DE102012015491B4 - Arrangement of an aircraft and a disposable aircraft external load, and methods for determining the flight conditions permitted for the release of an external load from an aircraft and parameters for an outbound control for the external load - Google Patents
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Abstract
Eine Anordnung aus einem Luftfahrzeug (1) und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast (2), insbesondere einem unbemannten Flugkörper, mit einer Halterungsvorrichtung (3) zur Halterung der Außenlast (2) am Luftfahrzeug (1), zeichnet sich dadurch aus, dass die Halterungsvorrichtung (3) mit Kraftsensoren (32, 33, 34, 35, 36, 37) versehen ist, um die auf die Halterungsvorrichtung (3) in zumindest einer Richtung einwirkenden Kräfte zu bestimmen, wobei die Kraftsensoren (32, 33, 34, 35, 36, 37) mit zumindest einer Speichereinrichtung und/oder Rechnereinrichtung der Außenlast (2) und/oder des Luftfahrzeugs (1) zur Datenübertragung verbunden sind.An arrangement of an aircraft (1) and a dropable external aircraft load (2), in particular an unmanned missile, with a mounting device (3) for mounting the external load (2) on the aircraft (1) is characterized in that the mounting device (3) is provided with force sensors (32, 33, 34, 35, 36, 37) in order to determine the forces acting on the mounting device (3) in at least one direction, the force sensors (32, 33, 34, 35, 36, 37) are connected to at least one storage device and / or computer device of the external load (2) and / or of the aircraft (1) for data transmission.
Description
TECHNISCHES GEBIETTECHNICAL AREA
Die vorliegende Erfindung betrifft eine Anordnung aus einem bemannten oder unbemannten Luftfahrzeug und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast, insbesondere einem unbemannten Flugkörper, nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1. Sie betrifft weiterhin ein Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzuständen und Parametern einer Abgangsregelung für die Außenlast gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 7.The present invention relates to an arrangement of a manned or unmanned aerial vehicle and a dropping aircraft external load, in particular an unmanned missile, according to the preamble of
HINTERGRUND DER ERFINDUNGBACKGROUND OF THE INVENTION
Beim Abstoßen einer abwerfbaren Außenlast von einem Luftfahrzeug muss gewährleistet sein, dass diese Außenlast nach der Trennung vom Luftfahrzeug nicht durch aerodynamische Einwirkungen mit dem Luftfahrzeug kollidiert oder die Außenlast durch einen unregelbaren Flugzustand nicht verloren geht, um das Luftfahrzeug und die Außenlast nicht zu gefährden, zu beschädigen oder zu verlieren. Dazu ist es erforderlich, festzulegen, in welchen Flugzuständen eine Trennung der Außenlast vom Luftfahrzeug zulässig und sicher ist. Diese Zulässigkeitsvoraussetzungen müssen bereits bei der Integration von Außenlasten an einen jeweiligen Flugzeugtyp bestimmt und definiert werden. Unter anderem sind dabei die Aspekte der mechanischen Anbauverträglichkeit, der strukturmechanischen Verträglichkeit, der elektrischen Verträglichkeit, der EMV-Verträglichkeit, der funktionalen Interaktion zwischen Luftfahrzeug und Außenlast und neben der inertialen Belastung durch Flugmanöver die aerodynamischen Einwirkungen auf die Außenlast im Tragflug, die sogenannte aerodynamische Interferenz, zu berücksichtigen.When ejecting an ejectible external load from an aircraft, it shall be ensured that such external load does not collide with the aircraft after aeronautical separation or the outside load is not lost due to an uncontrolled flight condition, so as not to endanger the aircraft and the external load damage or lose. For this it is necessary to determine in which flight conditions a separation of the external load from the aircraft is permissible and safe. These admissibility requirements must already be determined and defined when integrating external loads on a particular aircraft type. Among other things, the aspects of mechanical compatibility, structural mechanical compatibility, electrical compatibility, EMC compatibility, the functional interaction between aircraft and external load and the inertial load caused by flight maneuvers, the aerodynamic effects on the external load in the wing flight, the so-called aerodynamic interference to take into account.
Für die sichere und gefahrlose Trennung einer Außenlast vom Luftfahrzeug, zum Beispiel beim sogenannten Drop-Release, sind neben der Gewichtskraft der Außenlast, den zur Trennung der Außenlast vom Luftfahrzeug auf die Außenlast aufgebrachten Abstoßkräften und Abstoßmomenten auch die flugmanöverbedingten inertialen Kräfte und Momente, die aerodynamischen Kräfte und Momente, die unmittelbar vor der Trennung auf die Außenlast wirken, relevant. Diese Kräfte und Momente können an einem mit der Außenlast versehenen Luftfahrzeugmodell in einem Windkanal gemessen oder mit Methoden der numerischen Strömungsmechanik mittels Simulation berechnet werden. Dazu ist es jedoch erforderlich, entweder einen geeigneten Windkanal sowie ein Luftfahrzeugmodell und ein Außenlastmodell zur Verfügung zu haben oder auf geeignete Fähigkeiten und Erfahrungen zur entsprechenden Anwendung der Simulations-Methoden der numerischen Strömungsmechanik Zugriff zu haben.For the safe and safe separation of an external load from the aircraft, for example, the so-called drop-release, in addition to the weight of the external load, the force applied to separate the external load from the aircraft to the external load repelling forces and repulsive moments and the maneuver inertial forces and moments, the aerodynamic Forces and moments that affect the external load immediately before separation are relevant. These forces and moments can be measured in a wind tunnel on an aircraft model provided with the outside load or calculated by means of simulation using methods of numerical fluid mechanics. For this, however, it is necessary to have either a suitable wind tunnel and an aircraft model and an external load model available or to have access to suitable skills and experience for the corresponding application of simulation methods of numerical fluid mechanics.
