DE102011100481A1

DE102011100481A1 - Flugzeug mit einer Vorrichtung zur Richtungsstabilisierung des Flugzeugs, Computerprogrammprodukt sowie Verfahren zur Richtungsstabilisierung des Flugzeugs

Info

Publication number: DE102011100481A1
Application number: DE102011100481A
Authority: DE
Inventors: Hans-Gerd Giesseler
Original assignee: Airbus Operations GmbH
Current assignee: Airbus Operations GmbH
Priority date: 2011-05-04
Filing date: 2011-05-04
Publication date: 2012-11-08
Also published as: EP2520995A3; US9274523B2; EP2520995A2; US20120325977A1

Abstract

Verfahren zur Verringerung von Gierbewegungen eines Flugzeugs während des Fluges, bei dem in einem Zeitabschnitt eine Kommandierung einer Spoiler-Stellantriebsvorrichtung eines Spoilers (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) und einer Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung einer Stellklappe (A; A1a, A2a, A1b, A2b) jeweils desselben Tragflügels derart erfolgt, dass die Bewegung des kommandierten Spoilers (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) und die Bewegung der Stellklappe (A; A1a, A2a, A1b, A2b) desselben Tagflügels in dem Zeitabschnitt in zueinander entgegen gesetzten Richtungen ausschlagen, wobei der Spoiler (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) und die Stellklappe (A; A1a, A2a, A1b, A2b) desjenigen Tragflügels kommandiert werden, an dem die kommandierten Ausschläge der jeweils auftretenden Gierbewegung entgegen wirken, sowie ein Computerprogrammprodukt zur Durchführung dieses Verfahrens und ein Flugzeug mit einer Vorrichtung zur Richtungsstabilisierung des Flugzeugs zur Ausführung eines Verfahrens nach einem der vorangehenden Ansprüche.

Description

Die Erfindung betrifft ein Flugzeug mit einer Vorrichtung zur Richtungsstabilisierung des Flugzeugs, ein Computerprogrammprodukt sowie ein Verfahren zur Richtungsstabilisierung des Flugzeugs.
Aus dem allgemeinen Stand der Technik ist zur Beeinflussung des Flugzustands eines Flugzeugs bekannt, übliche Steuerklappen zur Dämpfung von auftretenden Abweichungen des Flugzustands von dem jeweils den kommandierten Steuerungsvorgaben entsprechenden Flugzustand zu verwenden.
Aus der WO 2011/009918 A1 ist ein Verfahren zur Generierung eines Pilotenwarn-Signals bei festgestellter angeregter Taumelschwingung bekannt.
Aufgabe der Erfindung ist, ein Verfahren zur Beeinflussung der Richtungsstabilität des Flugzeugs, ein Computerprogrammprodukt zur Durchführung dieses Verfahrens und ein Flugzeug mit einer Vorrichtung zur Richtungsstabilisierung des Flugzeugs bereitzustellen, mit dem jeweils die Richtungsstabilität des Flugzeugs effektiv und mit verhältnismäßig geringen konstruktiven und systemtechnischen Aufwand angestrebt oder erreicht werden kann.
Diese Aufgabe wird mit den Merkmalen der unabhängigen Patentansprüche gelöst. Weitere Ausführungsformen sind in den auf diese rückbezogenen Unteransprüchen angegeben.
Bei der Betätigung von Klappen zur Kompensation von auftretenden Abweichungen des Flugzustands von dem jeweils den kommandierten Steuerungsvorgaben entsprechenden Flugzustand treten Kräfte- und/oder Momenten-Kopplungen (Koppel-Derivativa) auf, die ebenfalls mit Betätigungen von Steuerklappen zu kompensieren sind. Mit der erfindungsgemäßen Lösung werden Gierbewegungen, die als zu vermeiden identifiziert worden sind, kompensiert und dadurch insbesondere ein Dutch-Roll-Damping erreicht.
Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren kann vorgesehen sein, dass während der Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens das Seitenruder weiterhin aktiv geschaltet ist, so dass der Pilot das Seitenruder auch während der Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens betätigen kann.
Nach einem Aspekt der Erfindung ist ein Verfahren zur Beeinflussung der Richtungsstabilität des Flugzeugs und insbesondere ein Verfahren zur Verringerung von Gierbewegungen eines Flugzeugs während des Fluges vorgesehen, bei dem in einem Zeitabschnitt eine Kommandierung einer Spoiler-Stellantriebsvorrichtung eines Spoilers und einer Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung einer Stellklappe jeweils desselben Tragflügels derart erfolgt, dass die Bewegung des kommandierten Spoilers und die Bewegung der Stellklappe desselben Tagflügels in dem Zeitabschnitt in zueinander entgegen gesetzten Richtungen ausschlagen, wobei der Spoiler und die Stellklappe desjenigen Tragflügels kommandiert werden, an dem die kommandierten Ausschläge der jeweils auftretenden Gierbewegung entgegen wirken.
Das erfindungsgemäße Verfahren kann insbesondere die folgenden Schritte aufweisen:

– Vergleichen der Eigenschaften von Gierbewegungen des Flugzeugs mit Sollvorgaben zur Identifizierung zumindest einer vorbestimmten Eigenschaft der Gierschwingungen und bei Identifizierung der vorbestimmten Eigenschaft, und
– aufgrund der Identifizierung der vorbestimmten Eigenschaft Kommandierung der Spoiler-Stellantriebsvorrichtung eines Spoilers und der Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung einer Stellklappe jeweils desselben Tragflügels derart, dass die Bewegung des kommandierten Spoilers und die Bewegung der Stellklappe desselben Tagflügels in dem Zeitabschnitt in zueinander entgegen gesetzten Richtungen ausschlagen.

Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Verfahren zur Beeinflussung der Richtungsstabilität des Flugzeugs vorgesehen, wobei das Verfahren durch ein Flugsteuerungssystem im Flugbetrieb angewendet wird, bei dem eine Eingabe von Steuerungsvorgaben zur Flugbahnsteuerung des Flugzeugs, die insbesondere Lateral-Steuerungseingaben zur Betätigung eines Seitenruders des Flugzeugs erfolgt. Dabei werden insbesondere zur Erreichung einer Gierschwingungs-Dämpfung die folgenden Schritte durchgeführt:

– insbesondere an Hand der erfassten Gierraten Vergleichen der Eigenschaften der erfassten Gierschwingungen mit Sollvorgaben zur Identifizierung oder Erkennung zumindest einer vorbestimmten Eigenschaft von Gierbewegungen und optional bei Identifizierung oder Erkennung der vorbestimmten Eigenschaft von Gierbewegungen Erzeugung eines logischen Gierbewegungs-Bestätigungssignals oder Gierschwingungs-Bestätigungssignals, und
– aufgrund der Identifizierung der vorbestimmten Eigenschaft oder aufgrund des erzeugten logischen Gierbewegungs-Bestätigungssignals Erzeugung sowohl eines Stellkommandos für eine Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers des Flugzeugs zur Auslenkung desselben und Übermittlung an die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung als auch eines Stellkommandos für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zumindest einer Stellklappe des Flugzeugs zur Auslenkung derselben und Übermittlung an die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung, wobei die Stellkommandos derart festgelegt sind, dass sich die Gierschwingung des Flugzeugs verringert.

