dann und nur dann, wenn folgende Bedingungen erfüllt sind:
  • 1) das Lastvielfache nimmt ab (Komparator 34),
  • 2) diese Abnahme ist kleiner als eine bestimmte Schwelle (Komparator 38),
  • 3) das Signal ist größer als ein gegebener Wert (Komparator 44) und
  • 4) das Luftfahrzeug befindet sich natürlich in der Flugphase, die Konfiguration ist glatt und der Steuerknüppel (oder Seitenknüppel) ist über eine bestimmte Winkelschwelle hinaus eingeschlagen (der Ausgang der UND-Schaltung 24 führt den logischen Pegel 1).
  • Wenn dagegen eine dieser vier Bedingungen (oder bei Punkt 4 die Bedingungsgruppe) nicht erfüllt ist, geht der Ausgang der UND- Schaltung 51 dann zum logischen Pegel 0 über, und der Speicher 30 wird "durchlässig", d.h. er läßt das aktuelle Steuersignal über Verbindung 29 passieren. Das tritt ein, wenn:
  • - eine Tendenz zur Erhöhung des Lastvielfachen besteht oder
  • - bei abnehmendem Lastvielfachen die Abweichung zwischen gültigem Signal und aktuellem Signal beispielsweise größer oder gleich 0,2 ist oder
  • - das Steuersignal absolut kleiner als beispielsweise 0,1 ist.
  • Es ist festzustellen, daß der "durchlässige" Speicher, wenn der Ausgang der logischen UND-Schaltung 24 den logischen Pegel 0 führt, als "Steuersignal" den Referenzwert Null (Generator 23) weiterleitet.
  • Andererseits ist der Ausgang von Komparator 34 über Verbindung 54 ebenfalls mit einem zweiten Schalter 55 verbunden, der aus der in Figur 3 mit Vollinie dargestellten Stellung, wenn der Ausgang den logischen Pegel 0 führt, in die mit unterbrochener Linie dargestellte Stellung kippen kann, wenn der Ausgang von Komparator 34 den logischen Pegel 1 annimmt. Die erste Stellung entspricht einer Änderungsgeschwindigkeit des Steuersignals bei zunehmendem Lastvielfachen, die größer als die der zweiten Stellung bei abnehmendem Lastvielfachen ist. Im ersten Fall kann die Änderungsgeschwindigkeit 0,5/s und im zweiten Fall 0,1/s betragen. Diese Informationen werden jeweils aus den Referenzgeneratoren 56 und 57, die mit dem Schalter 55 verbunden sind, über die Verbindungen 58 und 59 übertragen. Außerdem ist der Schalter 55 mit der Vorrichtung 32 zur Begrenzung der Änderungsgeschwindigkeit des Steuersignals über eine Verbindung 60 verbunden.
  • Dadurch kann die Änderungsgeschwindigkeit des Steuersignals entsprechend seiner Änderungsrichtung beeinflußt werden. Durch eine geringe Geschwindigkeit bei abnehmendem Signal können Störungen der Flugbewegung des Luftfahrzeugs bei gleichzeitiger Beibehaltung eines ausreichenden Entlastungsniveaus der Kräfte verringert werden.
  • Damit ermöglicht das erfindungsgemäße System einerseits eine Verringerung der Kräfte am Tragwerk und insbesondere an der Tragflügelwurzel eines Luftfahrzeugs, wenn die Gefahr besteht, daß diese einen kritischen Wert erreichen, d.h. wenn die vertikale Beschleunigung des Luftfahrzeugs eine vorbestimmte Schwelle überschreitet, wobei "kleine", für die Unversehrtheit der Tragwerksstruktur ungefährliche Beschleunigungen unberücksichtigt bleiben, und andererseits die Schaffung eines Hystereseeffekts, durch den sich bei abnehmender vertikaler Beschleunigung, die jedoch oberhalb der Schwelle verbleibt, der Ausschlagwinkel der aerodynamischen Flächen in dieser Richtung erst nach einer Bestätigung dieser Tendenz entwickelt, um die Stabilität des Luftfahrzeugs nicht zu beeinträchtigen. Natürlich ist dieses Prinzip der Erfindung gleicherweise anwendbar, wenn das Luftfahrzeug ein Flugmanöver vollführt und wenn es einer Windbö ausgesetzt ist.

Claims (20)