Die vorgenannten Voraussetzungen treffen jedoch häufig für einen reinen Hersteller von Außenlasten, beispielsweise für einen Hersteller von Flugkörpern, nicht zu, wenn er selbst nicht auch Hersteller des Trägerluftfahrzeugs ist. Es ist für einen Hersteller von abwerfbaren Außenlasten auch nicht immer möglich, auf die Kooperationsbereitschaft des Luftfahrzeugherstellers zu bauen, beispielsweise wenn der Luftfahrzeughersteller selbst auch entsprechende Außenlasten anbietet. Ein Hersteller von abwerfbaren Außenlasten muss daher auf andere Weise versuchen, die für ein Abwerfen der Außenlast zulässigen Flugzustände, die von der sogenannten Release Enveloppe beschrieben werden, die Parameter der Abgangsregelung wie zum Beispiel den Startzeitpunkt der Drehratenregelung oder Begrenzungen der Ruderausschläge für die Außenlast sowie gegebenenfalls Rudervoreinstellungen für an der Außenlast vorgesehene Ruder zu bestimmen.However, the abovementioned conditions often do not apply to a mere manufacturer of external loads, for example for a manufacturer of missiles, if he himself is not also manufacturer of the carrier aircraft. It is also not always possible for a manufacturer of disposable external loads to rely on the cooperation of the aircraft manufacturer, for example if the aircraft manufacturer himself also offers corresponding external loads. A manufacturer of ejectable external loads must therefore try in other ways, the flight conditions permitted for launching the outside load, described by the so-called release envelope, the parameters of the exit control such as the start time of the rotation rate control or limits of the outer load rudder and, if necessary To determine rudder presets for rudders provided on the outside load.
STAND DER TECHNIKSTATE OF THE ART
Aus der
Aus der
Aus der
Aus der Nichtpatentliteratur Schoppert, Tim C., Dynamic Model of the Interface Reactions in an Aircraft Bomb Rack due to an external Store, Morgantown, West Virginia, 2002, ist es bekannt, die Belastung einer Bombenaufnahme an einem Luftfahrzeug durch inertiale und aerodynamische Lasten mittels eines mathematischen Modells vorherzusagen. Dabei werden die inertialen und aerodynamischen Lasten auf analytische Weise ermittelt. Das zu dieser Ermittlung herangezogene analytische Modell wird anschließend gegen Messdaten eines statischen Bodentests auf einem stationären Prüfstand verifiziert, wobei auf diesem Prüfstand die Aufhängungen (Ösen) zur Aufnahme der Bombe sowie die Abpratzarme zur seitlichen Stabilisierung der Bombe mit Kraftaufnehmern (zum Beispiel Dehnungsmessstreifen) versehen sind. Die dort beschriebenen Maßnahmen haben zum Ziel, die durch steigende Bombengewichte und steigende Flugleistungen der Trägerflugzeuge entstehenden höheren Belastungen der Bombenaufnahme durch Simulation am Boden vorherzusagen.From the Non-Patent Literature Schoppert, Tim C., Dynamic Model of the Interface Reactions in An Aircraft Bomb Rack due to an external store, Morgantown, West Virginia, 2002, it is known to use an inertial and aerodynamic load to bombard an aircraft to predict a mathematical model. The inertial and aerodynamic loads are determined analytically. The analytical model used for this investigation is then verified against static soil test data on a stationary test rig, with the test rig containing eyebolts for receiving the bomb and the arms for stabilizing the bomb at the sides with force transducers (for example strain gauges) , The aim of the measures described there is to predict the higher loads of bomb pick-up due to increasing bomb weights and increasing flight performance of the carrier aircraft through simulation on the ground.
Aus der Nichtpatentliteratur Modzelewski, Stephan A., Computer Program for Calculating in-flight Aircraft-Store Interface Reaction Loads, Monterey, California, Dezember 1991, ist es bekannt, eine inertiale und aerodynamische Worst-Case-Last an einer mechanischen Schnittstelle zwischen Luftfahrzeug und Flugkörper bei einer gegebenen Flug-Enveloppe entsprechend der militärischen Spezifikation Mil-A-8591 (General Design Criteria for airborne Stores, Suspension Equipment and Aircraft-Store Interface) zu berechnen.From the Non-Patent Literature Modzelewski, Stephan A., Computer Program for Calculating in Flight Aircraft Store Interface Reaction Loads, Monterey, California, December 1991, it is known to provide an inertial and aerodynamic worst-case load on a mechanical interface between aircraft and aircraft To calculate missiles on a given flight envelope in accordance with military specification Mil-A-8591 (General Design Criteria for Airborne Stores, Suspension Equipment and Aircraft-Store Interface).
Die
DARSTELLUNG DER ERFINDUNGPRESENTATION OF THE INVENTION
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, eine Anordnung aus einem Luftfahrzeug und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast sowie ein Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzuständen anzugeben, mit denen es einem Hersteller von Außenlasten auf unkomplizierte und kostengünstige Weise möglich ist, die für den Abwurf einer Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzustände und die Parameter der Abgangsregelung zu bestimmen.The object of the present invention is to provide an arrangement of an aircraft and a dropping aircraft external load and a method for determining allowable for dropping an external load of an aircraft flight conditions with which it is possible for a manufacturer of external loads in an uncomplicated and cost-effective manner to determine the permissible flight conditions for the release of an outside load from an aircraft and the parameters of the exit control.
Der auf die Anordnung gerichtete Teil der Aufgabe wird gelöst durch eine gattungsgemäße Anordnung mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1.The directed to the arrangement part of the object is achieved by a generic arrangement with the features of
Diese Anordnung aus einem Luftfahrzeug und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast ist mit einer Halterungsvorrichtung zur Halterung der Außenlast am Luftfahrzeug ausgestattet. Die Halterungsvorrichtung ist mit Kraftsensoren versehen, um die auf die Halterungsvorrichtung in zumindest einer Richtung einwirkenden Kräfte zu bestimmen. Die Kraftsensoren sind mit zumindest einer Speichereinrichtung und/oder Rechnereinrichtung der Außenlast und/oder des Luftfahrzeugs zur Datenübertragung verbunden. Weiterhin sind am Luftfahrzeug Abstützelemente zur seitlichen Stabilisierung der Außenlast vorgesehen, die auf zugeordnete Aufnahmeelemente der Außenlast einwirken, und die Abstützelemente und/oder die Aufnahmeelemente sind mit weiteren Kraftsensoren versehen, die ebenfalls mit der Speicherrichtung und/oder der Rechnereinrichtung zur Datenübertragung verbunden sind.This arrangement of an aircraft and a dropping aircraft outer load is equipped with a mounting device for supporting the external load on the aircraft. The mounting device is provided with force sensors to determine the forces acting on the mounting device in at least one direction. The force sensors are connected to at least one memory device and / or computer device of the external load and / or of the aircraft for data transmission. Furthermore, support elements for lateral stabilization of the external load are provided on the aircraft, which act on assigned receiving elements of the external load, and the support elements and / or the receiving elements are provided with further force sensors, which are also connected to the memory direction and / or the computer device for data transmission.
