DE102010028311A1

DE102010028311A1 - System und Verfahren zur Minimierung von Buffeting

Info

Publication number: DE102010028311A1
Application number: DE102010028311A
Authority: DE
Inventors: Dr.-Ing. Kordt Michael
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2010-04-28
Filing date: 2010-04-28
Publication date: 2011-11-03
Also published as: WO2011134924A2; US20130206916A1; US11104420B2; WO2011134924A3

Abstract

System und Verfahren zur Minimierung von Buffeting bei einem Luftfahrzeug (2), wobei Buffetinglastkontrollelemente (10), die in Tragflächen des Luftfahrzeuges (2) vorgesehen sind, durch eine Steuerung (1) zur Reduzierung von auf das Luftfahrzeug (2) wirkenden Bufferinglasten aus den Tragflächen zumindest teilweise ausfahrbar sind.

Description

Die Erfindung betrifft ein System und ein Verfahren zur Minimierung von Buffeting-Lasten in einem Luftfahrzeug, insbesondere bei einem Passagierflugzeug.
Luftfahrzeuge sind bei ihrem Flugbetrieb verschiedenen Kräften ausgesetzt. Einflussgrößen sind dabei die von den Tragflächen erzeugten Auftriebskräfte, der aerodynamische Widerstand des Flugzeuges, die an einem Schwerpunkt des Flugzeugs angreifende Gewichtskraft bzw. Schwerkraft, die von den Triebwerken erzeugte Schubkraft, die an Steuerflächen des Luftfahrzeugs erzeugten Steuerkräfte sowie die durch die jeweiligen Kräfte hervorgerufenen Drehmomente. Bei den oben genannten Kräften spielt auch die Massenträgheit des Flugzeugs bzw. die Massenträgheit der Flugzeugbauteile eine Rolle. Durch Flugmanöver und Luftturbulenzen kommt es zu Strukturlasten an dem Luftfahrzeug, die wesentlich die Flugzeugstruktur dimensionieren bzw. wesentlich in der Flugzeugkonstruktion und im Festigkeitsnachweis zu berücksichtigen sind. Darüber hinaus können auch die beim sogenannten buffeting auftretenden Lasten bestimmend für die Dimensionierung von Teilen der Flugzeugstruktur sein.
Als Buffeting bezeichnet man allgemein ein Rütteln bzw. ein Vibrieren von Tragflächen. Man kann hier nach Art der Ursache böenerregte Schwingungen, vibrierender Tragflächen aufgrund teilweise ablösender Strömung vor dem sogenannten Stall (low speed buffet) oder transonisches Buffeting (high speed buffet) unterscheiden. Mit abnehmender Geschwindigkeit des Flugzeuges wird zur Erhaltung des Auftriebs das Flugzeug und somit dessen Tragflügel immer stärker angestellt. Dabei können Anstellwinkel erreicht werden, bei welchen eine relativ energiearme Grenzschicht auf der Flügeloberseite nach Durchlaufen eines Druckminimums den Druckberg nicht mehr überwinden kann. Es kommt dann vor der Hinterkante des Tragflügels zu einer Ablösung der Strömung. Der instabile Ablösepunkt kann dabei schnell in einem gewissen Bereich vor und zurückwandern. Durch diese Wanderbewegung des Ablösepunktes ändert sich ständig die Druckverteilung und damit die Lage und Größe der resultierenden Druckkraft. Hinter dem Flügel entsteht hierdurch ein turbulenter Nachlauf. Da bei vielen Flugzeugen das Höhenleitwerk in diesem turbulenten Nachlauf liegt kann es zu mehr oder weniger irregulären Schwingungen der Höhenleitwerks kommen, die als Buffeting(-Schwingungen) bezeichnet werden. Da die Schwingungen zu signifikanten mechanischen Beanspruchungen führen sind sie wesentlich bei der Konstruktion von Flugzeugen zu berücksichtigen. Buffeting(-Schwingungen) beeinträchtigen weiterhin den Passagierkomfort.
Die US 4,706,902 beschreibt ein Verfahren zur Reduzierung von Lastkräften, die durch Buffeting hervorgerufen werden und auf einen Tragflügel wirken. Dabei wird mindestens ein Parameter dessen Amplitude, Frequenz und Phase das Buffeting darstellt kontinuierlich gemessen und in Abhängigkeit von dem Messsignal der Steuerflächen, die an Tragflügeln des Flugzeugs angebracht sind, zur Reduzierung des Buffeting bewegt. Falls durch Detektoren erfasste Sensorsignale einen bestimmten Schwellenwert überschreiten, wird ein Steuersignal an die Steuerflächen zur Minimierung des Buffeting abgegeben.
Das System der US 4,706,902 hat allerdings einen gravierenden Nachteil. Die Steuerflächen dienen zur Steuerung der Bewegung des Luftfahrzeugs, das heißt ihre Bewegung dient vor allem dazu, Steuerkräfte zu erzeugen, die die Bewegungsrichtung des Luftfahrzeugs verändern. Es ist daher bei manchen Flugmanövern nicht möglich, die Steuerflächen zur Reduzierung von Buffeting zu bewegen, weil die Steuerflächen momentan zur Änderung der Bewegungsrichtung des Luftfahrzeugs eingesetzt werden. Weiterhin werden Steuerflächen auch zur Abminderung von Böen- und Manöverlasten, zur Komfort- und Sicherheitsverbesserung und Stabilitätserhöhung eingesetzt, so dass hierdurch ein Einsatz der Steuerflächen zur Abminderung von Buffetinglasten noch weitergehender eingeschränkt wird.
Es ist daher eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung ein Verfahren und eine Vorrichtung zu schaffen, in der durch Buffeting hervorgerufene Lastkräfte unabhängig von einem Flugmanöver und unabhängig von gleichzeitigen Böeneinwirkungen in jeder Flugphase des Luftfahrzeugs möglichst weitgehend reduziert werden.
Eine möglichst weitgehende Reduktion der Lastkräfte bedeutet auch eine weitgehende Reduktion der Vibrationen und damit eine Erhöhung des Passagierkomforts.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch ein System zum Minimieren von Buffeting bei einem Luftfahrzeug mit den im Patentanspruch 1 angegebenen Merkmalen gelöst.
Die Erfindung schafft ein System zur Minimierung von Buffeting bei einem Luftfahrzeug, wobei Buffeting-Lastkontrollelemente, die in Tragflächen des Luftfahrzeugs vorgesehen sind, durch eine Steuerung zur Reduzierung von auf das Luftfahrzeug wirkenden Buffeting-Lasten auf den Tragflächen zumindest teilweise ausfahrbar sind.
Die Buffeting-Kontrollelemente sind versenkbar in den Tragflächen des Luftfahrzeugs untergebracht.
Die Buffeting-Kontrollelemente können bei Bedarf zur Reduzierung der auf das Luftfahrzeug wirkenden Buffeting-Lasten aus den Tragflächen zumindestens teilweise ausgefahren werden.
Die Buffeting-Last-Kontrollelemente sind dabei flossenförmige Stege ähnlich einer aus dem Wasser ragenden Haifischflosse. Die Buffeting-Kontrollelemente werden zur Minimierung der Buffeting-Lasten während des Flugbetriebs aus der oberen Oberfläche der Tragfläche heraus ausgefahren. Bei diesen flossenförmigen Buffeting-Last-Kontrollelementen handelt es sich um ein bisher im Flugzeugbau noch nicht eingesetztes neuartiges Bauelement.
Die Erfindung schafft somit auch ein Buffeting-Last-Kontrollelement für ein Luftfahrzeug, das zur Reduzierung von auf das Luftfahrzeug wirkenden Buffeting-Lasten aus einer Tragfläche des Luftfahrzeugs zumindest teilweise ausfahrbar ist.
