DE102012016093B3

DE102012016093B3 - Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer mit verstellbaren Rudern ausgestatteten Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzuständen und Parametern einer Abgangsregelung für die Außenlast

Info

Publication number: DE102012016093B3
Application number: DE201210016093
Authority: DE
Inventors: Michael Grabmeier; Christian Forster
Original assignee: MBDA Deutschland GmbH
Current assignee: MBDA Deutschland GmbH
Priority date: 2012-08-14
Filing date: 2012-08-14
Publication date: 2014-02-13
Anticipated expiration: 2032-08-15

Abstract

Ein Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer mit verstellbaren Rudern (22) ausgestatteten Außenlast (2) von einem Luftfahrzeug (1) zulässigen Flugzuständen und Parametern einer Abgangsregelung für die Außenlast (2), wobei die Außenlast (2) mit einer Halterungsvorrichtung (3) am Luftfahrzeug (1) gehaltert ist, und wobei 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, zeichnet sich aus durch die Schritte: 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 (2) und dem Luftfahrzeug (1) wirkenden Kräften mittels der Kraftsensoren (32, 33, 34, 35, 36, 37; 41), c) Berechnen der auf die Außenlast (2) in den jeweiligen Flugzuständen einwirkenden Momente, zumindest um die Nickachse (y) und um die Gierachse (z) der Außenlast (2); d) Vergleichen des berechneten jeweiligen Moments mit einem jeweiligen gespeicherten minimal und maximal zulässigen Moment; e) Verändern des Anstellwinkels (β) von zumindest einem der Ruder (22), um den auf die Außenlast (2) einwirkenden Momenten entgegenzuwirken oder eine vorgegebene Momentenwirkung zu erzeugen, sofern das berechnete jeweilige Moment nicht in einem vom minimal und vom maximal zulässigen Moment bestimmten zulässigen Momentenbereich liegt; f) Wiederholen der Schritte b) bis e) bis das berechnete jeweilige Moment im zulässigen Momentenbereich liegt; g) Speichern des erreichten Ruder-Anstellwinkels, der erfassten Flugzustandsdaten und der Parameter der Abgangsregelung für die Außenlast in einer Speichereinrichtung.

Description

TECHNISCHES GEBIET
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer mit verstellbaren Rudern ausgestatteten Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzuständen und Parametern einer Abgangsregelung für die Außenlast.
HINTERGRUND DER ERFINDUNG
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.
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.
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.
Aber auch dann wenn die Integrationsflüge vom Hersteller des Luftfahrzeugs durchgeführt werden, ist es erstrebenswert, die für die Ermittlung der zulässigen Abgangsszenarien für die Außenlast erforderliche Anzahl von Integrationsflügen zu minimieren.
STAND DER TECHNIK
Aus der DE 10 2008 034 618 A1 ist ein Verfahren zum Abkoppeln eines unbemannten Flugkörpers von einem Trägerluftfahrzeug bekannt, bei welchem unmittelbar nach dem Erkennen der Trennung des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug die Flugregelungseinrichtung des Flugkörpers aktiviert wird, um den Flugkörper vom Luftfahrzeug sicher und zuverlässig weg zu steuern.
Aus der DE 10 2009 016 004 A1 ist ein Verfahren zum Abkoppeln eines Flugkörpers von einem Trägerluftfahrzeug bekannt, bei welchem vor dem Abkoppeln des Flugkörpers vom Trägerluftfahrzeug aerodynamische Steuerflächen des Flugkörpers um einen vorgegebenen Winkel in eine Position ausgelenkt werden, in der die anströmende Luft ein die Nase des Flugkörper nach unten drehendes, negatives Nickmoment erzeugt, um die sichere Drehbewegung des Flugkörpers mit der Nase nach unten zu erzwingen.
Aus der EP 1 153 830 A1 sind mechanische Vorrichtungen zur Verringerung der Installationsmomente von Außenlasten an Flugzeugen bekannt, bei denen am Luftfahrzeug vor der Anbindungsstation der Außenlast aerodynamische Mittel, wie beispielsweise eine Rampe oder Grenzschichtzäune, vorgesehen sind, die die Nickmomente und die Giermomente der Außenlast abschwächend beeinflussen sollen.
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.
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.
In der auf den Erfinder der vorliegenden Anmeldung zurückgehenden, nicht vorveröffentlichten deutschen Patentanmeldung DE 10 2012 015 491.7 wird ein Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzuständen und Parametern einer Abgangsregelung für die Außenlast beschrieben, bei dem die Unabhängigkeit von einer Mitwirkung durch den Luftfahrzeughersteller bei der Integration der abwerfbaren Außenlast an ein Luftfahrzeug im Vordergrund steht.
Die DE 103 13 279 A1 zeigt und beschreibt ein Verfahren für das Absetzen von aerodynamisch instabilen Marschflugkörpern aus Transportflugzeugen. Dabei werden vor dem Absetzen eines Marschflugkörpers dessen Nickwinkel, Gierwinkel und Rollwinkel für die Abgangssequenz in Abhängigkeit von den durch am Pylon, an dem der Marschflugkörper gehaltert ist, vorgesehene Kraftsensoren gemessenen Luftströmungsfeld-Kräften berechnet.
DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzuständen anzugeben, mit dem es auf unkomplizierte und kostengünstige Weise und zeitsparend möglich ist, die für den Abwurf einer Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzustände und die Parameter der Abgangsregelung zu bestimmen.
Diese Aufgabe wird gelöst durch ein gattungsgemäßes Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruchs 1.
Dieses Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer mit verstellbaren Rudern ausgestatteten Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzuständen und Parametern einer Abgangsregelung für die Außenlast wird durchgeführt mit einer Anordnung, bei der die Außenlast mit einer Halterungsvorrichtung am Luftfahrzeug gehaltert ist, und bei der die Halterungsvorrichtung mit Kraftsensoren versehen ist, um die auf die Halterungsvorrichtung in zumindest einer Richtung einwirkenden Kräfte zu bestimmen, 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) Berechnen der auf die Außenlast in den jeweiligen Flugzuständen einwirkenden Momente, zumindest um die Nickachse und um die Gierachse der Außenlast;
d) Vergleichen des berechneten jeweiligen Moments mit einem jeweiligen gespeicherten minimal und maximal zulässigen Moment;
e) Verändern des Anstellwinkels von zumindest einem der Ruder, um den auf die Außenlast einwirkenden Momenten entgegenzuwirken oder eine vorgegebene Momentenwirkung zu erzeugen, sofern das berechnete jeweilige Moment nicht in einem vom minimal und vom maximal zulässigen Moment bestimmten zulässigen Momentenbereich liegt;
f) Wiederholen der Schritte b) bis e) bis das berechnete jeweilige Moment im zulässigen Momentenbereich liegt;
g) Speichern des erreichten Ruder-Anstellwinkels, der erfassten Flugzustandsdaten und der Parameter der Abgangsregelung für die Außenlast in einer Speichereinrichtung.