VORTEILEADVANTAGES
Mit dieser erfindungsgemäßen Anordnung ist es möglich, bei zur Zulassung der Außenlast für einen Flugzeugtyp sowieso durchzuführenden Integrationstragflügen die auf die Halterungsvorrichtung für die Außenlast einwirkenden Kräfte zu bestimmen und aufgrund dieser Kräfte die bei einer Trennung der Außenlast vom Luftfahrzeug auf die Außenlast einwirkenden Momente zu ermitteln und so eine Bewegung der Außenlast unmittelbar nach der Trennung vom Luftfahrzeug vorherzusagen. Am Luftfahrzeug sind Abstützelemente zur seitlichen Stabilisierung der Außenlast, beispielsweise als Teile eines Bomben-Racks, vorgesehen, die auf zugeordnete Aufnahmeelemente der Außenlast einwirken. Dabei sind auch die Abstützelemente und/oder die Aufnahmeelemente mit weiteren Kraftsensoren versehen, die ebenfalls mit der Speichereinrichtung und/oder der Rechnereinrichtung zur Datenübertragung verbunden sind. Diese Abstützelemente, die auch als sogenannte Abpratzarme bezeichnet werden, fixieren die Außenlast in lateraler Richtung, so dass auf diese Weise Druckkräfte parallel zur Hochachse und zur Querachse gemessen werden können.With this arrangement according to the invention, it is possible to determine the force acting on the mounting device for the external load forces to be carried out for the approval of the external load for an aircraft type anyway integration support flights and to determine the forces acting on a separation of the external load from the aircraft to the external load moments and due to these forces to predict a movement of the external load immediately after separation from the aircraft. On the aircraft support elements for lateral stabilization of the external load, for example, as parts of a bomb rack, provided acting on assigned receiving elements of the external load. In this case, the support elements and / or the receiving elements are provided with further force sensors, which are also connected to the memory device and / or the computer device for data transmission. These support elements, which are also referred to as so-called Abpratzarme, fix the external load in the lateral direction, so that in this way pressure forces can be measured parallel to the vertical axis and the transverse axis.
Vorzugsweise ist die Halterungsvorrichtung mit zumindest einem parallel zur Luftfahrzeug-Hochachse verlaufende Kräfte erfassenden Kraftsensor versehen. Mittels dieses Hochachsen-Kraftsensors können auch die auf die Halterungsvorrichtung einwirkende Zug- und Drucklasten ermittelt werden.Preferably, the mounting device is provided with at least one parallel to the aircraft vertical axis extending forces sensing force sensor. By means of this vertical axis force sensor and the forces acting on the mounting device tensile and compressive loads can be determined.
Weiter vorteilhaft ist es, wenn die Halterungsvorrichtung mit zumindest einem parallel zur Luftfahrzeug-Längsachse verlaufende Kräfte erfassenden Kraftsensor und/oder mit zumindest einem parallel zur Luftfahrzeug-Querachse verlaufende Kräfte erfassenden Kraftsensor versehen ist. Diese Ausstattung der Halterungsvorrichtung mit einem Längsachsen-Kraftsensor und/oder einem Querachsen-Kraftsensor ermöglicht es, auch die in diesen Achsen wirkenden Kräfte in eine Bewegungsvoraussage für die abgekoppelte Außenlast mit einzubeziehen.It is further advantageous if the holding device is provided with at least one force sensor which detects forces extending parallel to the longitudinal axis of the aircraft and / or with a force sensor which detects at least one force parallel to the aircraft transverse axis. This equipment of the holding device with a longitudinal axis force sensor and / or a transverse axis force sensor makes it possible to include the forces acting in these axes in a movement prediction for the decoupled external load.
Weist die Halterungsvorrichtung zumindest einen in Luftfahrzeug-Längsrichtung vorderen Halter und zumindest einen in Luftfahrzeug-Längsrichtung hinteren Halter auf, so ist es von Vorteil, wenn jeder der Halter mit zumindest einem der Kraftsensoren versehen ist. Dieses vorzugsweise paarweise Vorsehen von in eine bestimmte Richtung orientierten Kraftsensoren, nämlich jeweils am vorderen Halter und am hinteren Halter, oder allgemeiner gesagt, das Ausstatten aller Halter mit jeweils einem in eine Richtung orientierten Kraftsensor, ermöglicht eine zuverlässige und genaue Bestimmung der im Augenblick des Abkoppelns der Außenlast vom Luftfahrzeug auftretenden und auf die Außenlast einwirkenden Momente.If the mounting device has at least one bracket in the longitudinal direction of the aircraft and at least one bracket in the longitudinal direction of the aircraft, it is advantageous if each bracket is provided with at least one of the force sensors. This preferably pairwise provision of force sensors oriented in a certain direction, namely respectively on the front holder and on the rear holder, or more generally, providing each holder, each with a directionally oriented force sensor, enables a reliable and accurate determination of the moment of uncoupling the external load occurring from the aircraft and acting on the external load moments.
Vorzugsweise sind die beispielsweise Ösen aufweisenden Halterungen außenlastseitig befestigt und zur Koppelung mit luftfahrzeugseitigen Gegenhalterungen ausgebildet, die beispielsweise Haken aufweisen. Diese Ausgestaltung ermöglicht es, die Kraftsensoren außenlastseitig anzuordnen, so dass keine baulichen Veränderungen am Luftfahrzeug vorgenommen werden müssen.Preferably, for example, the eyelets having holders are mounted on the outside load side and designed for coupling with aircraft-side mounts, which have, for example, hooks. This configuration makes it possible to arrange the force sensors on the outside load side, so that no structural changes to the aircraft must be made.