Dieses Buffeting-Last-Kontrollelement ist vorzugsweise ein flossenförmiger stabiler Steg, der vorzugsweise eine abgeflachte Haifischflossenform aufweist.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting weist das Luftfahrzeug Flugphasensensoren zur Erfassung von unterschiedlichen Flugphasen des Luftfahrzeugs auf. Die Flugphasen können durch Intervalle von Flugparametern festgelegt werden. Beispiele für diese Flugparameter sind die Fluggeschwindigkeit, die Flughöhe, der Anstellwinkel oder die Stellung des Hochauftriebssystems.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting sind ein oder mehrere Buffeting-Last-Kontrollelemente jeweils in einem Strukturbereich der Luftfahrzeugstruktur vorgesehen, in welchem eine darauf einwirkende Last nahezu konstant ist. Einen derartigen Strukturbereich kann man auch als Laststation bezeichnen.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting weist die Steuerung einen Speicher auf, in welchem für unterschiedliche Flugphasen während eines Flugbetriebes des Luftfahrzeugs für alle Buffeting-Last-Kontrollelemente des Luftfahrzeuges gespeichert ist, ob das jeweilige Buffeting-Last-Kontrollelement während des Flugbetriebes in der jeweiligen Flugphase aus der Tragfläche des Luftfahrzeugs auszufahren ist oder nicht.
Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting bei einem Luftfahrzeug ist jedes Buffeting-Last-Kontrollelement zwischen einer ersten eingefahrenen Position, einer zweiten mittleren, teilweise ausgefahrenen Position und einer dritten vollständig ausgefahrenen Position betätigbar.
Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting bei einem Luftfahrzeug wird das Buffeting-Last-Kontrollelement in die zweite mittlere teilweise ausgefahrene Position bewegt, wenn das jeweilige Buffeting-Last-Kontrollelement in der aktuellen Flugphase des Luftfahrzeugs aus der Tragfläche auszufahren ist.
Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting bei einem Luftfahrzeug sind an den Strukturbereichen des Luftfahrzeugs Lastsensoren vorgesehen, welche während des Flugbetriebes des Luftfahrzeugs eine aktuelle auf den jeweiligen Strukturbereich wirkende Last erfassen und wobei für den Strukturbereich vorgesehene Buffeting-Last-Kontrollelemente in Abhängigkeit der erfassten Last adaptiv zwischen der zweiten mittleren teilweise ausgefahrenen Position mit der dritten vollständig ausgefahrenen Position zur Minimierung der durch Buffeting auf den jeweiligen Strukturbereich aktuell wirkenden Last bewegt werden.
Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting berechnet eine Berechnungseinheit der Steuerung Ausfahrgrade für die Buffeting-Last-Kontrollelemente in Echtzeit und die Buffeting-Last-Kontrollelemente werden entsprechend der berechneten Ausfahrgrade aus den Tragflächen zur Minimierung der durch Buffeting hervorgerufenen Turbulenzen ausgefahren.
Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting steuert die Berechnungseinheit der Steuerung ferner Steuerflächenausschläge für Steuerflächen, die an den Tragflächen des Luftfahrzeugs vorgesehen sind, wobei diese Steuerflächen entsprechend den berechneten Steuerflächenausschlägen statisch oder dynamisch zur Minimierung der durch Buffeting hervorgerufenen Vibrationen eingestellt werden.
Bei eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems umfassen die Tragflächen des Luftfahrzeugs Tragflügel sowie Höhen- und Seitenleitwerke des Luftfahrzeugs.
Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems sind die Steuerflächen Höhenruder an dem Höhenleitwerk des Flugzeuges. Diese Steuerflächen werden simultan zusammen mit den Buffeting-Last-Kontrollelemente an dem Flügel oder simultan mit den Buffeting-Last-Kontrollelementen an dem Flügel und dem Höhenleitwerk eingesetzt.
Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting sind während einer Flugerprobungsphase des Luftfahrzeugs anhand eines stochastischen, nicht linearen dynamischen Modells des Luftfahrzeuges und sensorisch erfassten Buffeting-Kenngrößen für jede Flugphase und für jeden durch Buffeting betroffenen Strukturbereich des Luftfahrzeugs eine Wahrscheinlichkeit berechnet, dass in dem jeweiligen Strukturbereich des Luftfahrzeugs eine vorgegebene Grenzlast während einer Gesamtbetriebsdauer des Luftfahrzeugs erreicht wird. Somit können während der Flugerprobung die schon hohen Sicherheitsstandards (bei der Flugzeugkonstruktion bzw. Flugzeugsdimensionierung und beim Festigkeitsnachweis) und die Komfortstandards noch weiter für das Serienflugzeug optimiert werden.
Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting wird in Abhängigkeit von den berechneten Wahrscheinlichkeiten ein Buffeting-Last-Kontrollelement, welches eine Buffeting-Last auf einem Strukturbereich des Luftfahrzeugs vermindert, dessen berechnete Wahrscheinlichkeit einen vorgegebenen Wahrscheinlichkeitsschwellenwert überschreitet, als ein Buffeting-Last-Kontrollelement in dem Speicher der Steuerung gespeichert, das während eines normalen Flugbetriebes des Luftfahrzeugs aus der Tragfläche auszufahren ist.
Die Erfindung schafft ferner ein Verfahren zum Minimieren von Buffeting-Lasten bei einem Luftfahrzeug, wobei die auf das Luftfahrzeug wirkenden Buffeting-Lasten durch Ausfahren von Buffeting-Last-Kontrollelementen aus Tragflächen des Luftfahrzeugs reduziert werden.
Das erfindungsgemäße Verfahren wird vorzugsweise durch eine Steuerung in Echtzeit ausgeführt, die in dem Luftfahrzeug integriert ist. Bei einer möglichen Ausführungsform weist diese Steuerung mindestens einen Mikroprozessor auf, der ein entsprechendes Steuerungsprogramm in Echtzeit ausführt. Bei einer alternativen Ausführungsform ist die Steuerung fest verdrahtet und weist beispielsweise einen anwenderspezifischen integrierten Schaltkreis ADIC auf.
Im Weiteren werden Ausführungsformen des erfindungsgemäßen Systems und des erfindungsgemäßen Verfahrens zur Minimierung von Buffeting bei einem Luftfahrzeug unter Bezugnahme auf die beigefügten Figuren beschrieben.
1 zeigt ein Blockschaltbild einer möglichen Ausführungsform der erfindungsgemäßen Steuerung;
2 zeigt eine Datenstruktur zur Ansteuerung von Buffeting-Last-Kontrollelementen, wie sie bei der erfindungsgemäßen Steuerung eingesetzt werden kann;
3 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting bei einem Luftfahrzeug;
4A, 4B, 4C zeigen Schnittansichten durch Tragflächen eines Luftfahrzeugs mit einem Buffeting-Last Kontrollelement gemäß der Erfindung in drei verschiedenen Ausfahrpositionen;
5 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting bei einem Luftfahrzeug;
6 zeigt eine Ansicht von oben auf ein Luftfahrzeug zur Darstellung des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting;
7 zeigt ein Signaldiagramm zur Erläuterung des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting bei einem Luftfahrzeug;
8 zeigt ein Diagramm zur Darstellung eines Koordinatensystems für ein nicht lineares dynamisches Modell eines Luftfahrzeugs, welches in einer Flugerprobungsphase zur Ermittlung von Daten eingesetzt werden kann.
Wie man aus 1 erkennen kann, weist eine bei dem erfindungsgemäßen System eingesetzte Steuerung 1, die in einem Luftfahrzeug 2, beispielweise einem Verkehrsflugzeug vorgesehen ist, Sensoren 3 auf, die an dem Luftfahrzeug 2 vorhanden sind. Die Sensoren 3 dienen zur Erfassung von aerolastischen und flugmechanischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs 2. Darüber hinaus können die Sensoren 3 zur Erfassung von Positionen und Bewegungen von Steuerflächen des Luftfahrzeugs 2 vorgesehen sein. Die Sensoren 3 können ferner die Empfindlichkeit gegenüber von auf das Luftfahrzeug 2 wirkenden Windböen erfassen. Die Sensoren 3 können bei einer möglichen Ausführungsform Steuerflächensensoren, flugmechanische Sensoren sowie aeroelastische Sensoren aufweisen. Die Sensoren, 3 welche zur Erfassung von flugmechanischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs 2 und zur Erfassung von aerolastischen Bewegungsgrößen des Luftfahrzeugs 2 vorgesehen sind, weisen zum Beispiel Beschleunigungs- und Drucksensoren auf. Weiterhin können die Sensoren 2 Dehnungsmessstreifen umfassen, die in Strukturbereichen des Luftfahrzeugs 2 vorgesehen sind.
Mittels der Sensoren 3 lassen sich ferner verschiedene Flugphasen des Luftfahrzeugs 2 erfassen. Eine Flugphase des Luftfahrzeugs 2 lässt sich durch Intervalle von Flugparametern festlegen. Beispiele für derartige Flugparameter sind die Fluggeschwindigkeit, die Flughöhe, der Anstellwinkel oder die Stellung des Hochauftriebssystems.