VORTEILE
Mit diesem Verfahren ist es auf effiziente Weise möglich, die für das Abwerfen der Außenlast zulässigen Flugzustände und Parameter einer Abgangsregelung für die Außenlast mit wenigen Test- oder Integrationsflügen oder sogar mit nur einem einzigen Test- oder Integrationsflug zu ermitteln.
Die Testflüge werden mit unterschiedlichen Ruder-Anstellwinkeln eines oder mehrerer der an der Außenlast vorgesehenen verstellbaren Ruder durchgeführt, bei denen das oder die Ruder in unterschiedlichen Ruderwinkelstellungen arretiert ist beziehungsweise sind, wobei der Ruder-Anstellwinkel so lange zyklisch verändert wird bis die aus den auf die Außenlast einwirkenden Kräften berechneten Momente in einem vorgegebenen zulässigen Momentenbereich liegen.
Von Vorteil ist es, wenn im Schritt c) 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 wird dadurch ebenfalls genauer.
Bevorzugt werden die Schritte a) bis g) im stetigen Tragflug und nicht bei Flugmanövern durchgeführt.
Zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens ist eine Anordnung aus einem Luftfahrzeug und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast 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 einer Rechnereinrichtung der Außenlast und/oder des Luftfahrzeugs zur Datenübertragung verbunden und die Rechnereinrichtung ist mit einem Datenspeicher verbunden, in dem Daten von für das Abwerfen der Außenlast zulässigen Momentenbereichen der an der Halterungsvorrichtung auftretenden Installationsmomente gespeichert sind.
Mit dieser 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 nicht nur eine Bewegung der Außenlast unmittelbar nach der Trennung vom Luftfahrzeug vorherzusagen, sondern auch jene Rudervoreinstellung für das oder die Ruder der Außenlast zu ermitteln, bei der ein sicherer Abgang der Außenlast gewährleistet ist.
Die Halterungsvorrichtung ist 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. Zudem kann 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 sein. 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.
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 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.
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.
Wenn am Luftfahrzeug Abstützelemente zur seitlichen Stabilisierung der Außenlast, beispielsweise als Teile eines Bomben-Racks, vorgesehen sind, die auf zugeordnete Aufnahmeelemente der Außenlast einwirken, ist es vorteilhaft, wenn auch die Abstützelemente und/oder die Aufnahmeelemente mit weiteren Kraftsensoren versehen sind, die ebenfalls mit 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.
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.
Das erfindungsgemäße Verfahren kann aber ebenso gut mit Kraftsensoren durchgeführt werden, die an luftfahrzeugseitig vorgesehenen Bauteilen angeordnet sind. Dadurch kann beispielsweise ein mit den Kraftsensoren ausgestattetes Testflugzeug für die Integration von unterschiedlichen abwerfbaren Außenlasten eingesetzt werden.
Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung mit zusätzlichen Ausgestaltungsdetails und weiteren Vorteilen sind nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben und erläutert.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
Es zeigt:
1 eine Anordnung aus einem Luftfahrzeug und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast, eingerichtet zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens;
2 einen Ausschnitt gemäß II aus 1;
3 einen Ausschnitt gemäß III aus 2;
4 eine Ansicht wie in 2, aber von der anderen (rechten) Seite des Luftfahrzeugs;
5 eine der Ansicht von 2 entsprechende stilisierte Wiedergabe der Halterungsvorrichtung und der Abstützeinrichtungen
6 eine ebenfalls stilisierte Ansicht in Richtung des Pfeils VI in 5.
DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
In 1 ist ein Luftfahrzeug 1 mit einem Rumpf 11 und Tragflächen 10 dargestellt, das an der Unterseite seiner linken Tragfläche 10 mit einer Halterungsvorrichtung 3 für eine Außenlast 2 versehen ist. Die Außenlast 2 kann beispielsweise ein Zusatztank, eine Bombe oder ein unbemannter Flugkörper sein, aber auch andere Außenlasten können an dieser Stelle vorgesehen sein. Dem Luftfahrzeug 1 ist ein Koordinatensystem mit einer Luftfahrzeug-Längsachse X, einer Luftfahrzeug-Hochachse Z und Luftfahrzeug-Querachse Y zugeordnet, welche sich im Schwerpunkt S_L des Luftfahrzeugs schneiden.
In 2 ist die Anbringung der Außenlast 2 an der Unterseite der Tragfläche 10 ausführlicher dargestellt.
