DE102009001220B3

DE102009001220B3 - Verfahren und Vorrichtung zur Bestimmung aerodynamischer Kenngrößen eines Flugzeuges

Info

Publication number: DE102009001220B3
Application number: DE200910001220
Authority: DE
Inventors: Hans-Gerd Giesseler; Wilfried Stegelmeier; Chloé Tauzin
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2009-02-27
Filing date: 2009-02-27
Publication date: 2010-09-02
Anticipated expiration: 2029-02-28

Abstract

Die vorliegende Erfindung schafft eine Vorrichtung und Verfahren zum Bestimmen aerodynamischer Kenngrößen eines Flugzeuges (1), insbesondere eines Nickmoment-Koeffizienten (C) bei einem Auftrieb des Flugzeuges (1) ohne Höhenleitwerk von null und eines aerodynamischen Neutralpunktes (h) des Flugzeuges (1) ohne Höhenleitwerk. Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren werden Kräfte und flugmechanische Parameter an Tragflächen (2) und einem Höhenleitwerk (3) des Flugzeuges (1) zu verschiedenen Erfassungszeitpunkten während mindestens eines instationären Flugmanövers des Flugzeuges (1) erfasst. Dabei wird ein lineares Gleichungssystem (LGS) gebildet, das für jeden Erfassungszeitpunkt eine Nickbewegungsmomentenbalancegleichung umfasst, wobei die Nickbewegungsmomentenbalancegleichung die erfassten Kräfte und flugmechanischen Parameter aufweist. Dieses lineare Gleichungssystem (LGS) wird zur Berechnung der aerodynamischen Kenngrößen ausgewertet.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Bestimmung aerodynamischer Kenngrößen eines Flugzeuges, insbesondere von aerodynamischen Kenngrößen, die für eine anschließende Simulation zur Verifizierung einer zulässigen Last verwendbar sind.
Aerodynamische Kenngrößen und deren exakte Ermittlung werden für vielfältige Aufgaben sowohl in der Entwicklungsphase als auch während des laufenden Betriebes von Flugzeugen benötigt. An Board befindliche Echtzeitsysteme zur Datenerfassung und – analyse der Kenngrößen unterstützen hierbei die Durchführung der im Vorfeld erforderlichen Flugzeugtests. Derartige Einrichtungen und Methoden, welche auf Echtzeitsystemen zur Analyse der translatorischen und rotatorischen Freiheitsgrade der Flugzeugbewegung im freien Raum basieren, sind bekannt aus der Druckschrift US 2005 009 6801 A1 .
Weitergehende Methoden und Vorrichtungen zur Analyse von Flugdaten, die eine Schwerpunktsberechungen im Flug ermöglichen, sind in US 4 949 269 A beschrieben. Diese Handhabungen dienen der sicheren Flugzeugkontrolle und der Sicherstellung einer aerodynamisch günstigen Fluglage und gewährleisten somit einen ökonomischen Flugbetrieb. Als Basis für die Berechnungen dienen dabei charakteristische, feste Kenndaten der Flugeigenschaften des jeweiligen Flugzeuges, sowie allgemeine Flugdaten aus der Ableitung der Flugzeugposition.
Weiterhin ist bekannt, dass bezüglich der Problematik einer optimalen Bestimmung des vielfach benötigten Flugzeugschwerpunktes Methoden zur schnellen und einfachen Berechnung dieser physikalischen Kenngröße mit linearen Nährungsverfahren angewandt werden können, wie beispielsweise die Druckschrift EP 0 743 582 A2 lehrt. Diese Methoden zur zeitnahen Berechnung des Flugzeugschwerpunktes ermöglichen eine verbesserte Handhabung des Flugzeuges bei Flugmanövern im alltäglichen Betrieb.
Bei der Entwicklung eines Flugzeuges bestehen beschränkte Informationen über dessen aerodynamische Daten, die beispielsweise aus Windkanalversuchen von Flugzeugmodellen stammen. Nach der Fertigstellung eines Prototypen des jeweiligen Flugzeuges wird dieser Prototyp daher Flugtests FT (Flight Tests) unterzogen, bei denen flugmechanisch Daten und Lastenmessungen an dem Flugzeug vorgenommen werden, um bestehende Datenmodelle des Flugzeuges zu validieren und um zu verifizieren, dass die Komponenten des Flugzeuges tatsächlich derart ausgelegt sind, dass sie die bei Flugmanövern auftretenden Lasten, d. h. Kraft- und Momentverteilungen sicher aushalten.
Bei der herkömmlichen Vorgehensweise zur Bestimmung aerodynamischer Kenngrößen eines Flugzeuges wird das zu untersuchende Flugzeug in einen stationären Flugzustand versetzt, beispielsweise in einen Geradeausflug mit einem vertikalen Lastfaktor von annähernd eins. Anschließend wird eine Schwerpunktvariation, d. h. eine Verlagerung des Massenschwerpunktes des Flugzeuges hervorgerufen, indem ein Fluid von einem Ballasttank in einen anderen Ballasttank gepumpt wird. Beispielsweise wird Wasser von einem Ballasttank in einen anderen Ballasttank gepumpt, wobei sich der Massenschwerpunkt des Flugzeuges insgesamt verlagert. Auf Basis von Kräften und flugmechanischen Parametern, die während des stationären Flugzustandes bei verschiedenen Masseschwerpunkten ermittelt werden, können aerodynamische Kenngrößen ermittelt werden, mit denen die aus dem Windkanal gewonnenen Kenngrößen angepasst werden und die Gültigkeit der Flugzeugauslegung bestätigt oder widerlegt werden kann.
Des Weiteren können die ermittelten Kenngrößen bei der weiteren Identifikation der Flugzeug Aerodynamik als gesichert bekannt verwendet werden, wobei durch die damit erzielte Reduktion der Mehrdeutigkeiten der Prozess vereinfacht wird.
Diese herkömmliche Vorgehensweise hat allerdings den Nachteil, dass Wasser zwischen Ballasttanks bzw. Wassertanks umgepumpt werden muss, wobei dies aufgrund der beschränkten Strömungskapazität der dazwischenliegenden Rohre und Pumpen zeitaufwändig ist. Darüber hinaus beschränken die Volumenkapazität der Ballasttanks und deren Position im Flugzeug den Umfang der möglichen Variation des Masseschwerpunktes des Flugzeuges. Das bedeutet einen hohen Zeitaufwand zur Durchführung dieser Messungen und damit verbundene hohen Kosten.
Weiterhin hat sich herausgestellt, dass die auf diese Weise bestimmten aerodynamischen Kenngrößen relativ ungenau sind und eine hohe Streuung aufweisen.
Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Bestimmung aerodynamischer Kenngrößen eines Flugzeuges zu schaffen, bei der die aerodynamischen Kenngrößen mit einer hohen Genauigkeit bei gleichzeitig geringem Aufwand ermittelt werden.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch ein Verfahren mit den im Patentanspruch 1 angegebenen Merkmalen gelöst.
Die Erfindung schafft ein Verfahren zum Bestimmen aerodynamischer Kenngrößen eines Flugzeuges mit den Schritten:

(a) Erfassen von Kräften und flugmechanischen Parametern an Tragflächen und einem Höhenleitwerk des Flugzeuges zu verschiedenen Erfassungszeitpunkten während mindestens eines instationären Flugmanövers des Flugzeuges; und
(b) Auswerten eines Gleichungssystems, das für jeden Erfassungszeitpunkt eine Nickbewegungsmomentenbalancegleichung umfasst, welche die erfassten Kräfte und flugmechanischen Parameter aufweist, zur Berechnung der aerodynamischen Kenngrößen des Flugzeuges.

Ein Vorteil des erfindungsgemäßen Verfahrens besteht darin, dass neben stationären Flugmanövern auch instationäre Flugmanöver herangezogen werden können, um die aerodynamischen Kenngrößen des Flugzeuges zu bestimmen. Da derartige instationäre bzw. dynamische Flugmanöver, beispielsweise ein Nickmanöver zur Erreichung eines vorgegebenen vertikalen Lastfaktors zur Zulassung eines Flugzeuges in jedem Fall durchgeführt werden, können diese instationären Flugmanöver bei dem erfindungsgemäßen Verfahren ohne zusätzlichen Aufwand auch zur Bestimmung der aerodynamischen Kenngrößen genutzt werden.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßem Verfahrens werden durch Auswerten des Gleichungssystems ein Nickmoment-Koeffizient bei einem Auftrieb des Flugzeuges ohne Höhenleitwerk von null und ein aerodynamischer Neutralpunkt des Flugzeuges ohne Höhenleitwerk als aerodynamische Kenngrößen des Flugzeuges bestimmt.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßem Verfahrens werden die Kräfte und flugmechanischen Parameter während des Flugmanövers aufgezeichnet und das Gleichungssystem wird zu einem späteren Zeitpunkt auf Basis der aufgezeichneten Kräfte und flugmechanischen Parameter ausgewertet.
Bei einer alternativen Ausführungsform des erfindungsgemäßem Verfahrens erfolgt die Auswertung des Gleichungssystems auf Basis der während des Flugmanövers aufgezeichneten Kräfte und flugmechanischen Parameter direkt in Echtzeit.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßem Verfahrens wird das Gleichungssystem durch ein überbestimmtes lineares Gleichungssystem gebildet, das mit einer numerischen Optimierungsmethode, beispielsweise mit der Methode der kleinsten Fehlerquadrate, gelöst wird.
Da es sich bei dem linearen Gleichgewichtssystem um ein überbestimmtes lineares Gleichungssystem handelt, ist die Streuung der berechneten aerodynamischen Kenngrößen gering und die Bestimmung der aerodynamischen Kenngrößen kann mit einer hohen Rechengenauigkeit erfolgen.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßem Verfahrens ist das durchgeführte Flugmanöver hauptsächlich ein Längsbewegungsmanöver des Flugzeuges. Bei dem Flugmanöver muss es sich somit nicht um eine reine Längsbewegung handeln, sondern es sind auch laterale Bewegungszustände bzw. Anteile zulässig.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßem Verfahrens wird eine Spindelkraft in einer Trimmspindel des Höhenleitwerks und Lagerkräfte in einem linken und rechten Drehlager des Höhenleitwerks während des Flugmanövers sensorisch erfasst.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßem Verfahrens wird ein vertikaler Lastfaktor an einem Massenschwerpunkt des Flugzeuges,
ein vertikaler Lastfaktor an einem Massenschwerpunkt eines Trimmtankes und
ein vertikaler Lastfaktor an einem Massenschwerpunkt des Höhenleitwerkes während des Flugmanövers sensorisch erfasst oder aus erfassten Sensordaten abgeleitet.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßem Verfahrens wird in Abhängigkeit der sensorisch erfassten Spindel- und Lagerkräfte des Höhenleitwerks und der erfassten oder abgeleiteten vertikalen Lastfaktoren mittels folgender vertikaler Lastfaktorgleichung: –mgnz cg = Fz wfp + 1co [Fz screw + Fz attachL+R – mHTPgnz HTP – mTTgnz TT]die vertikale Auftriebskraft F_z ^wfp des Flugzeuges ohne Höhenleitwerk berechnet,
wobei co ein vorgegebener Übertragungsfaktor (carry over),

g: die Gravitationskonstante,
m: die Masse des Flugzeuges,
m^HTP: Masse des Höhenleitwerkes,
m^TT: die Masse des Trimmtankes,
n_z ^cg: der vertikale Lastfaktor am Masseschwerpunkt des Flugzeuges,
n_z ^HTP: der vertikale Lastfaktor am Masseschwerpunkt des Höhenleitwerkes,
n_z ^TT: der vertikale Lastfaktor am Masseschwerpunkt des Trimmtankes,
F_z ^screw: die Spindelkraft in der Trimmspindel des Höhenleitwerkes, und
F_z ^{attach L+R}: die Lagerkräfte in einem linken und rechten Drehlager des Höhenleitwerkes sind.

Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßem Verfahrens weist die Nickbewegungsmomentenbalancegleichung, die durch die vertikale Lastfaktorgleichung berechnete vertikale Auftriebskraft F_z ^wfp ohne Höhenleitwerk auf:
wobei

ω: = Drehrate des Flugzeuges,
q: der auftretende Staudruck,
S: die Fläche der Tragfläche des Flugzeuges,
l_μ: die aerodynamische Flügeltiefe der Tragfläche,
h₀: der aerodynamische Neutralpunkt des Flugzeuges ohne Höhenleitwerk,
T_outer: die Schubkraft der äußeren an der Tragfläche angebrachten Triebwerke,
T_inner: die Schubkraft der inneren an der Tragfläche angebrachten Triebwerke,
C_x: der Beiwert der aerodynamischen Kraft,
l^drag, l^screw, l^attach, l^HTP, l^TT, l^outer, l^inner: die Hebelarmlängen für den Luftwiderstand, die Trimmspindellasten, die Drehlagerlasten, die Trägheitskraft des Höhenleitwerks HTP, die Trägheitskraft des Trimmtankes TT, die Schubkraft der äußeren Triebwerke und die Schubkraft der inneren Triebwerke sind.

Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßem Verfahrens wird das aus Nickbewegungsmomentebalancegleichungen für m Er fassungszeitpunkte gebildete überbestimmte lineare Gleichungssystem:
nach dem Nickmomentekoeffizienten C_m0 und dem aerodynamischen Neutralpunkt des Flugzeuges ohne Höhenleitwerk aufgelöst, wobei b die Inhomogenität des überbestimmten linearen Gleichungssystems ist.
Die Erfindung schafft ferner eine Vorrichtung mit den im Patentanspruch 11 angegebenen Merkmalen.
Die Erfindung schafft eine Vorrichtung zur Bestimmung aerodynamischer Kenngrößen eines Flugzeuges mit:

(a) Sensoren zur Erfassung von Kräften und flugmechanischen Parametern an Tragflächen und einem Höhenleitwerk des Flugzeuges zu verschiedenen Erfassungszeitpunkten während mindestens eines instationären Flugmanövers des Flugzeuges; und mit
(b) einer Berechnungseinheit zum Auswerten eines Gleichungssystems, das für jeden Erfassungszeitpunkt eine Nickbewegungsmomentanbalancegleichung umfasst, welche die erfassten Kräfte und flugmechanischen Parameter aufweist, zur Berechnung der aerodynamischen Kenngrößen des Flugzeuges.

Bei einer Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung ist diese in dem Flugzeug angebracht.
Bei einer alternativen Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung sind Sensoren an dem Flugzeug angebracht, wobei die durch die Sensoren erfassten Kräfte und flugmechanischen Parameter über eine Funkschnittstelle an eine Bodenstation übertragen werden, die die Berechnungseinheit aufweist.
Die Erfindung schafft ferner ein Programm mit Programmbefehlen zur Durchführung eines Verfahrens zum Bestimmen von aerodynamischen Kenngrößen eines Flugzeuges mit den Schritten:

Die Erfindung schafft ferner einen Datenträger, der ein derartiges Programm speichert.
Im Weiteren werden Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Verfahrens und der erfindungsgemäßen Vorrichtung zum Bestimmen aerodynamischer Kenngrößen eines Flugzeuges unter Bezugnahme auf die beigefügten Figuren beschrieben.
Es zeigen:
1: eine schematische Ansicht der bei dem erfindungsgemäßen Verfahren zum Bestimmen der aerodynamischen Kenngrößen erfassten Kräfte und flugmechanischen Parameter;
2: ein Ablaufdiagramm einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens zum Bestimmen aerodynamischer Kenngrößen eines Flugzeuges;
3A, 3B: Blockschaltbilder möglicher Ausführungsformen der erfindungsgemäßen Vorrichtung zum Bestimmen aerodynamischer Kenngrößen.
1 zeigt schematisch Kräfte und flugmechanische Parameter, die bei dem erfindungsgemäßen Verfahren zum Bestimmen aerodynamischer Kenngrößen erfasst werden.
Man erkennt in 1 schematisch ein Flugzeug 1 mit Tragflächen 2 und einem Höhenleitwerk 3. Weiterhin erkennt man in 1 einen Masseschwerpunkt cg (center of gravity) des Flugzeuges 1. An den Tragflächen 2 des Flugzeuges 1 greift eine Auftriebskraftkomponente F_z ^wfp an. Am Masseschwerpunkt cg des Flugzeuges 1 wirkt die Erdanziehungskraft F_g = m·g·n_z ^cg. Das Höhenleitwerk 3 hat eine Trimmspindel, wobei die auf die Trimmspindel wirkende Spindelkraft F_z ^screw erfasst wird, wie in 1 dargestellt. In einem Trimmtank des Höhenleitwerks 3 ist Treibstoff vorhanden, dessen Masse m^TT ebenfalls der Erdanziehungskraft unterworfen ist. Diese Kraft F_TT ist ebenfalls in 1 schematisch dargestellt. Das Höhenleitwerk 3 (HTP = Horizontal Tail Plane) hat ebenfalls eine Masse m^HTP, die zu einer Erdanziehungskraft F_HTP führt. Darüber hinaus werden die Lagerkräfte F_z ^attachL+R in einem linken und rechten Drehlager des Höhenleitwerks 3 während des eines sensorisch erfasst.
Mit den in 1 dargestellten Kräften F lässt sich anhand einer vertikalen Lastfaktorgleichung die vertikale Auftriebskraft F_z ^wfp des Flugzeuges 1 ohne Höhenleitwerk HTP berechnen. –m·g·nz cg = –(Faero)z –m·g·nz cg = Fz wfp + Fz HTP –mgnz cg = Fz wfp + 1co [Fz screw + Fz attachL+R – mHTPgnz HTP – mTTgnz TT]wobei co ein vorgegebener Übertragungsfaktor (carry over),

g: die Gravitationskonstante,
m: die Masse des Flugzeuges 1,
m^HTP: die Masse des Höhenleitwerkes 3,
m^TT: die Masse eines Trimmtankes des Höhenleitwerkes 3,
n_z ^cq: der vertikale Lastfaktor am Masseschwerpunkt cg des Flugzeuges 1,
n_z ^HTP: der vertikale Lastfaktor am Masseschwerpunkt des Höhenleitwerkes 3,
n_z ^TT: der vertikale Lastfaktor am Masseschwerpunkt des Trimmtankes,
F_z ^screw: die Spindelkraft in der Trimmspindel des Höhenleitwerkes 3,
F_z ^attachL+R: die Lagerkräfte in einem linken und rechten Drehlager des Höhenleitwerkes 3 sind.

