DE102009004814B4

DE102009004814B4 - Verfahren zur Steuerung eines Drehflügelflugzeugs

Info

Publication number: DE102009004814B4
Application number: DE102009004814A
Authority: DE
Inventors: Dr. Jänker Peter; Dr. Klöppel Valentin
Original assignee: EADS Deutschland GmbH; Eurocopter Deutschland GmbH
Current assignee: Airbus Helicopters Deutschland GmbH; Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 2009-01-13
Filing date: 2009-01-13
Publication date: 2012-04-05
Anticipated expiration: 2029-01-14
Also published as: US20100178167A1; DE102009004814A1; US8475127B2

Abstract

Verfahren zur Steuerung eines Drehflügelflugzeugs mit mindestens einem Hauptrotor, umfassend einen Rotorkopf und Rotorblätter (12), so angeordnet, dass jedes Rotorblatt (12) drehbar oder verwindbar um seine Blattlängsachse am Rotorkopf gelagert ist, und mindestens eine auslenkbare Steuerklappe (14) aufweist, wobei die Steuerung des Drehflügelflugzeugs nur durch die Änderung der jeweiligen Blattanstellwinkel (X) mittels Änderung eines Klappenwinkels (Y) der zugeordneten Steuerklappen (14) erfolgt, indem ein resultierender Blattanstellwinkel (X3) durch Beaufschlagung der Steuerklappe (14) mit einem resultierenden Klappenwinkel (Y4) eingestellt und der resultierende Klappenwinkel (Y4) anhand eines Algorithmus berechnet wird, wobei die Eingangsgrößen einen Klappensteuerwinkel (Y1) in Abhängigkeit der Piloten-Primärsteuerung und einem Klappenkorrekturwinkel (Y2) in Abhängigkeit einer Sekundärsteuerung umfassen, dadurch gekennzeichnet, dass periodisch Stellsignale generiert werden, um die Rotorintegrität zu überprüfen.

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Steuerung eines Drehflügelflugzeugs der im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen Art.
Aus der DE 10 2007 020 079 A1 ist eine Steuereinrichtung eines Hubschrauber-Hauptrotors bekannt. Der Hauptrotor umfasst Rotorkopf und Rotorblätter, wobei die Rotorblätter drehbar oder verwindbar am Rotorkopf angebracht sind. Darüber hinaus ist an jedem Rotorblatt mindestens eine Steuerklappe angeordnet. Zusätzlich ist der Blatteinstellwinkel an der Blattwurzel veränderbar. Dies wird über einen Kollektivaktuator, oder alternativ über einen Blattwurzelaktuator realisiert. Die Gesamtsteuerung des Hubschraubers gliedert sich in eine Primär- und eine Sekundärsteuerung und erfolgt allgemein über die Änderung des Blattanstellwinkels des Rotorblatts. Die Primärsteuerung dient vorrangig der pilotenabhängigen Steuerung und agiert durch die Änderung des Blatteinstellwinkels an der Blattwurzel. Die Sekundärsteuerung bekämpft spezielle hubschraubertypische Probleme. Sie agiert über die Auslenkung der Steuerklappen und bewirkt dadurch eine Änderung des Blattanstellwinkels durch Torsion des Rotorblatts. Durch die Beaufschlagung des Rotorblatts mit zwei unterschiedlichen Blattanstellwinkelforderungen erfolgt eine mechanische Überlagerung der beiden Blattanstellwinkel, woraus ein resultierender Blattanstellwinkel hervorgeht. Durch Anstellung des Rotorblatts mit dem resultierenden Blattanstellwinkel erfolgt die Gesamtsteuerung nach den Vorgaben von Primär- und Sekundärsteuerung.
Für die Einstellung des resultierenden Blattanstellwinkels ist jedoch immer eine Anpassung des Blatteinstellwinkels an der Blattwurzel, sowie eine Änderung des Blattanstellwinkels mittels Torsion durch Aktionen der Steuerklappen notwendig. Darüber hinaus ist die Überlagerung der Blattanstellwinkel von Primär und Sekundärsteuerung nur in einem festen Verhältnis möglich, welches durch die Torsionssteifigkeit des Rotorblatts vorgegebenen ist. Ferner geht ein Regelkonzept zur Gesamtsteuerung eines Hubschraubers nur durch Steuerklappen aus der genannten Schrift nicht hervor.