Das Vorsehen der weiteren Kraftsensoren in oder an den Aufnahmeelementen der Außenlast führt zu dem Vorteil, dass keine Veränderungen am Luftfahrzeug vorgenommen werden müssen und somit keine luftfahrzeugseitigen Beeinträchtigungen und somit keine die Flugzulassung des Luftfahrzeugs beeinträchtigenden Probleme auftreten.The provision of the further force sensors in or on the receiving elements of the external load leads to the advantage that no changes to the aircraft must be made and thus no aircraft-side impairments and thus no problems affecting the aircraft registration of the aircraft occur.
Der auf das Verfahren gerichtete Teil der Aufgabe wird gelöst durch das Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 7. Dieses Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzuständen und Parametern einer Abgangsregelung für die Außenlast wird durchgeführt mit einer erfindungsgemäßen Anordnung und weist die Schritte auf:
- a) Durchführen von Testflügen mit unterschiedlichen Flugzuständen und Erfassen von Flugzustandsdaten, insbesondere der Position, der äquivalenten Fluggeschwindigkeit, der Beschleunigungen, der Lagewinkel, des Anstellwinkels und des Schiebewinkels;
- b) Erfassen von zwischen der Außenlast und dem Luftfahrzeug wirkenden Kräften mittels der Kraftsensoren,
- c) Speichern der in Schritt b) ermittelten Kräfte sowie der diesen Kräften zugeordneten, im Schritt a) erfassten Flugzustandsdaten in der Speichereinrichtung;
- d) Berechnen der auf die Außenlast in den unterschiedlichen Flugzuständen einwirkenden Momente zumindest um die Nickachse und um die Gierachse der Außenlast;
- e1) Bestimmen von für ein Abwerfen der Außenlast zulässigen Flugzuständen und Parametern der Abgangsregelung für die Außenlast auf der Basis der in Schritt d) berechneten Momente und
- e2) Bestimmen der Rudervoreinstellungen für die an der Außenlast vorgesehenen Ruder, die den auf die Außenlast einwirkenden Momenten entgegenwirken oder eine vorgegebene Momentenwirkung erzeugen, wobei die Schritte b) bis e) für unterschiedliche Ruderwinkel durchgeführt werden, und
- f) Erstellen eines mehrdimensionalen Datengebildes von für ein Abwerfen einer Außenlast zulässigen Flugzuständen unter Berücksichtigung der unterschiedlichen Ruderwinkel.
- a) performing test flights with different flight conditions and acquisition of flight condition data, in particular the position, the equivalent airspeed, the accelerations, the attitude angle, the angle of attack and the sliding angle;
- b) detecting forces acting between the external load and the aircraft by means of the force sensors,
- c) storing the forces determined in step b) as well as the flight condition data associated with these forces and recorded in step a) in the memory device;
- d) calculating the moments acting on the outer load in the different flight conditions at least about the pitch axis and about the yaw axis of the outer load;
- e1) determining flight conditions permissible for a discharge of the external load and parameters for the outgoing control for the external load on the basis of the moments calculated in step d) and
- e2) determining the rudder default settings for the rudders provided on the outer load, which counteract the moments acting on the outer load or generate a predetermined torque effect, the steps b) to e) being carried out for different rudder angles, and
- f) Creation of a multi-dimensional data structure of flight conditions permissible for a release of an external load taking into account the different rudder angles.
Wie bereits ausgeführt worden ist, kann die Erfassung der zwischen der Außenlast und dem Luftfahrzeug wirkenden Kräfte im Schritt b) während eines sowieso durchzuführenden Integrationsflugs erfolgen, wobei lediglich die Berechnung der auf die Außenlast einwirkenden Momente gemäß Schritt d) und die Bestimmung der zulässigen Flugzustände gemäß Schritt e) zusätzlich durchzuführen sind. Diese Berechnung kann entweder unmittelbar im Zuge der Erfassung gemäß Schritt b) in einer Rechnereinrichtung des Luftfahrzeugs oder der Außenlast erfolgen oder die im Schritt b) erfassten Kräfte können zusammen mit den Flugzustandsdaten aus Schritt a) in einer Speichereinrichtung des Luftfahrzeugs oder der Außenlast gespeichert werden und die Schritte d) und e) können nach Beendigung des Testflugs am Boden mit einer externen Rechnereinrichtung unter Verwendung der gespeicherten Daten durchgeführt werden. Die Testflüge werden mit unterschiedlichen Ruderwinkeln von an der Außenlast vorgesehenen, vorzugsweise verstellbaren, Rudern durchgeführt und die Schritte b) bis e) werden für unterschiedliche Ruderwinkel durchgeführt, wobei im Schritt e) zusätzlich zu den zulässigen Flugzuständen und Parametern der Abgangsregelung für die Außenlast auch Rudervoreinstellungen für an der Außenlast vorgesehene Ruder bestimmt werden, die den auf die Außenlast einwirkenden Momenten entgegenwirken oder die eine vorgegebene Momentenwirkung erzeugen.As has already been stated, the detection of the forces acting between the external load and the aircraft in step b) can take place during an integration flight to be carried out anyway, wherein only the calculation of the external load moments according to step d) and the determination of the permissible flight conditions according to FIG Step e) are to be carried out additionally. This calculation can be done either directly in the course of the detection according to step b) in a computer device of the aircraft or the external load or the forces detected in step b) can be stored together with the flight condition data from step a) in a memory device of the aircraft or the external load and the steps d) and e) can after completion of the test flight on the ground with an external computing device Use of the stored data to be performed. The test flights are carried out with different rudder angles of oars provided on the outside load, preferably adjustable, and steps b) to e) are carried out for different rudder angles, wherein in step e) in addition to the permissible flight conditions and parameters for the outbound control for the external load also rudder presets be determined for provided on the outer load rudder, which counteract the forces acting on the external load moments or generate a predetermined moment effect.