Die Steuerung 1 enthält ferner eine Berechnungseinheit 4, welche Zugriff auf einen Speicher 5 hat. Weiterhin liefern die Sensoren 3 des Luftfahrzeugs 2 Sensordaten an die Berechnungseinheit 4 über ein Übertragungsnetzwerk des Luftfahrzeugs. 1 zeigt ferner eine Eingabeeinheit 6, beispielsweise zur Eingabe von Parametern in die Steuerung 1. Weiterhin kann die Berechnungseinheit 4 Daten über eine Ausgabeeinheit 7 an einen Nutzer abgeben. Bei der Ausgabeeinheit 7 handelt es sich beispielsweise um eine Anzeige bzw. ein Display. Bei der Eingabeeinheit 6 kann es sich beispielsweise um eine Tastatur zur Eingabe von Daten handeln. Die Eingabeeinheit 6 und die Ausgabeeinheit 7 bilden zusammen eine Benutzerschnittstelle. Diese Benutzerschnittstelle kann beispielsweise von einem an Bord des Luftfahrzeugs 2 befindlichen Ingenieur benutzt werden.
Die Berechnungseinheit 4 liefert ein Ausgabesignal an ein Differenzglied 8 der Steuerung 1. Dieses Differenzglied 8 bildet eine Vergleichseinheit, welche bei einer möglichen Ausführungsform eine Abweichung zwischen vorausberechneten und Größen und dem Ausgangssignal der Berechnungseinheit 4 ermittelt. Die vorausberechneten Größen können beispielsweise über eine Steuerungsvorgabeeinheit 9 eingegeben werden. In Abhängigkeit von dem Differenzsignal bzw. dem Abweichungssignal werden bei der erfindungsgemäßen Steuerung 1 Buffeting-Last-Kontrollelemente 10, die Teil eines Bordsystems des Flugzeuges bilden, angesteuert. Die Steuerungsvorgabeeinheit 9 kann sich beispielsweise in der Pilotenkabine des Luftfahrzeugs 2 befinden. Bei der Berechnungseinheit 4 handelt es sich beispielsweise um einen Mikroprozessor oder um eine anwenderspezifische integrierte Schaltung ASIC.
Die Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 sind vorzugsweise in Tragflächen des Luftfahrzeugs 2 vorgesehen. Diese Buffeting-Last-Kontrollelemente sind durch die Steuerung 1 zur Reduzierung von auf das Luftfahrzeug 2 wirkenden Buffeting-Lasten aus den Tragflächen des Luftfahrzeugs 2 zumindestens teilweise ausfahrbar. Bei einer möglichen Ausführungsform sind ein oder mehrere Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 jeweils für einen Strukturbereich der Luftfahrzeugstruktur vorgesehen, in welchem eine darauf einwirkende Last nahezu konstant ist. Ein derartiger Strukturbereich kann auch als Laststation bezeichnet werden. Eine Laststation ist somit ein Bereich der Flugzeugstruktur, in dem die Last als nahezu konstant angenommen werden kann.
Die Steuerung 1 weist einen Speicher 5 auf, in welchem für unterschiedliche Flugphasen des Luftfahrzeugs 2 für alle Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 des Luftfahrzeugs 2 gespeichert ist, ob das jeweilige Buffeting-Last-Kontrollelement 10 während des Flugbetriebes in der jeweiligen Flugphase aus der Tragfläche des Luftfahrzeugs 2 auszufahren ist oder nicht. 2 zeigt beispielhaft eine Datenstruktur, die in dem Speicher 5 der Steuerung 1 zur Ansteuerung der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 gespeichert ist. In dem dargestellten Beispiel ist für zwei verschiedene Buffeting-Last-Kontrollelemente 10-A, 10-B für verschiedene Flugphasen des Luftfahrzeugs 2 angegeben, ob das jeweilige Buffeting-Last-Kontrollelement 10-A, 10-B in dieser Flugphase aus der Tragfläche des Luftfahrzeugs 2 auszufahren ist oder nicht. Bei einer möglichen Ausführungsform wird in der Datenstruktur ein sogenanntes Flag gesetzt, welches angibt, ob das jeweilige Buffeting-Last-Kontrollelement 10 für die jeweilige Flugphase zu aktivieren ist oder nicht. Während des normalen Flugbetriebs des Luftfahrzeugs 2 ist die in 2 beispielhaft dargestellte Datenstruktur in dem Datenspeicher 5 zur Steuerung gespeichert, so dass die Berechnungseinheit 4 darauf einen Datenzugriff hat. Die Datenstruktur selbst kann während einer Flugerprobungsphase des Luftfahrzeugs 2 anhand von Messungen ermittelt werden. Im normalen Flugbetrieb kann anhand der von den Sensoren 3 gelieferten Sensordaten durch die Berechnungseinheit 4 ermittelt bzw. detektiert werden in welcher Flugphase sich das Luftfahrzeug 2 gerade befindet. Die für die jeweilige Flugphase abgelegten Steuerdaten bezüglich der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 werden durch die Berechnungseinheit 4 aus dem Datenspeicher 5 werden durch das Steuer-Ausgangssignal der Berechnungseinheit 4 entsprechend angesteuert.
Bei einer möglichen Ausführungsform ist jedes Buffeting-Last-Kontrollelement 10 zwischen einer ersten eingefahrenen Position P1, einer zweiten mittleren teilweise ausgefahrenen Position P2 und einer dritten vollständig ausgefahrenen Position P3 betätigbar. Bei dieser bevorzugten Ausführungsform wird jedes Buffeting-Last-Kontrollelement 10 in die zweite mittlere teilweise ausgefahrene Position P2 bewegt, wenn das jeweilige Buffeting-Last-Kontrollelement 10 in der aktuellen Flugphase des Luftfahrzeugs 2 aus der Tragfläche auszufahren ist, wie dies im Datenspeicher 5 der Steuerung 1 hinterlegt ist. Eine Bewegung in die mittlere Position P2, das heißt zwischen der eingefahrenen und der maximal ausgefahrenen Position P3 erfolgt entsprechend dem Steuersignal, sofern nicht ein Pilot über die Steuerungsvorgabeeinheit 9 eine andere bzw. zusätzliche Vorgabe macht oder über ein Betriebsauswahlsteuersignal das Bordsystem bzw. die Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 abgeschaltet werden. Das Ausfahren der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 als Bestandteil des Bordsystems in die mittlere teilweise ausgefahrene Position P2 leitet bei dem erfindungsgemäßen System 1 die Möglichkeit aufgrund der verbleibenden Ausfahrreserve (zu Position P3) eine nahezu kontinuierliche optionale Anpassung der Positionen der Basis-Last-Kontrollelemente 10 entsprechend der jeweils mit einer hohen Abtastrate mit Hilfe von Sensoren 3 gemessenen Lasten und/oder Beschleunigungen und/oder anderen aerolastischen Messgrößen vorzunehmen. Bei diesen aerolastischen Messgrößen kann es sich beispielsweise um Deformationen an unterschiedlichen Stellen eines Höhenleitwerks des Luftfahrzeugs 2 oder um aerolastische Messgrößen an Tragflügeln des Luftfahrzeugs 2 handeln. Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems sind an den Strukturbereichen des Luftfahrzeugs 2 weitere Lastsensoren vorgesehen, welche während des Flugbetriebes des Luftfahrzeuges 2 eine aktuelle auf den jeweiligen Strukturbereich wirkende Last bzw. wirkende Kraft erfassen. Dabei werden die für den Strukturbereich vorgesehenen Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 in Abhängigkeit der erfassten Last adaptiv zwischen der zweiten mittleren teilweise ausgefahrenen Position P2 und der dritten vollständig ausgefahrenen Position P3 zur Minimierung der durch Buffeting auf den jeweiligen Strukturbereich aktuell wirkenden Last bewegt. Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems ermittelt die Steuerung 1 Ausfahrgrade für die Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 in Echtzeit. Die Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 werden entsprechend der berechneten Ausfahrgrade aus den Tragflächen zur Minimierung der durch Buffeting hervorgerufenen Turbulenzen ausgefahren. Aufgrund der an den Tragflügeln auftretenden Ablösungen, kommt es hinter den Tragflügeln zu Turbulenzen bzw. zu stochastischen Luftströmungen. Diese wiederum führen bei dahinter liegenden Strukturbereichen des Luftfahrzeugs 2 zu Vibrationen. Die Belastung durch Buffeting stellt eine stochastische Größe dar. Bei dem erfindungsgemäßen System wird das Buffeting durch die Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 aktiv ausgeglichen. Dadurch werden die mechanischen Belastungen des Flugzeugkörpers bzw. der Flugzeugrumpfstruktur minimiert. Dies wiederum erlaubt es, das Luftfahrzeug 2 in einer leichteren Bauweise herzustellen und auf diese Weise im Flugbetrieb Gewicht und Treibstoff einzusparen.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems berechnet die Berechnungseinheit 4 der Steuerung 1 ferner Steuerflächenausschläge für Steuerflächen des Luftfahrzeugs 2. Diese Steuerflächen sind an Tragflächen des Luftfahrzeugs 2 vorgesehen. Diese Steuerflächen werden entsprechend der durch die Berechnungseinheit 4 berechneten Steuerflächenausschlägen statisch oder dynamisch zur Minimierung der durch Buffeting hervorgerufenen Vibrationen eingestellt. Die Berechnungseinheit 4 steuert bei dieser Ausführungsform neben den Buffeting-Last-Kontrollelementen 10, wie sie in 1 dargestellt sind, zusätzlich noch Steuerflächen zur weiteren Minimierung des Buffeting an. Bei den Steuerflächen kann es sich beispielsweise um Höhenruder an einem Höhenleitwerk des Luftfahrzeugs 2 handeln.
Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems werden während einer Flugerprobungsphase des Luftfahrzeuges 2 anhand eines stochastischen, nicht linearen dynamischen Modells des Luftfahrzeugs 2 und anhand sensorisch erfasster Buffeting-Kenngrößen für jede Flugphase und für jeden durch Buffeting betroffenen Strukturbereich des Luftfahrzeugs 2 eine Wahrscheinlichkeit dafür berechnet, dass in dem jeweiligen Strukturbereich des Luftfahrzeugs 2 eine vorgegebene Grenzlast während einer Gesamtbetriebsdauer des Luftfahrzeugs 2 erreicht wird. Die Grenzlast bzw. die Limitlast beträgt beispielsweise 2/3 einer maximal zulässigen Last. Bei einer möglichen Ausführungsform des erfindungsgemäßen Systems wird in Abhängigkeit von den berechneten Wahrscheinlichkeiten ein Buffeting-Last-Kontrollelement 10, welches eine Buffeting-Last auf einen Strukturbereich des Luftfahrzeuges 2 vermindert, dessen berechnete Wahrscheinlichkeit einen vorgegebenen Wahrscheinlichkeitsschwellen überschreitet, in dem Datenspeicher 5 als ein Buffeting-Last-Kontrollelement 10 gespeichert bzw. gekennzeichnet, das während eines normalen Flugbetriebes des Luftfahrzeuges 2 in der jeweiligen Flugphase aus der Tragfläche des Luftfahrzeugs 2 auszufahren ist. Dabei wird das zugehörige Buffeting-Last-Kontrollelement 10 vorzugsweise zunächst in die mittlere teilweise ausgefahrene Position P2 verbracht.
Die Berechnungseinheit 4 kann mit Hilfe eines stochastischen nicht linearen Daten-Modells während der Flugerprobungsphase für jede Flugphase und für jede Laststation eine Wahrscheinlichkeit berechen, dass in dem jeweiligen Strukturbereich bzw. der Laststation Grenzlasten bzw. Limitlasten auftreten. Dabei kann bei der stochastischen Simulation bei einer möglichen Ausführungsform für die Buffeting-Last weißes Rauschen angesetzt werden. Bei einer möglichen Ausführungsform kann auch eine Voranpassung der Parameter des stochastischen nicht linearen Daten-Modells mit Hilfe von Identifikationsverfahren, beispielsweise mit Hilfe eines Least-Square-Verfahrens durchgeführt werden. Zeigt sich während der Flugerprobungsphase des Luftfahrzeugs 2 beispielsweise anhand der Ausgabeeinheit 7 der Steuerung 1, dass einzelne Parameter des eingesetzten Daten-Modells nicht hinreichend genau in dem Datenspeicher 5 hinterlegt sind, sind die von den Sensoren 3 gemessenen Sensordaten nachzubilden und es können über die Eingabeeinheit 6 beispielsweise durch einen Bordingenieur diese Parameter solange angepasst werden bis eine hinreichende Übereinstimmung mit den während der Flugerprobungsphase ermittelten Messungen erzielt wird. Ist eine Wahrscheinlichkeit größer als einmal in der Flugzeuggesamtbetriebsdauer, werden diejenigen Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 als Bestandteil des Bordsystems ausgefahren, welche die jeweilige betroffene Buffeting-Last besonders signifikant reduzieren, so dass die Grenzlast bzw. Limitlast unterschritten wird. Die verschiedenen Flugphasen des Luftfahrzeugs 2 können durch Intervalle von Flugparametern festgelegt werden. Diese Intervallgrenzen können mit Hilfe eines stochastischen Datenmodells ermittelt werden. Zwei aneinandergrenzende Flugphasen unterscheiden sich dadurch, dass mindestens an einer Laststation der einen Flugphase die Wahrscheinlichkeit größer als einmal in der Flugzeuggesamtbetriebsdauer des Luftfahrzeugs 2 ist, während in der anderen Flugphase die Wahrscheinlichkeit kleiner als einmal in der Flugzeuggesamtbetriebsdauer ist. Die so entstehende Tabelle wird in den Datenspeicher 5, wie in 2 dargestellt, hinterlegt. In einem normalen Flugbetrieb des Luftfahrzeugs wird dann, beispielsweise nach einer entsprechenden Initiierung über die Eingabeeinheit 6 der Steuerung 1 durch die Berechnungseinheit 4 anhand der von den Sensoren 3 gelieferten Sensordaten ermittelt, in welcher Flugphase sich das Luftfahrzeug 2 befindet und die in den Speicher 5 hinterlegten Steuerdaten bezüglich der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 werden für die jeweilige, Flugphase ausgelesen. Befindet sich das Luftfahrzeug 2 in einer ermittelten Flugphase, in der die Wahrscheinlichkeit bei einer Laststation größer als einmal in der Flugzeuggesamtbetriebsdauer ist, werden entsprechend der ausgelesenen Steuer-Tabelle die benötigten Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 in die mittlere teilweise ausgefahrene Position P2 bewegt, sofern nicht der Pilot über die Steuervorgabeeinheit 9 eine andere bzw. zusätzliche Vorgabe macht oder Buffeting-Last-Kontrollelemente deaktiviert.
Bei einer alternativen Ausführungsform wird das stochastische Daten-Modell in der Berechnungseinheit 4 in Echtzeit simuliert, sobald sich mindestens eine der von den Sensoren 3 erfassten Flugparameter signifikant ändert. Es wird in Echtzeit das Ausfahren der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 durch die Berechnungseinheit 4 initiiert, sobald sich die Wahrscheinlichkeit um mehr als einen vorzugebenden Differenzbereich, beispielsweise 10%, von einem Wahrscheinlichkeitswert „größer als einmal in der Flugzeuggesamtbetriebsdauer” unterscheidet. Durch das Ausfahren der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 in die mittlere Position P2 bleibt noch eine Ausfahrreserve. Dies ermöglicht eine nahezu kontinuierliche optimale Anpassung der Ausfahr-Position P der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 entsprechend sind jeweils mit einer hohen Abtastrate mit Hilfe der Sensoren 3 gemessenen Lasten und/oder Beschleunigungen und/oder anderen aeroelastischen Messgrößen. Bei einer möglichen Ausführungsform beträgt die Abtastrate weniger als 1/10 msek. Die Anpassung der Positionen P der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 kann ein Regelgesetz festlegen, das ebenfalls in dem Datenspeicher 5 hinterlegt ist. Dieses Regelgesetz wird in der Berechnungseinheit 4 entsprechend der aktuellen Ausgaben bzw. Sensordaten der Sensoren 3 entsprechend der Abtastrate ausgewertet, sofern eine entsprechende Initiierung über die Eingabeeinheit 6 erfolgt ist. Hierdurch werden die Lasten automatisch minimiert. Bei einer möglichen Ausführungsform kann auch automatisch ein Kompromiss eingestellt werden zwischen Minimierung der Lasten zur Minimierung der Beschleunigung für eine Optimierung des Passagierkomforts und zur Minimierung des Luftwiderstandes, welcher sich durch Ausfahren der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 erhöht.