Ein gattungsgemäßes Verfahren zur Steuerung eines Drehflügelflugzeugs, bei dem sowohl die Primär- als auch Sekundärsteuerung ausschließlich mittels der Steuerklappen realisiert wird, ist aus DE 601 01 928 T2 bekannt.
Aufgabe der Erfindung ist es, bei einem Verfahren der angegebenen Art eine periodische Überprüfung der Rotorblattintegrität zu ermöglichen.
Diese Aufgabe wird für das Verfahren durch die kennzeichnenden Merkmale des Anspruchs 1 in Verbindung mit seinen Oberbegriffsmerkmalen gelöst.
Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung bilden die Gegenstände der Unteransprüche.
In bekannter Weise umfasst ein Drehflügelflugzeug einen Rotorkopf und Rotorblätter. Die Rotorblätter sind derart mit dem Rotorkopf verbunden, dass jedes Rotorblatt drehbar oder verwindbar entlang seiner Blattlängsachse am Rotorkopf gelagert ist. Jedes Rotorblatt weist mindestens eine auslenkbare Steuerklappe auf. Die Steuerklappe sitzt an der Blatthinterkante des Rotorblatts. Durch die Auslenkung der Steuerklappe in Kombination mit dem teilweise torsionsweich oder drehbar gelagertem Rotorblatt, ist der Blattanstellwinkel einstellbar. Eine Steuerung des Drehflügelflugzeugs erfolgt durch Änderung des Blattanstellwinkels über einen Rotorumlauf. Eine Gesamtsteuerung des Drehflügelflugzeugs ist in eine Piloten-Primärsteuerung und eine Sekundärsteuerung unterteilt. Die Piloten-Primärsteuerung beeinflusst somit z. B. Steig- und Sinkflug sowie das horizontale Manövrieren. Zur Erfüllung dieser Steueraufgabe muss der Blattanstellwinkel des Rotorblatts entsprechend der Piloten-Primärsteuerung eingestellt werden. Die Sekundärsteuerung dient dazu, das flugphysikalische Verhalten des Drehflügelflugzeugs nach ausgewählten Parametern zu verbessern. Der Blattanstellwinkel muss daher entsprechend der Forderungen der Sekundärsteuerung eingestellt werden.
Bei dem Verfahren werden beide Steueranforderungen durch Änderung des Blattanstellwinkels nur mittels Steuerklappe bewältigt. Die Umsetzung der Piloten-Primärsteuerung hat eine entsprechenden Klappensteuerwinkel-Forderung zur Folge, um einen entsprechenden Blattanstellwinkel zu erzielen. Zur Umsetzung der Sekundärsteuerung wird eine Klappenkorrekturwinkel-Forderung generiert. Um beiden Steuerforderungen Rechnung zu tragen, wird aus dem geforderten Klappensteuerwinkel und dem geforderten Klappenkorrekturwinkel mittels eines Algorithmus ein resultierender Klappenwinkel berechnet. Durch die Auslenkung der Steuerklappe mit dem resultierenden Klappenwinkel wird am Rotorblatt ein resultierender Blattanstellwinkel eingestellt, worüber die Gesamtsteuerung des Drehflügelflugzeugs realisiert wird. Auf diese Weise werden sowohl Primär- als auch Sekundärsteuerungs-Forderungen nur mittels Steuerklappen auf das Rotorblatt übertragen.
Die Gesamtsteuerung eines Drehflügelflugzeugs nur mittels Steuerklappen zu realisieren, hat den Vorteil enormer Gewichtsersparnis. Dies wirkt sich besonders bei Drehflügelflugzeugen besonders in ihrer Effizienz und Wendigkeit aus. Ferner lässt sich dieses Verfahren optimal mit bereits bekannten Fly-by-Steuerungen kombinieren.
Der Algorithmus zur Berechnung des resultierenden Klappenwinkels umfasst eine Überlagerung des Klappensteuerwinkels mit dem Klappenkorrekturwinkel. Dies stellt eine einfache und effiziente Form der Berechnung des resultierenden Klappenwinkels dar.
Die Eingangsgrößen des Algorithmus für Piloten-Primärsteuerung und Sekundärsteuerung werden vorzugsweise gewichtet. Dies erlaubt eine bedarfsabhängige Priorisierung der Steuersignale.
