DE102004029196B4

DE102004029196B4 - System zur Rumpfstrukturlastabminderung in Verkehrsmitteln

Info

Publication number: DE102004029196B4
Application number: DE102004029196A
Authority: DE
Inventors: Michael Dipl.-Ing. Enzinger; Michael Dipl.-Phys. Dr.-Ing. Kordt
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2004-06-16
Filing date: 2004-06-16
Publication date: 2007-11-22
Anticipated expiration: 2024-06-17
Also published as: US20070018054A1; US20080203232A9; DE102004029196A1

Abstract

System zur Lastabminderung in einer Rumpfstruktur (5) eines Flugzeugs (2) durch eine Modifikation einer Amplituden- und/oder Phasencharakteristik von Rumpfstrukturlasten in einem durchgehenden Frequenzbereich, wobei die insbesondere durch eine Vielzahl von beliebigen Böen (3) hervorgerufenen und über die gesamte Rumpfstruktur (5) hinweg verteilten Rumpfstrukturlasten abminderbar sind, umfassend:
a) mindestens ein Sensormittel (6) zur Konvertierung der Rumpfstrukturlasten in mindestens ein Messsignal (8) zur Bildung einer Regelgröße (10),
b) eine Regeleinrichtung (11) zur Wandlung der Regelgröße (10) in eine Stellgröße (22, 23),
c) mindestens einen Aktuator, auf den die Stellgröße (22, 23) zur Modifikation der Amplituden- und/oder Phasencharakteristik der Rumpfstrukturlasten zurückführbar ist,
d) mittels des Aktuators oder der Aktuatoren betätigbare Steuer-, Leit- und/oder Regelflächen, insbesondere Quer- und Seitenruder (24–28) des Flugzeugs (2),
e) mindestens einen in der Regeleinrichtung (11) angeordneten Regelstrang (12) mit einem Tiefpassfilter (14, 18) und einer Phasenkorrektureinheit (16, 20),
f) eine dem mindestens einen...

Description

Die Erfindung betrifft ein System zur Rumpfstrukturlastabminderung in Verkehrsmitteln, insbesondere in Luftfahrzeugen, mit mindestens einem Sensormittel, mindestens einem Aktuator und mindestens einer Regeleinrichtung.
Durch das erfindungsgemäße System bzw. das erfindungsgemäße Verfahren können dynamische Rumpfstrukturdesignlasten (im Weiteren kurz mit dem Begriff der Rumpfstrukturlast bezeichnet), die beispielsweise durch Böen, Turbulenzen oder Flugmanöver in die Rumpfstruktur induziert werden, unter Verwendung von Sensormitteln zur Erfassung der Rumpfbewegungen, mindestens einer Regeleinrichtung zur Modifikation der von den Sensormitteln abgegebenen Signale, mindestens einer Steuer-, Leit-, oder Regelfläche sowie mindestens einem, auf den oder die Steuer-, Leit-, oder Regelflächen einwirkenden Aktuator abgesenkt werden.
Rumpfstrukturlasten und damit das Strukturdesign und das Strukturgewicht großer flexibler Flugzeuge sowie von Flugzeugen mit langem Vorder- und Hinterrumpf ergeben sich aus dem dynamischen Antwortverhalten des Flugzeugs auf Böen und Manöver bzw. den hieraus resultierenden Kräften.
Aus dem Stand der Technik sind Flugzeugmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssysteme für die Bedämpfung ausgewählter elastischer Rumpfbiegeschwingungsarten bzw. Rumpfbiegeeigenformen, die durch Böen angeregt werden, beschrieben. Sie basieren auf Regelsystemen, die Steuer-, Leit- bzw. Regelflächen verwenden. Sie dienen der Bedämpfung einer oder mehrerer ausgewählter Rumpfbiegeeigenformen, die von Böen angeregt werden. Weiterhin sind aus dem Stand der Technik Vorrichtungen zur Flügellastenabminderung bekannt. Die bekannten Vorrichtungen bzw. Verfahren dienen mithin nicht der Absenkung von Rumpfstrukturlasten.
Um derartige Rumpfstrukturlasten optimal abzusenken, müssen Starrkörperbewegungseigenformen, zum Beispiel Taumelbewegungseigenformen oder Starrkörperbewegungseigenformen (im Weiteren kurz mit dem Begriff der Starrkörpereigenform bezeichnet) und elastische Rumpfbewegungseigenformen bzw. Rumpfschwingungsarten (im Weiteren kurz mit dem Begriff der Rumpfeigenform bezeichnet) gleichzeitig modifiziert werden.
Weiterhin stellt eine einfache Bedämpfung elastischer Rumpfeigenformen lediglich eine sehr spezifische Modifikation der Amplituden- und Phasencharakteristik einer Eigenform dar. Um Strukturlasten effizient abzusenken, sind demzufolge weitergehende Modifikationen der Amplituden- und Phasenlage der Rumpfstrukturlasten notwendig.