3 dient zur Darstellung eines Ausführungsbeispiels des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung des Buffeting bei einem Luftfahrzeug 2. Bei dem Luftfahrzeug 2 handelt es sich in dem dargestellten Beispiel um ein Verkehrsflugzeug, insbesondere ein Passagierflugzeug. Das Luftfahrzeug 2 weist Tragflächen 11 bzw. Flügel 11 auf, die dem Luftfahrzeug Auftrieb verleihen. Weiterhin besitzt das Luftfahrzeug 2 ein Höhenleitwerk 12 und ein Seitenleitwerk 13. Bei dem in 3 dargestellten Ausführungsbeispiel sind in Tragflächen des Luftfahrzeuges 2 Buffeting-Last-Kontrollelemente 10-i vorgesehen, die durch eine Steuerung 1 zumindestens teilweise ausfahrbar sind. Die Steuerung 1 befindet sich in dem Rumpf des Luftfahrzeugs 2. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel sind in jedem Tragflügel 11 des Luftfahrzeugs 2 sechs Buffeting-Last-Kontrollelemente 10-1 bis 10-6 vorgesehen. Weiterhin sind in dem dargestellten Ausführungsbeispiel an dem Höhenleitwerk 12 zusätzlich vier Buffeting-Last Kontrollelemente 10-7 bis 10-10 vorgesehen. Durch Ausfahren der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 aus den Tragflächen 11 wird die Luftströmung beeinflusst, um Turbulenzen zu minimieren. Die Buffeting-Last-Kontrollelemente 10-i werden bei einer bevorzugten Ausführungsform durch die Steuerung 1 separat angesteuert. An dem Luftfahrzeug 2 sind verschiedene Sensoren 3 angebracht. Insbesondere weist das Luftfahrzeug 2, wie in 3 dargestellt, Sensoren 3 auf, die aerolastische Messdaten an die Steuerung 1 liefern. Diese Sensoren 3 messen somit eine Strukturbelastung an Strukturbereichen des Luftfahrzeugs 2. Bei diesen Lastsensoren kann es sich beispielsweise um Beschleunigungssensoren, aber auch um Dehnungsmessstreifen handeln. Weiterhin können optische Deformationssensoren eingesetzt werden. Bei dem dargestellten Ausführungsbeispiel sind sechs Buffeting-Last-Kontrollelemente 10-i an einem Tragflügel 11 des Luftfahrzeugs 2 vorgesehen. Bei weiteren Ausführungsformen können bis zu etwa 30 Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 in jedem Tragflügel 11 vorgesehen werden. Weiterhin können, wie in 3 dargestellt, durch die Steuerung 1 Steuerflächen oder Klappen 14 gesteuert werden, wobei es sich beispielsweise um Höhenruder an dem Höhenleitwerk 12 des Luftfahrzeugs 2 handelt. Bei dieser Ausführungsform berechnet die Steuerung 1 ferner Steuerflächenausschläge für die Steuerflächen 14, die an den Tragflächen 11 des Luftfahrzeugs 2 vorgesehen sind. Diese Steuerflächen 14 werden entsprechend der berechneten Steuerflächenausschläge statisch oder dynamisch zur Minimierung der durch Buffeting hervorgerufenen Vibrationen zusätzlich zu den Buffeting-Last-Kontrollelementen 10 eingestellt.
4A, 4B, 4C zeigen Schnittansichten durch einen Tragflügel 11 des Luftfahrzeugs 2. 4A zeigt ein Buffeting-Last-Kontrollelement 10 in einer eingefahrenen ersten Position P1. Durch hydraulische Elemente 15-1, 15-2 lassen sich die Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 aus den Tragflächen 11 des Luftfahrzeugs 2 zumindest teilweise ausfahren. Die Hydraulikelemente 15-1, 15-2 werden durch die Steuerung 1 angesteuert. 4B zeigt ein Buffeting-Last-Kontrollelement 10 in einer zweiten mittleren teilweise ausgefahrenen Position P2 nach entsprechender Ansteuerung der Hydraulikelemente 15-1, 15-2 durch die Steuerung 1. 4C zeigt das Buffeting-Last-Kontrollelement in einer dritten vollständig ausgefahrenen Position P3.
Durch ein ausgefahrenes Buffeting-Last-Kontrollelement 10 wird die von vorne kommende Strömung beeinflusst, und von den Tragflügeln 11 hervorgerufene Turbulenzen bzw. Luftturbulenzen werden zur Vermeidung von Buffeting minimiert.
Wie man aus den 4A, 4B, 4C erkennen kann, sind die Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 flossenförmige Stege, die aus den Tragflächen 11 des Luftfahrzeugs 2 ausfahrbar sind. Diese flossenförmigen Stege haben die Form einer abgeflachten Haifischflosse und sind, wie in den 4A, 4B, 4C dargestellt, stromlinienförmig ausgebildet.
5 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Systems zur Minimierung von Buffeting bei einem Luftfahrzeug 2. Beim dargestellten Ausführungsbeispiel werden mehrere Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 und mehrere Steuerflächen 14 durch ein gemeinsames Steuersignal parallel angesteuert.
6 zeigt eine Ansicht auf das Luftfahrzeug 2 von oben. Die beiden Tragflügel 11A, 11B weisen in dem dargestellten Ausführungsbeispiel jeweils fünf Buffeting-Last-Kontrollelemente 10-1 bis 10-5 auf. Weiterhin sind an den beiden Höhenleitwerken 12A, 12B zusätzlich jeweils zwei Buffeting-Last-Kontrollelemente 10-6, 10-7 vorgesehen. Weiterhin ist eine mögliche Stelle für Sensoren 3, die aerolastische Messdaten liefern, dargestellt. Die Sensoren 3 befinden sich auf der Oberseite der Tragflügel 11 in mittlerer Position sowie an der Spitze zumindest eines der Höhenleitwerke 12.
7 zeigt ein Signaldiagramm zur Erläuterung des erfindungsgemäßen Systems. In dem dargestellten Signaldiagramm wird ein Beschleunigungssignal an der Spitze des Höhenleitwerkes 12 im Zeitverlauf dargestellt. Es ist ein Lastfaktor an dem Höhenleitwerk HTP bei einem Stall-Test bei niedrigen Geschwindigkeitsbedingungen dargestellt. Durch Ausfahren der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 kann das Beschleunigungssignal im Durchschnitt um etwa 37% vermindert werden. 7 zeigt, dass durch Ausfahren der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 aus den Tragflächen 11 des Luftfahrzeugs insbesondere die Last an dem Höhenleitwerk 12 aufgrund der Minimierung des Buffeting signifikant reduziert werden kann.
Während einer Flugerprobungsphase des Luftfahrzeuges 2 kann anhand eines stochastischen nicht linearen dynamischen Daten-Modells des Luftfahrzeugs 2 und anhand von die sensorisch erfassten Buffeting-Kenngrößen für jede Flugphase und für jeden durch Buffeting betroffenen Strukturbereich des Luftfahrzeugs 2 eine Wahrscheinlichkeit berechnet werden, dass in dem jeweiligen Strukturbereich des Luftfahrzeugs 2 eine vorgegebene Grenzlast während einer Gesamtbetriebsdauer des Luftfahrzeugs 2 erreicht wird.
8 zeigt Koordinatensysteme eines bei der Ermittlung von Steuerdaten verwendeten, nicht linearen Simulationsmodells des Luftfahrzeugs 2.
Wie man aus 8 erkennen kann, lassen sich die Bewegungen eines Flugzeugs 2 anhand von Kenngrößen beschreiben. Die Flugmechanik beschreibt das Verhalten des Luftfahrzeugs 2, das sich in der Atmosphäre mit Hilfe der Aerodynamik bewegt. Die Flugmechanik beschreibt das Verhalten des Gesamtsystems beziehungsweise des Luftfahrzeugs, wobei eine Position, Fluglage und Fluggeschwindigkeit eines Flugkörpers 2 zu einem beliebigen Zeitpunkt berechnet wird. Dies geschieht mit Hilfe von Bewegungsgleichungen, die ein Gleichungssystem von gekoppelten Differenzialgleichungen bilden. Aufgrund von Flugmanövern und Luftturbulenzen treten an dem Luftfahrzeug 2 Manöverlasten und Strukturlasten auf. Manöverlasten lassen sich mittels nichtlinearer Bewegungsgleichungen beschreiben und basieren auf Datenbanken, die aerodynamische Kräfte angeben. Insbesondere große Luftfahrzeuge 2 müssen neben nichtlinearen Bewegungen auch die elastischen Verformungen ihrer Struktur berücksichtigen.