Erfindungsgemäß wird die Rotorblattintegrität periodisch überprüft. Dafür wird die Steuerklappe mit zusätzlichen Frequent Sweeps von Stellsignalen bewusst beaufschlagt. So wird eine vorbestimmte Torsionsanregung des Rotorblatts erzeugt. Der Vergleich des Blatt-Antwortverhaltens mit früheren Werten erlaubt Rückschlüsse auf den strukturellen Zustand des Rotorblatts. Mit der aus der Überprüfung gewonnenen Erkenntnis übernimmt die Sekundärsteuerung die Kompensation von eventuell vorhandenen Blattschäden. Darüber hinaus werden Beschädigungen dem Piloten mitgeteilt.
Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung ist ein Sekundärregler vorgesehen. Dieser dämpft die Blattflatterschwingung. Dies ist besonders wichtig, da die Blattflatterschwingung durch den torsionsweichen Aufbau des Rotorblatts gefördert wird. Darüber hinaus werden dynamische Lasten, die zum Beispiel durch Blattwirbelinteraktion hervorgerufen werden, reduziert.
In einer weiter vorteilhaften Ausführung werden für den Sekundärregler flugphysikalische Ist-Werte, welche durch Sensoren gewonnen werden, sowie die zugeordneten Soll-Werte herangezogen. Dies sind im Wesentlichen die dynamischen Anteile der Rotorkräfte und -momente. So werden die flugphysikalische Eigenschaften jederzeit optimal angepasst. Darüber hinaus können Treibstoffverbrauch und Strömungsablösung überwacht werden.
Vorzugsweise ist zur Unterstützung des Piloten ein Automatic Flight Control System (AFCS) vorgesehen. Dieses stellt ein weiteres primäres Steuerorgan dar. Bei Verwendung des AFCS wird eine Automaten-Primärsteuerung abhängig der Flugeigenschaften der Piloten-Primärsteuerung überlagert. Diese kann somit den Piloten beim Flug unterstützen, oder auch für die Übernahme der gesamten Steuerung konfiguriert sein. In die Berechnung des resultierenden Klappenwinkels fließt somit ein zusätzlich von der Automaten-Primärsteuerung erzeugter primärer Klappenkorrekturwinkel ein.
Für die Erzeugung des primären Klappenkorrekturwinkels greift das Automatic Flight Control System auf die Ist-Werte des Flugzustandes zurück. Diese werden durch angeschlossene Sensoren gewonnen und an das AFCS übermittelt. Darüber hinaus fließen die Soll-Werte für den Flugzustand in die Erzeugung des primären Klappenkorrekturwinkels mit ein.
In einer weiteren vorteilhaften Ausbildung arbeiten der Sekundärregler und oder das AFCS nach der H_∞-Methode oder der „Least-Mean-Square-Methode” oder nach Disturbance Rejection mittels Notchfilter. Dies hat den Vorteil einer besonders schnellen und effizienten Regelung.
In einer besonders vorteilhaften Ausführungsform sind Sensoren zur Erfassung der Flug- und Umweltbedingungen, sowie der Rotorkräfte und -momente vorgesehen, die mit der Steuer-/Regelvorrichtung informationstechnisch verbunden sind. Diese geben der Steuer-/Regelvorrichtung das erforderliche Feedback für die Regelung.
Besonders vorteilhaft ist es, die Steuer-/Regelvorrichtung als zentrale Recheneinheit und oder als Teil des Bordcomputers auszubilden. Trotz des vielfältigen Informationsinputs ist damit eine grundlegende Integrierbarkeit und Interoperabilität geschaffen. Darüber hinaus ist das System flexibel bezüglich Erweiterungen.
In einer weiter vorteilhaften Ausbildungsform ist neben der Steuer-/Regelvorrichtung und den Steuerklappen noch ein Blattwurzelaktuator vorgesehen. Dieser gewährleistet im Notfall, sollten die Steuerklappen ausfallen, eine Steuerbarkeit des Drehflügelflugzeugs. Dieser beeinflusst den Blattanstellwinkel direkt mechanisch an der Blattwurzel.
Insbesondere ist ein Kollektivaktuator im festen System vorgesehen. Er verstellt alle Rotorblätter gleichzeitig in ihrem Blatteinstellwinkel. Dabei greift ein Gestänge an jedem Rotorblatt auf der selben Seite an, und ist über eine, sich mit dem Rotor mitdrehende Schiebehülse verbunden, welche ein vertikales Auf und Abgleiten erlaubt.
