DE102015121742A1

DE102015121742A1 - Method and system for determining aircraft mechanical state variables of an aircraft

Info

Publication number: DE102015121742A1
Application number: DE102015121742.2A
Authority: DE
Inventors: Thomas Heuer
Original assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 2015-12-14
Filing date: 2015-12-14
Publication date: 2017-06-14

Abstract

Bereitgestellt werden ein Verfahren sowie ein System zum Bestimmen von flugmechanischen Zustandsgrößen eines Luftfahrzeugs. Die flugmechanischen Zustandsgrößen werden ausgehend von mechanischen Beanspruchungen von Komponenten eines Flugwerks des Luftfahrzeugs berechnet. Auf diese Weise kann auf die sonst übliche Verwendung von Sonden zur Erfassung bzw. Berechnung der flugmechanischen Zustandsgrößen verzichtet werden.Provided are a method and a system for determining aircraft mechanical state variables of an aircraft. The flight mechanics state variables are calculated on the basis of mechanical stresses on components of an airframe of the aircraft. In this way, it is possible to dispense with the usual use of probes for recording or calculating the flight mechanical state variables.

Description

TECHNISCHES GEBIET TECHNICAL AREA

Die Erfindung betrifft ein Verfahren sowie ein System zum Bestimmen von flugmechanischen Zustandsgrößen eines Luftfahrzeugs. The invention relates to a method and to a system for determining flight mechanical state variables of an aircraft.

HINTERGRUND BACKGROUND

Die Ermittlung von flugmechanischen Zustandsgrößen von Luftfahrzeugen ist für den Betrieb der Luftfahrzeuge von besonderer Bedeutung. Dabei werden zur Ermittlung der flugmechanischen Zustandsgrößen üblicherweise Sonden verwendet, welche den Druck und die Luftströmungsrichtung messen können. Derartige Sonden können beispielsweise vom Flugwerk des Luftfahrzeugs vorstehen oder bündig in der Beplankung des Luftfahrzeugs angeordnet sein. Solche Sonden sind jedoch wartungsintensiv und neigen aufgrund deren Anordnung am Luftfahrzeug dazu, verschmutzt zu werden. Ferner müssen solche Sonden beim Gebrauch in Vereisungsbedingungen beheizt werden, was den Stromverbrauch erhöht und insbesondere bei militärischen Luftfahrzeugen zur Infrarotsignatur des Luftfahrzeugs beiträgt. Hinzu kommt ein, ebenfalls bei militärischen Luftfahrzeugen, unerwünschter Beitrag zur Radarsignatur. The determination of aircraft mechanical state variables is of particular importance for the operation of the aircraft. In this case, probes which can measure the pressure and the air flow direction are usually used to determine the flight mechanical state variables. Such probes may for example protrude from the airframe of the aircraft or be arranged flush in the planking of the aircraft. However, such probes are maintenance intensive and, due to their arrangement on the aircraft, tend to be polluted. Furthermore, such probes must be heated in use in icing conditions, which increases power consumption and contributes to infrared signature of the aircraft, particularly in military aircraft. In addition, also in military aircraft, unwanted contribution to the radar signature.

ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG SUMMARY OF THE INVENTION

Es ist eine Aufgabe der Erfindung, ein alternatives Verfahren und ein alternatives System zum Bestimmen von flugmechanischen Zustandsgrößen eines Luftfahrzeugs bereitzustellen. It is an object of the invention to provide an alternative method and system for determining aircraft mechanical state variables.

Bei dem vorgeschlagenen Verfahren und dem vorgeschlagenen System werden die flugmechanischen Zustandsgrößen des Luftfahrzeugs aus Beanspruchungen von Komponenten eines Flugwerks eines Luftfahrzeugs berechnet. Auf diese Weise ist es möglich, auf zumindest einen Teil der eingangs genannten Sonden zu verzichten. In the proposed method and system, the aircraft flight state variables are calculated from stresses on components of an aircraft airframe. In this way it is possible to dispense with at least a portion of the probes mentioned above.

Gemäß einem Aspekt der Erfindung wird ein Verfahren zum Bestimmen von flugmechanischen Zustandsgrößen eines Luftfahrzeugs bereitgestellt, welches einen Schritt zum Erfassen von durch aerodynamische Kräfte hervorgerufenen mechanischen Beanspruchungen von Komponenten eines Flugwerks eines Luftfahrzeugs und einen Schritt zum Berechnen von flugmechanischen Zustandsgrößen basierend auf den erfassten Beanspruchungen aufweist. According to one aspect of the invention, there is provided a method of determining aircraft mechanical state variables comprising a step of detecting aerodynamic-induced mechanical stresses of components of an aircraft airframe and a step of calculating flight-mechanical state quantities based on the detected stresses.