Die Bewegung eines starren Flugzeugs 2 kann durch Systemgrößen beschrieben werden. Jeweils drei dieser Größen werden zu einem Vektor zusammengefasst und beschreiben die
Position: S = [xyz]^T (1) Winkellage (Eulerwinkel):
Geschwindigkeit: V → = [uυw]^T (3) Winkelgeschwindigkeit:
Ursache der Bewegung sind die auf das Flugzeug 2 wirkenden Kräfte,
Gewicht: G = [G_xG_yG_z]^T (5)
Schub und aerodynamische Kräfte sowie deren Momente, deren Resultierende in den Vektoren
Kraft: R → = [XYZ]^T (6) Moment: Q → = [LMN]^T (7) zusammengefasst werden. Eine weitere wichtige Größe ist die von den Beschleunigungsmessern 3 gemessene spezifische Kraft. b → = [b_xb_yb_z]^T
Die spezifische Kraft ist ein Maß für den Beschleunigungseindruck des Piloten nach Größe und Richtung und ist definiert als das Verhältnis der resultierenden äußeren Kraft zur Flugzeugmasse.
Für die Ermittlung der Newton'schen Gleichungen sowie der Drallgleichung werden die Beschleunigungen und Geschwindigkeiten bezüglich eines Inertialsystems gemessen. Die Erde dient als Inertialsystem, wobei ein erdfestes Koordinatensystem FE definiert wird, bei dem die z-Achse in Richtung Erdmittelpunkt zeigt. x- und y-Achse werden derart gewählt, dass ein Rechtssystem entsteht. Das Achsenkreuz kann z. B. zum magnetischen Nordpunkt ausgerichtet werden. Bei der Auswertung der Drallgleichung erweist es sich als vorteilhaft, dies in einem körperfesten Koordinatensystem F_B zu tun, da dann der Trägheitstensor konstant ist. Für die Festlegung der Achsen des körperfesten Koordinatensystems gibt es verschiedene Ansätze, wobei der Ursprung jeweils in dem Schwerpunkt C des Luftfahrzeuges 2 liegt. Das Hauptachsensystem wird so gelegt, dass die x-Achse in Richtung der Längsachse des Flugzeugs 2 und die z-Achse senkrecht dazu nach unten zeigt. Cy wird so gewählt, dass ein Rechtssystem entsteht. Werden die Stabilitätsachsen gewählt, zeigt die x-Achse in Richtung der Fluggeschwindigkeit. Die anderen beiden Achsen werden analog den Hauptachsen festgelegt. Die wesentlichen Größen sowie die relative Lage von flug- und erdfestem Koordinatensystem zeigt 8.
Zur einfachen Beschreibung der aerodynamischen Kräfte ist ein aerodynamisches Koordinatensystem F_A vorgesehen, dessen Ursprung ebenfalls im Schwerpunkt C des Luftfahrzeugs 2 liegt. Die x-Achse dieses Koordinatensystems liegt in Richtung der negativen Anströmgeschwindigkeit, die z-Achse in Richtung des negativen Auftriebs. Die y-Achse wird analog den vorigen Betrachtungen gewählt. Dieses Koordinatensystem erhält man dadurch, dass man das körperfeste Hauptachsensystem um einen Anstellwinkel α um seine y-Achse und anschließend um einen Schiebewinkel β um die z-Achse dreht. Das aerodynamische Koordinatensystem FA ist nur in stationären Flugzuständen des Luftfahrzeugs körperfest.
Der Übergang von dem körperfesten zu dem erdfesten Koordinatensystem geschieht mit Hilfe einer Transformationsmatrix L _EB
Der tiefergestellte Index gibt das Koordinatensystem an, in dem die Vektoren dargestellt werden. Man erhält z. B. den Vektor R →_E im erdfesten Koordinatensystem F_E aus dem in körperfesten Koordinaten dargestellten Vektor R →_B mit: R →_E = L _EBR →_B (10)
Zur Vereinfachung der Schreibweise wird der Index B, wenn nicht unbedingt notwendig, im folgenden weggelassen. Bei der Geschwindigkeit muss zusätzlich zwischen Wind und Windstille unterschieden werden. Allgemein gilt mit dem Geschwindigkeitsadditionsgesetz: V → E / E = V → B / E + W →_E (11) wobei der hochgestellte Index das Bezugssystem festlegt, in dem die entsprechenden Geschwindigkeiten gemessen werden. W →_E ist die Windgeschwindigkeit, die zu Null angenommen werden kann. Damit sind die Beträge in beiden Bezugssystemen gleich und der hochgestellte Index kann weggelassen werden.
Mit den Komponenten der Vektoren V →, Ω → und Φ → als Zustandsgrößen erhält man die Bewegungsgleichungen im Zustandsraum bei Windstille aus der Newton'schen Gleichung und der Drallgleichung, sowie der Beziehung zwischen den Eulerwinkeln und ihren Raten. Die Gleichungen gelten insbesondere, wenn man die Erde als Inertialsystem mit homogenem Gravitationsfeld betrachtet und das Flugzeug bzw. Luftfahrzeug 2 symmetrisch bezüglich seiner x-z-Ebene ist. Die auftretenden Kräfte greifen modellgemäß im Schwerpunkt an und die Erzeugung aerodynamischer Kräfte ist quasistationär.
Die Newton'sche Gleichung für den Flugzeugschwerpunkt in erdfesten Koordinaten lautet:
Diese wird mit der Transformationsmatrix L _EB in das körperfeste Koordinatensystem transformiert.
Es gilt: L _EBV → = L _EB(Ω → × V →) (14) woraus folgt:
Die resultierende Kraft F → setzt sich aus der aerodynamischen Kraft R → und der Gewichtskraft G → = L _EB ^–1G →_E zusammen. Diese Beziehungen werden in obige Gleichung eingesetzt und anschließend nach
aufgelöst.
Damit liegen die Gleichungen für die Geschwindigkeiten fest. Die Beziehungen für die Raten erhält man analog aus der Drallgleichung mit dem Drall H → sowie dem Trägheitstensor I:
Diese Beziehungen in Komponenten aufgespalten ergeben zusammen mit den Gleichungen zwischen Eulerwinkeln und ihren Raten die Zustandsgleichungen eines starren Luftfahrzeugs 2.
Durch Transformation der Geschwindigkeit V → in das erdfeste Koordinatensystem mit V →_E = L _EBV → (19) erhält man die Differentialgleichungen zur Berechnung der Position: x ._E = ucosθcosψ + υ(sinϕsinθcosψ – cosϕsinψ) + w(cosϕsinθcosψ + sinϕsinψ) y ._E = ucosθsinψ + υ(sinψsinθsinψ + cosϕcosψ) + w(cosϕsinθsinψ – sinϕcosψ) z ._E = –usinθ + υsinϕcosθ + wcosϕcosθ (20)
Für die spezifische Kraft erhält man in körperfesten Koordinaten für einen auf der x-Achse im Abstand x_p vom Schwerpunkt liegenden Sensor:
Teilt man die Vektoreinträge durch die Erdbeschleunigung g = 9,81 m/s ergibt sich der spezifische Lastfaktor n_x = b_x/g, n_y = b_y/g, n_z = b_z/g.