1 - System zur Verringerung der Kräfte am Tragwerk und vor allem an der Tragflügelwurzel eines Luftfahrzeugs während des Fluges, derart, daß es Mittel zur Erfassung und Messung der vertikalen Beschleunigung des Luftfahrzeugs und Mittel zur Abgabe von Signalen zur Steuerung aerodynamischer Flächen, die mit den Tragflügeln des Luftfahrzeugs verbunden sind, umaßt, wobei durch die Steuermittel der Ausschlagwinkel der aerodynamischen Flächen in Abhängigkeit von den erhaltenen Beschleunigungssignalen gesteuert wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuermittel (5) erst aktiviert werden, wenn die vertikale Beschleunigung γ eine vorgegebene Schwelle γs überschreitet.
2 - System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuersignale des Ausschlagwinkels der aerodynamischen Flächen (6) oberhalb der Schwelle γs proportional γ - γs sind.
3 - System nach Anspruch 1 oder Anspruch 2, vorgesehen zur Verringerung der Kräfte am Tragwerk und vor allem an der Tragflügelwurzel des Luftfahrzeugs, wenn dieses ein Flugmanöver, wie ein Abfangmanöver ausführt, wobei das Luftfahrzeug ein ziviles Großraumflugzeug ist, dadurch gekennzeichnet, daß die Beschleunigungsschwelle γs etwa gleich 2 g ist.
4 - System nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß sich das Steuersignal linear zwischen 0 und 1 ändert, wenn sich die Beschleunigung γ zwischen der Schwelle γs und der größtzulässigen Beschleunigung γmax ändert.
5 - System nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die größtzulässige Beschleunigung γmax etwa gleich 2,5 g ist.
6 - System nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuersignale auch zur Steuerung der Höhenruder (15) des Luftfahrzeugs genutzt werden, um dem durch den Ausschlag der aerodynamischen Flächen (6) entstandenen Nickmoment entgegenzuwirken.
7 - System nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Ausschlagwinkel der aerodynamischen Flächen (6) und gegebenenfalls der Höhenruder (15) durch Multiplikation des Steuersignals mit einem konstanten Faktor erzielt wird, der von der Art der Flächen abhängig ist.
8 - System nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß das aktuelle Steuersignal unverzüglich den aerodynamischen Flächen aufgegeben wird, wenn die vertikale Beschleunigung γ oberhalb der Schwelle γs zunimmt.
9 - System nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß das aktuelle Steuersignal bei abnehmender vertikaler Beschleunigung, die jedoch oberhalb der Schwelle γs verbleibt, den aerodynamischen Flächen (6) tatsächlich erst dann aufgegeben wird, wenn die Abweichung zwischen dem gültigen, zuvor an die aerodynamischen Flächen angelegten Signal und dem aktuellen Signal eine vorbestimmte Schwelle erreicht.
10 - System nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß bei einer Änderung des Steuersignals zwischen 0 und 1 die Abweichungsschwelle etwa gleich 0,2 ist.
11 - System nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß das aktuelle Steuersignal unverzüglich an die aerodynamischen Flächen (6) angelegt wird, wenn das Steuersignal absolut kleiner als ein vorbestimmter Wert ist.
12 - System nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß bei einer Änderung des Steuersignals zwischen 0 und 1 der Wert etwa gleich 0,1 ist.
13 - System nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuermittel (5) Rechenmittel (10) für das eigentliche Steuersignal und Mittel (12,14) zur Umsetzung dieses Signals in einen Ausschlagwinkel der aerodynamischen Flächen (6) enthalten.
14 - System nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenmittel (10) für das Steuersignal eine lineare Interpolationstabelle (20) enthalten, die mit den Erfassungs- und Meßmitteln (4) der vertikalen Beschleunigung des Luftfahrzeugs verbunden ist.
15 - System nach Anspruch 14,
dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenmittel (10) eine erste logische UND-Schaltung (24) enthalten, an deren drei Eingänge folgende Informationen gegeben werden:
- Ausführung des Flugbetriebs durch das Luftfahrzeug,
- Rein-Konfiguration des Luftfahrzeugs und
- Einschlag des Steuerknüppels oberhalb einer vorbestimmten Winkelschwelle, und deren Ausgang einen ersten Schalter (22) steuert, dessen beide Eingänge jeweils mit einem Nullwert-Referenzgenerator (23) und mit dem Ausgang der linearen Interpolationstabelle (20) verbunden sind.
16 - System nach Anspruch 14 oder Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenmittel (10) einen ersten Komparator (34) enthalten, der das aktuelle Steuersignal mit dem gültigen, zuvor an die aerodynamischen Flächen angelegten Steuersignal vergleicht.
17 - System nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenmittel (10) einen zweiten Komparator (38) enthalten, der das um einen gegebenen Wert erhöhte aktuelle Steuersignal mit dem gültigen Steuersignal vergleicht.
18 - System nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenmittel (10) einen dritten Komparator (44) enthalten, um das aktuelle Steuersignal mit einem vorbestimmten Referenzwert zu vergleichen.
19 - System nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, daß der Ausgang der ersten logischen UND- Schaltung (24) und die Ausgänge des ersten (34), zweiten (38) und dritten (44) Komparators mit den entsprechenden Eingängen einer zweiten logischen UND-Schaltung (51) verbunden sind, deren Ausgang mit einem Speicher (30) verbunden ist, der seinerseits mit dem Ausgang des ersten Schalters (22) verbunden ist.
20 - System nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß der Ausgang des ersten Komparators (34) einen zweiten Schalter (55) steuert, an dessen beide Eingänge entsprechende Referenzgeneratoren (56,57) angeschlossen sind und dessen Ausgang mit einer Vorrichtung (32) zur Begrenzung der Änderungsgeschwindigkeit des Steuersignals verbunden ist, die ihrerseits mit dem Ausgang von Speicher (30) verbunden ist.
DE69016986T 1989-12-28 1990-12-24 Verfahren zur Verminderung der Flügelspannung, insbesondere bei Mastfussbefestigung des Flügels eines fliegenden Flugzeugs. Expired - Lifetime DE69016986T2 (de)

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