Bei den flugmechanischen Zustandsgrößen handelt es sich um physikalische Größen, die den momentanen Flugzustand beschreiben. Dabei kann es sich beispielsweise um den Anstellwinkel, den Schiebewinkel oder die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs handeln. Weitere relevante Zustandsgrößen können jedoch auch die Normalbeschleunigung bzw. das Lastvielfache sowie die Lateralbeschleunigung des Luftfahrzeugs sein. Die Normalbeschleunigung und die Lateralbeschleunigung des Luftfahrzeugs können bei der Bestimmung anderer Zustandsgrößen, wie beispielsweise Anstellwinkel oder Schiebewinkel, als Zwischengröße erfasst werden und einer Flugregelung verfügbar gemacht werden. Der Vorteil dieser Beschleunigungsdaten liegt darin, dass unmittelbar die auf das Flugwerk wirkenden Kräfte erfasst werden und nicht gemittelte, durch die weitere Flugzeugstruktur gedämpfte Werte verwendet werden. Auf diese Weise wird eine schnellere und gezieltere Reaktion, beispielsweise auf Böen, ermöglicht. The flight mechanics quantities are physical quantities that describe the current flight condition. This may be, for example, the angle of attack, the angle of sliding or the speed of flight of the aircraft. However, other relevant state variables can also be the normal acceleration or the load multiple as well as the lateral acceleration of the aircraft. The normal acceleration and the lateral acceleration of the aircraft can be detected in the determination of other state variables, such as angle of attack or shift angle, as an intermediate variable and made available to a flight control. The advantage of this acceleration data lies in the fact that the forces acting on the airframe are detected directly and non-averaged values damped by the further aircraft structure are used. In this way, a faster and more targeted response, for example, on gusts, allows.

Bei den mechanischen Beanspruchungen kann es sich um Krafteinwirkungen oder elastische Verformungen von Komponenten des Flugwerks handeln. Diese mechanischen Beanspruchungen können erfindungsgemäß verwendet werden, um die flugmechanischen Zustandsgrößen zu berechnen. Als Teile des Flugwerks sind dabei insbesondere das Rumpfwerk, Tragwerk und Leitwerk des Luftfahrzeugs anzusehen. Die Komponenten des Flugwerks können dabei insbesondere belastungsaufnehmende und/oder formgebende Teile sein. The mechanical stresses can be force effects or elastic deformations of components of the airframe. These mechanical stresses can be used according to the invention to calculate the flight mechanics state variables. As part of the airframe are in particular the fuselage, structure and tail of the aircraft to be considered. The components of the airframe can in particular be stress-absorbing and / or shaping parts.

Je nach zu ermittelnder flugmechanischer Zustandsgröße können die mechanischen Beanspruchungen von bestimmten Komponenten des Flugwerks verwendet werden, um die flugmechanische Zustandsgröße zu berechnen. So kann beispielsweise der Anstellwinkel auf der Grundlage von mechanischen Beanspruchungen von Auftrieb liefernden Komponenten des Flugwerks ermittelt werden. Depending on the flight mechanic state variable to be determined, the mechanical stresses of certain components of the airframe can be used to calculate the flight mechanical state variable. For example, the angle of attack can be determined on the basis of mechanical stresses of buoyancy-supplying components of the airframe.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung umfasst das Erfassen von durch aerodynamische Kräfte hervorgerufenen mechanischen Beanspruchungen ein Erfassen von elastischen Verformungen von Komponenten des Flugwerks. According to an embodiment of the invention, the detection of mechanical stresses caused by aerodynamic forces comprises detecting elastic deformations of components of the airframe.

Ein Erfassen von elastischen Verformungen ist beispielsweise durch Sensoren möglich und kann die mechanischen Beanspruchungen der Komponenten genau abbilden. A detection of elastic deformations is possible for example by sensors and can accurately reflect the mechanical stresses of the components.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung umfasst das Erfassen von elastischen Verformungen ein Erfassen von Biegemomenten und/oder Torsionsmomenten der Komponenten des Flugwerks. According to an embodiment of the invention, the detection of elastic deformations comprises detecting bending moments and / or torsional moments of the components of the airframe.