Der vorgegebene Übertragungsfaktor co beträgt beispielsweise 0,9. Die vertikale Auftriebskraft F_z ^wfp des Flugzeuges 1 ohne Höhenleitwerk 3 gibt die Auftriebskraft an, die der Rest des Flugzeuges 1 ohne Höhenleitwerk 3, d. h. die Tragflächen und der Rumpf des Flugzeuges 1 aufweisen (WFP: Wing/Fuselage/Pod).
Neben der vertikalen Lastfaktorgleichung genügt das Flugzeug 1 einer Nickbewegungsmomentenbalancegleichung:
wobei I das Trägheitsmoment (Inertia) des Flugzeuges 1 ist und ω die Dreh- bzw. Winkelrate ist. M_y bezeichnet Drehmomente in Längsrichtung des Flugzeuges 1.
Die Nickbewegungsmomentenbalancegleichung lässt sich unter Angabe der in der vertikalen Lastfaktorgleichung angegebenen Größen wie folgt angeben:
wobei ω die Drehrate des Flugzeuges 1,

q: der auftretende Staudruck,
S: die Fläche der Tragflächen 2 des Flugzeuges 1,
l_μ: die aerodynamische Flügeltiefe der Tragflächen 2,
h₀: der aerodynamische Neutralpunkt des Flugzeuges 1 ohne Höhenleitwerk 3,
T_outer: die Schubkraft der äußeren an der Tragfläche 2 angebrachten Triebwerke,
T_inner: die Schubkraft der inneren an der Tragfläche 2 angebrachten Triebwerke,
C_x: der Beiwert der aerodynamischen Kraft,
l^drag, l^screw, l^attach, l^HTP, l^TT, l^outer, l^inner: die Hebelarmlängen für den Luftwiderstand, die Trimmspindellasten, die Drehlagerlasten, die Trägheitskraft des Höhenleitwerks HTP, die Trägheitskraft des Trimmtankes TT, die Schubkraft der äußeren Triebwerke und die Schubkraft der inneren Triebwerke sind.