Die Außenlast 2 weist einen Rumpf 20 auf, der an seiner Oberseite mit einer vorderen Halterung 30 und einer hinteren Halterung 31 zur Anbringung der Außenlast am Luftfahrzeug ausgestattet ist. Dazu greift die vordere Halterung 30 in eine an der Unterseite der Tragfläche 10 vorgesehene vordere Gegenhalterung 12 ein und die hintere Halterung 31 greift in eine ebenfalls an der Unterseite der Tragfläche 10 vorgesehene hintere Gegenhalterung 14 ein. Die aus den Halterungen 30 und 31 sowie den Gegenhalterungen 12 und 14 gebildete Halterungsvorrichtung 3 ist in den Figuren nur schematisch dargestellt; in der Praxis sind derartige Halterungsvorrichtungen wesentlich komplexer und beispielsweise an speziell hierfür vorgesehenen Bomben-Racks an der Unterseite der Tragflügel oder des Rumpfs eines Luftfahrzeugs ausgebildet. Die Gegenhalterungen 12, 14 weisen in der Regel Haken auf, die in an der jeweiligen Halterung 30, 31 gebildete Ösen eingreifen und zur Freigabe der Außenlast aus den Ösen weggeschwenkt werden können.
2 zeigt auch eine vordere und eine hintere linke Abstützeinrichtung 4, 5 zur seitlichen Stabilisierung der Außenlast 2, die ebenfalls nur schematisch dargestellt ist. Weiterhin vorgesehen, aber in der Ansicht der 2 nicht sichtbar, sondern in 4 zu erkennen, sind eine vordere und eine hintere rechte Abstützeinrichtung 4', 5'. Diese Abstützeinrichtungen 4, 5, 4', 5' weisen jeweils ein luftfahrzeugseitiges Abstützelement 40, 50, 40', 50' auf, das an der Unterseite der Tragfläche 10, beispielsweise in einem Bomben-Rack vorgesehen ist und das auf einem an der Rumpfoberseite der Außenlast 2 vorgesehenen, der jeweiligen Abstützeinrichtung 4, 5, 4', 5' zugeordneten Aufnahmeelement 42, 52, 42', 52' aufliegt. Das jeweilige Aufnahmeelement 42, 52, 42', 52' nimmt die in Richtung des Abstützelements, also senkrecht zu dessen Auflagefläche auf dem Aufnahmeelement, wirkenden Kräfte auf und stützt sie ab; also jene Kräfte, die vom zugeordneten Abstützelement 40, 50, 40', 50' auf die Außenlast 2 ausgeübt werden. Als Abstützelemente 40, 50, 40', 50' sind typischerweise vier Abpratzarme (vorne und hinten jeweils links und rechts), zwischen dem Luftfahrzeug 1 und der Außenlast 2 vorgesehen.
Der Außenlast 2 ist ein Koordinatensystem mit einer in Längsrichtung der Außenlast 2 verlaufenden Rollachse x, einer in Querrichtung der Außenlast 2 verlaufenden Nickachse y und einer parallel zur Hochachsenrichtung der Außenlast 2 verlaufenden Gierachse z zugeordnet, die sich im konstanten Masseschwerpunkt S'_A der Außenlast schneiden. Der aerodynamische Schwerpunkt, an dem der Auftrieb L und die Luftwiderstandskraft D angreifen, verändert seine Position in Abhängigkeit von der aktuellen Anströmung (statische und dynamische Druckverhältnisse) der Außenlast.
Weiterhin ist die Außenlast 2 mit verschwenkbaren Rudern versehen, von denen das linke Ruder 22 in 2 und das rechte Ruder 22' in 4 gezeigt ist. Während in 1 das Ruder 22 in seiner horizontalen Neutralstellung gezeigt ist, ist das Ruder in der Darstellung der 2 und 4 um einen Ruderanstellwinkel β angestellt, wobei der Ruderanstellwinkel β gebildet wird von der Ruderlängsachse a und der im Bild der 2 mit der Rollachse x identischen Außenlast-Längsachse.
Wie sowohl aus der 2 als auch aus dem Ausschnitt gemäß 3 erkennbar ist, ist die vordere Halterung 30 mit drei jeweils im rechten Winkel zueinander angeordneten Kraftsensoren 32, 34, 36 versehen. Der Kraftsensor 32 verläuft im Wesentlichen in einer Richtung parallel zur Luftfahrzeug-Hochachse Z und kann Kräfte erfassen, die parallel zur Luftfahrzeug-Hochachse Z wirken. Der Kraftsensor 34 verläuft im Wesentlichen parallel zur Luftfahrzeug-Längsachse X und kann Kräfte erfassen, die parallel zur Luftfahrzeug-Längsachse X wirken. Der Kraftsensor 36 ist quer zu den beiden anderen Sensoren 32, 34 angeordnet, so dass er Kräfte erfassen kann, die parallel zur Luftfahrzeug-Querachse Y wirken.
Wie in 2 dargestellt ist, ist auch die hintere Halterung 31 in analoger Weise mit einem Hochachsen-Kraftsensor 33, einem Längsachsen-Kraftsensor 35 und einem Querachsen-Kraftsensor 37 in gleicher Weise versehen, wie dies bei der vorderen Halterung 30 der Fall ist und in Verbindung mit 3 beschrieben wurde.
In 2 ist ein weiterer Kraftsensor 41 dargestellt, der im oder am Aufnahmeelement 42 vorgesehen und so angeordnet ist, dass er Kräfte parallel zur Hochachse des Luftfahrzeugs erfassen kann. Auch die Aufnahmeelemente 52, 42' und 52' sind mit entsprechenden Kraftsensoren 51, 41', 51' versehen. Statt eines einzigen weiteren Kraftsensors 41, 51, 41', 51' können auf der Abstützeinrichtung 4, 5, 4', 5', insbesondere im Aufnahmeelement 42, 52, 42', 52', jeweils drei Kraftsensoren vorgesehen sein, die in den jeweiligen Achsen des Luftfahrzeug-Koordinatensystems wirkende Kräfte erfassen, so dass auch schräg auf den Rumpf 20 der Außenlast 2 einwirkende Kräfte gemessen werden können.