Während im Standardfall des erfindungsgemäßen Verfahrens die Ruder der Außenlast in einer Standardstellung, beispielsweise einer Neutralstellung, arretiert sind, sind nach dieser besonderen Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens Testflüge mit unterschiedlichen Ruderwinkelstellungen vorgesehen, bei denen das Ruder jeweils in unterschiedlichen Ruderwinkeln arretiert ist, so dass sich eine Mehrzahl von für ein Abwerfen der Außenlast zulässigen Flugzuständen in Abhängigkeit des Ruderwinkels der Ruder der Außenlast ergeben. Es wird so also ein mehrdimensionales Datengebilde von zulässigen Flugzuständen geschaffen, bei dem der Bereich der zulässigen Flugzustände wesentlich weitgehender ist als nur bei einer einzigen Ruderstellung der Außenlast-Ruder.While in the standard case of the method according to the invention, the rudders of the outer load in a standard position, such as a neutral position, are locked, are provided for this particular embodiment of the method test flights with different rudder angle positions in which the rudder is locked in different rudder angles, so that a Show a plurality of permissible for a drop in the external load flight conditions as a function of the rudder angle of the rudder of the external load. Thus, a multi-dimensional data structure of permissible flight conditions is created, in which the range of permissible flight conditions is substantially more extensive than only with a single rudder position of the outer-load rudder.
Von Vorteil ist es, wenn im Schritt d) auch die unmittelbar auftretenden Momente um die Rollachse der Außenlast sowie vorzugsweise zusätzlich die durch das Giermoment induzierten Momente um die Rollachse der Außenlast berechnet werden. Durch die Berücksichtigung dieser induzierten Momente wird die Vorhersage der Eigenbewegung der Außenlast nach deren Abkoppeln vom Luftfahrzeug noch präziser und die Bestimmung der zulässigen Flugzustände und von Parametern der Abgangsregelung für die Außenlast im Schritt e) wird dadurch ebenfalls genauer.It is advantageous if, in step d), the immediately occurring moments about the roll axis of the external load and preferably additionally the moments induced by the yaw moment about the roll axis of the external load are calculated. By taking into account these induced moments, the prediction of the self-motion of the external load after it has been decoupled from the aircraft becomes even more precise, and the determination of the permissible flight conditions and parameters of the outbound control for the external load in step e) also becomes more precise.
Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung mit zusätzlichen Ausgestaltungsdetails und weiteren Vorteilen sind nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben und erläutert.Preferred embodiments of the invention with additional design details and other advantages are described and explained in more detail below with reference to the accompanying drawings.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGENBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
Es zeigt:It shows:
DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELENPRESENTATION OF PREFERRED EMBODIMENTS
In
In
Die Außenlast
Der Außenlast
Weiterhin ist die Außenlast
Wie sowohl aus der
Wie in
In
Obwohl vorstehend beispielhaft beschrieben worden ist, dass sich die zu erfassenden Kräfte parallel zu den Richtungen der Achsen des Luftfahrzeug-Koordinatensystems erstrecken, so können die Kräfte selbstverständlich auch parallel zu den Richtungen der Achsen der Außenlast bestimmt werden.Although it has been described above by way of example that the forces to be detected extend parallel to the directions of the axes of the aircraft coordinate system, the forces of course also can be determined parallel to the directions of the axes of the external load.
Mit dieser erfindungsgemäßen Anordnung aus Luftfahrzeug
Die erfassten Kräfte, die zwischen der Außenlast
Unter Installationsmoment versteht man das rechnerische Moment, das sich durch Berechnung aus den Kräften ergibt, die im angebauten Zustand der Außenlast von den Kraftsensoren erfasst worden sind, wobei als jeweilige Momentenachse eine durch den Masseschwerpunkt der Außenlast gehende Momentenachse zugrunde gelegt wird.Installation torque is the calculated moment which results from calculation from the forces which have been detected by the force sensors in the mounted state of the external load, whereby the respective moment axis is based on a torque axis passing through the center of mass of the external load.
Eine Trennung der Außenlast
Für die in den
Die zulässigen Roll- und Gier-Installationsmomente hängen von der individuellen Gestalt der Außenlast
Da die auf die Außenlast
Diese zulässigen Flugzustände lassen sich in Abhängigkeit von den Flugparametern, beispielsweise der äquivalenten Fluggeschwindigkeit, den Beschleunigungen, den Lagewinkel und des Anstellwinkels und Schiebewinkels der Anordnung aus Luftfahrzeug
Die mechanischen Zusammenhänge werden unter Bezugnahme auf
Im gezeigten Beispiel der Erfindung kann von folgenden, die Grundlast, also die Gewichtskraft, der linksseitigen Außenlast überlagernden Kraftwirkungen in den instrumentierten, also mit Kraftsensoren versehenen, Halterungen
Bei einer negativen vertikalen Last Pz (in Z-Richtung), bewirkt durch die Außenlast-Gewichtskraft FG und den Auftrieb L der Außenlast, entstehen folgende Kraftwirkungen:
- – Zugkraft in der vorderen Halterung
30 und in der hinteren Halterung31 - – die vorderen Abstützeinrichtungen
4 ,4' und diehinteren Abstützeinrichtungen 5 ,5' sind drucklos.
- - Traction in the
front bracket 30 and in therear bracket 31 - - the front support devices
4 .4 ' and therear support devices 5 .5 ' are depressurized.
Bei einer positiven longitudinalen Last Px (in X-Richtung), bewirkt durch die auf die Außenlast einwirkende Luftwiderstandskraft D, entstehen folgende Kraftwirkungen:
- – Zugkraft in Z-Richtung in der vorderen Halterung
30 - – longitudinale Zugkraft in X-Richtung in der vorderen Halterung
30 und in der hinteren Halterung31 - – Druckkraft in
den hinteren Abstützeinrichtungen 5 ,5' .