Auf der linken Seite der oben angegebenen Nickbewegungsmomentenbalancegleichung befinden sich zwei relevante aerodynami sche Kenngrößen des Flugzeuges 1, nämlich der Nickmoment-Koeffizient C₀ bei einem Auftrieb des Flugzeuges 1 ohne Höhenleitwerk 3 von null und ein aerodynamischer Neutralpunkt h₀ des Flugzeuges 1 ohne Höhenleitwerk 3. In 1 ist schematisch der Nickmoment-Koeffizient C₀ bei einem Autrieb des Flugzeuges ohne Höhenleitwerk von null dargestellt. Dieser Koeffizient gibt ein Verhältnis zwischen dem Auftrieb bzw. Abtrieb auf dem freien, umströmten Höhenleitwerk zum Gesamtauftrieb am Höhenleitwerk, dem Seitenleitwerk und dem Rumpf des Flugzeuges an.
Die andere zu berechnende aerodynamische Kenngröße ist der aerodynamische Neutralpunkt h₀ des Flugzeuges 1 ohne Höhenleitwerk 3. Bei diesem Neutralpunkt h₀ bleibt das Nickmoment des Flugzeuges 1 auch bei sich änderndem Anströmungswinkel konstant.
Die Schubkraft T_outer, T_inner der Triebwerke von gemessenen Triebwerkparametern abgeleitet werden. Bei dem Beiwerk C_x der aerodynamischen Kraft F_x ^aero, wie sie in 1 schematisch dargestellt ist, handelt es sich um eine dimensionslose Größe, die unter anderem von dem Profil des Flugzeuges 1 abhängt und den Luftwiderstand des Flugzeuges F_x ^aero beeinflusst.
Mittels der oben angegebenen Nickbewegungsmomentenbalancegleichung lässt sich für m Erfassungszeitpunkt t ein überbestimmtes lineares Gleichungssystem LGS generieren:
Das überbestimmte lineare Gleichungssystem LGS besteht aus einer mx2 Matrix A, die mit einem aerodynamischen Kenngrößenvektor multipliziert einen Inhomogenitätsvektor b ergibt, dessen Größen konstant bzw. bekannt oder sensorisch erfasst sind. Die Inhomogenität b entspricht der rechten Seite der oben genannten Nickbewegungsmomentenbalancegleichung. Diese überbestimmte lineare Gleichungssystem lässt sich mit einer numerischen Optimierungsmethode, wie beispielsweise der Methode der kleinsten Fehlerquadrate LS (Least Square), nach dem Vektor für die aerodynamischen Kenngrößen Cm₀, h₀ wie folgt auflösen (mit A^–1 sei hier ganz allgemein die Pseudoinverse von A bezeichnet):
2 zeigt ein Ablaufdiagramm, welches die Vorgehensweise des erfindungsgemäßen Verfahrens zum Bestimmen der aerodynamischen Kenngrößen, beispielsweise des Nickmoment-Koeffizienten C_m0 und des Neutralpunktes h₀ verdeutlicht.
In einem Schritt S1 werden zunächst die Kräfte F und die flugmechanischen Parameter an den Tragflächen 2 und dem Höhenleitwerk 3 des Flugzeuges 1 zu verschiedenen Erfassungszeitpunkten t während mindestens eines instationären oder stationären Flugmanövers des Flugzeuges 1 erfasst. Beispielsweise erfolgt die Erfassung der Kräfte und flugmechanischen Parameter während des Flugmanövers in regelmäßigen Zeitabständen, beispielsweise alle 30 oder 60 msec, sodass m Nickbewegungsmomentenbalancegleichungen aufgestellt werden können und in das lineare Gleichungssystem LGS eingesetzt werden können.
Bei einer möglichen Ausführungsform werden die erfassten Kräfte und flugmechanischen Parameter während des Flugmanövers aufgezeichnet und abgespeichert. Bei dieser Ausführungsform erfolgt die Auswertung des linearen Gleichungssystems LGS zu einem späteren Zeitpunkt.
In einem weiteren Schritt S2 wird das lineare Gleichungssystem LGS, das für jeden Erfassungszeitpunkt t eine Nickbewegungsmomentenbalancegleichung umfasst, welche die erfassten Kräfte und flugmechanischen Parameter aufweist, zur Berechnung der aerodynamischen Kenngrößen des Flugzeuges 1 ausgewertet. Die Auswertung des linearen Gleichungssystems LGS erfolgt bei einer möglichen Ausführungsform nach dem Landen des Flugzeuges 1 auf Basis der während des Flugmanövers aufgezeichneten Kräfte und flugmechanischen Parameter.