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.
Obwohl im gezeigten Beispiel die Kraftsensoren 32, 33, 34, 35, 36, 37, 41, 41', 51, 51' an außenlastseitigen Bauteilen vorgesehen sind, können diese Kraftsensoren stattdessen auch an entsprechenden luftfahrzeugseitigen Bauteilen, beispielsweise den Haken 12, 14 und den Abstützelementen 40, 50, 40', 50', vorgesehen sein.
Die einzelnen Kraftsensoren 32, 33, 34, 35, 36, 37, 41, 41', 51, 51' sind über in 2 schematisch dargestellte Datenleitungen 38, 38', 38'', 39, 39', 39'' mit einer ebenfalls nur schematisch dargestellten Rechnereinheit 6 verbunden, die ihrerseits über Stellsignalleitungen 23, 23' mit Stellantrieben 24, 24' der Ruder 22, 22' der Außenlast 2 verbunden ist. Zwar ist die Rechnereinheit 6 in dem gezeigten Beispiel in der Außenlast 2 vorgesehen (1), doch kann sie stattdessen auch im Luftfahrzeug 1 vorgesehen sein.
Mit dieser Anordnung aus Luftfahrzeug 1 und Außenlast 2 werden Testflüge mit unterschiedlichen Flugzuständen durchgeführt. Dabei werden Flugzustandsdaten, wie beispielsweise die Position (Breiten/Längengrad und Höhe), die Geschwindigkeiten (north, east, down), die äquivalente Fluggeschwindigkeit (KEAS), die wirkenden flugkörperfesten und erdfesten Beschleunigungen, die Lagewinkel (um die Roll-, Nick- und Gierachse) des Luftfahrzeuges und der Außenlast sowie Anstellwinkel und Schiebewinkel von Luftfahrzeug und Außenlast erfasst. Diese Daten werden in einer geeigneten, mit der Rechnereinheit 6 zur Datenübertragung verbundenen Speichereinrichtung 61 des Luftfahrzeugs oder der Außenlast abgespeichert. Während dieser Testflüge werden die zwischen der Außenlast 2 und dem Luftfahrzeug 1 wirkenden Kräfte mittels der Kraftsensoren 32, 33, 34, 35, 36, 37, 41 erfasst und der Rechnereinheit 6 zugeführt.
Die erfassten Kräfte, die zwischen der Außenlast 2 und dem Luftfahrzeug 1 wirken, werden in der Rechnereinheit 6 für die Berechnung von sogenannten Installationsmomenten herangezogen wie weiter unten noch detailliert beschrieben wird. Diese berechneten Installationsmomente werden dann mit in einem der Rechnereinheit 6 zugeordneten Datenspeicher 60 gespeicherten zulässigen Momentenwerten verglichen und es wird in der Rechnereinheit überprüft, ob die berechneten Installationsmomente in einem zulässigen Momentenbereich liegen.
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.
Liegen die berechneten Installationsmomente nicht im zulässigen Momentenbereich, so erfolgt, gesteuert von der Rechnereinheit 6, eine Verstellung des Anstellwinkels β der Ruder 22, 22' durch den dem jeweiligen Ruder 22, 22' zugeordneten Stellantrieb 24, 24'. Anschließend werden unter Beibehaltung des Flugzustands und unter Beibehaltung der gewählten Rudervoreinstellung (Anstellwinkel β) die Kräfte zwischen der Außenlast 2 und dem Luftfahrzeug 1 erneut erfasst und die Momentenberechnungen und die Momentenvergleiche werden mit diesen neu erfassten Kräften durchgeführt. Diese Iteration wird so lange wiederholt bis festgestellt wird, dass die berechneten Installationsmomente im zulässigen Momentenbereich liegen. Die zu diesem Ergebnis führende Rudervoreinstellung (Anstellwinkel β) wird nun zusammen mit den Flugzustandsdaten in der Speichereinrichtung 61 gespeichert.
Die vorbeschriebene Iteration wird bevorzugt nur in Flugzuständen durchgeführt, die einem stetigen Tragflug (”straight and level”-Tragflug) entsprechen, und nicht bei einem Manöverflugzustand, bei dem beispielsweise hohe Beschleunigungskräfte (G-Kräfte) auf die Außenlast wirken.
Diese Iterationsschleife kann als Software-Regelkreis ausgebildet sein, der beispielsweise in eine auf einem zentralen Computer des Luftfahrzeugs oder der Außenlast laufende Software (zum Beispiel eine Missionssoftware) implementiert ist.
Der Regler ist dabei so ausgelegt, dass kein Ruderausschlag erfolgt, wenn das berechnete Gesamt-Installationsmoment beziehungsweise jedes der Einzelmomente betragsmäßig kleiner ist als ein zulässiges Maximalmoment oder betragsmäßig größer ist als ein zulässiges Minimalmoment. Erst wenn das Gesamt-Installationsmoment beziehungsweise eines der Einzelmomente betragsmäßig größer ist als das zulässige Maximalmoment oder betragsmäßig kleiner ist als das zulässige Minimalmoment, erfolgt eine sanfte Ansteuerung der Ruder-Stellantriebe, um ungewünschte abrupte Krafteinwirkungen auf das Luftfahrzeug zu vermeiden.
Eine Trennung der Außenlast 2 vom Luftfahrzeug 1 ist dann zulässig, wenn die unmittelbar nach der Trennung auf die Außenlast 2 einwirkenden Momente, also faktisch die Installationsmomente, bewirken, dass die Nase 21 der Außenlast 2 zuverlässig vom Luftfahrzeug 1 nach unten weg gedreht wird, insgesamt die Außenlast 2 sich nicht dem Luftfahrzeug 1 annähert und dann die anschließend einsetzende Fluglageregelung die Außenlast in eine stabile Fluglage bringt.