Darüber hinaus ist eine nicht mitdrehende Schiebehülse vorgesehen, die von einem im nicht bewegten System des Drehflügelflugzeugs sitzenden Steller vertikal verschoben wird. Mit der Bewegung des Stellers wird diese auf die mitdrehende Schiebehülse übertragen, und damit die Verstellung des Blatteinstellwinkels erzielt.
Besonders vorteilhaft ist die Ausbildung des Stellers als elektromechanische Komponente. Somit ist eine vollelektrische Steuerung des Drehflügelflugzeugs gewährleistet.
Wertere Vorteile, Merkmale und Anwendungsmöglichkeiten der vorliegenden Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung in Verbindung mit den, in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispielen.
Die Erfindung wird im Folgenden an Hand der, in den Zeichnungen dargestellten Ausführungsbeispiele näher beschrieben.
In der Beschreibung, in den Patentansprüchen, in der Zusammenfassung und den Zeichnungen werden die in der unten aufgeführten Liste der Bezugszeichen verwendeten Begriffe und zugeordneten Bezugszeichen verwendet. In der Zeichnung bedeuten:
1 eine grundsätzliche Abhängigkeit des Blattanstellwinkels von der Auslenkung der Steuerklappe durch das von der Klappe erzeugte Servomoment um die Blattlängsachse;
2 eine Darstellung des Zusammenspiels von Primär- und Sekundärsteuerung bezüglich des Klappenwinkels;
3 ein schematisches, funktionales Blockschaltbild einer grundlegenden Steuer-/Regelvorrichtung zur Bekämpfung typischer Hubschrauberprobleme, wie Lärm und Vibrationen mittels Klappensteuerung (Sekundärregelung);
4 ein schematisches, funktionales Blockschaltbild einer zusätzlich ein Automatic Flight Control System beinhaltenden Steuer-/Regelvorrichtung für Klappensteuerung (Primärregelung);
5 ein schematisches, funktionales Blockschaltbild einer Ansteuerung zusätzlich zur Klappensteuerung in Form einer Blattwurzelansteuerung (s. 6), und
6 eine Darstellung unterschiedlicher Methoden zur Erzeugung des Blattanstellwinkels.
1 zeigt ein Rotorblatt 12 mit einer Profilsehne M und einer Steuerklappe 14. Weiterhin ist die Anströmung 16 des Rotorblatts 12 dargestellt. Profilsehne M und Anströmung 16 schließen den Blattanstellwinkel X ein. Weiter bildet die Profilsehne M mit der Steuerklappe 14 dem Klappenwinkel Y. Durch Auftreffen des Luftstroms auf die Steuerklappe 14 wird eine Kraft 18 an der Steuerklappe 14 erzeugt. Diese Kraft 18 verursacht ein Torsionsmoment 20 am Rotorblatt 12, worüber der Blattanstellwinkel X aufgrund der torsionsweichen Ausgestaltung des Rotorblatts 12 verändert wird. Wird wie in 1 gezeigt der Klappenwinkel Y positiv, so erzeugt die Anströmung 16 eine Kraft 18 die wiederum ein Moment erzeugt, dass dahingehend wirkt, den Blattanstellwinkel X zu vergrößern.
2 zeigt den Verlauf eines resultierenden Klappenwinkels Y4 über die Zeit t für einen Blattumlauf. Zur Erzeugung des resultierenden Klappenwinkels Y4 wird die zyklische Forderung für einen Klappensteuerwinkel Y1 mit der Forderung für einen Klappenkorrekturwinkel Y2 überlagert. Der Klappensteuerwinkel Y1 ist abhängig von der Piloten-Primärsteuerung. Der Klappenkorrekturwinkel Y2 ist abhängig von der Sekundärsteuerung, welche spezielle flugphysikalische Eigenschaften beeinflusst, und weist, wie dargestellt, eine deutlich höhere Frequenz und eine niedrigere Amplitude auf. Die Steuerklappe wird entsprechend dem resultierenden Klappenwinkel Y4 ausgelenkt, um den Blattanstellwinkel X, so dass ein resultierender Blattanstellwinkel X3 des Rotorblatts eingestellt wird.