Dabei kann insbesondere vorgesehen sein, dass aufgrund der Identifzierung der vorbestimmten Eigenschaft oder aufgrund des erzeugten logischen Gierbewegungs-Bestätigungssignals in einem Zeitabschnitt eine Kommandierung einer Spoiler-Stellantriebsvorrichtung eines Spoilers und einer Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung einer Stellklappe jeweils desselben Tragflügels derart erfolgt, dass die Bewegung des kommandierten Spoilers und die Bewegung der Stellklappe desselben Tagflügels in dem Zeitabschnitt in zueinander entgegen gesetzten Richtungen ausschlagen, wobei der Spoiler und die Stellklappe desjenigen Tragflügels kommandiert werden, an dem die kommandierten Ausschläge der Gierbewegung und insbesondere Gierrate des Flugzeugs mit der identifizierten Eigenschaft entgegenzuwirken.
Dabei ist insbesondere vorgesehen, dass die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung von der Steuerungsvorrichtung zusätzlich zur Stellantriebsvorrichtung der Seitensteuerung des Flugzeugs betätigt wird.
Durch das erfindungsgemäße Verfahren erfolgt insbesondere eine Erhöhung der Dämpfung der Taumelschwingung durch Flügel-Steuerflächen, also den Spoiler und die Stellklappe, wobei wenigstens in einem Zeitabschnitt die Auslenkungsbewegungs-Richtung des Spoilers entgegen gesetzt zur Auslenkungsbewegungs-Richtung der Stellklappe erfolgt. Vorteilhaft ist insbesondere, dass das erfindungsgemäße Verfahren in einer Situation, in der die Wirksamkeit des Seitenruders tatsächlich gegeben ist, aber in der das Seitenruder durch ungünstige Piloteneingaben ungünstig betätigt wird, so dass eine Taumelschwingung oder ungünstige Gierschwingung des Flugzeugs erzeugt wird, durch die Flugsteuerungsvorrichtung durch eine diesen Eingaben entgegen wirkende Betätigung von Spoiler und die Stellklappe die Taumelschwingung oder ungünstige Gierschwingung reduziert oder vernichtet.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass Insbesondere die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass die vorbestimmte Eigenschaft der jeweils erfassten Gierbewegung oder der Gierschwingung durch einen vorbestimmten Grenzwert einer erfassten Gierrate der Gierschwingung definiert ist und dass die Vergleichsfunktion die vorbestimmte Eigenschaft der Gierbewegung identifiziert und insbesondere ein logisches Gierbewegungs-Bestätigungssignal erzeugt, wenn diese feststellt, dass die erfasste Gierrate den vorbestimmten Grenzwert überschreitet, wobei insbesondere vorgesehen ist, dass der Betrag für den Grenzwert größer als 3 Grad pro Sekunde ist.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass insbesondere die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass die vorbestimmte Eigenschaft der jeweils erfassten Gierbewegung oder der Gierschwingung durch einen vorbestimmten Grenzwert für die jeweils erfasste Gierrate und einen Grenzwert für den Mindestzeitraum einer Überschreitung des Grenzwerts durch die Gierrate in jeweils einer Richtung definiert ist und dass die Vergleichsfunktion die vorbestimmte Eigenschaft der Gierbewegung identifiziert und insbesondere ein logisches Gierbewegungs-Bestätigungssignal erzeugt, wenn diese feststellt, dass die erfasste Gierrate den vorbestimmten Grenzwert für die Gierrate und den vorbestimmten Grenzwert für die Zeitdauer überschreitet, wobei insbesondere vorgesehen ist, dass der Betrag für den Grenzwert größer als 3 Grad pro Sekunde und der Betrag für den Grenzwert für den Mindestzeitraum größer als eine Sekunde ist.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die Kommandierungsfunktion derart gestaltet ist, dass diese bei dem Vorliegen des logischen Gierbewegungs-Bestätigungssignals oder Gierraten-Bestätigungssignals zumindest ein Stellkommando für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und zumindest ein Stellkommando für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung in seiner Größe und seinem zeitlichen Verlauf in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate und/oder der Zeitdauer der Überschreitung des Grenzwerts durch die Gierrate ermittelt, wobei das zumindest eine Stellkommando derart festgelegt ist, dass sich die Gierschwingung des Flugzeugs verringert, wobei insbesondere das zumindest eine Stellkommando der Kommandierungsfunktion derart zeitlich an die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung definiert ist, dass die Kommandierung der Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und der Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung jeweils während der Kommandierung der zumindest einen erfassten Gierbewegung oder Gierschwingung zur Kompensation der jeweils auftretenden Gierbewegung insbesondere in einer jeweiligen Gierschwingungsrichtung erfolgt und derart vorgesehen ist, dass der Ausschlag des kommandierten Spoilers und der Stellklappe aerodynamisch der jeweiligen Richtung der Gierbewegung oder Gierschwingung entgegen wirkt, so das die kommandierten Ausschläge der Gierbewegung und insbesondere Gierrate des Flugzeugs mit der identifizierten Eigenschaft entgegenwirken.
Nach einer weiteren Ausführungsform der Erfindung ist die die vorbestimmte Eigenschaft derart definiert, dass die folgende Funktion erfüllt ist:
wobei sind:

ω_z: die aktuelle Gierrate des Flugzeugs,
ω_x: der aktuelle Rollrate des Flugzeugs,
B_x: eine Normierungsgröße für die aktuelle Gierrate ω_x des Flugzeugs, die im Bereich zwischen 10 Grad/Sekunde und 20 Grad/Sekunde liegt, und.
B_z: eine Normierungsgröße für die aktuelle Rollrate ω_z des Flugzeugs, die im Bereich zwischen 10 Grad/Sekunde und 20 Grad/Sekunde liegt.

Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens erfolgt eine Identifizierung oder Erkennung zumindest einer vorbestimmten Eigenschaft von Gierschwingungen dann, wenn die voranstehende Funktion erfüllt ist.
Insbesondere kann die vorbestimmte Eigenschaft der Gierbewegung nach einer Ausführungsform des Verfahrens durch eine Mehrzahl der vorgenannten Eigenschaften oder Bedingungen definiert sein und die Identifizierung der Eigenschaft der Gierbewegung dann gegeben sein, wenn eine Mehrzahl der vorgenannten Eigenschaften erfüllt ist.
Nach einer weiteren Ausführungsform der Erfindung wird der Stellbewegungsausschlag der Spoilers und der Stellklappe als Funktion der Gierrate und wenigstens einer der folgenden Flugzustandsgrößen ermittelt, und dabei insbesondere der aktuellen Seitenbeschleunigung des Flugzeugs, der aktuellen Rollraten des Flugzeugs, des aktuellen Schiebewinkels des Flugzeugs.
Dabei kann die Flugsteuerungsvorrichtung die Stellkommandos des Spoilers und/oder der Stellklappe mittels der Formel F₁·ω_z + F₂·ω_x + F₃·n_y + F₄·β erfolgen, wobei die jeweiligen Summanden davon abhängen, welche Einflussgrößen für die Stellkommandos des Spoilers und/oder der Stellklappe verwendet werden. Dabei sind die Rechensymbole wie folgt definiert:

ω_z: die Gierrate des Flugzeugs,
n_y: die aktuelle Seitenbeschleunigung des Flugzeugs,
ω_x: der aktuelle Rollrate des Flugzeugs,
β: des aktuellen Schiebewinkels des Flugzeugs.

Die Parameter F₁·ω_z + F₂·ω_x + F₃·n_y + F₄·β können bei der Ermittlung der Stellkommandos für den Spoiler und die Stellklappe jeweils verschieden sein.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass der Stellbewegungsausschlag der Spoilers und der Stellklappe als Funktion der Gierrate und wenigstens einer der folgenden Flugzustandsgrößen ermittelt wird: der aktuellen Seitenbeschleunigung des Flugzeugs, der aktuellen Rollraten des Flugzeugs, des aktuellen Schiebewinkels des Flugzeugs.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass zur Verringerung der Gierschwingung und zur Erreichung einer Gierschwingungs-Dämpfung der Schritt des Vergleichens der Eigenschaften der erfassten Gierschwingung mit Sollvorgaben der Schritt des Erzeugens sowohl eines Stellkommandos an die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zusätzlich erfolgt durch:

– Vergleichen von mit einer insbesondere von einem Piloten betätigten Lateral-Steuerungseingabevorrichtung ausgeführten Lateralsteuerungs-Kommandos mit Sollvorgaben zur Identifizierung einer vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos und optional aufgrund der Identifizierung der vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos Erzeugen eines logischen Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignals, wobei die vorbestimmte Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos derart definiert ist, dass in einem Kommandierungszeitraum ein mehrmaliger Wechsel der Kommandierungsrichtung der Lateralsteuerung mit einer Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos bei aufeinander folgenden Lateralsteuerungs-Kommandos mit jeweils zueinander abwechselnden Kommandierungsrichtungen auftritt und,
– aufgrund der Identifizierung einer vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos und gegebenenfalls bei dem Vorliegen des logischen Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignals in Abhängigkeit des jeweils erfassten Lateralsteuerungskommandos sowohl Erzeugung eines Stellkommandos in Abhängigkeit des jeweils erfassten Lateralsteuerungskommandos zur Auslenkung wenigstens eines Spoilers und Übermittlung des Stellkommandos an eine Spoiler-Stellantriebsvorrichtung des wenigstens einen Spoilers zur Auslenkung desselben und Übermittlung an diese Stellantriebsvorrichtung als auch Erzeugung eines Stellkommandos in Abhängigkeit des jeweils erfassten Lateralsteuerungskommandos zur Auslenkung wenigstens einer Stellklappe und Übermittlung des Stellkommandos an die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung, wobei die Bewegung des kommandierten Spoilers und die Bewegung der Stellklappe desselben Tagflügels in dem Zeitabschnitt in zueinander entgegen gesetzten Richtungen ausschlagen, wobei der Spoiler und die Stellklappe desjenigen Tragflügels kommandiert werden, an dem die kommandierten Ausschläge der jeweils auftretenden Gierbewegung entgegen wirken.

Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass der Schritt des Vergleichens der Eigenschaften der erfassten Gierschwingung mit Sollvorgaben der Schritt des Erzeugens sowohl eines Stellkommandos an die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung dann erfolgt, wenn insbesondere zusätzlich zu dem wenigstens einen Bestätigungssignal die folgenden Bedingungen erfüllt sind:

– die bei dem Verfahren ermittelte Flugzeug-Geschwindigkeit v_CAS, also die „Calibrated Airspeed”, liegt oberhalb einer Geschwindigkeitsschwelle, die im Bereich zwischen 180 und 220 Knoten gelegen ist, und/oder
– die Flughöhe ist größer als ein Höhen-Schwellwert, der im Bereich zwischen 200 und 400 m liegt.

Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Verfahren zur Beeinflussung der Richtungsstabilität des Flugzeugs vorgesehen, wobei das Verfahren insbesondere von den folgenden Schritten ausgeht:

– Erzeugung von Lateralsteuerungs-Kommandos, die aufgrund von Lateralsteuerungs-Eingaben durch Betätigung einer Lateralsteuerungs-Eingabevorrichtung zur Verstellung eines Seitenruders des Flugzeugs oder aufgrund von einer automatischen Bahnsteuerungsvorrichtung mit Verstellung eines Seitenruders des Flugzeugs erzeugt werden, Erzeugung von Steuerungsvorgaben zur Flugbahnsteuerung des Flugzeugs und Erfassung von Gierbewegungen und insbesondere von Gierschwingungen des Flugzeugs, die aufgrund der Verstellung eines Seitenruders des Flugzeugs auftreten.