Für die in den 1 bis 4 gezeigte, an der Unterseite der linken Tragfläche 10 des Luftfahrzeugs 1 angebrachte Außenlast 2 bedeutet dies, dass das Nick-Installationsmoment, also das Moment um die Nickachse y negativ sein muss, also die Nase 21 der Außenlast 2 nach unten wegdreht, damit die abgekoppelte Außenlast nicht mit der Tragfläche 10 kollidiert. Für das Gier-Installationsmoment, also das Moment um die Gierachse z, bedeutet dies im gezeigten Beispiel, dass es möglichst vernachlässigbar sein soll und somit keine Drehung der Außenlast um die z-Achse initiieren kann oder dass es zumindest so ausgeprägt ist, dass die Nase 21 der Außenlast 2 vom Rumpf 11 des Luftfahrzeugs 1 weg nach außen schwenken muss, damit die abgekoppelte Außenlast 2 nicht mit dem Rumpf 12 kollidiert. Die Installationsmomente dürfen aber nicht so hoch beziehungsweise so niedrig sein, dass die Außenlast von einer nach dem Abkoppeln vom Luftfahrzeug einsetzenden Flugregelung nicht in einen stabilen Flugzustand überführt werden könnte.
Die zulässigen Roll- und Gier-Installationsmomente hängen von der individuellen Gestalt und von der aerodynamischen Regelbarkeit (Ruderwirksamkeit) der Außenlast 2 ab. Ist die Gestalt der Außenlast 2 derart, dass das Gier-Installationsmoment und die dadurch nach Abkoppelung der Außenlast 2 hervorgerufene Gierbewegung der Außenlast zusätzliche Rollmomente, also Momente um die Längsachse x induziert, so sind auch diese zusätzlichen induzierten Momente bei einer Bewegungsvorhersage der abgekoppelten Außenlast zu berücksichtigen.
Durch das erfindungsgemäße Verfahren werden Abgangsparameter für die Außenlast ermittelt, die einerseits ein ausreichend großes Moment für eine sichere Abkehrbewegung der Außenlast vom Luftfahrzeug (beispielsweise eine ”Nose-down”-Bewegung) bewirken und die andererseits gewährleisten, dass das auf die Außenlast bei der Trennung vom Luftfahrzeug einwirkende Moment nicht so groß ist, dass die nach der Trennung einsetzende Flugregelung der Außenlast die Außenlast nicht in einen sicheren kontrollierten Flugzustand überführen könnte. Es werden also ein sicherer Abgang der Außenlast und eine sichere Überführung der abgekoppelten Außenlast in einen kontrollierten Flugzustand erreicht.
Da die auf die Außenlast 2 einwirkenden Momente für die unterschiedlichen Flugzustände berechnet werden, in denen die zwischen der Außenlast 2 und dem Luftfahrzeug 1 wirkenden Kräfte mittels der Kraftsensoren erfasst worden sind, lassen sich mit den vorstehend beschriebenen Kriterien für über die Zulässigkeit der auf die abgekoppelte Außenlast 2 einwirkenden Momente und der diesen zugeordneten Rudervoreinstellungen jene Flugzustände und Abgangsparameter (Ruder-Anstellwinkel β) bestimmen, bei denen ein Abwerfen der Außenlast 2 unkritisch ist, also keine Gefahr für das Luftfahrzeug 1 oder für die Außenlast 2 besteht. Es werden auf diese Weise die für ein Abwerfen der Außenlast 2 zulässigen Flugzustände und Abgangsparameter auf der Basis der vorher berechneten Momente und Rudervoreinstellungen bestimmt.
Die zulässigen Flugzustände und Abgangsparameter lassen sich in Abhängigkeit von den Flugparametern, beispielsweise der äquivalenten Fluggeschwindigkeit, der Machzahl, der Höhe über Grund, den Beschleunigungen, der Lagewinkel, des Anstellwinkels und des Schiebewinkels der Anordnung aus Luftfahrzeug 1 und Außenlast 2 darstellen, wobei sich aus dieser Darstellung, beispielsweise einer tabellarischen oder einer anderen graphischen Darstellung, eine Hüllkurve, die so genannte Release Enveloppe, ergibt, die die Grenze zwischen den für ein Abwerfen der Außenlast zulässigen Flugzuständen und Abgangsparametern und den für ein Abwerfen der Außenlast nicht erlaubten Flugzuständen und Abgangsparametern bildet. Diese Release Enveloppe kann dann die Basis für eine entsprechende Entscheidungssoftware bilden, die beispielsweise in einem Bordrechner der Außenlast die Funktion zum Abwerfen der Außenlast freigibt oder sperrt und gegebenenfalls die Abgangsparameter an der Außenlast 2 (Ruder-Anstellwinkel β) voreinstellt.
Die mechanischen Zusammenhänge werden unter Bezugnahme auf 5 und 6 detailliert erläutert. In diesen Figuren sind auch die in den nachstehenden Formeln verwendeten geometrischen Größen angegeben.
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 30, 31 und Abstützeinrichtungen 4, 5, 4', 5' ausgegangen werden: Bei einer negativen vertikalen Last P_z (in Z-Richtung), bewirkt durch die Außenlast-Gewichtskraft F_G und den Auftrieb L der Außenlast, entstehen folgende Kraftwirkungen:

– Zugkraft in der vorderen Halterung 30 und in der hinteren Halterung 31
– die vorderen Abstützeinrichtungen 4, 4' und die hinteren Abstützeinrichtungen 5, 5' sind drucklos.

Bei einer positiven longitudinalen Last P_x (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 Halterung 31
– Druckkraft in den hinteren Abstützeinrichtungen 5, 5'.

Bei einem Anteil des aerodynamischen Momentes M um die y-Achse, also bei einem positiven Nick-Installationsmoment M_y (Nase 21 dreht nach oben), entstehen folgende Kraftwirkungen:

– Zugkraft in der hinteren Halterung 31
– Druckkraft in den vorderen Abstützeinrichtungen 4, 4'.

Bei einem negativen Nick-Installationsmoment M_y (Nase 21 dreht nach unten) entstehen folgende Kraftwirkungen:

– Zugkraft in der vorderen Halterung 30
– Druckkraft in den hinteren Abstützeinrichtungen 5, 5'.

Bei einem Anteil des aerodynamischen Momentes M um die z-Achse, also bei einem positiven Gier-Installationsmoment M_z (Nase 21 dreht nach links), entstehen folgende Kraftwirkungen:
– Zugkraft in der vorderen Halterung 30 und in der hinteren Halterung 31
– Druckkraft in der vorderen, linken Abstützeinrichtung 4 und in der hinteren, rechten Abstützeinrichtung 5'.
Bei einem negativen Gier-Installationsmoment M_z (Nase 21 dreht nach rechts) entstehen folgende Kraftwirkungen:

– Zugkraft in der vorderen Halterung 30 und in der hinteren Halterung 31,
– Druckkraft in der vorderen, rechten Abstützeinrichtung 4' und in der hinteren, linken Abstützeinrichtung 5.

Bei einem Anteil des aerodynamischen Momentes M um die x-Achse, also bei einem positiven Roll-Installationsmoment M_x (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'.

Bei einem Roll-Installationsmoment M_x (die Außenlast dreht in Blickrichtung nach vorne im Uhrzeigersinn) entstehen folgende Kraftwirkungen:

– Zugkraft in der vorderen Halterung 30 und in der hinteren Halterung 31
– Druckkraft in den beiden linken Abstützeinrichtungen 4, 5.

Das bedeutet, dass an der überwiegend einseitigen Druckbelastung der Abstützeinrichtungen (links oder rechts) ein Roll-Installationsmoment erkennbar ist.
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 kleinem 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 F_G, Auftriebskraft L, Luftwiderstandskraft D
– großes negatives Nick-Installationsmoment M_y; (die Nase 21 will nach unten drehen)
– relevantes positives Gier-Installationsmoment M_z (die Nase will vom Luftfahrzeugrumpf weg drehen)
– geringes Roll-Installationsmoment M_x (durch den Hebelarm 15 von L_fy, und L_ay zum Außenlastschwerpunkt induziert, meist im Uhrzeigersinn drehend, Außenlast-Nase zum Luftfahrzeug-Rumpf).

Dieselben Betrachtungen für Flugzustände mit niedrigem dynamischen Druck (kleine Machzahl und geringe Luftdichte bzw. größe Höhe) und großen Anstellwinkeln ergibt folgende Lastsituation:

– Gewichtskraft F_G, geringere Auftriebskraft L, geringere Luftwiderstandskraft D
– relevantes positives Nick-Installationsmoment M_y (die Nase 21 will nach oben drehen)
– kaum Gier-Installationsmoment M_z
– kaum Roll-Installationsmoment 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.
Die Kraftsensoren, beispielsweise Dehnungsmessstreifen (DMS), der vorderen und hinteren Halterungen 30, 31 liefern DMS-Messwerte in X-, Y- und Z-Richtung, die bei korrekter Kalibierung oder Eichung der Kraftsensoren in die Kräfte L_fx, L_fy, L_fz, L_ax, L_ay, L_az umgerechnet werden können. Die laterale Scherkraft P_y wird vernachlässigt, so dass sich die aus der eingangs genannten Nichtpatentliteratur „Dynamic Model of the Interface Reactions in an Aircraft Bomb Rack due to an external Store”, Kapitel 4.7 „Generalized Reaction Equations at the SRI” bekannten Gleichungen folgendermaßen anwenden lassen:
Longitudinale Reaktionskraft in X-Achsenrichtung in der vorderen Halterung:
mit P_x = Luftwiderstandskraft D
Longitudinale Reaktionskraft in X-Achsenrichtung in der hinteren Halterung:
mit P_x = Luftwiderstandskraft D
Laterale Reaktionskraft in Y-Achsenrichtung in der vorderen Halterung:
mit M_x = Roll-Installationsmoment und
M_z = Gier-Installationsmoment
Laterale Reaktionskraft in Y-Achsenrichtung in der hinteren Halterung:
mit M_x = Roll-Installationsmoment
und M_z = Gier-Installationsmoment
Reaktionskraft in Z-Achsenrichtung in der vorderen Halterung:
mit P_x = Luftwiderstandskraft D
mit M_x = Roll-Installationsmoment
mit M_y = Nick-Installationsmoment
mit M_z = Gier-Installationsmoment
mit P_z = Auftrieb L/2
mit L_{fz preload} = Gewichtskraft/2
Reaktionskraft in Z-Achsenrichtung in der hinteren Halterung:
mit P_x = Luftwiderstandskraft D
mit M_x = Roll-Installationsmoment
mit M_y = Nick-Installationsmoment
mit M_z = Gier-Installationsmoment
mit P_z = Auftrieb L/2
mit L_{az preload} = Gewichtskraft/2
Aus Gleichung (1) und (2) läßt sich die Kraft P_x berechnen, wobei ohne experimentielle Daten zunächst von einer gleichmäßigen Aufnahme der Luftwiderstandskraft D durch die Halterungen ausgegangen wird, dasselbe gilt für Verteilung von F_G und L auf die Halterungen (siehe unten).
Das Gier-Installationsmoment M_z und Roll-Installationsmoment M_x sind mit den Gleichungen (3) und (4) berechenbar (zwei Gleichungen und zwei Unbekannte).
Für die Gleichungen (5) und (6) wird die Gewichtskraft F_G der Außenlast anteilig für die vordere und die hintere Halterung angesetzt, P_x aus (1) und (2) und M_z und M_x aus (3) und (4) werden verwendet, so dass das Nick-Installationsmoment M_y und die Auftriebskraft P_z bzw. L/2 (zwei Gleichungen und zwei Unbekannte) berechnet werden können.
Somit können die für die gestellte Aufgabe relevanten aerodynamischen Lasten, nämlich das Nick-Installationsmoment M_y, das Gier-Installationsmoment M_z sowie das Roll-Installationsmoment M_x, 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.
Das Nick-Installationsmoment M_y ist zudem grob abschätzbar mittels: N_A = L_f,z,·L₁ + L_az,·L₂.
Ein Nase-nach-unten-Nick-Installationsmoment ist an der wesentlich stärkeren, Zugbelastung der vorderen Halterung in Z-Achsenrichtung im Vergleich zur hinteren Halterung erkennbar.
Das Gier-Installationsmoment M_z ist außerdem grob abschätzbar mittels: M_z = L_f,y·L₁ + L_ay·L₂
Die Richtung des Gier-Installationsmoment M_z ist jeweils an der Richtung der lateralen Kraftwirkung (in Y-Achsenrichtung) an der vorderen bzw. hinteren Halterung erkennbar.
Das Roll-Installationsmoment M_x ist zusätzlich grob abschätzbar mittels: M_x = L_f,y·L₅ + L_ay·L₅
Die Richtung des Roll-Installationsmoment M_x ist ebenso an der Richtung der lateralen Kraftwirkung (in Y-Achsenrichtung) an den Halterungen erkennbar.
Diese aufgrund der erfassten Reaktionskräfte abgeschätzten beziehungsweise berechneten Installationsmomente wirken unmittelbar im Moment des Abkoppelns der Außenlast 2 vom Luftfahrzeug 1 auf die abgekoppelte Außenlast ein und bestimmen deren Kinematik unmittelbar nach der Trennung vom Luftfahrzeug.
Somit sind die für die Parameterisierung der Außenlast-Abgangsregelung interessierenden Installationsmomente M_z, M_y, M_z mittels Kraftmessungen (zum Beispiel Dehnungsmessungen) allein an den beiden Halterungen 30, 31 der Außenlast 2 ermittelbar, weswegen auf die Ausstattung der vier Abstützeinrichtungen 4, 5, 4', 5' mit Kraftsensoren auch verzichtet werden könnte. Da die Abstützelemente 40, 50, 40', 50' der Abstützeinrichtungen 4, 5, 4', 5' baumäßig zum Luftfahrzeug 1 gehören, ist dieser Umstand für den Außenlast-Hersteller ein Vorteil, denn die Halterungen 30, 31 sind Teil der Außenlast, 2 so dass dadurch eine weitere Abhängigkeit des Außenlast-Herstellers vom Luftfahrzeug-Hersteller entfällt.
Da aber die von den Abstützelementen 40, 50, 40', 50' auf die Außenlast 2 einwirkenden Kräfte auch über die zumindest mit den Kraftsensoren 41, 51, 41', 51' ausgestatteten und an der Außenlast 2 vorgesehenen Aufnahmeelemente 42, 52, 42', 52' ermittelt werden können, werden die an den vier Aufnahmeelementen 42, 52, 42', 52' messbaren, summarischen Druckkräfte (siehe die Nichtpatentliteratur „Dynamic Model of the Interface Reactions in an Aircraft Bomb Rack due to an external Store”, Kapitel 4.7 „Generalized Reaction Equations at the SRI”) nachstehend angeführt unter der Annahme, dass die Abstützelemente 40, 50, 40', 50' ohne Druckvorspannung sind:
Druck-Reaktionskraft im vorderen linken Aufnahmeelement 42:
mit P_x = Luftwiderstandskraft D
mit M_x = Roll-Installationsmoment
mit M_y = Nick-Installationsmoment
mit M_z = Gier-Installationsmoment
mit P_z = Auftrieb L/4
Druck-Reaktionskraft im vorderen rechten Aufnahmeelement 42':
mit P_x = Luftwiderstandskraft D
mit M_x = Roll-Installationsmoment
mit M_y = Nick-Installationsmoment
mit M_z = Gier-Installationsmoment
mit P_z = Auftrieb L/4
Druck-Reaktionskraft im hinteren linken Aufnahmeelement 52:
mit P_x = Luftwiderstandskraft D
mit M_x = Roll-Installationsmoment
mit M_y = Nick-Installationsmoment
mit M_z = Gier-Installationsmoment
mit P_z = Auftrieb L/4
Druck-Reaktionskraft im hinteren rechten Aufnahmeelement 52':
mit P_x = Luftwiderstandskraft D
mit M_x = Roll-Installationsmoment
mit M_y = Nick-Installationsmoment
mit M_z = Gier-Installationsmoment
mit P_z = Auftrieb L/4
Setzt man die oben aus den Messwerten der Halterungen berechneten Werte für die Variablen P_x, P_z, M_x, M_y und M_z in die obigen Formeln ein, so lassen sich die Werte für die Variablen S_f,l, S_f,r S_a,l und S_a,r berechnen. Ein Vergleich mit den an den Aufnahmeelementen gemessenen Druckkräften zeigt dann, ob die mittels der Messungen an den Halterungen berechneten Installationsmomente M_x, M_y, M_z plausibel sind.
Bezugszeichenliste