In 3 ist schematisch funktional die Steuervorrichtung eines Drehflügelflugzeugs (Primärsteuerung) sowie die Regelvorrichtung für eine Sekundärsteuerung mit Steuerklappen 14 dargestellt. Letztere dient im Gegensatz zur Primärsteuerung zur Bekämpfung typischer Hubschrauberprobleme (s. unten). Die Steuer-/Regelvorrichtung 10 umfasst eine Strecke des Rotorblatts 21, einen Bordrechner 22, einen Sekundärregler 24 und eine Strecke des Rotors 28. Vom Piloten wird die Piloten-Primärsteuereingabe X1 getätigt. Der Bordrechner 22 generiert daraus einen Klappensteuerwinkel Y1. Dieser addiert sich mit dem Klappenkorrekturwinkel Y2 zu einem resultierenden Klappenwinkel Y4. Der Klappenkorrekturwinkel Y2 wird durch den Sekundärregler 24 festgelegt. Die Eingangsgrößen des Sekundärreglers 24 sind die durch spezielle Sensoren ermittelten dynamischen Anteile L2 der Rotorkräfte und -momente L2_Ist, sowie die Soll-Werte der dynamischen Anteile der Rotorkräfte und -momente L2_Soll. Der Sekundärregler 24 reduziert hierdurch z. B. Treibstoffverbrauch, Blattflatterschwingung, Blattwirbelinteraktion, Vibrationen oder Blatttorsionsschwingungen.
Der resultierende Klappenwinkel Y4 bewirkt über die Rotorblattstrecke 21 die Einstellung des resultierenden Blattanstellwinkels X3. Durch den resultierenden Blattanstellwinkel X3 des Rotorblatts werden durch die Rotorstrecke 28 entsprechende Rotorkräfte und -momente L1 erzeugt. Hierbei ist die Störung Rotor Z1 durch Einwirkung auf die Rotorstrecke 28 beteiligt. Die dynamischen Anteile der Rotorkräfte und -momente L2_Ist, L2_Soll dienen, wie bereits erwähnt, als Eingang des Sekundärreglers 24.
In 4 ist schematisch funktional die Steuer-/Regelvorrichtung 10 wie in 3 dargestellt, wobei diese um ein Automatic Flight Control System (AFCS) 26 erweitert ist. Somit fließt in die Berechnung des resultierenden Klappenwinkels Y4 neben dem Klappensteuerwinkel Y1 und dem Klappenkorrekturwinkel Y2 auch ein vom AFCS erzeugter primärer Klappenkorrekturwinkel Y3 ein. Abhängig von dem so berechneten resultierenden Klappenwinkel Y4 stellt sich über die Strecke Rotorblatt 21 der resultierende Blattanstellwinkel X3 ein. Dieser wirkt sich über die Strecke Rotor 28 zusammen mit den einfließenden Störungen Z1 auf die erzeugten Rotorkräfte und -momente L1 aus. Diese generieren mittels der Strecke Gesamt-Hubschrauber 27 den Flugzustand F_Ist. Hierbei wirkt eine Störung Gesamthubschrauber Z2 auf die Strecke Gesamt-Hubschrauber 27 ein. Abhängig von den Soll-Werten und Ist-Werten des Flugzustandes F_Ist, F_Soll, generiert das AFCS wiederum den primären Klappenkorrekturwinkel Y3.
In 5 ist zusätzlich zur reinen Änderung des Blattanstellwinkels über die Steuerklappen eine direkte Verstellung des Blattanstellwinkels an der Blattwurzel X2 entsprechend 6 dargestellt. Diese addiert sich zu dem, durch die Klappensteuerung erzeugten, resultierenden Blattanstellwinkel X3.
6 zeigt zwei unterschiedliche Ansätze der Änderung des Blattanstellwinkels eines Rotorblatts 12. Die Steuerklappen 14 erzeugen auf Grund ihres Ausschlags ein Torsionsmoment 20 um die Blattlängsachse. Dieses verändert den Blattanstellwinkel entweder über ein Blattverstelllager an der Blattwurzel, oder, wie im Falle eines lagerlosen Blattanschlusses durch Verdrillung des Blattes gegen seine Torsionssteifigkeit. Die Blattwurzelsteuerung verstellt den Blattanstellwinkel über einen Steller direkt an der Blattwurzel.
Auf die in 1 bis 6 erläuterte Weise lassen sich mit Hilfe der Klappensteuerung sowohl die Primärsteuerung als auch eine auf Minderung typischer Hubschrauberprobleme ausgelegte Sekundärsteuerung realisieren.