- - Pulling force in Z direction in the
front bracket 30 - - Longitudinal tensile force in the X direction in the
front bracket 30 and in therear bracket 31 - - Pressure in the
rear support devices 5 .5 ' ,
Bei einem Anteil des aerodynamischen Momentes M um die y-Achse, also bei einem positiven Nick-Installationsmoment My (Nase
- – Zugkraft in der hinteren Halterung
31 - – Druckkraft in den vorderen Abstützeinrichtungen
4 ,4' .
- - Traction in the
rear bracket 31 - - Pressure in the front support devices
4 .4 ' ,
Bei einem negativen Nick-Installationsmoment My (Nase
- – Zugkraft in der vorderen Halterung
30 - – Druckkraft in
den hinteren Abstützeinrichtungen 5 ,5' .
- - Traction in the
front bracket 30 - - Pressure in the
rear support devices 5 .5 ' ,
Bei einem Anteil des aerodynamischen Momentes M um die z-Achse, also bei einem positiven Gier-Installationsmoment Mz (Nase
- – Zugkraft in der vorderen Halterung
30 und in der hinteren Halterung31 - – Druckkraft in der vorderen, linken Abstützeinrichtung
4 und in der hinteren, rechten Abstützeinrichtung5' .
- - Traction in the
front bracket 30 and in therear bracket 31 - - Pressure in the front, left support
4 and in the rear, right support device5 ' ,
Bei einem negativen Gier-Installationsmoment Mz (Nase
- – Zugkraft in der vorderen Halterung
30 und in der hinteren Halterung31 , - – Druckkraft in der vorderen, rechten Abstützeinrichtung
4' und in der hinteren, linkenAbstützeinrichtung 5 .
- - Traction in the
front bracket 30 and in therear bracket 31 . - - Pressure in the front, right support device
4 ' and in the rear, leftsupport 5 ,
Bei einem Anteil des aerodynamischen Momentes M um die x-Achse, also bei einem positiven Roll-Installationsmoment Mx (die Außenlast dreht in Blickrichtung nach vorne gegen den Uhrzeigersinn), entstehen folgende Kraftwirkungen:
- – Zugkraft in der vorderen Halterung
30 und in der hinteren Halterung - – Druckkraft in den beiden rechten Abstützeinrichtungen
4' ,5' .
- - Traction in the
front bracket 30 and in the rear bracket - - Pressure force in the two right support devices
4 ' .5 ' ,
Bei einem Roll-Installationsmoment Mx (die Außenlast dreht in Blickrichtung nach vorne im Uhrzeigersinn) entstehen folgende Kraftwirkungen:
- – Zugkraft in der vorderen Halterung
30 und in der hinteren Halterung31 - – Druckkraft in den beiden linken
Abstützeinrichtungen 4 ,5 .
- - Traction in the
front bracket 30 and in therear bracket 31 - - Pressure in the two left support devices
4 .5 ,
Das bedeutet, dass an der überwiegend einseitigen Druckbelastung der Abstützeinrichtungen (links oder rechts) ein Roll-Installationsmoment erkennbar ist.This means that at the predominantly one-sided pressure load of the support devices (left or right) a roll-installation torque is recognizable.
Typischerweise stellt sich bei Flugzuständen mit großem dynamischen Druck, wie sie bei einem Flug mit hoher Machzahl und hoher Luftdichte bzw. niedriger Höhe auftreten, mit geringen Anstellwinkeln und signifikantem Schiebewinkel und damit weit vor dem Außenlastschwerpunkt angreifender resultierender aerodynamischer Kraft R bei geradlinigem Flug mit konstanter Geschwindigkeit und keinen inertialen Belastungen folgende Lastsituation ein:
- Gewichtskraft FG, Auftriebskraft L, Luftwiderstandskraft D
- – großes negatives Nick-Installationsmoment My; (die
Nase 21 will nach unten drehen) - – relevantes positives Gier-Installationsmoment Mz (die Nase will vom Luftfahrzeugrumpf weg drehen)
- – geringes Roll-Installationsmoment Mx (durch den Hebelarm L5 von Lfy, und Lay. zum Außenlastschwerpunkt induziert, meist im Uhrzeigersinn drehend, Außenlast-Nase zum Luftfahrzeug-Rumpf).
- Weight F G , buoyancy L, air resistance D
- Large negative pitch installation moment M y ; (the
nose 21 want to turn down) - - relevant positive yaw installation moment M z (the nose wants to turn away from the aircraft fuselage)
- Low roll-installation torque M x (induced by the lever arm L 5 of L fy and L ay to the center of external load, usually rotating in a clockwise direction, outer load nose to the aircraft fuselage).
Dieselben Betrachtungen für Flugzustände mit niedrigem dynamischen Druck (kleine Machzahl und geringe Luftdichte bzw. größe Höhe) und großen Anstellwinkeln ergibt folgende Lastsituation:
- – Gewichtskraft FG, geringere Auftriebskraft L, geringere Luftwiderstandskraft D
- – relevantes positives Nick-Installationsmoment My (die
Nase 21 will nach oben drehen) - – kaum Gier-Installationsmoment Mz
- – kaum Roll-Installationsmoment Mx
- - Weight F G , lower buoyancy L, lower air resistance D
- - relevant positive pitch installation moment M y (the
nose 21 want to turn up) - - hardly yaw installation moment M z
- - hardly roll installation torque M x
Die von den Kraftsensoren gemessenen Zug- und Druckkräfte werden entweder bereits während des Testflugs ausgewertet oder gespeichert und nach Beendigung des Testflugs am Boden ausgewertet und als Grundlage für die Berechnung von sogenannten Installationsmomenten herangezogen.The measured by the force sensors tensile and compressive forces are either already evaluated or stored during the test flight and evaluated after completion of the test flight on the ground and used as a basis for the calculation of so-called installation moments.