Folglich sollten zur Rumpfstrukturlastabsenkung nicht nur die Amplituden- und Phasencharakteristik im Bereich der elastischen Eigenformen und der Starrkörpereigenformen modifiziert werden. Vielmehr ist es erforderlich, auch den Frequenzbereich zwischen Starrkörpereigenformen und elastischen Eigenformen und zwischen benachbarten elastischen Eigenformen derart zu modifizieren, dass die Rumpfstrukturlasten möglichst weit abgesenkt werden. Das heißt, dass zu einer optimalen Minderung der Rumpfstrukturlasten eine durchgängige Modifikation des Frequenzbereiches der Starrkörpereigenformen und der wesentlichen elastischen Eigenformen des Rumpfes erforderlich ist. Bei vielen Luftfahrzeugen liegt dieser relevante Frequenzbereich zwischen 0 und 10 Hz. Die obere Grenze dieses Frequenzbereiches ist durch die maximale Stellgeschwindigkeit der Aktuatoren bzw. der Leit-, Steuer- und Regelflächen auf etwa 10 Hz begrenzt.
Aus der DE 198 41 632 A1 ist ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Abschwächen der Auswirkung von Böen und Buffeting auf ein fliegendes Flugzeug bekannt. Die Schwingungsbedämpfung beruht auf einer Auswertung der von einer Trägheitssensorik des Flugzeugs ermittelten Beschleunigungsmesswerte. Anhand der ermit telten Beschleunigungsmesswerte werden die Steuerklappen den Störgrößen entgegen wirkend bewegt.
Eine effektive Lastabsenkung ist jedoch grundsätzlich nicht allein durch eine Absenkung der Beschleunigungsresonanzspitzen zu erreichen, sondern muss durch eine Kompensation der Trägheitskraft und der Beschleunigungskraft im gesamten Frequenzbereich erfolgen. Weiterhin ist eine Erfassung der Schwerpunktlage, der Trimtankkraftstoffmenge und/oder der Rumpfgewichtsverteilung bei dem Verfahren bzw. der Vorrichtung nach der DE 198 41 621 A1 nicht vorgesehen.
Aus der DE 38 83 599 T2 sowie der US 5 072 893 sind weiterhin Systeme zur Modenunterdrückung für Flugzeuge bekannt. Diese Systeme dienen primär zur Bedämpfung von seitlichen Beschleunigungen in Verkehrsflugzeugen mit im Verhältnis zum Rumpfdurchmesser langen Rumpfzellen, die insbesondere zu einer Beeinträchtigung des Komforts im Bereich des Rumpfhecks führen. Hierbei werden insbesondere isolierte Resonanzspitzen von 0,75 Hz, 3,25 Hz sowie 5,75 Hz abgesenkt. Eine Bedämpfung von allgemeinen Rumpfschwingungen in einem durchgängigen Frequenzbereich, die durch beliebige Böen induziert werden, ist bei den aus DE 38 83 599 T2 sowie US 5 072 893 bekannten Systemen nicht vorgesehen.
Die US 3 412 961 offenbart ferner eine Vorrichtung zur Unterdrückung bzw. Abschwächung von Biegebewegungen von elastischen Körpern, insbesondere einer Rumpfzelle eines Verkehrsflugzeugs. Messwerte eines Beschleunigungsmessers werden direkt sowie jeweils nach dem Durchlaufen von zwei Integrationsstufen zu einer Summationseinheit geleitet, deren Ausgangssignal einen im Rumpfheck angeordneten Kraftgenerator ansteuert.
Eine Abminderung von Rumpfstrukturlasten in einem breiten Frequenzspektrum ist mit dieser Anordnung jedoch nicht möglich.
Die US 692 01 576 zeigt eine Vorrichtung zur Verbesserung des Schwingungsverhaltens eines Flugzeughecks, wobei die Vorrichtung ausschließlich auf das Seitenruder des Flugzeugs wirkt. Die Vorrichtung umfasst mindestens einen heckseitig angeordneten Beschleunigungsmesssensor, dessen Messsignal über eine Bandpass-, eine Phasenkorrektur- sowie eine Verstärkungseinheit geführt wird. Das Ausgangssignal dient – nach dem Durchlaufen einer Additionseinheit, in der eine Über lagerung mit den Steuersignalen des Piloten erfolgt – zur Ansteuerung des Seitenruders mittels geeigneter Aktuatoren.
Auch mit dieser Vorrichtung ist lediglich eine Bedämpfung diskreter Resonanzspitzen möglich.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein System bereitzustellen, mit dem eine signifikante Absenkung der Rumpfstrukturlasten eines Verkehrsmittels, insbesondere eines Luftfahrzeuges, in einem bestimmten Frequenzbereich ermöglicht wird.
Diese Aufgabe wird durch ein System mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1 gelöst.
Dadurch, dass eine Amplituden- und/oder Phasencharakteristik von Rumpfstrukturlasten derart modifizierbar ist, dass sich eine Lastabminderung in einer Rumpfstruktur eines Verkehrsmittels ergibt, ist eine signifikante Absenkung der Rumpfstrukturlasten eines Verkehrsmittels in einem bestimmten Frequenzintervall möglich.
Hierdurch ist die Einhaltung von Festigkeitsvorgaben möglich, die ohne die Anwendung des Verfahrens nicht einzuhalten wären. Weiterhin kann durch das System eine Komforterhöhung in Verkehrsmitteln erzielt werden.