Bei dieser Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens sind insbesondere zur Erreichung einer Gierschwingungs-Dämpfung die folgenden Schritte vorgesehen:

– Vergleichen der mit der Lateralsteuerungs-Eingabevorrichtung ausgeführten Lateralsteuerungs-Kommandos mit Sollvorgaben zur Erkennung einer vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos und optional bei aufgrund des Vergleichs Identifizierung der vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos Erzeugung eines logischen Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignals, wobei die vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos definiert ist, dass in einem Kommandierungszeitraum ein mehrmaliger Wechsel der Kommandierungsrichtung der Lateralsteuerung mit einer Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos bei aufeinander folgenden Lateralsteuerungs-Kommandos mit jeweils zueinander abwechselnden Kommandierungsrichtungen und,
– bei aufgrund des Vergleichs Identifizierung der vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos und gegebenenfalls dem Vorliegen des logischen Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignals Erzeugung und Übermittlung sowohl eines Stellkommandos für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers zur Auslenkung desselben als auch eines Stellkommandos für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zumindest einer Stellklappe (A) zur Auslenkung derselben, um der Gierbewegung und insbesondere Gierrate des Flugzeugs mit der identifizierten Eigenschaft entgegenzuwirken.

Dabei kann insbesondere vorgesehen sein, dass aufgrund der Identifizierung der vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos in einem Zeitabschnitt eine Kommandierung einer Spoiler-Stellantriebsvorrichtung eines Spoilers und einer Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung einer Stellklappe jeweils desselben Tragflügels derart erfolgt, dass die Bewegung des kommandierten Spoilers und die Bewegung der Stellklappe desselben Tagflügels in dem Zeitabschnitt in zueinander entgegen gesetzten Richtungen ausschlagen, wobei der Spoiler und die Stellklappe desjenigen Tragflügels kommandiert werden, an dem die kommandierten Ausschläge der Gierbewegung und insbesondere Gierrate des Flugzeugs mit der identifizierten Eigenschaft entgegenzuwirken.
Dabei werden die Lateralsteuerungs-Kommandos von einer von einem Piloten betätigten Lateralsteuerungs-Eingabevorrichtung erzeugt. Die optional vorgesehene automatische Bahnsteuerungsvorrichtung ist insbesondere derart gestaltet, dass diese aufgrund Sollbahn-Vorgaben Kommandos zur Betätigung des Seitenruders und anderer Stellklappen zur Steuerung des Flugzeugs gemäß der Sollbahn-Vorgaben erzeugt.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die vorbestimmte Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos für die Erzeugung des logischen Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignals dadurch definiert ist,

– dass der Zeitraum, in dem jeweils eine Kommandierung der Lateral-Steuerungseingabevorrichtung, d. h. insbesondere eine Betätigung derselben in jeweils eine von zwei Betätigungsrichtungen erfolgt, oder die von dieser erzeugten Lateralsteuerungs-Kommandos auftreten, wenigstens einen Mindestzeitraum übersteigt,
– dass zumindest drei aufeinander folgende Lateralsteuerungs-Kommandos mit wechselnden Kommandierungsrichtungen mit jeweils einer Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos vorliegen,
– dass die Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos mindestens 25% des Maximal-Ausschlags der Lateral-Steuerungseingabevorrichtung beträgt.

Insbesondere für ein Transportflugzeug, also insbesondere auch für ein Passagier- oder Fracht-Verkehrsflugzeug, ist vorgesehen, den Mindestzeitraum zur Erfassung einer vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos in einem Bereich zwischen 1 und 6 Sekunden festzulegen. Alternativ oder zusätzlich kann der Zeitraum derart festgelegt sein, dass dieser mindestens das Doppelte der Schwingungsdauer der Taumelschwingung des flexiblen Flugzeugs im Reiseflug-Modus bei voller Zuladung beträgt. Diese Zeitdauer betrifft die Zeitdauer, in der der Pilot die Lateral-Steuerungseingabevorrichtung in eine der zwei Betätigungsrichtungen betätigt.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die bei Identifizierung der vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos und gegebenenfalls dem Vorliegen des logischen Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignals von der Kommandierungsfunktion ermittelten Stellkommandos für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung in Abhängigkeit des jeweils erfassten Lateralsteuerungskommandos ermittelt wird, wobei die Kommandierungsfunktion insbesondere derart ausgeführt ist, dass diese die ermittelten Stellkommandos frühestens nach dem zweiten der aufeinander folgenden Lateralsteuerungs-Kommandos mit wechselnden Kommandierungsrichtungen und mit jeweils der Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos an die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung übermittelt. Dabei werden insbesondere die erzeugten Stellkommandos derart zeitlich an die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung übermittelt, dass die Kommandierung der Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und der Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung jeweils während der Kommandierung der erfassten Lateralsteuerungskommandos in jeweils einer Kommandierungsrichtung erfolgt und derart vorgesehen sind, dass die Bewegung des kommandierten Spoilers und der Stellklappe aerodynamisch der Bewegung der aufgrund des wenigstens zweiten Lateralsteuerungs-Kommandos betätigten Seitenruders entgegen wirkt.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die Lateralbewegungs-Kommandierungsvorrichtung Steuerpedale im Cockpit zur Betätigung eines Seitenruders aufweisen.
Generell kann bei dem erfindungsgemäßen Verfahren vorgesehen sein, dass die Ermittlung des von der Kommandierungsfunktion erzeugten zumindest einen Stellkommandos in funktionaler Abhängigkeit einer der folgenden Variablen erfolgt: Staudruck, Machzahl, Flughöhe, Massenzustand des Flugzeugs.
Auch kann generell bei dem erfindungsgemäßen Verfahren vorgesehen sein, dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass diese bei Vorliegen des logischen Gierraten-Bestätigungssignals und/oder des logischen Lateralbetätigungs-Bestätigungssignals in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate Stellkommandos an einen Spoiler eines Tragflügels und an eine Stellklappe desselben Tragflügels erzeugt und an die jeweils zugehörigen Stellantriebe derart erzeugt und übermittelt, dass der Spoiler in Richtung der Flugzeug-Hochachse ausgefahren und die Stellklappe entgegen der Flugzeug-Hochachse verstellt wird, wobei die Verstellung des Spoilers und der Stellklappe an demjenigen Tragflügel ausgeführt wird, an dem eine Widerstandserhöhung die erfasste Gierrate rückführt.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass diese bei Vorliegen des logisches Gierraten-Bestätigungssignals und/oder des logischen Lateralbetätigungs-Bestätigungssignals in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate zumindest phasenweise gleichzeitig sowohl ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers zur Auslenkung desselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt als auch ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Querruders zur Auslenkung desselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt, wobei die Stellkommandos derart festgelegt sind, dass sich die Gierrate verringert.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass zumindest eine der an jedem Tragflügel angeordneten von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbaren Stellklappe ein Querruder ist.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass an jedem Tragflügel mehrere von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbare Stellklappen angeordnet sind und dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass diese bei Vorliegen des logisches Gierraten-Bestätigungssignals und/oder des logischen Lateralbetätigungs-Bestätigungssignals in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest der dem Ende des jeweiligen Flügels am nächsten angeordneten Stellklappe zur Auslenkung derselben erzeugt und an die derselben zugeordnete Stellantriebsvorrichtung übermittelt wird.
Bei einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens ist vorgesehen, dass an jedem Tragflügel mehrere Spoiler angeordnet sind und dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass diese bei Vorliegen des logisches Gierraten-Bestätigungssignals und/oder des logischen Lateralbetätigungs-Bestätigungssignals in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest des dem Ende des jeweiligen Flügels am nächsten angeordneten Spoilers zur Auslenkung desselben erzeugt und an die desselben zugeordnete Stellantriebsvorrichtung übermittelt wird.
Bei dem erfindungsgemäßen Verfahren kann insbesondere vorgesehen sein, dass die Größe des kommandierten Ausschlags der Steuerflächen in funktionaler Abhängigkeit der jeweils auftretenden Gierrate steht, wobei die Funktion mit eine größeren Gierrate eine jeweils größeren Ausschlag der Steuerflächen vorsieht.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Verfahren zur Beeinflussung der Richtungsstabilität des Flugzeugs vorgesehen, das die folgenden Schritte aufweist:

– Überwachung des Steuerungssystems des Flugzeugs auf Vorliegen eines Fehlers im Aktuierungssystem des Seitenruders des Flugzeugs durch Ermittlung von Abweichungen von einer Flugsteuerungsvorrichtung des Flugzeugs kommandierten Stellkommandos für die Stellantriebsvorrichtung des Seitenruders und der jeweiligen Ist-Stellung des Seitenruders und bei Überschreitung eines vorbestimmten Grenzwerts durch eine der Abweichungen Erzeugung eines logischen Fehlerzustand-Bestätigungssignals,
– bei dem Vorliegen des logischen Fehlerzustand-Bestätigungssignals Einstellung einer Rückfall-Betriebsart in der Flugsteuerungsvorrichtung des Flugzeugs, bei der zur Beeinflussung der Richtungsstabilität anstelle der Erzeugung von Stellkommandos an die Stellantriebsvorrichtung des Seitenruders eine Erzeugung und Übermittlung wenigstens sowohl eines Stellkommandos für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers an einem der Tragflügel zur Auslenkung desselben als auch eines Stellkommandos für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zumindest einer Stellklappe an demselben Tragflügel zur Auslenkung derselben in einer Richtung, die zu der Auslenkung des Spoilers entgegen gesetzt gerichtet ist, wobei die Stellkommandos zur Beeinflussung der Richtungsstabilität derart festgelegt werden, dass das Flugzeug eine zur Beeinflussung der Richtungsstabilität einzustellende Gierrate desselben anstrebt.