Die Kraftsensoren, beispielsweise Dehnungsmessstreifen (DMS), der vorderen und hinteren Halterungen
Longitudinale Reaktionskraft in X-Achsenrichtung in der vorderen Halterung: mit
- Px
- = Luftwiderstandskraft D
Longitudinal reaction force in the X-axis direction in the front bracket: With
- P x
- = Air resistance D
Longitudinale Reaktionskraft in X-Achsenrichtung in der hinteren Halterung: mit
- Px
- = Luftwiderstandskraft D
- P x
- = Air resistance D
Laterale Reaktionskraft in Y-Achsenrichtung in der vorderen Halterung: mit
- Mx
- = Roll-Installationsmoment und
- Mz
- = Gier-Installationsmoment
- M x
- = Roll installation moment and
- M z
- = Yaw installation moment
Laterale Reaktionskraft in Y-Achsenrichtung in der hinteren Halterung: mit
- Mx
- = Roll-Installationsmoment und
- Mz
- = Gier-Installationsmoment
- M x
- = Roll installation moment and
- M z
- = Yaw installation moment
Reaktionskraft in Z-Achsenrichtung in der vorderen Halterung: mit
- Px
- = Luftwiderstandskraft D
- Mx
- = Roll-Installationsmoment
- My
- = Nick-Installationsmoment
- Mz
- = Gier-Installationsmoment
- Pz
- = Auftrieb L/2
- Lfz preload
- = Gewichtskraft/2
- P x
- = Air resistance D
- M x
- = Roll installation moment
- M y
- = Nick installation torque
- M z
- = Yaw installation moment
- P z
- = Lift L / 2
- L fz preload
- = Weight / 2
Reaktionskraft in Z-Achsenrichtung in der hinteren Halterung: mit
- Px
- = Luftwiderstandskraft D
- Mx
- = Roll-Installationsmoment
- My
- = Nick-Installationsmoment
- Mz
- = Gier-Installationsmoment
- Pz
- = Auftrieb L/2
- Laz preload
- = Gewichtskraft/2
- P x
- = Air resistance D
- M x
- = Roll installation moment
- M y
- = Nick installation torque
- M z
- = Yaw installation moment
- P z
- = Lift L / 2
- L az preload
- = Weight / 2
Aus Gleichung (1) und (2) läßt sich die Kraft Px berechnen, wobei ohne experimentielle Daten zunächst von einer gleichmäßigen Aufnahme der Luftwiderstandskraft D durch die Halterungen ausgegangen wird, dasselbe gilt für Verteilung von FG und L auf die Halterungen (siehe unten).From Equation (1) and (2), the force P x can be calculated, assuming, without experimental data, a uniform recording of the air resistance D by the brackets, the same applies to the distribution of F G and L on the brackets (see below) ).
Das Gier-Installationsmoment Mz und Roll-Installationsmoment Mx sind mit den Gleichungen (3) und (4) berechenbar (zwei Gleichungen und zwei Unbekannte).The yaw installation moment M z and roll installation moment M x are calculable with equations (3) and (4) (two equations and two unknowns).
Für die Gleichungen (5) und (6) wird die Gewichtskraft FG der Außenlast anteilig für die vordere und die hintere Halterung angesetzt, Px aus (1) und (2) und Mz und Mx aus (3) und (4) werden verwendet, so dass das Nick-Installationsmoment My und die Auftriebskraft Pz bzw. L/2 (zwei Gleichungen und zwei Unbekannte) berechnet werden können.For the equations (5) and (6), the external load weight F G is set proportionally to the front and rear brackets, P x of (1) and (2) and M z and M x of (3) and (4) ) are used so that the pitch installation moment M y and the lift force P z and L / 2 (two equations and two unknowns) can be calculated.
Somit können die für die gestellte Aufgabe relevanten aerodynamischen Lasten, nämlich das Nick-Installationsmoment My, das Gier-Installationsmoment Mz sowie das Roll-Installationsmoment Mx, die unmittelbar vor dem Trennvorgang der Außenlast vom Luftfahrzeug auf die Außenlast wirken, im Rahmen von Integrationstragflügen durch Kraftmessungen an den Halterungen in longitudinaler (X), lateraler (Y) und vertikaler (Z) Richtung ermittelt werden.Thus, for the task set relevant aerodynamic loads, namely the pitch installation moment M y , the yaw installation moment M z and the roll installation torque M x , which act immediately before the separation process of the external load from the aircraft to the external load, in the context of Integration support flights by force measurements on the brackets in the longitudinal (X), lateral (Y) and vertical (Z) direction are determined.
Das Nick-Installationsmoment My ist zudem grob abschätzbar mittels:
Ein Nase-nach-unten-Nick-Installationsmoment ist an der wesentlich stärkeren, Zugbelastung der vorderen Halterung in Z-Achsenrichtung im Vergleich zur hinteren Halterung erkennbar.A nose-down pitch installation moment is evident from the much greater tensile loading of the front bracket in the Z-axis direction compared to the rear bracket.
Das Gier-Installationsmoment Mz ist außerdem grob abschätzbar mittels:
Die Richtung des Gier-Installationsmoment Mz ist jeweils an der Richtung der lateralen Kraftwirkung (in Y-Achsenrichtung) an der vorderen bzw. hinteren Halterung erkennbar.The direction of the yaw installation moment M z is respectively recognizable in the direction of the lateral force action (Y-axis direction) on the front and rear brackets.
Das Roll-Installationsmoment Mx ist zusätzlich grob abschätzbar mittels:
Die Richtung des Roll-Installationsmoment Mx ist ebenso an der Richtung der lateralen Kraftwirkung (in Y-Achsenrichtung) an den Halterungen erkennbar.The direction of the roll installation torque M x is also recognizable in the direction of the lateral force action (in the Y-axis direction) on the brackets.