Erfindungsgemäß werden die Rumpfstrukturlasten mit Hilfe von Aktuatoren, die auf Steuer-, Leit- oder Regelflächen des Verkehrsmittels, insbesondere eines Luftfahrzeuges einwirken, abgesenkt. Bei den Steuer-, Leit- und/oder Regelflächen handelt es sich insbesondere um Quer- und Seitenruder, falls das erfindungsgemäße System bzw. das erfindungsgemäße Verfahren in einem Luftfahrzeug eingesetzt wird. In einer alternativen Ausführungsform wirkt mindestens ein Aktuator unmittelbar auf die Rumpfstruktur des Verkehrsmittels zur Abminderung der Rumpfstrukturlasten ein. Die Absenkung bzw. die Abminderung der Rumpfstrukturlasten wird durch die Kraft- und Bewegungsmodifikation an der Rumpfstruktur, die die entsprechend geregelten Steuer-, Leit- und/oder Regelflächen bzw. die unmittelbar an der Rumpfstruktur angreifenden Aktuatoren bewirken, erreicht. Die von den Aktuatoren beeinflussten Steuer-, Leit- und/oder Regelflächen sowie etwaige, unmittelbar an die Rumpfstruktur angreifenden Aktuatoren können in beliebiger Art und Weise sowie Anzahl untereinander bzw. miteinander kombiniert werden.
Die Ansteuerung bzw. Regelung der Aktuatoren erfolgt in Abhängigkeit von mit Sensormitteln erfassten Messsignalen, die nach einer Konvertierung zu einer Regelgröße innerhalb einer Regeleinrichtung durch Filterelemente und dergleichen zu einer Stellgröße modifiziert werden, wobei die so modifizierte Regelgröße über eine Verstärkungsfaktoreinheit an die Aktuatoren weitergeleitet und im Ergebnis auf die Rumpfstruktur zurückgeleitet wird. Das bzw. die an den Aktuatoren anliegenden Stellsignale stellen hierbei eine Stellgröße dar. Die Aktuatoren können unmittelbar und/oder indirekt über Steuer-, Leit- und/oder Regelflächen auf die Rumpfstruktur zur Abminderung der Rumpfstrukturlasten des Verkehrsmittels einwirken.
Die Regelung durch das erfindungsgemäße System ist in Teilbereichen oder im Gesamtbereich des Frequenzbereiches der Starrkörpereigenformen und/oder der elastischen Eigenformen der Rumpfstruktur wirksam und erstreckt sich beispielsweise über einen Frequenzbereich zwischen 0 Hz und 10 Hz.
Der Vorteil der Erfindung liegt insbesondere in deutlich reduzierten Rumpfstrukturlasten, die beispielsweise durch Böen und/oder Flugmanöver verursacht sein können, durch eine drastische Modifikation der Bewegungen der Rumpfstruktur und der an ihr wirksamen mechanischen Kräfte in einem bestimmten Frequenzintervall.
Die Wirksamkeit des erfindungsgemäßen Systems und die Anzahl der zur Verfügung stehenden Entwurfsparameter (beispielsweise die auszuwählenden Sensormittel, die festzulegenden Steuer-, Leit- und/oder Regelflächen, die Aktuatoren, die Auswahl und die Auslegung einer geeigneten Regeleinrichtung) sind vielfältig, so dass der kritische Frequenzbereich in vorteilhafter Weise entsprechend der zu verringernden Rumpfstrukturlasten genau festgelegt werden kann. Eine Beeinträchtigung des Flugzeugentwurfs bzw. dessen Integrität ist hierbei nicht in Kauf zu nehmen.
Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen des Systems sind in weiteren Patentansprüchen niedergelegt.
In der Zeichnung zeigt:
1 Eine exemplarische Darstellung eines Systems zur Rumpfstrukturlastabminderung eines Flugzeugs bei lateralen Rumpfstrukturlasten,
2 Querkräfte Q_Y in einer Rumpfstruktur eines Flugzeugs mit und ohne Einsatz des Systems in drei unterschiedlichen Ausführungen zur Rumpfstrukturlastabminderung,
3 Biegemoment M_X in einer Rumpfstruktur eines Flugzeugs mit und ohne Einsatz des Systems zur Rumpfstrukturlastabminderung und
4 Torsionsmoment M_Z in einer Rumpfstruktur eines Flugzeugs mit und ohne Einsatz des Systems zur Rumpfstrukturlastabminderung.
Die 1 zeigt ein schematisches Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Systems 1 zur Rumpflastabminderung.
Ein Flugzeug 2 wird im Wesentlichen von Böen 3 quer zu einer Längsrichtung des Flugzeugs 2 getroffen. Hieraus ergibt sich eine, durch einen Doppelpfeil 4 symbolisch dargestellte Rumpfstrukturbelastung einer Rumpfstruktur 5 des Flugzeugs 2. Die Rumpfstrukturlasten werden somit im Wesentlichen durch die Böen 3 verursacht. Derartige Rumpfstrukturbelastungen können aber auch durch entsprechende Flugmanöver des Flugzeugs 2 in die Rumpfstruktur 5 induziert werden.