Insbesondere kann vorgesehen sein, dass die Erkennung eines Fehlers im Aktuierungssystem und die Erzeugung eines logischen Fehlerzustand-Bestätigungssignals dann erfolgt, wenn die Flugsteuerungsvorrichtung ein Blockieren des Seitenruders und/oder ein Oszillieren im Servoloop des Aktuators des Seitenruders des Flugzeugs ermittelt hat. Weiterhin kann vorgesehen sein, dass diese Fehlerzustände von der Flugsteuerungsvorrichtung des Flugzeugs aufgrund von Abweichungen von kommandierten Stellkommandos für die Stellantriebsvorrichtung des Seitenruders und der jeweiligen Ist-Stellung des Seitenruders und dabei aufgrund einer Überschreitung eines vorbestimmten Grenzwerts durch eine der Abweichungen Erzeugung eines logischen Fehlerzustand-Bestätigungssignals erkannt werden.
In einer weiteren Ausführungsform wird das Seitenruder während der Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens oder währenddessen nur phasenweise ausgeschaltet oder in-aktiv geschaltet (das würde man nicht absichtlich machen, kann aber als Folge von Systemfehlern auftreten). Bei dieser Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens kann optional vorgesehen sein, dass bei dem Inaktiv-Schalten oder phasenweisen Inaktiv-Schalten in einer Piloten-Schnittselle im Cockpit und insbesondere auf der Pilotenanzeige eine Warnung an den Piloten angezeigt wird, die anzeigt, dass Seitenruder inaktiv oder phasenweise inaktiv geschaltet ist.
Generell kann bei den Ausführungsformen und Aspekten des erfindungsgemäßen Verfahrens vorgesehen sein, dass in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate zumindest phasenweise gleichzeitig sowohl ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers zur Auslenkung desselben nach oben, d. h. in Richtung der Hochachse, erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt als auch ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Querruders zur Auslenkung desselben nach unten erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt, wobei die Stellkommandos derart festgelegt sind, dass sich die Gierrate verringert.
Generell kann bei den Ausführungsformen und Aspekten des erfindungsgemäßen Verfahrens vorgesehen sein, dass zumindest eine der an jedem Tragflügel angeordneten von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbaren Stellklappe ein Querruder ist.
Nach der Erfindung ist insbesondere vorgesehen, dass bei den Verfahren nach der Erfindung der Schritt des Vergleichens der Eigenschaften der erfassten Gierschwingung mit Sollvorgaben der Schritt des Erzeugens sowohl eines Stellkommandos an die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung als Funktionen in der Flugsteuerungsvorrichtung implementiert sind.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Computerprogrammprodukt vorgesehen, das auf einer programmgesteuerten Einrichtung die Durchführung einer Ausführungsform einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens veranlasst.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Flugzeug vorgesehen, das aufweist: Tragflügel mit jeweils zumindest einer von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbaren Stellklappe und zumindest einem Spoiler, einem Seitenleitwerk mit einem Seitenruder sowie einer Vorrichtung zur Richtungsstabilisierung zur Ausführung einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Verfahrens.
Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Flugzeug vorgesehen, das aufweist: Tragflügel mit jeweils zumindest einer von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbaren Stellklappe und zumindest einem Spoiler, einem Seitenleitwerk mit einem Seitenruder sowie einer Vorrichtung zur Richtungsstabilisierung, diese aufweisend:

– eine Steuerungs-Eingabevorrichtung zur Eingabe von Steuerungsvorgaben durch den Piloten zur Flugbahnsteuerung des Flugzeugs,
– eine mit der Steuerungs-Eingabevorrichtung funktional in Verbindung stehende Flugsteuerungsvorrichtung,
– eine mit der Flugsteuerungsvorrichtung funktional in Verbindung stehende Sensorvorrichtung zur Erfassung der Drehraten einschließlich der Gierraten des Flugzeugs,
– jeweils zumindest eine Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zur Verstellung der Stellklappe und jeweils zumindest eine Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zur Verstellung der Spoiler, die jeweils funktional mit der Flugsteuerungsvorrichtung in Verbindung stehen,

Nach einer erfindungsgemäßen Ausführungsform weist die Steuerungsfunktion auf:

– eine Vergleichsfunktion zum Vergleichen der Eigenschaften der erfassten Gierschwingung mit Sollvorgaben zur Erkennung zumindest einer vorbestimmten Eigenschaft von Gierschwingungen und in diesem Fall ein logisches Gierschwingungs-Bestätigungssignal erzeugt, und
– eine Kommandierungsfunktion, die derart gestaltet ist, dass diese bei dem Vorliegen des logischen Gierraten-Bestätigungssignals aufgrund der jeweils erfassten Gierschwingung sowohl ein Stellkommando für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers zur Auslenkung desselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt als auch ein Stellkommando für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zumindest einer Stellklappe zur Auslenkung derselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt, wobei die Stellkommandos derart festgelegt sind, dass sich die Gierschwingung des Flugzeugs verringert.

Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs ist vorgesehen, dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass die vorbestimmte Eigenschaft der jeweils erfassten Gierschwingung durch einen vorbestimmten Grenzwert einer erfassten Gierrate der Gierschwingung definiert ist und dass die Vergleichsfunktion ein logisches Gierschwingungs-Bestätigungssignal erzeugt, wenn diese feststellt, dass die erfasste Gierrate den vorbestimmten Grenzwert überschreitet, wobei insbesondere vorgesehen ist, dass der Betrag für den Grenzwert größer als 3 Grad pro Sekunde ist.
Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs ist alternativ oder zusätzlich vorgesehen, dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass die vorbestimmte Eigenschaft der jeweils erfassten Gierschwingung durch einen vorbestimmien Grenzwert für die jeweils erfasste Gierrate und einen Grenzwert für den Mindestzeitraum einer Überschreitung des Grenzwerts durch die Gierrate in jeweils einer Richtung definiert ist und dass die Vergleichsfunktion ein logisches Gierschwingungs-Bestätigungssignal erzeugt, wenn diese feststellt, dass die erfasste Gierrate den vorbestimmten Grenzwert für die Gierrate und den vorbestimmten Grenzwert für die Zeitdauer überschreitet, wobei insbesondere vorgesehen ist, dass der Betrag für den Grenzwert größer als 3 Grad pro Sekunde und der Betrag für den Grenzwert für den Mindestzeitraum größer als eine Sekunde ist.
Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs ist vorgesehen, dass die Kommandierungsfunktion derart gestaltet ist, dass diese bei dem Vorliegen des logischen Gierraten-Bestätigungssignals zumindest ein Stellkommando für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und zumindest ein Stellkommando für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung in seiner Größe und seinem zeitlichen Verlauf in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate und/oder der Zeitdauer der Überschreitung des Grenzwerts durch die Gierrate ermittelt, wobei das zumindest eine Stellkommando derart festgelegt ist, dass sich die Gierschwingung des Flugzeugs verringert,
wobei insbesondere das zumindest eine Stellkommando der Kommandierungsfunktion derart zeitlich an die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung definiert ist, dass die Kommandierung der Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und der Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung jeweils während der Kommandierung der erfassten Gierschwingung in jeweils einer Gierschwingungsrichtung erfolgt und derart vorgesehen ist, dass die Bewegung des kommandierten Spoilers und der Stellklappe aerodynamisch der jeweiligen Richtung der Gierschwingung entgegen wirkt.
Nach einer Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs ist vorgesehen, dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion aufweist:

– eine Vergleichsfunktion zum Vergleichen der mit der Lateral-Steuerungseingabevorrichtung ausgeführten Lateralsteuerungs-Kommandos mit Sollvorgaben zur Erkennung einer vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos und in diesem Fall ein logisches Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignal erzeugt, wobei die vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos definiert ist, dass in einem Kommandierungszeitraum ein mehrmaliger Wechsel der Kommandierungsrichtung der Lateralsteuerung mit einer Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos bei aufeinander folgenden Lateralsteuerungs-Kommandos mit jeweils zueinander abwechselnden Kommandierungsrichtungen und,
– eine Kommandierungsfunktion, die derart gestaltet ist, dass diese bei dem Vorliegen des logischen Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignals in Abhängigkeit des jeweils erfassten Lateralsteuerungskommandos sowohl ein Stellkommando für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers (S) zur Auslenkung desselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt als auch ein Stellkommando für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zumindest einer Stellklappe (A) zur Auslenkung derselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt, wobei zumindest in einer Teilfunktion der Kommandierungsfunktion die Stellklappe an demselben Tragflügel angeordnet ist wie der jeweils kommandierte Spoiler (S) und wobei die Stellkommandos derart festgelegt sind, dass sich die Gierrate des Flugzeugs verringert.