Die obigen Bewegungsgleichungen gelten für ein ideal starres Flugzeug 2. In der Praxis treten jedoch elastische Verformungen der Struktur des Flugzeuges 2 auf, die die dynamischen Eigenschaften des Systems merklich beeinflussen. Das Modell wird daher um diese elastischen Freiheitsgrade erweitert. Quasistatische Verformungen sind gegeben, wenn die Eigenfrequenzen der elastischen Moden wesentlich höher sind, als die der Starrkörpermoden. In diesem Fall kann der Einfluss der elastischen Verformung durch entsprechende Adaption der aerodynamischen Derivativen berücksichtigt werden. Liegen die Eigenfrequenzen der elastischen Freiheitsgrade im gleichen Bereich, wird die Bewegung des Starrkörpers durch die elastischen Verformungen beeinflusst. In diesem Fall ist die Dynamik der elastischen Freiheitsgrade in den Bewegungsgleichungen zu berücksichtigen. Dazu kann die Verformung der Struktur näherungsweise durch Superposition von Normalmoden der freien Schwingung beschrieben werden:
x', y', z' sind die Auslenkungen von den jeweiligen Ruhelagen x₀, y₀, z₀; f_n, g_n sowie h_n die Modenformfunktionen und ε_n verallgemeinerte Koordinaten. Die zusätzlichen Bewegungsgleichungen für den Mode ε_n erhält man aus der Gleichung von Lagrange als Gleichungen erzwungener Schwingungen. Für den Mode ε_n gilt mit der Eigenfrequenz ω_n der Dämpfung d_n und dem verallgemeinerten Trägheitsmoment I_n näherungsweise
Die Näherung besteht darin, sämtliche Kopplungen über die Dämpfungsterme zwischen den einzelnen Moden zu vernachlässigen. Unter der Voraussetzung, dass der Einfluss der Freiheitsgrade des Starrkörpers auf die elastischen Moden durch einen linearen Zusammenhang beschrieben werden kann und die elastischen Verformungen hinreichend klein sind, wird die verallgemeinerte Kraft F_n als eine Linearkombination aus Zustands- und Eingangsgrößen dargestellt:
Die hier auftretenden unendlichen Reihen können durch endliche Reihen ersetzt werden, die nur jene Moden beibehalten, die im Bereich der Starrkörperfrequenzen liegen. Für die weitere Berechnung kann angenommen werden, dass dies k Moden sind, die in einem Vektor ε zusammengefasst werden. Die Gleichung (24) kann somit in der folgenden Form geschrieben werden:
Um zu einer kompakten Schreibweise für sämtliche Moden zu gelangen, werden die verallgemeinerten Trägheitsmomente I_n in der Diagonalmatrix I, die skalaren Kopplungen jeweils in Vektoren und die vektoriellen Koppelterme in Matrizen zusammengefasst. Damit kann Gleichung (24) für sämtliche Moden formuliet werden.
Zur Darstellung im Zustandsraum gelangt man durch Einführen der Modengeschwindigkeit
. Diese wird in Gleichung (26) eingesetzt:
Unter Verwendung der Matrizen
sowie der Einheitsmatrix k-ter Ordnung I _k kann die Zustandsgleichung formuliert werden:
Die äußeren, an dem Luftfahrzeug 2 angreifenden Kräfte sind neben dem Gewicht die aerodynamischen Kräfte Auftrieb und Widerstand sowie der Schub. Der Angriffspunkt des Auftriebs liegt im sogenannten Neutralpunkt, der vom Schwerpunkt verschieden ist. Dadurch werden Momente erzeugt. Ähnliches gilt für den Schub. Die resultierenden Kräfte werden in einem Vektor R → die Momente in einem Vektor Q → zusammengefasst. Auftrieb und Widerstand werden durch die Relativbewegung von Luftfahrzeug und Luft also durch V → und Ω → erzeugt. Diese Kräfte hängen weiterhin vom Anstellwinkel α und den Winkeln der Steuerflächen der primären Flugsteuerung, Höhen- (δ_E), Quer- (δ_A) und Seitenruder (δ_R) ab. Je nach Flugzeugtyp werden weitere Steuerflächen, Störklappen, Spoiler, Canards eingesetzt, die im folgenden mit δ_c bezeichnet werden. Die Winkel der Steuerflächen werden zusammen mit dem Schub δ_E in einem Steuervektor c zusammengefasst. Die aerodynamischen Wirkungen beruhen auf nichtlinearen Zusammenhängen. Sie lassen sich durch Taylorreihen beschreiben, die nach einer bestimmten Ordnung abgebrochen werden. Die Koeffizienten der Glieder zweiter und dritter Ordnung liegen um ein bis zwei Größenordnungen unterhalb der Koeffizienten erster Ordnung. Bleibt der Anstellwinkel unterhalb 10°, können die Terme höherer Ordnung vernachlässigt werden. Ausgangspunkt des linearen Ansatzes ist ein stationärer Flugzustand des Luftfahrzeugs 2. Die Geschwindigkeiten und Raten sowie Kräfte und Momente werden in einen stationären und einen Störterm aufgespalten: u = u₀ + Δu X = X₀ + ΔX p = p₀ + Δp L = L₀ + ΔL υ = υ₀ + Δυ Y = Y₀ + ΔY q = q₀ + Δq M = M₀ + ΔM w = w₀ + Δw Z = Z₀ + ΔZ r = r₀ + Δr N = N₀ + ΔN (30)
Als stationärer Flugzustand kann der horizontale symmetrische Geradeausflug gewählt werden. Wählt man zusätzlich als flugfestes Koordinatensystem die Stabilitätsachsen, vereinfachen sich die obigen Beziehungen dadurch, dass in diesem Zustand X₀ = Y₀ = L₀ = M₀ = N₀ = 0 und w₀ = υ₀ = p₀ = q₀ = r₀ = 0 gilt. Da bei horizontalem Flug die z-Achsen von flug- und erdfestem Koordinatensystem parallel sind, ergibt sich Z₀ = –mg. Weiterhin gilt näherungsweise w ≈ u₀α.
Die in Gleichung (31) auftretenden mit v und ε indizierten Größen beschreiben den Einfluss der elastischen Moden auf die Aerodynamik. Es sind jeweils Vektoren der Länge k, wobei k die Anzahl der elastischen Moden ist. Die mit c indizierten Derivativen sind ebenfalls Vektoren, die den Einfluss der Steuergrößen beschreiben. Ihre Dimension ist gleich der Anzahl der Steuergrößen.
Die oben hergeleiteten Gleichungen werden zu einem Modell zusammengefasst, mit dem die gesamte Dynamik des flexiblen Flugzeugs unter den in den vorhergehenden Abschnitten genannten Voraussetzungen beschrieben werden kann. Die Zustände zur Beschreibung der Bewegung des Starrkörpers werden im Vektor x ₁ = [Δuwqθυvprϕψ]^T (32) zusammengefasst, ε und v bezeichnen die eingeführten elastischen Moden, während die Steuergrößen im Vektor c enthalten sind. Wie bei der Einführung der aerodynamischen Kräfte wird auch hier vom symmetrischen horizontalen Geradeausflug ausgegangen. Sämtliche Störterme werden als hinreichend klein angenommen, so dass die lineare Näherung für die Aerodynamik gültig ist. Weiterhin wird
vernachlässigt. Unter diesen Voraussetzungen können die Bewegungsgleichungen in der folgenden Form geschrieben werden:
Die in Gleichung (33) und (34) verwendeten Teilmatrizen werden mit den folgenden Abkürzungen:
zusammengestellt.
Die Matrizen A ₁₃ und B ₁ erhält man durch jeweiliges Ersetzen des Indizes ε in der Matrix A₁₂ durch v bzw. c. Für die übrigen Matrizen gilt:
Die Matrizen C ₃ und D erhält man durch Ersetzen des Indizes ε durch jeweils v bzw. c. H und h(x ₁) lauten:
Das in Gleichung (33) beschriebene nichtlineare Simulationsmodell enthält eine Wirksamkeitsmatrix F, welche die nichtlinearen Eigenschaften von Systemgrößen berücksichtigt. Die Wirksamkeitsmatrix F ist in Gleichung (42) angegeben.
Erweitert man nun das Modell um aerodynamische, strukturdynamische und aeroelastische Nichtlinearitäten ergeben sich

a.) zusätzliche Einträge im Nichtlinearitätenvektor g(x₁), z. B. g₁₄(w) = w² + 3w⁴, g₁₅(υ) = υ², g₁₆(v₁) = v 2 / 1 , g₁₇(v₂) = sgn (v₂), dabei ist sgn die sogenannte Signumfunktion der Mathematik und
b.) zusätzliche Spalten in der Matrix
aus Gleichung (33):

Die Größen X_NL,w, Z_NL,w, Y_NL,υ, D_NL,1 und D_NL,2 beschreiben die Einflussstärke der Nichtlinearität.
Das in Gleichung (33) dargestellte nichtlineare Simulationsmodell lässt sich physikalisch anschaulicher (in Verallgemeinerung der Newton'schen und Eulerschen Bewegungsgleichung) auch wie folgt beschreiben: Mẍ + Dẋ + Kx + Fg(x, ẋ, p, t) = p ... wobei: x = [x_Flugmechanik, x_System, x_Aeroelastik]
p = [p_Böe, p_Buffeting, p_Pilot, p_Triebwerk, p_Fehlerfall]
Fg(x, ẋ, p, t) enthält alle Nichtlinearitäten aus Flugmechanik, Aerodynamik, Systemen, Triebwerk, ...
und wobei: M: Erweiterte Massenmatrix D: Erweiterte Dämpfungsmatrix K: Erweiterte Steifigkeitsmatrix (51) wobei p_Buffeting den stochastischen Druck in Folge des Buffeting auf Strukturbereiche des Luftfahrzeugs 2 darstellt.