Die Darstellung der 1 illustriert vorrangig die Abminderung von lateralen Rumpfstrukturlasten mittels des erfindungsgemäßen Systems 1, die von Böen 3 in der Rumpfstruktur 5 hervorgerufen wurden. Das erfindungsgemäße System 1 ist darüber hinaus gleichermaßen zur Abminderung von in der 1 nicht näher dargestellten vertikalen Rumpfstrukturlasten und/oder flugmanöverinduzierten Rumpfstrukturlasten geeignet.
Ein Sensormittel 6 ist im gezeigten Ausführungsbeispiel im Befestigungsbereich der Tragflächen 7 an der Rumpfstruktur 5 positioniert. Das Sensormittel 6 ist vorzugsweise dort zu positionieren, wo das Sensormittel 6 die Rumpfstrukturlasten direkt oder zumindest die sie verursachenden Bewegungen bzw. Kräfte möglichst gut erfassen kann. In besonders vorteilhafter Weise wird das Sensormittel 6 in einem Bereich der Rumpfstruktur 5 angeordnet, in dem die höchsten Rumpfstrukturlasten auftreten.
Das Sensormittel 6 kann beispielsweise als ein Dehnungsmessstreifen, ein optischer Sensor, ein Bragg-Sensor, ein Beschleunigungssensor, ein Geschwindigkeitssensor oder dergleichen ausgebildet sein. Weiterhin ist die Verwendung mehrerer Sensormittel 6 gleicher und/oder unterschiedlicher Technologie in verschiedenen örtlichen Bereichen der Rumpfstruktur 5 des Flugzeuges 2 möglich.
Ein vom Sensormittel 6 geliefertes Messsignal 8 wird zunächst zu einer Signalaufbereitungseinheit 9, die beispielsweise einen Anti-Aliasing Filter, einen Signalverstärker zur Veränderung der Amplitude etc. umfassen kann, geleitet. Das Sensormittel 6 wandelt sämtliche Bewegungen der Rumpfstruktur 5 und/oder die auf die Rumpfstruktur 5 einwirkenden Kräfte in das Messsignal 8 um, welches somit alle wesentlichen Informationen über die Rumpfstrukturlasten enthält.
Das Messsignal 8 gelangt von der Signalaufbereitungseinheit 9 als Regelgröße 10 zur Regeleinrichtung 11, wo eine entsprechende Modifikation durch Filtermittel und dergleichen zur Absenkung von Rumpfstrukturlasten erfolgt. Im gezeigten Ausführungsbeispiel der 1 umfasst die Regeleinrichtung 10 hierzu zwei parallel angeordnete Regelstränge 12, 13. Der Regelstrang 12 weist einen Tiefpassfilter 14, einen Hochpassfilter 15, eine Phasenkorrektureinheit 16 sowie eine Verstärkungsfak toreinheit 17 in einer Reihenschaltung auf. Entsprechend ist der Regelstrang 13 mit einem Tiefpassfilter 18, einem Hochpassfilter 19, einer Phasenkorrektureinheit 20 sowie einer Verstärkungsfaktoreinheit 21 in einer Reihenschaltung aufgebaut.
Die Tiefpassfilter 14, 18 dienen zur Entfernung höherfrequenter Anteile aus der Regelgröße 10. Die Tiefpassfilter lassen also Signale passieren, die Frequenzen aufweisen, die den Frequenzen mindestens einer Starrkörpereigenform und/oder einer elastischen Eigenform entsprechen. Entsprechend dienen die Hochpassfilter 15, 19 zur Entfernung niederfrequenter Anteile aus der Regelgröße 10. Die Verstärkungsfaktoreinheiten 17, 21 dienen zur Verstärkung und zur Bildung von zwei Stellgrößen 22, 23, die über in der Darstellung der 1 nicht näher dargestellte Aktuatoren auf die Querruder 24, 25, 26, 27 sowie ein Seitenruder 28 des Flugzeugs 2 einwirken. Mittels der Phasenkorrektureinheiten 16, 20 ist eine Phasenkorrektur der Regelgröße 10, das heißt deren zeitliche Verschiebung zum Ausgleich von weiteren systemimmanenten Verzögerungen, möglich.
In einem alternativen, nicht in der 1 dargestellten Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Systems ist es möglich, dass zusätzlich oder ausschließlich Aktuatoren vorgesehen sind, die unmittelbar an der Rumpfstruktur 5 des Flugzeugs 2 angreifen. Diese Aktuatoren können piezoelektrische Aktuatoren sein oder sie können beispielsweise als Hydraulikzylinder ausgebildet sein, deren Widerlager und Kolbenstangen kraftschlüssig mit der Rumpfstruktur verbunden sind.
Zunächst weist die Regeleinrichtung 11 einen Verstärkungsfaktor a auf, der zur Einstellung der Amplitude der Rumpfstrukturlasten bzw. der sie repräsentierenden Regelgröße 10 dient. Die Einstellung des Verstärkungsfaktors a kann beispielsweise in der Signalaufbereitungseinheit 9 mittels des nicht näher dargestellten Signalverstärkers oder in einer anderen Funktionseinheit erfolgen.