Nach einem weiteren Aspekt der Erfindung ist ein Flugzeug vorgesehen, das aufweist: Tragflügel mit jeweils zumindest einer von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbaren Stellklappe und zumindest einem Spoiler, einem Seitenleitwerk mit einem Seitenruder sowie einer Vorrichtung zur Richtungsstabilisierung, diese aufweisend:

– eine Steuerungs-Eingabevorrichtung zur Eingabe von Steuerungsvorgaben durch den Piloten zur Flugbahnsteuerung des Flugzeugs sowie eine funktional mit der Steuerungs-Eingabevorrichtung in Verbindung stehende Sensorvorrichtung zur Erfassung von Steuerungs-Eingaben, wobei die Steuerungs-Eingabevorrichtung eine Lateral-Steuerungseingabevorrichtung zur Betätigung eines Seitenruders des Flugzeugs aufweist,
– eine mit der Steuerungs-Eingabevorrichtung in Verbindung stehende Flugsteuerungsvorrichtung,
– eine mit der Flugsteuerungsvorrichtung funktional in Verbindung stehende Sensorvorrichtung zur Erfassung der Drehraten einschließlich der Gierraten des Flugzeugs,
– jeweils zumindest eine Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zur Verstellung der Stell klappe und jeweils zumindest eine Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zur Verstellung der Spoiler, die jeweils funktional mit der Flugsteuerungsvorrichtung in Verbindung stehen,

– eine Vergleichsfunktion zum Vergleichen der mit der Lateral-Steuerungseingabevorrichtung ausgeführten Lateralsteuerungs-Kommandos mit Sollvorgaben zur Erkennung einer vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos und in diesem Fall ein logisches Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignal erzeugt, wobei die vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos definiert ist, dass in einem Kommandierungszeitraum ein mehrmaliger Wechsel der Kommandierungsrichtung der Lateralsteuerung mit einer Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos bei aufeinander folgenden Lateralsteuerungs-Kommandos mit jeweils zueinander abwechselnden Kommandierungsrichtungen und,
– eine Kommandierungsfunktion, die derart gestaltet ist, dass diese bei dem Vorliegen des logischen Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignals in Abhängigkeit des jeweils erfassten Lateralsteuerungskommandos sowohl ein Stellkommando für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers zur Auslenkung desselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt als auch ein Stellkommando für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zumindest einer Stell klappe zur Auslenkung derselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt, wobei die Stellkommandos derart festgelegt sind, dass sich die Gierrate des Flugzeugs verringert.

Nach einer Ausführungsform des Flugzeugs ist vorgesehen, dass die vorbestimmte Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos für die Erzeugung des logischen Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignals dadurch definiert ist,

Insbesondere für ein Transportflugzeug, also insbesondere auch für ein Passagier- oder Fracht-Verkehrsflugzeug, ist vorgesehen, den Mindestzeitraum zur Erfassung einer vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos in einem Bereich zwischen 1 und 6 Sekunden festzulegen. Alternativ oder zusätzlich kann der Zeitraum derart festgelegt sein, dass dieser mindestens das Doppelte der Schwingungsdauer der Taumelschwingung des flexiblen Flugzeugs im Reiseflug-Modus bei voller Zuladung beträgt. Diese Zeitdauer betrifft die Zeitdauer, in der der Pilot die Lateral-Steuerungseingabevorrichtung in eine der zwei Betätigungsrichtungen betätigt.
Nach einer Ausführungsform des Flugzeugs ist vorgesehen, dass das bei dem Vorliegen des logischen Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignals von der Kommandierungsfunktion ermittelte Stellkommando für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung in Abhängigkeit des jeweils erfassten Lateralsteuerungskommandos ermittelt wird, wobei die Kommandierungsfunktion insbesondere derart ausgeführt ist, dass diese die ermittelten Stellkommandos frühestens nach dem zweiten der aufeinander folgenden Lateralsteuerungs-Kommandos mit wechselnden Kommandierungsrichtungen und mit jeweils der Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos derart zeitlich an die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung übermittelt, dass die Kommandierung der Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und der Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung jeweils während der Kommandierung der erfassten Lateralsteuerungskommandos in jeweils einer Kommandierungsrichtung erfolgt und derart vorgesehen sind, dass die Bewegung des kommandierten Spoilers und der Stellklappe aerodynamisch der Bewegung der betätigten Seitenruders entgegen wirkt.
Nach einer Ausführungsform des Flugzeugs ist vorgesehen, dass die Lateralbewegungs-Kommandierungsvorrichtung Steuerpedale im Cockpit zur Betätigung eines Seitenruders sind.
Nach einer Ausführungsform des Flugzeugs ist vorgesehen, dass die Ermittlung des von der Kommandierungsfunktion erzeugten zumindest einen Stellkommandos in funktionaler Abhängigkeit einer der folgenden Variablen erfolgt: Staudruck, Machzahl, Flughöhe, Massenzustand des Flugzeugs.
Nach einer Ausführungsform des Flugzeugs ist vorgesehen, dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass diese bei Erfassung einer vorbestimmten Eigenschaft an einer erfassten Gierrate zur Dämpfung der jeweils erfassten Gierrate des Flugzeugs mit vorbestimmten Eigenschaften bei Vorliegen des logisches Gierraten-Bestätigungssignals und/oder des logischen Lateralbetätigungs-Bestätigungssignals in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate Stellkommandos an den einen Spoiler eines Tragflügels und an die eine Stellklappe desselben Tragflügels erzeugt und an die jeweils zugehörigen Stellantriebe derart erzeugt und übermittelt, wobei die Stellkommandos derart beschaffen sind, dass der Spoiler eines Tragflügels mit seiner nahe der Flügel-Hinterkante gelegenen Außenkante in Bezug auf die in Richtung der Flugzeug-Hochachse nach oben ausgefahren und die Stellklappe mit ihrer nahe der Flügel-Hinterkante gelegenen Außenkante in Bezug auf die entgegen der Flugzeug-Hochachse nach unten verstellt wird, wobei die Verstellung des Spoilers und der Stellklappe an demjenigen Tragflügel ausgeführt wird, an dem eine Widerstandserhöhung die erfasste Gierrate rückführt.
Nach einer Ausführungsform des Flugzeugs ist vorgesehen, dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass diese zur Dämpfung von jeweils auftretenden Gierraten des Flugzeugs mit vorbestimmten Eigenschaften bei Vorliegen des logisches Gierraten-Bestätigungssignals und/oder des logischen Lateralbetätigungs-Bestätigungssignals in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate zumindest phasenweise gleichzeitig sowohl ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers zur Auslenkung desselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt als auch ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Querruders zur Auslenkung desselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt, wobei die Stellkommandos derart festgelegt sind, dass sich die Gierrate verringert.
Nach einer Ausführungsform des Flugzeugs ist vorgesehen, dass zumindest eine der an jedem Tragflügel angeordneten von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbaren Stellklappe ein Querruder ist.
Nach einer Ausführungsform des Flugzeugs ist vorgesehen, dass an jedem Tragflügel mehrere von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbare Stellklappen angeordnet sind und dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass diese zur Dämpfung von jeweils auftretenden Gierraten des Flugzeugs mit vorbestimmten Eigenschaften bei Vorliegen des logisches Gierraten-Bestätigungssignals und/oder des logischen Lateralbetätigungs-Bestätigungssignals in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest der dem Ende des jeweiligen Flügels am nächsten angeordneten Stellklappe zur Auslenkung derselben erzeugt und an die derselben zugeordnete Stellantriebsvorrichtung übermittelt wird.
Nach einer Ausführungsform des Flugzeugs ist vorgesehen, dass an jedem Tragflügel mehrere Spoiler angeordnet sind und dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass diese zur Dämpfung von jeweils auftretenden Gierraten des Flugzeugs mit vorbestimmten Eigenschaften bei Vorliegen des logisches Gierraten-Bestätigungssignals und/oder des logischen Lateralbetätigungs-Bestätigungssignals in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest des dem Ende des jeweiligen Flügels am nächsten angeordneten Spoilers zur Auslenkung desselben erzeugt und an die desselben zugeordnete Stellantriebsvorrichtung übermittelt wird.
Nach einer Ausführungsform des Flugzeugs ist vorgesehen, dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass die vorbestimmten Eigenschaften der jeweils erfassten Gierrate durch einen vorbestimmten Grenzwert für die jeweils erfasste Gierrate definiert sind und dass diese in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate den zumindest einen Spoiler und die zumindest eine Stellklappe kommandiert, wenn die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion feststellt, dass die erfasste Gierrate einen vorbestimmten Grenzwert überschreitet, wobei insbesondere vorgesehen ist, dass der Betrag für den Grenzwert größer als 3 Grad pro Sekunde ist.
Nach einer Ausführungsform des Flugzeugs ist vorgesehen, dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass die vorbestimmten Eigenschaften der jeweils erfassten Gierrate durch einen vorbestimmten Grenzwert für die jeweils erfasste Gierrate definiert sind und dass diese in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate den zumindest einen Spoiler und die zumindest eine Stellklappe kommandiert, wenn die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion feststellt, dass die erfasste Gierrate in einer Richtung über einen Mindestzeitraum besteht.
Im Folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung an Hand der beigefügten Figuren beschrieben, die zeigen:
1 eine perspektivische Darstellung eines Flugzeugs mit einer Darstellung des Ortes, an dem die erfindungsgemäß vorgesehenen Heck-Klappen angeordnet sind,
2 eine funktionale Darstellung der erfindungsgemäß vorgesehenen einer Vorrichtung zur Richtungsstabilisierung.
Die 1 zeigt ein Ausführungsbeispiel eines geregelten Flugzeugs F mit zwei Tragflügeln 10a, 10b. Die Tragflügel 10a, 10b weisen insbesondere auf: jeweils zumindest zwei zumindest eine von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbare Stellklappen A in Form jeweils eines Querruders A1a, A2a bzw. A1b, A2b und jeweils eine Mehrzahl von Spoilern S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a bzw. S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b. Weiterhin sind an dem dargestellten Flugzeug Vorflügel 13a, 13b und Hinterkantenklappen 14a, 14b, ein Seitenleitwerk 20 mit einem Seitenruder 21, ein Höhenleitwerk 24 mit jeweils zumindest einem Höhenruder 25 erkennbar. In der 1 ist ein auf das Flugzeug F bezogenes Koordinatensystem mit einer Flugzeug-Längsachse X, einer Flugzeug-Querachse Y und einer Flugzeug-Hochachse Z eingetragen.
Das erfindungsgemäße Flugzeug F kann auch eine andere Form als das in der 1 dargestellte Flugzeug F haben. Beispielsweise kann es sich bei dem erfindungsgemäßen Flugzeug auch um einen Hochdecker oder einen Nurflügler handeln. Auch kann das Flugzeug ein Flugzeug sein, das statt eines Höhenleitwerks Canards aufweist.
Die erfindungsgemäß vorgesehene Vorrichtung zur Beeinflussung der Richtungsstabilität des Flugzeugs F weist eine Steuerungs-Eingabevorrichtung 30 (2) zur Eingabe von Steuerungsvorgaben zur Flugbahnsteuerung des Flugzeugs sowie eine mit der Steuerungs-Eingabevorrichtung funktional in Verbindung stehende Flugsteuerungsvorrichtung 50 auf. Die Steuerungs-Eingabevorrichtung kann insbesondere die Piloten-Eingabemittel wie einen Steuerknüppel und optional auch Pedale aufweisen.
Das Flugzeug F weist eine Flugsteuerungsvorrichtung 50 ein weiterhin eine mit der Flugsteuerungsvorrichtung 50 funktional in Verbindung stehende Steuerungs-Eingabevorrichtung oder Vorgabevorrichtung 30 und eine Sensorvorrichtung und insbesondere Flugzustands-Sensorvorrichtung 40 zur Erfassung der Drehraten einschließlich der Gierraten des Flugzeugs auf.
Die Flugzustands-Sensorvorrichtung 40 kann insbesondere ausgeführt sein mit einer Luftdaten-Sensorvorrichtung 41 (Air Data System, ADS) zur Erfassung von Flugzustandsdaten zur Ermittlung des Flugzustands sowie einer Fluglage-Sensorvorrichtung oder eine Inertialsensor-Vorrichtung 42 (Inertial Measurement Unit, IMU) zur Erfassung eines Flugzustands des Flugzeugs F und der Drehraten und insbesondere der Gierraten des Flugzeugs F auf. Die Luftdaten-Sensorvorrichtung 41 weist Luftdaten-Sensoren zur Ermittlung des Flugzustands des Flugzeugs F und insbesondere des dynamischen Drucks, des statischen Drucks und der Temperatur der das Flugzeug F umströmenden Luft auf. Mit der Fluglage-Sensorvorrichtung 42 werden insbesondere Drehraten des Flugzeugs F einschließlich der Gierraten und der Rollraten des Flugzeugs zur Bestimmung der Fluglage desselben ermittelt.
Die Flugsteuerungsvorrichtung 50 empfängt die Flugzustands-Sensorsignale 40a der von der Flugzustands-Sensorvorrichtung 40 erfassten Sensorwerte und dabei insbesondere der Luftdaten-Sensorsignale 41a der Luftdaten-Sensorvorrichtung 41 und die Fluglage-Sensordaten 42a von der Flugage-Sensorvorrichtung 42. Hierzu weist die Flugsteuerungsvorrichtung 50 eine Empfangsvorrichtung zum Empfang der von der Sensorvorrichtung 40, 41, 42 erfassten und an die Flugsteuerungsvorrichtung 50 übermittelten Sensorwerte auf.
Die Steuerungsfunktion der Flugsteuerungsvorrichtung 50 ist insbesondere derart ausgeführt, dass diese von der Steuerungs-Eingabevorrichtung 30 Steuerungskommandos und von der Sensorvorrichtung 40 Sensorwerte 40a und insbesondere von dieser erfassten Drehraten empfängt. Die Steuerungsfunktion 50 ist derart ausgeführt, dass diese in Abhängigkeit der Steuerungskommandos und der erfassten und empfangenden Drehraten Stellkommandos für die Stellantriebe erzeugt und an diese übermittelt, so dass durch Betätigung der Stellantriebe eine Steuerung des Flugzeugs F gemäß der Steuerungskommandos erfolgt. Die Stellantriebe oder Stellantriebsvorrichtungen oder die Antriebe der Spoiler S und/oder Klappen A können als hydraulische oder elektrische Antriebe ausgeführt sein, die ihre Eingangsleistung von einem entsprechenden Versorgungssystem zu Verfügung gestellt bekommen und aufgrund der von der Ansteuerungsvorrichtung 50 erzeugten Stellkommandos oder Stellsignale betätigt werden, um die Spoiler S und/oder Klappen A zu bewegen.
Die Steuerungsvorrichtung oder Ansteuerungsvorrichtung 50 ermittelt aktuelle Stellkommandos oder einen aktuellen Stellsignal-Vektor CS insbesondere in Form eines Stellsignal-Vektors an Stellantriebe der Steuerklappen des Flugzeugs und insbesondere der Stellklappe A und der Spoiler aufgrund der Soll-Vorgaben 30a der Vorgabevorrichtung 30, optional der Sensorsignale 40a der Flugzustands-Sensorvorrichtung 40. Die Soll-Vorgaben 30a als Eingangssignale der Ansteuerungsvorrichtung C können einem Soll-Auftriebszustand, einem Soll-Anstellwinkel, einem Soll-Gleitwinkel, einer aerodynamischen Kenngröße wie dem Verhältnis von Auftriebsbeiwert bezogen auf Widerstandsbeiwert, einer Soll-Beschleunigung und/oder einer Soll-Richtung für das Flugzeug oder einer Kombination dieser Werte entsprechen oder aus diesen oder einer Kombination dieser Werte abgeleitet sein und definieren generell einen Sollzustand des Flugzeugs.
Die erfindungsgemäß vorgesehene Vorrichtung 1 zur Richtungsstabilisierung des Flugzeugs weist insbesondere auf:

– die Steuerungs-Eingabevorrichtung 30 zur Eingabe von Steuerungsvorgaben zur Flugbahnsteuerung des Flugzeugs,
– die mit der Steuerungs-Eingabevorrichtung funktional in Verbindung stehende Flugsteuerungsvorrichtung 50,
– die mit der Flugsteuerungsvorrichtung 50 funktional in Verbindung stehende Sensorvorrichtung 40, 42 zur Erfassung der Drehraten einschließlich der Gierraten des Flugzeugs F,
– jeweils zumindest eine Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zur Verstellung der Stell klappe A und jeweils zumindest eine Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zur Verstellung der Spoiler, die jeweils funktional mit der Flugsteuerungsvorrichtung 50 in Verbindung stehen,

50

30a

42a

Weiterhin weist die Steuerungsfunktion insbesondere eine Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion auf, die gebildet ist aus:

– einer Vergleichsfunktion zum Vergleichen der Eigenschaften der erfassten Gierschwingung mit Sollvorgaben zur Erkennung zumindest einer vorbestimmten Eigenschaft von Gierschwingungen und in diesem Fall ein logisches Gierschwingungs-Bestätigungssignal erzeugt, und
– einer Kommandierungsfunktion, die derart gestaltet ist, dass diese bei dem Vorliegen des logischen Gierraten-Bestätigungssignals aufgrund der jeweils erfassten Gierschwingung sowohl ein Stellkommando für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers S zur Auslenkung desselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt als auch ein Stellkommando für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zumindest einer Stellklappe A zur Auslenkung derselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt, wobei die Stellkommandos derart festgelegt sind, dass sich die Gierschwingung des Flugzeugs verringert.

Eine Ausführungsform des erfindungsgemäßen Flugzeugs kann insbesondere eine funktional mit der Steuerungs-Eingabevorrichtung 30 in Verbindung stehende Sensorvorrichtung zur Erfassung von Steuerungs-Eingaben aufweisen, wobei die Steuerungs-Eingabevorrichtung 30 eine Lateral-Steuerungseingabevorrichtung zur Betätigung eines Seitenruders des Flugzeugs aufweist. Insbesondere kann diese Ausführungsform der Erfindung eine Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion aufweisen, die aufweist:

– eine Vergleichsfunktion zum Vergleichen der mit der Lateral-Steuerungseingabevorrichtung ausgeführten Lateralsteuerungs-Kommandos mit Sollvorgaben zur Erkennung einer vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos und in diesem Fall ein logisches Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignal erzeugt, wobei die vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos definiert ist, dass in einem Kommandierungszeitraum ein mehrmaliger Wechsel der Kommandierungsrichtung der Lateralsteuerung mit einer Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos bei aufeinander folgenden Lateralsteuerungs-Kommandos mit jeweils zueinander abwechselnden Kommandierungsrichtungen und,
– eine Kommandierungsfunktion, die derart gestaltet ist, dass diese bei dem Vorliegen des logischen Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignals in Abhängigkeit des jeweils erfassten Lateralsteuerungskommandos sowohl ein Stellkommando für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers S zur Auslenkung desselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt als auch ein Stellkommando für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zumindest einer Stellklappe (A) zur Auslenkung derselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt, wobei die Stellkommandos derart festgelegt sind, dass sich die Gierrate des Flugzeugs verringert.