Diese aufgrund der erfassten Reaktionskräfte abgeschätzten bzw. berechneten Installationsmomente wirken unmittelbar im Moment des Abkoppelns der Außenlast
Somit sind die für die Parameterisierung der Außenlast-Abgangsregelung interessierenden Installationsmomente Mz, My, Mz mittels Kraftmessungen (zum Beispiel Dehnungsmessungen) allein an den beiden Halterungen
Da aber die von den Abstützelementen
Druck-Reaktionskraft im vorderen linken Aufnahmeelement
- Px
- = Luftwiderstandskraft D
- Mx
- = Roll-Installationsmoment
- My
- = Nick-Installationsmoment
- Mz
- = Gier-Installationsmoment
- Pz
- = Auftrieb L/4
- P x
- = Air resistance D
- M x
- = Roll installation moment
- M y
- = Nick installation torque
- M z
- = Yaw installation moment
- P z
- = Lift L / 4
Druck-Reaktionskraft im vorderen rechten Aufnahmeelement
- Px
- = Luftwiderstandskraft D
- Mx
- = Roll-Installationsmoment
- My
- = Nick-Installationsmoment
- Mz
- = Gier-Installationsmoment
- Pz
- = Auftrieb L/4
- P x
- = Air resistance D
- M x
- = Roll installation moment
- M y
- = Nick installation torque
- M z
- = Yaw installation moment
- P z
- = Lift L / 4
Druck-Reaktionskraft im hinteren linken Aufnahmeelement
- Px
- = Luftwiderstandskraft D
- Mx
- = Roll-Installationsmoment
- My
- = Nick-Installationsmoment
- Mz
- = Gier-Installationsmoment
- Pz
- = Auftrieb L/4
- P x
- = Air resistance D
- M x
- = Roll installation moment
- M y
- = Nick installation torque
- M z
- = Yaw installation moment
- P z
- = Lift L / 4
Druck-Reaktionskraft im hinteren rechten Aufnahmeelement
- Px
- = Luftwiderstandskraft D
- Mx
- = Roll-Installationsmoment
- My
- = Nick-Installationsmoment
- Mz
- = Gier-Installationsmoment
- Pz
- = Auftrieb L/4
- P x
- = Air resistance D
- M x
- = Roll installation moment
- M y
- = Nick installation torque
- M z
- = Yaw installation moment
- P z
- = Lift L / 4
Setzt man die oben aus den Messwerten der Halterungen berechneten Werte für die Variablen Px, Pz, Mx, My und Mz in die obigen Formeln ein, so lassen sich die Werte für die Variablen Sf,l, Sf,r, Sa,r, und Sa,r berechnen. Ein Vergleich mit den an den Aufnahmeelementen gemessenen Druckkräften zeigt dann, ob die mittels der Messungen an den Halterungen berechneten Installationsmomente Mx, My, Mz plausibel sind.Substituting the values for the variables P x , P z , M x , M y and M z calculated above from the measured values of the holders into the above formulas, the values for the variables S f, l , S f, r , S a, r , and S a, r calculate. A comparison with the pressure forces measured on the receiving elements then shows whether the installation moments M x , M y , M z calculated by means of the measurements on the holders are plausible.
BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS
- 11
- Luftfahrzeugaircraft
- 22
- Außenlastexternal load
- 33
- Halterungsvorrichtungmounting device
- 44
- Abstützeinrichtung vorne linksSupporting device front left
- 4'4 '
- Absützeinrichtung vorne rechtsSupporting device, front right
- 55
- Abstützeinrichtung hinten linksSupporting device rear left
- 5'5 '
- Absützeinrichtung hinten rechtsSupporting device on the right rear
- 1010
- Tragflächewing
- 1111
- Rumpfhull
- 1212
- vordere Gegenhalterungfront counter bracket
- 1414
- hintere Gegenhalterungrear counter bracket
- 2020
- Rumpfhull
- 2222
- linkes Ruderleft rudder
- 22'22 '
- rechtes Ruderright rudder
- 3030
- vordere Halterungfront bracket
- 3131
- hintere Halterungrear bracket
- 3232
- Kraftsensorforce sensor
- 3333
- Hochachsen-KraftsensorHigh axis force sensor
- 3434
- Kraftsensorforce sensor
- 3535
- Längsachsen-KraftsensorLong-axis force sensor
- 3636
- Kraftsensorforce sensor
- 3737
- Querachsen-KraftsensorCross-axis force sensor
- 4040
- Abstützelement vorne linksSupport element front left
- 40'40 '
- Abstützelement vorne rechtsSupport element front right
- 4141
-
Kraftsensor von
42 Force sensor of42 - 41'41 '
-
Kraftsensor von
42' Force sensor of42 ' - 4242
- Aufnahmeeinrichtung vorne linksRecording device front left
- 42'42 '
- Aufnahmeeinrichtung vorne rechtsRecording device front right
- 5050
- Abstützelement hinten linksSupport element rear left
- 50'50 '
- Abstützelement hinten rechtsSupport element rear right
- 5151
-
Kraftsensor von
52 Force sensor of52 - 51'51 '
-
Kraftsensor von
52' Force sensor of52 ' - 5252
- Aufnahmeeinrichtung hinten linksReceptacle rear left
- 52'52 '
- Aufnahmeeinrichtung hinten rechtsReceptacle rear right
- SL S L
- Schwerpunkt des LuftfahrzeugsFocus of the aircraft
- S'A S ' A
- dynamischer Schwerpunkt der Außenlastdynamic center of gravity of the external load
- xx
- Außenlast-RollachseExternal load roll axis
- XX
- Luftfahrzeug-LängsachseAircraft longitudinal axis
- yy
- Außenlast-NickachseExternal load-pitch axis
- YY
- Luftfahrzeug-QuerachseAircraft transverse axis
- zz
- Außenlast-GierachseExternal load yaw axis
- ZZ
- Luftfahrzeug-HochachseAircraft vertical axis
Claims (9)
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Applications Claiming Priority (1)
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---|---|---|---|
DE201210015491 DE102012015491B4 (en) | 2012-08-04 | 2012-08-04 | Arrangement of an aircraft and a disposable aircraft external load, and methods for determining the flight conditions permitted for the release of an external load from an aircraft and parameters for an outbound control for the external load |
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-
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- 2012-08-04 DE DE201210015491 patent/DE102012015491B4/en active Active
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Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
DE102012015491A1 (en) | 2014-02-06 |
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Legal Events
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R018 | Grant decision by examination section/examining division | ||
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Effective date: 20141114 |
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R082 | Change of representative |
Representative=s name: ISARPATENT - PATENT- UND RECHTSANWAELTE BARTH , DE |
|
R084 | Declaration of willingness to licence | ||
R085 | Willingness to licence withdrawn |