Bei den Tiefpassfiltern 14, 18 handelt es sich um parametrisierte Tiefpassfilter erster Ordnung mit f_Tiefpass(s) = 1/(s + b) oder einen Tiefpassfilter höherer Ordnung. Die Eckfrequenz bis zu der der Tiefpassfilter Signale passieren lässt wird dabei durch den Parameter b bestimmt. Die Hochpassfilter 15, 19 sowie die Phasenkorrektureinheiten 16, 20 sind für die ordnungsgemäße Funktion der erfindungsgemäßen Vorrich tung nicht zwingend erforderlich, können deren Effektivität aber weiter steigern.
Die Regeleinrichtung 11 wirkt damit gleichmäßig im Frequenzbereich von 0 Hz bis zu der durch den Parameter b festgelegten Eckfrequenz. Im Normalfall beläuft sich der technisch relevante Frequenzbereich – infolge der Stellratenbegrenzungen der Aktuatoren, der Quer- und Seitenruder 24, 25, 26, 27, 28 sowie systemimmanenter Verzögerungen – ungefähr auf 0 Hz bis 10 Hz. Durch die Wahl des Parameters b wird der zu modifizierende Frequenzbereich der Rumpfstrukturlasten festgelegt, während der Parameter a nur die Amplitudencharakteristik modifiziert.
Die Regeleinrichtung 11 kann hierbei auch in bekannte flugmechanische Regler integriert werden, wenn der flugmechanische Regler ebenfalls über einen Tiefpass verfügt und man gleiche Sensormittel 6 für den flugmechanischen Regler sowie das System zur Rumpfstrukturlastabminderung verwendet. In diesem Fall müsste die Eckfrequenz eines im flugmechanischen Regler enthaltenen Tiefpasses gleich der Eckfrequenz der Tiefpassfiltereinheiten 14, 18 gewählt werden. Die Messsignale von zum Beispiel bereits im Rahmen eines flugmechanischen Reglers im Flugzeug vorhandenen Gierraten-, Geschwindigkeits-, Beschleunigungssensoren oder dergleichen können in diesem Fall als Sensormittel 6 bzw. Messsignal 8 fungieren. Hierbei würden im Wesentlichen nur die Starrkörpereigenformen, wie die Taumelschwingung und je nach Regler die flugmechanisch relevanten, niederfrequenten elastischen Eigenformen sowie der Frequenzbereich zwischen diesen Eigenformen beeinflusst.
Die Regeleinrichtung 11 umfasst ausweislich der 1 weiterhin die Phasenkorrektureinheiten 16, 20. Das Frequenzverhalten der Phasenkorrektureinheiten 16, 20 definiert sich nach der Beziehung f_Phase(s) = –c·s + 1/(c·s + 1) mit einem frei zu wählenden Parameter c. Der Parameter c beeinflusst hierbei im Gegensatz zum Parameter a nicht die Amplitude, sondern nur die Phase der Rumpfstrukturlasten bzw. der sie repräsentierenden Regelgröße 10.
Hieraus ergeben sich, sollte sich das dynamische Verhaften des Flugzeuges 2 im Hinblick auf die Stabilität, die Aeroelastik, den Komfort, die Flugmechanik sowie die Flugeigenschaften allein unter Verwendung der mit den Parametern a, b konfigurier ten Regeleinrichtung 11 als unzureichend erweisen, weitere Möglichkeiten der Abminderung von Rumpfstrukturlasten in der Rumpfstruktur 5 infolge der weiteren Einstellmöglichkeit mittels des zusätzlichen Parameters c.
Die in der 1 weiterhin enthaltenen Hochpassfilter 15, 19 ermöglichen weitergehende Filterstrukturen, die eine gezielte Amplitudenmodifikation in einem bestimmten Subintervall des betrachteten Frequenzbereiches von 0 Hz bis 10 Hz ermöglichen. Die Eckfrequenzen der Hochpassfilter 15, 19 sind jeweils über einen weiteren Parameter d zu bestimmen. Ihre Bestimmung erfolgt hierbei in Entsprechung zu der im Rahmen der Beschreibung der Parametrisierung der Tiefpassfilter 14, 18 ausgeführten Vorgehensweise zur Festlegung des Parameters b.
Infolge der gezeigten Kombination von Tiefpass-, Hochpassfilter sowie Phasenkorrektureinheiten und Verstärkungsfaktoreinheiten 14 bis 21 ist eine effiziente Abminderung bzw. Absenkung der Rumpfstrukturlasten möglich. Sollen mehrere Frequenzbereiche von Rumpfstrukturlasten mit dem erfindungsgemäßen System modifiziert werden, so müssen mehrere derartige Filterkombinationen parallel geschaltet werden, wie dies im gezeigten Ausführungsbeispiel der 1 der Fall ist. Ein Regelzweig 12a umfasst das Sensormittel 6, die Signalaufbereitungseinheit 9, den Tiefpassfilter 14, den Hochpassfilter 15, die Phasenkorrektureinheit 16, die Verstärkungseinheit 17 sowie das Seitenruder 28. Ein Regelzweig 13a umfasst das Sensormittel 6, die Signalaufbereitungseinheit 9, den Tiefpassfilter 18, den Hochpassfilter 19, die Phasenkorrektureinheit 20, die Verstärkungsfaktoreinheit 21 sowie die Querruder 24, 25, 26, 27. Bei der Parallelschaltung solcher Regelzweige 12a, 13a kann jeder Regelzweig ein anderes Sensormittel 6, einen anderen Aktuator und/oder andere Steuer- Leit- und/oder Regelflächen aufweisen.