Bei einer alternativen Ausführungsform wird das lineare Gleichungssystem LGS noch während des Fluges bzw. während des Flugmanövers in Echtzeit ausgewertet. Die Lösung des Gleichungssystems erfolgt beispielsweise mittels einer Methode kleinster Fehlerquadrate LS.
3A zeigt eine mögliche Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Bestimmung aerodynamischer Kenngrößen bei einem Flugzeug 1. Bei dieser Ausführungsform befindet sich die Vorrichtung zur Bestimmung aerodynamischer Kenngrößen in dem Flugzeug 1. Über Sensoren 4 werden Kräfte und flugmechanische Parameter an den Tragflächen 2 und dem Höhenleitwerk 3 des Flugzeuges 1 zu verschiedenen Erfassungszeitpunkten t während eines stationären oder instationären Flugmanövers des Flugzeuges 1 erfasst bzw. aus den Sensordaten abgeleitet. Die in 3A dargestellten Sensoren 4 weisen beispielsweise Drehratensensoren, Kraftsensoren oder Beschleunigungssensoren auf. Eine in dem Flugzeug 1 vorgesehene Berechnungseinheit 5 wertet das erzeugte lineare Gleichungssystem LGS aus und berechnet aerodynamische Kenngrößen des Flugzeuges 1, beispielsweise den Nickmomentkoeffizienten C_m0 und den Neutralpunkt h₀ des Flugzeuges 1. Diese ermittelten aerodynamischen Kenngrößen C_m0, h₀ werden beispielsweise in einem Speicher 6 für eine spätere Simulation abgelegt. Die Berechnungseinheit 5 wird beispielsweise durch eine CPU bzw. einen Mikroprozessor gebildet.
3B zeigt eine alternative Ausführungsform der erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Bestimmung aerodynamischer Kenngrößen des Flugzeuges 1. Bei dieser Ausführungsform liefern Sensoren 4 Sensordaten an eine Funkschnittstelle 7 innerhalb des Flugzeuges 1, welche die Sensordaten an eine Funkschnittstelle 8 einer Bodenstation 9 überträgt. Die Bodenstation 9 weist eine Berechnungseinheit 5 auf, welche die berechneten aerodynamischen Kenngrößen in einen Speicher 6 schreibt, der sich ebenfalls in der Bodenstation 9 befindet. Der Speicher 6 ist beispielsweise eine Datenbank.
Bei einer alternativen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens können die Hecklasten auch basierend auf Höhenleitwerksschnittgrößen bestimmt werden. Diese können die Messdaten der Trimmspindel und der Höhenleitwerkslagerlasten ersetzen bzw. ergänzen. Bei einer möglichen Ausführungsform wird hierbei zusätzlich der Luftlastanteil, der auf dem Rumpf des Flugzeuges 1 wirkt, durch einen Übertragungsfaktor berücksichtigt und die Trägheitslasten außerhalb der Höhenleitwerksschnittgrößen werden abgezogen.
Die erfindungsgemäße Vorgehensweise erlaubt es, wichtige aerodynamische Kenngrößen bzw. Parameter, beispielsweise den Nickmoment-Koeffizienten C_m0 und den aerodynamischen Neutralpunkt h₀ in einfacher Weise auch während eines instationären Flugmanövers zu ermitteln. Die Ermittlung bzw. Berechnung der aerodynamischen Kenngrößen kann in sehr kurzer Zeit erfolgen, da ein aufwändiges Umpumpen bzw. eine Schwerpunktverlagerung während eines stationären Flugmanövers entfällt. Das erfindungsgemäße Verfahren erlaubt es, auf langwierige Flugmanöver zur Erzielung stationärer Flugzustände allein zur Bestimmung aerodynamischer Kenngrößen zu verzichten, sodass die Entwicklung des Flugzeuges 1 insgesamt beschleunigt wird. Das erfindungsgemäße Verfahren ist zudem relativ unempfindlich gegenüber lateralen Effekten, sodass auch kontinuierliche Flugwendemanöver zur Bestimmung der aerodynamischen Kenngrößen geflogen werden können. Das Signalrauschverhältnis des erfindungsgemäßen Verfahrens ist hoch und die Genauigkeit bei der Berechnung der aerodynamischen Kenngrößen ist aufgrund der Überbestimmung des linearen Gleichungssystems LGS ebenfalls hoch.