Die Flugsteuerungsvorrichtung 50 ist generell derart ausgeführt, dass diese aufgrund der Soll-Vorgaben 30a aktuelle Eingangssignale oder einen aktuellen Eingangssignal-Vektor CS zur Kommandierung der Aktuatoren der Stellklappen wie der Spoiler und der Querruder erzeugt und an diese übermittelt, bei der das Flugzeug einen den Soll-Vorgaben 30a entsprechenden Sollzustand einnimmt. Insbesondere weist die Flugsteuerungsvorrichtung 50 zur Verringerung von jeweils erfassten Gierraten oder Gierschwingungen eine Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion auf. Diese weist insbesondere auf:

– eine Vergleichsfunktion zum Vergleichen der Eigenschaften der erfassten Gierraten mit Sollvorgaben zur Erkennung von vorbestimmten Eigenschaften von Gierraten, und
– eine Kommandierungsfunktion, die derart gestaltet ist, dass diese zur Dämpfung von jeweils auftretenden Gierraten des Flugzeugs mit vorbestimmten Eigenschaften in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate sowohl ein Stellkommando für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers S zur Auslenkung desselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt als auch ein Stellkommando für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zumindest einer Stellklappe A zur Auslenkung derselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt, wobei die Stellkommandos derart festgelegt sind, dass sich die Gierrate des Flugzeugs verringert.

In einem Ausführungsbeispiel ermittelt die Steuerungsvorrichtung 50 insbesondere mittels einer Regelungsvorrichtung die Kommandos an die Stellantriebe der Stellklappe A und des Spoiler S. Die Steuerungsvorrichtung 50 kann dabei insbesondere derart ausgeführt sein, dass diese mittels einer Reglervorrichtung oder mittels eines Modells für das Flugzeugs oder eines Beobachtermodells ein aktuelles Stellkommando CS oder einen aktuellen Stellsignal-Vektor CS zur Kommandierung der Stellantriebsvorrichtungen S-A, S-S zur Betätigung insbesondere der Stellklappe A und des Spoilers S erzeugt und an diese übermittelt, wobei die Ansteuerungsvorrichtung C das aktuelle Stellkommando CS oder den aktuellen Stellsignal-Vektor CS aufgrund der Sollkommandos 30a der Vorgabevorrichtung 30, optional der Sensorsignale 40a der Flugzustands-Sensorvorrichtung 40 ermittelt. Vorzugsweise werden mittels entsprechender Stellantriebs-Sensorvorrichtungen die jeweils aktuellen Stellzustände und insbesondere die Stellpositionen der Stellantriebsvorrichtungen S-A, S-S ermittelt und die von den Stellantriebs-Sensorvorrichtungen ermittelten Sensorsignale zur Steuerungsvorrichtung 50 zurückgeführt. Die jeweilige Rückführung ist in der 2 mit den Bezugszeichen F-S bzw. F-A bezeichnet. Auf der Basis dieser Rückführungen kann in der Steuerungsvorrichtung 50 eine Regelung von Flugzuständen des Flugzeugs und insbesondere durchgeführt und insbesondere eine Stabilisierung des Flugzeugs gegenüber Gierraten-Stabilisierung werden.
Erfindungsgemäß ist dabei die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet, dass diese bei Erfassung einer vorbestimmten Eigenschaft an einer erfassten Gierrate oder Gierschwingung zur Dämpfung der jeweils erfassten Gierrate bzw. Gierschwingung des Flugzeugs mit vorbestimmten Eigenschaften in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate Stellkommandos an den Spoiler S und an die Stellklappe A erzeugt und an die zugehörigen Stellantriebe übermittelt, wobei die Stellkommandos derart beschaffen sind, dass der Spoiler S eines Tragflügels in Bezug auf die Flugzeug-Hochachse Z nach oben ausgefahren und die Stellklappe in Bezug auf die Flugzeug-Hochachse Z nach unten verstellt wird, wobei die Verstellung des Spoilers und der Stellklappe an demjenigen Tragflügel ausgeführt wird, an dem eine Widerstandserhöhung die erfasste Gierrate rückführt.
Nach einem Ausführungsbeispiel ist die Steuerungsvorrichtung 50 derart ausgeführt, dass diese neben der Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion auch weitere Dämpfungsfunktionen in Bezug auf die anderen Drehachsen des Flugzeugs aufweist, die insbesondere die Querruder, Seitenruder, Höhenruder und/oder Spoiler, zur Kompensation von Abweichungen des Fugzeugs in seinen Flugzuständen von Soll-Werten verwendet.
Die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion kann insbesondere derart gestaltet sein, dass diese zur Dämpfung von jeweils auftretenden Gierraten des Flugzeugs mit vorbestimmten Eigenschaften in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate zumindest phasenweise gleichzeitig sowohl ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers S zur Auslenkung desselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt als auch ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest einer Stellklappe A und insbesondere eines Querruders A1a, A2a, A1b, A2b zur Auslenkung desselben erzeugt und an diese Stellantriebsvorrichtung übermittelt, wobei die Stellkommandos derart festgelegt sind, dass sich die Gierrate verringert.
Die zumindest eine der an jedem Tragflügel angeordneten von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbare Stellklappe A ist erfindungsgemäß vorzugsweise ein Querruder A1a, A2a, A1b, A2b. Dabei kann insbesondere vorgesehen sein, dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion derart gestaltet ist, dass diese zur Dämpfung von jeweils auftretenden Gierraten des Flugzeugs mit vorbestimmten Eigenschaften in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest der dem Ende des jeweiligen Flügels am nächsten angeordneten Stellklappe A bzw. des Querruders A2a, A2b zur Auslenkung derselben erzeugt und an die derselben zugeordnete Stellantriebsvorrichtung übermittelt wird und/oder ein Stellkommando für die Stellantriebsvorrichtung zumindest des dem Ende des jeweiligen Flügels am nächsten angeordneten Spoilers S6a, S6b zur Auslenkung desselben erzeugt und an die desselben zugeordnete Stellantriebsvorrichtung übermittelt wird. Dabei kann alternativ vorgesehen sein, dass die jeweils äußersten Querruders A2a, A2b und/oder Spoiler S6a, S6b mit der doppelten Verstärkung kommandiert werden, wie die weiter innen liegenden Querruder A2a, A2b bzw. Spoiler S6a, S6b.
Die zumindest eine vorbestimmte Eigenschaft der jeweils erfassten Gierrate, die in der Vergleichsfunktion der Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion durch Vergleichen der Eigenschaften der erfassten Gierschwingungen oder Gierraten mit Sollvorgaben zur Erkennung von vorbestimmten Eigenschaften von Gierschwingungen bzw. Gierraten aufweist, kann bei einer Ausführungsform der Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion durch einen vorbestimmten Grenzwert definiert oder erfassbar sein. Dabei kann vorgesehen sein, dass die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion den zumindest einen Spoiler und die zumindest eine Stellklappe kommandiert, wenn die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion feststellt, dass die erfasste Gierrate einen vorbestimmten Grenzwert überschreitet. Dieser Grenzwert kann insbesondere einen Wert von 3 Grad pro Sekunde haben.
Alternativ oder zusätzlich bei einer Ausführungsform der Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion durch einen vorbestimmten Grenzwert definiert oder erfassbar sein, dass die vorbestimmten Eigenschaften der jeweils erfassten Gierrate durch einen vorbestimmten Grenzwert für die jeweils erfasste Gierrate definiert sind und dass diese in Abhängigkeit der jeweils erfassten Gierrate den zumindest einen Spoiler und die zumindest eine Stellklappe kommandiert, wenn die Gierschwingungs-Dämpfungsfunktion feststellt, dass die erfasste Gierschwingungen oder Gierrate in einer Richtung über einen Mindestzeitraum besteht.
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

WO 2011/009918 A1 [0003]