Bezugszeichenliste

10: Steuer-/Regelvorrichtung
12: Rotorblatt
14: Steuerklappe
16: Anströmung
18: Kraftwirkung
20: Erzeugtes Torsionsmoment
21: Strecke Rotorblatt
22: Bordrechner
24: Regler Sekundärsteuerung
26: Automatic Flight Control System
27: Strecke Gesamthubschrauber
28: Strecke Rotor
F_Ist: Flugzustand (Ist-Wert)
F_Soll: Flugzustand (Soll-Wert)
L1: Rotorkräfte und -momente (statischer und dynamischer Anteil)
L2_Ist: Rotorkräfte und -momente (nur dynamischer Ist-Anteil)
L2_Soll: Rotorkräfte und -momente (nur dynamischer Soll-Anteil)
M: Profilsehne
X: Blattanstellwinkel
X1: Piloten-Primärsteuereingabe
X2: Blattanstellwinkel an der Blattwurzel
X3: Resultierender Blattanstellwinkel
Y: Klappenwinkel
Y1: Klappensteuerwinkel (Primärsteuerung)
Y2: Klappenkorrekturwinkel (Sekundärsteuerung)
Y3: primärer Klappenkorrekturwinkel (Primärsteuerung)
Y4: Resultierender Klappenwinkel
Z1: Störung Rotor
Z2: Störung Gesamthubschrauber
t: Zeit

Claims

Verfahren zur Steuerung eines Drehflügelflugzeugs mit mindestens einem Hauptrotor, umfassend einen Rotorkopf und Rotorblätter (12), so angeordnet, dass jedes Rotorblatt (12) drehbar oder verwindbar um seine Blattlängsachse am Rotorkopf gelagert ist, und mindestens eine auslenkbare Steuerklappe (14) aufweist, wobei die Steuerung des Drehflügelflugzeugs nur durch die Änderung der jeweiligen Blattanstellwinkel (X) mittels Änderung eines Klappenwinkels (Y) der zugeordneten Steuerklappen (14) erfolgt, indem ein resultierender Blattanstellwinkel (X3) durch Beaufschlagung der Steuerklappe (14) mit einem resultierenden Klappenwinkel (Y4) eingestellt und der resultierende Klappenwinkel (Y4) anhand eines Algorithmus berechnet wird, wobei die Eingangsgrößen einen Klappensteuerwinkel (Y1) in Abhängigkeit der Piloten-Primärsteuerung und einem Klappenkorrekturwinkel (Y2) in Abhängigkeit einer Sekundärsteuerung umfassen, dadurch gekennzeichnet, dass periodisch Stellsignale generiert werden, um die Rotorintegrität zu überprüfen.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Algorithmus zur Berechnung der resultierenden Größen eine Überlagerung umfasst.
Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Algorithmus zur Berechnung der resultierenden Größe eine Gewichtung der Eingangsgrößen vorsieht.
Verfahren nach einem der vorangegangenen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Sekundärsteuerung einen Sekundärregler (24) umfasst, der Blattflatterschwingungen unterdrückt und/oder dynamische Lasten sowie Blatt-Wirbelinterferenzen reduziert.
Verfahren nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Sekundärregler (24) einen Klappenkorrekturwinkel (Y2) in Abhängigkeit der Soll-Werte der dynamischen Anteile der Rotorkräfte und -momente (L2_soll), und der von den angeschlossenen Sensoren übermittelten Ist-Werte der dynamischen Anteile der Rotorkräfte und -momente (L2_ist) erzeugt.
Verfahren nach einem der vorgenannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass ein Automatic Flight Control System – AFCS (26) vorgesehen ist, durch welches ein zusätzlicher primärer Klappenkorrekturwinkel (Y3) generiert wird, der in die Berechnung des resultierenden Klappenwinkels (Y4) eingeht.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das AFCS (26) den primären Klappenkorrekturwinkel (Y3) in Abhängigkeit der Soll-Werte des Flugzustandes (F_Soll) und der von angeschlossenen Sensoren übermittelten Ist-Werte des Flugzustandes (F_Ist) generiert.
Verfahren nach einem der Ansprüche 4 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der Sekundärregler (24) und/oder des AFCS (26) nach Regelverfahren der H_∞-Methode oder der „Least-Mean-Square-Methode” oder der nach Disturbance Rejection mittels Notchfilter arbeiten.