Da sich die Rumpfstrukturlasten stark mit der Schwerpunktlage bzw. mit der Kraftstoffmenge im Trimtank des Flugzeugs 2 ändern und weil sich die Schwerpunktlage infolge des Treibstoffverbrauchs in der Regel nur sehr langsam ändert, können die Entwurfsparameter a, b, c, d jedes Regelzweigs 12a, 13a an die aktuelle Schwerpunktlage bzw. die Kraftstoffmenge im Trimtank oder die genaue Gewichtsverteilung im Rumpf des Flugzeugs 2 in Echtzeit angeglichen werden. Hierzu ist eine Rechnereinheit 28a erforderlich, die eine entsprechende Signalinformation 28d, die die Information über die Schwerpunktlage, die Trimtankkraftstoffmenge oder die Rumpfgewichtsverteilung enthält, an eine Anpasseinheit 28b über eine Leitung 28c übermittelt. Die Anpasseinheit 28b passt dann entsprechend dieser Signalinformation 28d die Parameter a, b, c, d an.
In einer weiteren, nicht näher dargestellten Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems können zusätzliche Sensormittel 6 und weitere Leit-, Steuer-, oder Regelflächen und/oder weitere, unmittelbar auf die Rumpfstruktur 5 einwirkende Aktuatoren vorgesehen sein. Hierdurch können im System zusätzliche Rückführungen mit zusätzlichen Hochpass-, Tiefpassfiltern, Phasenkorrektureinheiten sowie Verstärkungsfaktoreinheiten verwendet werden.
Das System benötigt zur Bestimmung der Parameter a, b, c, d in der Entwicklungsphase explizite Lastkriterien des Flugzeugs 2, die festlegen, dass an einer bestimmten Rumpfstrukturposition die Lasten möglichst weit abgesenkt bzw. unter oder genau auf einen Schwellen- oder Grenzwert abgesenkt werden. Die jeweiligen Parameter sind dann so zu wählen, dass die Rumpfstrukturlastkriterien erfüllt sind und die Lasten an anderen Bauteilen und die dynamischen Eigenschaften des Flugzeugs (Stabilität, Aeroelastik, Komfort, Flugmechanik und Flugeigenschaften) erhalten werden bzw. sich nur in akzeptablem Maße ändern.
Die 2 zeigt Querkräfte Q_y in einer Rumpfstruktur eines Flugzeugs mit und ohne Einsatz des erfindungsgemäßen Systems 1 zur Rumpfstrukturlastabminderung.
Auf der Hochachse sind die an einer Position x/I_Rumpf – wobei die Position x jeweils auf die Gesamtrumpflänge I_Rumpf bezogen ist – herrschenden Querkräfte Q_y/Q_y,max der Rumpfstruktur 5, jeweils bezogen auf eine maximale Querkraft Q_y,max dargestellt. Die dargestellten Querkräfte Q_y/Q_y,max resultieren aus einer Belastung des Flugzeugs 2 mit lateral an der Rumpfstruktur 5 angreifenden Böen 3 (vgl. 1).
Der Kurvenverlauf 29 entspricht den auftretenden Querkräften ohne das erfindungsgemäße System 1 zur Rumpfstrukturlastabminderung. Die Kurvenverläufe 30, 31 sowie 32 repräsentieren im Vergleich die mittels des erfindungsgemäßen Systems 1 über die Gesamtrumpflänge I_Rumpf erreichte signifikante Verringerung der Querkräfte Q_y/Q_y,max. Die Differenzen zwischen den Kurvenverläufen 30, 31 und 32 resultieren aus einer unterschiedlichen Konfiguration der Regeleinrichtung 11 innerhalb des Systems 1. Insbesondere ergeben sich durch eine entsprechende Modifikation der Parameter a, b, c, d innerhalb der Regeleinrichtung 11 – wie oben im Rahmen der Beschreibung der 1 ausgeführt – eine Vielzahl von Variations- und Optimierungsmöglichkeiten.
Die Unstetigkeitsstelle in allen Kurvenverläufen 29, 30, 31, 32 im Bereich von ungefähr 37,5% der Rumpflänge entspricht etwa dem örtlichen Bereich, in dem die Tragflächen 7 mit der Rumpfstruktur 5 des Flugzeugs 2 verbunden sind.
Das in der 3 dargestellte Schaubild entspricht im Wesentlichen der grafischen Darstellung der 2, wobei im Unterschied zum Schaubild in der 2 auf der Hochachse die an einer Position x/I_Rumpf – wobei x jeweils auf die Gesamtrumpflänge I_Rumpf bezogen ist – auftretenden Biegemomente M_x/M_x,max der Rumpfstruktur 5 des Flugzeugs 2, jeweils bezogen auf ein maximales Biegemoment M_x,max dargestellt sind. Die dargestellten Biegemomente M_x/M_x,max resultieren wiederum aus der Belastung des Flugzeugs 2 mit lateral an der Rumpfstruktur 5 angreifenden Böen 3 (vgl. 1).