Da die Transformation von Gleichung (33) in die Form vom Gleichung (50) zu modifizierten Vektoren x und g (x, ẋ, p, t) und einer modifizierten Matrix F führt, sind diese neuen Vektoren und Matrizen nicht unterstrichen.
Die Gleichung (51) stellt ein stochastisches Daten-Modell des Luftfahrzeugs 2 dar. Dieses stochastische Modell kann in dem Datenspeicher 5 der Steuerung 1 hinterlegt sein. mittels des stochastischen Daten-Modells, insbesondere mittels Gleichung (51), kann in einer Flugerprobungsphase für jede Flugphase und für jede Laststation des Luftfahrzeugs 2 eine Wahrscheinlichkeit berechnet werden, das dort Limit- bzw. Grenzlasten auftreten. Bei einer stochastischen Simulation kann beispielsweise für p-Buffeting in Gleichung (51) weißes Rauschen angesetzt werden. Weiterhin kann eine Voranpassung der Parameter des Modells, das heißt der Gleichung (51), mit Hilfe von Identifikationsverfahren, beispielsweise einem Least-Square-Verfahren, durchgeführt werden. Treten beispielsweise durch Klimaänderungen oder unvorhergesehene Ereignisse zusätzliche Flugphasen auf, die mit Gleichung (51) beschrieben werden können, können diese zugehörigen Buffeting-Lasten auch während des Fluges mit Hilfe des stochastischen Modells beschrieben die tabellierten Ausschläge bzw. Ausfahrgerade der Buffeting-Last-Kontrollelemente 10 erweitert werden. Erkennt ein Bordingenieur Handelt es sich beispielsweise anhand der Ausgabeeinheit 7, dass einzelne Parameter des stochastischen Simulationsmodells nicht hinreichend genau in dem Datenspeicher 5 hinterlegt sind, um besondere Flugphasen nachzubilden, können über die Eingabeeinheit 6 der Steuerung 1 Parameter des Modells derart angepasst werden, dass auch ein extremer bzw. unvorhergesehene Flugzustand des Luftfahrzeugs 2 beschrieben wird.
ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
Zitierte Patentliteratur

US 4706902 [0004, 0005]

Claims

System zur Minimierung von Buffeting bei einem Luftfahrzeug (2), wobei Buffetinglastkontrollelemente (10), die in Tragflächen des Luftfahrzeuges (2) vorgesehen sind, durch eine Steuerung (1) zur Reduzierung von auf das Luftfahrzeug (2) wirkenden Bufferinglasten aus den Tragflächen zumindest teilweise ausfahrbar sind.
System nach Anspruch 1, wobei an dem Luftfahrzeug (2) Flugphasensensoren zur Erfassung von unterschiedlichen Flugphasen des Luftfahrzeuges (2) vorgesehen sind.
System nach Anspruch 1 oder 2, wobei ein oder mehrere Buffetinglastkontrollelemente (10) jeweils für einen Strukturbereich der Luftfahrzeugstruktur vorgesehen sind, in dem eine darauf einwirkende Last nahezu konstant ist.
System nach Ansprüchen 1–3, wobei die Steuerung (1) einen Speicher (5) aufweist, in welchem für unterschiedliche Flugphasen während eines Flugbetriebes des Luftfahrzeuges (2) für alle Buffetinglastkontrollelemente (10) des Luftfahrzeuges (2) gespeichert ist, ob das jeweilige Buffetinglastkontrollelement (10) während des Flugbetriebes in der jeweiligen Flugphase aus der Tragfläche des Luftfahrzeuges (2) auszufahren ist oder nicht.
System nach Ansprüchen 1–4, wobei jedes Buffetinglastkontrollelement (10) zwischen einer ersten eingefahrenen Position (P1), einer zweiten mittleren teilweise ausgefahrenen Position (P2) und einer dritten vollständig ausgefahrenen Position (P3) betätigbar ist.
System nach Ansprüchen 1–5, wobei das Buffetinglastkontrollelement (10) in die zweite mittlere teilweise ausgefahrene Position (P2) bewegt wird, wenn das jeweilige Buffetinglastkontrollelement (10) in der aktuellen Flugphase des Luftfahrzeuges (2) aus der Tragfläche auszufahren ist.
System nach Ansprüche 1–6, wobei an den Strukturbereichen des Luftfahrzeuges (2) Lastsensoren (3) vorgesehen sind, welche während des Flugbetriebes des Luftfahrzeuges (2) eine aktuelle auf den jeweiligen Strukturbereich wirkende Last erfassen und wobei für den Strukturbereich vorgesehene Buffetinglastkontrollelemente (10) in Abhängigkeit der erfassten Last adaptiv zwischen der zweiten mittleren, teilweise ausgefahrenen Position (P2) und der dritten vollständig ausgefahrenen Position (P3) zur Minimierung der durch Buffeting auf den jeweiligen Strukturbereich aktuell wirkenden Last bewegt werden.
System nach Ansprüchen 1–7, wobei eine Berechnungseinheit (4) der Steuerung (1) Ausfahrgrade für die Buffetinglastkontrollelemente (10) in Echtzeit berechnet und die Buffetinglastkontrollelemente (10) entsprechend der berechneten Ausfahrgrade aus den Tragflächen (11) zur Minimierung der durch Buffeting hervorgerufenen Turbulenzen ausfährt.
System nach Ansprüchen 1–8, wobei die Berechnungseinheit (4) der Steuerung (1) ferner Steuerflächenausschläge für Steuerflächen (14) berechnet, die an den Tragflächen des Luftfahrzeuges vorgesehen sind, und diese Steuerflächen (14) entsprechend den berechneten Steuerflächenausschlägen statisch oder dynamisch zur Minimierung der durch Buffeting hervorgerufenen Vibrationen einstellt werden.
System nach Ansprüchen 1 bis 9, wobei die Tragflächen (11) des Luftfahrzeuges (2) Tragflügel (11) sowie Höhen- und Seitenleitwerk (12) des Luftfahrzeuges (2) umfassen.
System nach Ansprüchen 9 oder 10, wobei die Steuerflächen (14) Höhenruder an dem Höhenleitwerk (12) des Flugzeuges (2) sind.
System nach Ansprüchen 1–11, wobei während einer Flugerprobungsphase des Luftfahrzeuges (2) anhand eines stochastischen, nicht linearen dynamischen Modells des Luftfahrzeuges (2) und sensorisch erfassten Buffetingkenngrößen für jede Flugphase und für jeden durch Buffeting betroffenen Strukturbereich des Luftfahrzeuges (2) eine Wahrscheinlichkeit berechnet wird, dass in dem jeweiligen Strukturbereich des Luftfahrzeuges (2) eine vorgegebenen Grenzlast während einer Gesamtbetriebsdauer des Luftfahrzeuges (2) erreicht wird.
System nach Anspruch 12, wobei in Abhängigkeit von den berechneten Wahrscheinlichkeiten ein Buffetinglastkontrollelement, welches eine Buffetinglast auf einen Strukturbereich des Luftfahrzeuges (2) vermindert, dessen berechnete Wahrscheinlichkeit einen vorgegebenen Wahrscheinlichkeits-Schwellenwert überschreitet, als ein Buffetinglastkontrollelement in dem Speicher (5) der Steuerung (1) gespeichert wird, das während eines normalen Flugbetriebes des Luftfahrzeuges (2) aus der Tragfläche auszufahren ist.
Verfahren zum Minimieren von Buffetinglasten bei einem Luftfahrzeug (2), wobei die auf das Luftfahrzeug (1) wirkenden Buffetinglasten durch Ausfahren von Buffetinglastkontrollelementen (10) aus Tragflächen des Luftfahrzeuges (2) reduziert werden.
Buffetinglastkontrollelement (10) für ein Luftfahrzeug (2), das zur Reduzierung von auf das Luftfahrzeug (2) wirkenden Buffetinglasten aus einer Tragfläche des Luftfahrzeuges (2) zumindest teilweise ausfahrbar ist.