1: Luftfahrzeug
2: Außenlast
3: Halterungsvorrichtung
4: Abstützeinrichtung vorne links
4': Absützeinrichtung vorne rechts
5: Abstützeinrichtung hinten links
5': Absützeinrichtung hinten rechts
6: Rechnereinrichtung
10: Tragfläche
11: Rumpf
12: vordere Gegenhalterung
14: hintere Gegenhalterung
20: Rumpf
22: linkes Ruder
22': rechtes Ruder
23: Stellsignalleitung
23': Stellsignalleitung
24: Stellantrieb für linkes Ruder
24': Stellantrieb für rechtes Ruder
30: vordere Halterung
31: hintere Halterung
32: Kraftsensor
33: Hochachsen-Kraftsensor
34: Kraftsensor
35: Längsachsen-Kraftsensor
36: Kraftsensor
37: Querachsen-Kraftsensor
38: Datenleitung
38': Datenleitung
38'': Datenleitung
39: Datenleitung
39': Datenleitung
39'': Datenleitung
40: Abstützelement vorne links
40': Abstützelement vorne rechts
41: Kraftsensor von 42
41': Kraftsensor von 42'
42: Aufnahmeeinrichtung vorne links
42': Aufnahmeeinrichtung vorne rechts
50: Abstützelement hinten links
50': Abstützelement hinten rechts
51: Kraftsensor von 52
51: Kraftsensor von 52'
52: Aufnahmeeinrichtung hinten links
52': Aufnahmeeinrichtung hinten rechts
60: Datenspeicher
61: Speichereinrichtung
S_L: Schwerpunkt des Luftfahrzeugs
S'_A: dynamischer Schwerpunkt der Außenlast
x: Außenlast-Rollachse
X: Luftfahrzeug-Längsachse
y: Außenlast-Nickachse
Y: Luftfahrzeug-Querachse
z: Außenlast-Gierachse
Z: Luftfahrzeug-Hochachse

Claims

Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer mit verstellbaren Rudern (22) ausgestatteten Außenlast (2) von einem Luftfahrzeug (1) zulässigen Flugzuständen und Parametern einer Abgangsregelung für die Außenlast (2), wobei die Außenlast (2) mit einer Halterungsvorrichtung (3) am Luftfahrzeug (1) gehaltert ist, und wobei 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, mit den Schritten: 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 (2) und dem Luftfahrzeug (1) wirkenden Kräften mittels der Kraftsensoren (32, 33, 34, 35, 36, 37; 41), c) Berechnen der auf die Außenlast (2) in den jeweiligen Flugzuständen einwirkenden Momente, zumindest um die Nickachse (y) und um die Gierachse (z) der Außenlast (2); d) Vergleichen des berechneten jeweiligen Moments mit einem jeweiligen gespeicherten minimal und maximal zulässigen Moment; e) Verändern des Anstellwinkels (β) von zumindest einem der Ruder (22), um den auf die Außenlast (2) einwirkenden Momenten entgegenzuwirken oder eine vorgegebene Momentenwirkung zu erzeugen, sofern das berechnete jeweilige Moment nicht in einem vom minimal und vom maximal zulässigen Moment bestimmten zulässigen Momentenbereich liegt; f) Wiederholen der Schritte b) bis e) bis das berechnete jeweilige Moment im zulässigen Momentenbereich liegt; g) Speichern des erreichten Ruder-Anstellwinkels, der erfassten Flugzustandsdaten und der Parameter der Abgangsregelung für die Außenlast in einer Speichereinrichtung.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass im Schritt c) auch die Momente um die Rollachse (x) der Außenlast (2) sowie vorzugsweise zusätzlich die durch das Giermoment induzierten Momente um die Rollachse (x) der Außenlast (2) berechnet werden.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Schritte a) bis g) im stetigen Tragflug und nicht bei Flugmanövern durchgeführt werden.