Wiederum ergibt sich im Bereich von etwa 37,5% der Rumpflänge, also im Wesentlichen im Befestigungsbereich der Tragflächen 7, eine Unstetigkeitsstelle im Kurvenverlauf der Biegemomente M_x/M_x,max. Der Kurvenverlauf 33 repräsentiert das Flugzeug 2 ohne das erfindungsgemäße System 1 zur Rumpfstrukturlastenabminderung, wohingegen die Kurvenverläufe 34, 35 und 36 den Biegemomentverlauf M_x/M_x,max zeigen, der sich beim Einsatz des erfindungsgemäßen System 1 ergibt. Wiederum folgt durch den Einsatz des Systems eine signifikante Abminderung der Biegemomente M_x/M_x,max an den jeweiligen Positionen x/I_Rumpf der Rumpfstruktur 5. Die Unterschiede zwischen den Kurvenverläufen 34, 35, 36 resultieren gleichfalls aus einer unterschiedlichen Konfiguration der Regeleinrichtung 11 im System 1. Hinsichtlich der weiteren Einzelheiten sei daher auf die vorstehenden Ausführungen im Zusammenhang mit der Beschreibung der 2 verwiesen.
Das in der 4 dargestellte Diagramm entspricht im Wesentlichen der grafischen Darstellung der 3, wobei auf der Hochachse die an einer Position x/I_Rumpf – wobei x jeweils auf die Gesamtrumpflänge I_Rumpf bezogen ist – auftretenden Torsionsmomente M_z/M_z,max in der Rumpfstruktur 5, jeweils bezogen auf ein maximales Biegemoment M_z,max dargestellt sind. Die dargestellten Torsionsmomente M_z/M_z,max resultieren gleichfalls aus einer Belastung des Flugzeugs 2 mit lateral an der Rumpfstruktur 5 angreifenden Böen 3 (vgl. 1).
Der Kurvenverlauf 37 entspricht dem Verlauf der Torsionsmomente M_z/M_z,max ohne den Einsatz des erfindungsgemäßen Systems, während die Kurvenverläufe 38, 39, 40 den Verlauf der Torsionsmomente M_z/M_z,max zeigen, der sich bei Einsatz des erfindungsgemäßen Systems 1 ergibt. Wie sich aus der Darstellung der 4 ergibt, lassen sich auch die Torsionsmomente M_z/M_z,max mittels des erfindungsgemäßen signifikant absenken. Hinsichtlich der weiteren Einzelheiten sei ebenfalls auf die Beschreibung der 2 verwiesen.
Die Kurvenverläufe in den Diagrammen der 2 bis 4 beziehen sich auf laterale Belastungen der Rumpfstruktur 5. Vergleichbare Kurvenverläufe ergeben sich für eine Belastung der Rumpfstruktur 5 mit vertikalen oder kombinierten lateralen und vertikalen Rumpfstrukturlasten und/oder durch Flugmanöver induzierte Rumpfstrukturlasten. Auch hierbei ergibt sich mittels des erfindungsgemäßen Systems mit entsprechend angepassten Sensormitteln 6, Aktuatoren, Steuer- Leit- und/oder Regelflächen eine Rumpflastabminderung.
Zusammenfassend zeigen die Diagramme der 2 bis 4, dass sich sämtliche auf die Rumpfstruktur 5 des Flugzeugs 2 einwirkenden mechanischen Belastungen durch das erfindungsgemäße System 1 erheblich abmindern bzw. absenken lassen.
Bei Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens mittels des erfindungsgemäßen Systems 1 nach Maßgabe der 1 nimmt das Sensormittel 6 zunächst die Rumpfstrukturlasten in der Rumpfstruktur 5 des Flugzeugs 2 auf, die durch den Doppelpfeil 4 symbolisiert werden. Die Rumpfstrukturlasten werden dabei durch die im Wesentlichen lateral angreifenden Böen 3 verursacht. Die Darstellung der 1 beschränkt sich auf laterale Rumpfstrukturlasten, mittels des erfindungsgemäßen Verfahrens lassen sich aber ebenso vertikale oder kombinierte vertikale und laterale Rumpfstrukturlasten und/oder beispielsweise durch Flugmanöver in die Rumpfstruktur 5 induzierte vertikale, laterale oder kombinierte vertikale und laterale Rumpfstrukturlasten absenken bzw. abmindern.
Das von dem oder den Sensormitteln 6 abgegebene Messsignal 8 wird anschließend zu einer Signalaufbereitungseinheit 9 geleitet. Innerhalb der Signalaufbereitungseinheit 9 erfolgt eine Aufbereitung des Messsignals 8, beispielsweise durch eine Filterung und/oder Verstärkung. Von der Signalaufbereitungseinheit 9 wird das zu einer Regelgröße 10 modifizierte Messsignal zur Regeleinrichtung 11 geführt. Der Aufbau der Regeleinrichtung 11 entspricht dem Aufbau, der bereits im Rahmen der Beschreibung der 1 weiter oben dargestellt wurde, so dass an dieser Stelle hinsichtlich der weiteren Einzelheiten betreffend des inneren Aufbaus der Regeleinrichtung 11 hierauf verwiesen werden kann.