Claims

Verfahren zur Verringerung von Gierbewegungen eines Flugzeugs während des Fluges, bei dem in einem Zeitabschnitt eine Kommandierung einer Spoiler-Stellantriebsvorrichtung eines Spoilers (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S2b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) und einer Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung einer Stellklappe (A; A1a, A2a, A1b, A2b) jeweils desselben Tragflügels derart erfolgt, dass die Bewegung des kommandierten Spoilers (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) und die Bewegung der Stellklappe (A; A1a, A2a, A1b, A2b) desselben Tagflügels in dem Zeitabschnitt in zueinander entgegen gesetzten Richtungen ausschlagen, wobei der Spoiler (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) und die Stellklappe (A; A1a, A2a, A1b, A2b) desjenigen Tragflügels kommandiert werden, an dem die kommandierten Ausschläge der jeweils auftretenden Gierbewegung entgegen wirken.
Verfahren nach dem Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass dieses die Schritte aufweist: – Vergleichen der Eigenschaften von Gierbewegungen des Flugzeugs mit Sollvorgaben zur Identifizierung zumindest einer vorbestimmten Eigenschaft der Gierschwingungen und bei Identifizierung der vorbestimmten Eigenschaft, und – aufgrund der Identifizierung der vorbestimmten Eigenschaft (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b)(A; A1a, A2a, A1b, A2b) Kommandierung der Spoiler-Stellantriebsvorrichtung eines Spoilers (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) und der Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung einer Stellklappe (A; A1a, A2a, A1b, A2b) jeweils desselben Tragflügels derart, dass die Bewegung des kommandierten Spoilers (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) und die Bewegung der Stellklappe (A; A1a, A2a, A1b, A2b) desselben Tagflügels in dem Zeitabschnitt in zueinander entgegen gesetzten Richtungen ausschlagen.
Verfahren nach dem Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die vorbestimmte Eigenschaft der jeweils erfassten Gierbewegung durch einen vorbestimmten Grenzwert für die jeweils erfasste Gierrate und optional zusätzlich einen Grenzwert für den Mindestzeitraum einer Überschreitung des Grenzwerts durch die Gierrate in jeweils einer Richtung definiert ist und dass die Vergleichsfunktion die vorbestimmte Eigenschaft der Gierbewegung identifiziert, wenn diese feststellt, dass die erfasste Gierrate den vorbestimmten Grenzwert für die Gierrate und gegebenenfalls den vorbestimmten Grenzwert für die Zeitdauer überschreitet, wobei insbesondere vorgesehen ist, dass der Betrag für den Grenzwert größer als 3 Grad pro Sekunde und der Betrag für den Grenzwert für den Mindestzeitraum größer als eine Sekunde ist.
Verfahren nach dem Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Vergleichsfunktion die vorbestimmte Eigenschaft der Gierbewegung identifiziert, wenn als vorbestimmte Eigenschaft der Gierbewegung die folgende Funktion erfüllt ist:
wobei sind: ω_z die aktuelle Gierrate des Flugzeugs, ω_x der aktuelle Rollrate des Flugzeugs, B_x eine Normierungsgröße für die aktuelle Gierrate ω_x des Flugzeugs, die im Bereich zwischen 10 Grad/Sekunde und 20 Grad/Sekunde liegt, und B_z eine Normierungsgröße für die aktuelle Rollrate ω_z des Flugzeugs, die im Bereich zwischen 10 Grad/Sekunde und 20 Grad/Sekunde liegt.
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass der Schritt des Vergleichens der Eigenschaften der erfassten Gierbewegung mit Sollvorgaben der Schritt des Erzeugens sowohl eines Stellkommandos an die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zusätzlich erfolgt durch: – Vergleichen von mit einer Lateral-Steuerungseingabevorrichtung ausgeführten Lateralsteuerungs-Kommandos mit Sollvorgaben zur Identifizierung einer vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos, wobei die vorbestimmte Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos derart definiert ist, dass in einem Kommandierungszeitraum ein mehrmaliger Wechsel der Kommandierungsrichtung der Lateralsteuerung mit einer Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos bei aufeinander folgenden Lateralsteuerungs-Kommandos mit jeweils zueinander abwechselnden Kommandierungsrichtungen auftritt, und – aufgrund der Identifizierung einer vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos sowohl Erzeugung eines Stellkommandos in Abhängigkeit des jeweils erfassten Lateralsteuerungskommandos zur Auslenkung wenigstens eines Spoilers und Übermittlung des Stellkommandos an eine Spoiler-Stellantriebsvorrichtung des wenigstens einen Spoilers (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) zur Auslenkung desselben und Übermittlung an diese Stellantriebsvorrichtung als auch Erzeugung eines Stellkommandos in Abhängigkeit des jeweils erfassten Lateralsteuerungskommandos zur Auslenkung wenigstens einer Stellklappe und Übermittlung des Stellkommandos an die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung (A; A1a, A2a, A1b, A2b), wobei sich der Spoiler und die Stellklappe an demselben Tragflügel in zueinander entgegen gesetzten Richtungen bewegt werden (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) und wobei die Stellkommandos derart festgelegt sind, dass sich die erfasste Gierbewegung des Flugzeugs verringert.
Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche 2 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass der Schritt des Vergleichens der Eigenschaften der erfassten Gierschwingung mit Sollvorgaben der Schritt des Erzeugens sowohl eines Stellkommandos an die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung dann erfolgt, wenn die folgenden Bedingung erfüllt sind: – die bei dem Verfahren ermittelte Flugzeug-Geschwindigkeit v_CAS liegt oberhalb einer Geschwindigkeitsschwelle, die im Bereich zwischen 180 und 220 Knoten gelegen ist, und/oder – die Flughöhe ist größer als ein Höhen-Schwellwert, der im Bereich zwischen 200 und 400 m liegt.
Verfahren zur Beeinflussung der Richtungsstabilität des Flugzeugs (F), wobei das Verfahren die folgenden Schritte aufweist: – Vergleichen von mit einer Lateralsteuerungs-Eingabevorrichtung erzeugten Lateralsteuerungs-Kommandos mit Sollvorgaben zur Erkennung einer vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos, wobei die vorbestimmte Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos definiert ist, dass in einem Kommandierungszeitraum ein mehrmaliger Wechsel der Kommandierungsrichtung der Lateralsteuerung mit einer Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos bei aufeinander folgenden Lateralsteuerungs-Kommandos mit jeweils zueinander abwechselnden Kommandierungsrichtungen und, – bei Identifizierung der vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos Erzeugung und Übermittlung sowohl eines Stellkommandos für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) zur Auslenkung desselben als auch eines Stellkommandos für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zumindest einer Stellklappe (A; A1a, A2a, A1b, A2b) zur Auslenkung derselben, um der Gierbewegung und insbesondere Gierrate des Flugzeugs mit der identifizierten Eigenschaft entgegenzuwirken.
Verfahren nach dem Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die vorbestimmte Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos für die Erzeugung des Logischen Lateralsteuerungskommando-Bestätigungssignals dadurch definiert ist, – dass der Zeitraum, in dem jeweils eine Kommandierung der Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und der Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung erfolgt, eine Zeitdauer ist, die mindestens das Doppelte und höchstens der Schwingungsdauer der Eigenschwingung des Flugzeugs oder der Schwingungsdauer der Taumelschwingung des flexiblen Flugzeugs beträgt, – dass zumindest drei aufeinander folgende Lateralsteuerungs-Kommandos mit wechselnden Kommandierungsrichtungen mit jeweils einer Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos vorliegen, – dass die Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos mindestens 25% des Maximal-Ausschlags der Lateral-Steuerungseingabevorrichtung beträgt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass die bei Identifizierung der vorbestimmten Eigenschaft der Lateralsteuerungs-Kommandos von der Kommandierungsfunktion ermittelten Stellkommandos für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung in Abhängigkeit des jeweils erfassten Lateralsteuerungskommandos ermittelt wird, wobei die Kommandierungsfunktion insbesondere derart ausgeführt ist, dass diese die ermittelten Stellkommandos frühestens nach dem zweiten der aufeinander folgenden Lateralsteuerungs-Kommandos mit wechselnden Kommandierungsrichtungen und mit jeweils der Mindestgröße der Lateralsteuerungs-Kommandos an die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung und die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung übermittelt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 8 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Lateralbewegungs-Kommandierungsvorrichtung durch die Steuerpedale im Cockpit zur Betätigung eines Seitenruders gebildet sind.
Verfahren zur Beeinflussung der Richtungsstabilität des Flugzeugs (F), wobei das Verfahren die folgenden Schritte aufweist: – Überwachung des Steuerungssystems des Flugzeugs (F) auf Vorliegen eines Fehlers im Aktuierungssystem des Seitenruders des Flugzeugs durch Ermittlung von Abweichungen von kommandierten Stellkommandos für die Stellantriebsvorrichtung des Seitenruders und der jeweiligen Ist-Stellung des Seitenruders und bei Überschreitung eines vorbestimmten Grenzwerts durch eine der Abweichungen Erzeugung eines logischen Fehlerzustand-Bestätigungssignals, gekennzeichnet durch die Schritte: – bei dem Vorliegen des logischen Fehlerzustand-Bestätigungssignals Einstellung einer Rückfall-Betriebsart, bei der zur Beeinflussung der Richtungsstabilität eine Erzeugung und Übermittlung wenigstens sowohl eines Stellkommandos für die Spoiler-Stellantriebsvorrichtung zumindest eines Spoilers (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) an einem der Tragflügel zur Auslenkung desselben als auch eines Stellkommandos für die Stellklappen-Stellantriebsvorrichtung zumindest einer Stellklappe (A; A1a, A2a, A1b, A2b) an demselben Tragflügel zur Auslenkung derselben in einer Richtung, die zu der Auslenkung des Spoilers (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b) entgegen gesetzt gerichtet ist, wobei die Stellkommandos zur Beeinflussung der Richtungsstabilität derart festgelegt werden, dass das Flugzeug eine zur Beeinflussung der Richtungsstabilität einzustellende Gierrate desselben anstrebt.
Verfahren nach einem der voranstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass zumindest eine der an jedem Tragflügel angeordneten von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbaren Stellklappe (A; A1a, A2a, A1b, A2b) ein Querruder (A; A1a, A2a, A1b, A2b) ist.
Computerprogrammprodukt, das auf einer programmgesteuerten Einrichtung die Durchführung eines Verfahrens nach einem der vorangehenden Ansprüche veranlasst.
Flugzeug (F), aufweisend: Tragflügel (10a, 10b) mit jeweils zumindest einer von einer Neutralstellung nach zwei Richtungen verstellbaren Stellklappe (A; A1a, A2a, A1b, A2b) und zumindest einem Spoiler (S; S1a, S2a, S3a, S4a, S5a, S6a, S1b, S2b, S3b, S4b, S5b, S6b), einem Seitenleitwerk mit einem Seitenruder sowie einer Vorrichtung (1) zur Richtungsstabilisierung zur Ausführung eines Verfahrens nach einem der vorangehenden Ansprüche.