1: Flugzeug
2: Tragflächen
3: Höhenleitwerk
4: Sensoren
5: Berechnungseinheit
6: Speicher
7: Funkschnittstelle
8: Funkschnittstelle
9: Bodenstation

Claims

Verfahren zum Bestimmen aerodynamischer Kenngrößen eines Flugzeuges (1) mit den Schritten: (a) Erfassen (S1) von Kräften und flugmechanischen Parametern an Tragflächen (2) und einem Höhenleitwerk (3) des Flugzeuges (1) zu verschiedenen Erfassungszeitpunkten während mindestens eines instationären Flugmanövers des Flugzeuges (1); und (b) Auswerten (2) eines Gleichungssystems, das für jeden Erfassungszeitpunkt eine Nickbewegungsmomentenbalancegleichung umfasst, welche die erfassten Kräfte und flugmechanischen Parameter aufweist, zur Berechnung der aerodynamischen Kenngrößen des Flugzeuges (1).
Verfahren nach Anspruch 1, wobei durch Auswerten des Gleichungssystems ein Nickmoment-Koeffizient (C_m0) bei einem Auftrieb des Flugzeuges (1) ohne Höhenleitwerk (3) von null und ein aerodynamischer Neutralpunkt (h₀) des Flugzeuges (1) ohne Höhenleitwerk (3) als aerodynamische Kenngrößen bestimmt werden.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, wobei das Auswerten des Gleichungssystems auf Basis von während des Flugmanövers aufgezeichneten Kräften und flugmechanischen Parametern zu einem späteren Zeitpunkt oder in Echtzeit erfolgt.
Verfahren nach Anspruch 1 bis 3, wobei das Gleichungssystem durch ein überbestimmtes li neares Gleichungssystem (LGS) gebildet wird, das mit einer numerischen Optimierungsmethode gelöst wird.
Verfahren nach Anspruch 1 bis 4, wobei das Flugmanöver hauptsächlich ein Längsbewegungsmanöver des Flugzeuges (1) ist.
Verfahren nach Anspruch 1 bis 5, wobei eine Spindelkraft (F_z ^Screw) in einer Trimmspindel des Höhenleitwerks (3) und Lagerkräfte (F_z ^attachL+R) in einem linken und rechten Drehlager des Höhenleitwerks (3) während des Flugmanövers sensorisch erfasst werden.
Verfahren nach Anspruch 1 bis 6, wobei ein vertikaler Lastfaktor (n) am Massenschwerpunkt (cg) des Flugzeuges (1), ein vertikaler Lastfaktor (n_z ^TT) an einem Massenschwerpunkt eines Trimmtankes (TT) und ein vertikaler Lastfaktor (n_z ^HTP) an einem Massenschwerpunkt des Höhenleitwerks (3) während des Flugmanövers sensorisch erfasst oder aus Sensordaten abgeleitet werden.
Verfahren nach Anspruch 6 und 7, wobei in Abhängigkeit der sensorisch erfassten Spindel- und Lagerkräfte des Höhenleitwerks (3) und der erfassten oder abgeleiteten vertikalen Lastfaktoren (n_z) mittels folgender vertikaler Lastfaktorgleichung: –mgnz cg = Fz wfp + 1co [Fz screw + Fz attachL+R – mHTPgnz HTP – mTTgnz TT]die vertikale Auftriebskraft F_z ^wfp des Flugzeuges (1) ohne Höhenleitwerk (3) berechnet wird, wobei co ein vorgegebener Übertragungsfaktor (carry over), g die Gravitationskonstante, m die Masse des Flugzeuges (1), m^HTP die Masse des Höhenleitwerkes (3), m^TT die Masse des Trimmtankes, n_z ^cg der vertikale Lastfaktor am Masseschwerpunkt des Flugzeuges (1), n_z ^HTP der vertikale Lastfaktor am Masseschwerpunkt des Höhenleitwerkes (3), n_z ^TT der vertikale Lastfaktor am Masseschwerpunkt des Trimmtankes, F_z ^screw die Spindelkraft in der Trimmspindel des Höhenleitwerkes (3), F_z ^attachL+R die Lagerkräfte in einem linken und rechten Drehlager des Höhenleitwerkes (3) sind.