Innerhalb der Regeleinrichtung 11 wird die Regelgröße 10 zu den Stellgrößen 22, 23 modifiziert und mittels in der Zeichnung nicht näher bezeichneter Leitungen und Aktuatoren auf die Querruder 24, 25, 26 und 27 sowie das Seitenruder 28 des Flugzeugs 2 zurückgeführt. Infolge der Rückkopplung der Stellgrößen 22, 23 auf die Steuer-, Leit- und/oder Regelflächen in Form der Querruder 24, 25, 26, 27 sowie des Seitenruders 28 des Flugzeugs 2 ergibt sich ein geschlossener Regelkreis.
Durch eine entsprechende Parametrisierung der Regeleinrichtung 11 – wobei hinsichtlich weiterer Einzelheiten der Bestimmung der Parameter der Regeleinrichtung 11 auf die Beschreibung im Rahmen der 1 weiter oben verwiesen sei – werden die Rumpfstrukturlasten des Flugzeugs 2 im Frequenzbereich mindestens einer Starrkörpereigenform der Rumpfstruktur 5 und/oder Rumpfstrukturlasten im Frequenzbereich mindestens einer elastischen Eigenform der Rumpfstruktur 5 des Flugzeugs 2 derart abgeändert, dass sich im Ergebnis eine signifikante Rumpfstrukturlastabminderung innerhalb der Rumpfstruktur 5 des Flugzeugs 2 ergibt.
Die Erfindung ist hierbei nicht auf Verkehrsmittel, insbesondere Flugzeuge, beschränkt zu sehen. Die Erfindung kann bei allen großvolumigen und daher schwingungsfähigen Raumstrukturen, beispielsweise Schiffen, hohen Gebäuden, langen Brücken sowie großen Landfahrzeugen etc. in vorteilhafter Weise zur Absenkung von Rumpfstrukturlasten bzw. Strukturlasten eingesetzt werden.

1: System
2: Flugzeug
3: Böen
4: Doppelpfeil
5: Rumpfstruktur
6: Sensormittel
7: Tragfläche
8: Messsignal
9: Signalaufbereitungseinheit
10: Regelgröße
11: Regeleinrichtung
12: Regelstrang
12a: Regelzweig
13: Regelstrang
13a: Regelzweig
14: Tiefpassfilter
15: Hochpassfilter
16: Phasenkorrektureinheit
17: Verstärkungsfaktoreinheit
18: Tiefpassfilter
19: Hochpassfilter
20: Phasenkorrektureinheit
21: Verstärkungsfaktoreinheit
22: Stellgröße
23: Stellgröße
24: Querruder
25: Querruder
26: Querruder
27: Querruder
28: Seitenruder
28a: Rechnereinheit
28b: Anpasseinheit
28c: Leitung
28d: Signalinformation
29: Kurvenverlauf
30: Kurvenverlauf
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Claims

System zur Lastabminderung in einer Rumpfstruktur (5) eines Flugzeugs (2) durch eine Modifikation einer Amplituden- und/oder Phasencharakteristik von Rumpfstrukturlasten in einem durchgehenden Frequenzbereich, wobei die insbesondere durch eine Vielzahl von beliebigen Böen (3) hervorgerufenen und über die gesamte Rumpfstruktur (5) hinweg verteilten Rumpfstrukturlasten abminderbar sind, umfassend: a) mindestens ein Sensormittel (6) zur Konvertierung der Rumpfstrukturlasten in mindestens ein Messsignal (8) zur Bildung einer Regelgröße (10), b) eine Regeleinrichtung (11) zur Wandlung der Regelgröße (10) in eine Stellgröße (22, 23), c) mindestens einen Aktuator, auf den die Stellgröße (22, 23) zur Modifikation der Amplituden- und/oder Phasencharakteristik der Rumpfstrukturlasten zurückführbar ist, d) mittels des Aktuators oder der Aktuatoren betätigbare Steuer-, Leit- und/oder Regelflächen, insbesondere Quer- und Seitenruder (24–28) des Flugzeugs (2), e) mindestens einen in der Regeleinrichtung (11) angeordneten Regelstrang (12) mit einem Tiefpassfilter (14, 18) und einer Phasenkorrektureinheit (16, 20), f) eine dem mindestens einen Regelstrang (12) nachgeschaltete Verstärkungsfaktoreinheit (17, 21) zur Ansteuerung des Aktuators oder der Aktuatoren und g) eine Rechnereinheit (28a), mittels der eine Signalinformation (28d) über die Schwerpunktlage, die Trimtankkraftstoffmenge und/oder die Rumpfgewichtsverteilung an eine Anpasseinheit (28b) zur Adaption des mindestens einen Regelstrangs (12) leitbar ist.
System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der mindestens eine Regelstrang (12, 13) einen Hochpassfilter (15, 19) aufweist.
System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass mittels der Regeleinrichtung (11) die durch Starrkörpereigenformen und/oder elastische Eigenformen der Rumpfstruktur (5) hervorgerufenen Rumpfstrukturlasten in einem durchgehenden Frequenzbereich zwischen 0 Hz und 10 Hz abminderbar sind.
System nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Aktuator oder die Aktuatoren unmittelbar auf die Rumpfstruktur (5) einwirken.