Verfahren nach Anspruch 8, wobei die Nickbewegungsmomentenbalancegleichung, die durch die vertikale Lastfaktorgleichung berechnete vertikale Auftriebskraft F_z ^wfp des Flugzeuges (1) ohne Höhenleitwerk (3) aufweist:
wobei ω = Drehrate des Flugzeuges (1), q der auftretende Staudruck, S die Fläche einer Tragfläche (2) des Flugzeuges (1), l_μ die aerodynamische Flügeltiefe der Tragfläche (2), h₀ der aerodynamische Neutralpunkt des Flugzeuges (1) ohne Höhenleitwerk (3), T_outer die Schubkraft der äußeren an der Tragfläche (2) angebrachten Triebwerke, T_inner die Schubkraft der inneren an der Tragfläche (2) angebrachten Triebwerke, C_x der Beiwert der aerodynamischen Kraft, l^drag, l^screw, l^attach, l^HTP, l^TT, l^outer, l^inner die Hebelarmlängen für den Luftwiderstand, die Trimmspindellasten, die Drehlagerlasten, die Trägheitskraft des Höhenleitwerks HTP, die Trägheitskraft des Trimmtankes TT, die Schubkraft der äußeren Triebwerke und die Schubkraft der inneren Triebwerke sind.
Verfahren nach Anspruch 9, wobei das aus Nickbewegungsmomentanbalancegleichungen für m Erfassungszeitpunkte gebildete überbestimmte lineare Gleichungssystem (LGS):
nach dem Nickmoment-Koeffizienten (C_m0) und dem aerodynamischen Neutralpunkt (h₀) des Flugzeuges (1) ohne Höhenleitwerk (3) aufgelöst wird, wobei b die Inhomogenität des überbestimmten linearen Gleichungssystems (LGS) ist.
Vorrichtung zur Bestimmung aerodynamischer Kenngrößen eines Flugzeuges (1) mit: (a) Sensoren (4) zur Erfassung von Kräften und flugmechanischen Parametern an Tragflächen (2) und einem Höhenleitwerk (3) des Flugzeuges (1) zu verschiedenen Erfassungszeitpunkten während mindestens eines instationären Flugmanövers des Flugzeuges (1); und mit (b) einer Berechnungseinheit (5) zum Auswerten eines Gleichungssystems, das für jeden Erfassungszeitpunkt eine Nickbewegungsmomentanbalancegleichung umfasst, welche die erfassten Kräfte und flugmechanischen Parameter aufweist, zur Berechnung der aerodynamischen Kenngrößen des Flugzeuges (1).
Vorrichtung nach Anspruch 11, wobei die Vorrichtung in dem Flugzeug (1) angebracht ist.
Vorrichtung nach Anspruch 11, wobei die Sensoren (4) an dem Flugzeug (1) angebracht sind und die erfassten Kräfte und flugmechanischen Parameter über eine Funkschnittstelle (7, 8) an eine Bodenstation (9) übertragen, die die Berechnungseinheit (5) aufweist.
Programm mit Programmbefehlen zur Durchführung des Verfahrens nach Anspruch 1 bis 10.
Datenträger, der das Programm nach Anspruch 14 speichert.