Grundsätzlich ist es somit möglich, nur Biegemomente, nur Torsionsmomente oder Biege- und Torsionsmomente von Komponenten zu erfassen. Das Erfassen von Biege- und Torsionsmomenten in den Komponenten hat den Vorteil, dass die mechanische Beanspruchung der Komponenten des Flugwerks sehr genau abgebildet werden kann. Auf diese Weise wird die Genauigkeit der Berechnung der flugmechanischen Zustandsgrößen verbessert. In principle, it is thus possible to record only bending moments, only torsional moments or bending and torsional moments of components. The detection of bending and torsional moments in The advantage of the components is that the mechanical stress of the components of the airframe can be mapped very accurately. In this way, the accuracy of the calculation of the flight mechanical state variables is improved.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung umfasst das Erfassen von durch aerodynamische Kräfte hervorgerufenen mechanischen Beanspruchungen von Komponenten eines Flugwerks des Luftfahrzeugs ein Erfassen von mechanischen Beanspruchungen von Komponenten eines Tragwerks des Luftfahrzeugs. According to an embodiment of the invention, the detection of aerodynamic force induced mechanical stresses of components of an airframe of the aircraft comprises detecting mechanical stresses on components of a structure of the aircraft.

Komponenten des Tragwerks können in diesem Zusammenhang beispielsweise Komponenten der Tragflächen, des Höhenleitwerks aber auch des Rumpfes des Luftfahrzeugs sein. Components of the structure can in this context, for example, be components of the wings, the tailplane but also the fuselage of the aircraft.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung umfasst das Erfassen von mechanischen Beanspruchungen von Komponenten des Tragwerks des Luftfahrzeugs ein Erfassen von Biege- und/oder Torsionsmomenten von zumindest einem Holm und/oder Rippen des Tragwerks, insbesondere einer Tragfläche. According to one exemplary embodiment of the invention, the detection of mechanical stresses on components of the structure of the aircraft comprises detecting bending and / or torsional moments of at least one spar and / or ribs of the structure, in particular of a wing.

Als mechanische Beanspruchungen der Komponenten können somit nur Biegemomente, nur Torsionsmomente oder Biege- und Torsionsmomente der Komponenten erfasst werden. Diese mechanischen Beanspruchungen können dabei beispielsweise im Holm, in Rippen oder in Holm und Rippen erfasst werden. Aus den erfassten mechanischen Beanspruchungen kann dann ein entsprechendes Beanspruchungsprofil abgebildet werden, welches Rückschlüsse auf die auf das Luftfahrzeug wirkenden aerodynamischen Kräfte zulässt. As mechanical stresses of the components thus only bending moments, only torsional moments or bending and torsional moments of the components can be detected. These mechanical stresses can be detected, for example, in the spar, in ribs or in the spar and ribs. From the recorded mechanical stresses can then be mapped a corresponding stress profile, which allows conclusions on the acting on the aircraft aerodynamic forces.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung umfasst das Berechnen von flugmechanischen Zustandsgrößen ein Berechnen des Anstellwinkels des Luftfahrzeugs basierend auf den erfassten Biege- und/oder Torsionsmomenten von zumindest dem Holm und/oder den Rippen einer Tragfläche, wobei aus den erfassten Biege- und/oder Torsionsmomenten eine Auftriebsverteilung und/oder ein Druckpunkt an der Tragfläche ermittelt wird und wobei basierend auf der Auftriebsverteilung und/oder dem Druckpunkt der Anstellwinkel in Bezug auf die Tragfläche berechnet wird. According to one exemplary embodiment of the invention, the calculation of flight mechanical state variables comprises calculating the angle of attack of the aircraft based on the detected bending and / or torsional moments of at least the spar and / or the ribs of a wing, wherein from the detected bending and / or torsional moments Buoyancy distribution and / or a pressure point on the support surface is determined and is calculated based on the lift distribution and / or the pressure point of the angle of attack with respect to the support surface.

Die mechanischen Eigenschaften der Tragfläche können während der Auslegung des Tragwerks ermittelt werden und können somit hinreichend bekannt sein. Mit den bekannten mechanischen Eigenschaften kann errechnet werden, zu welcher Deformation eines jeden Strukturelements eine Kraft auf ein bestimmtes Flächenelement der Tragfläche führen wird. Dadurch ergibt sich ein Gleichungssystem, das sowohl die (Auftriebs-)Kräfte an verschiedenen Punkten der Tragfläche als auch die Deformationen an verschiedenen Punkten der Tragflächenstruktur enthält. Wenn dieses Gleichungssystem zweckmäßig dimensioniert ist, ergibt es bei gegebenen Verformungswerten eine eindeutige Lösung für die Auftriebsverteilung. Aus der so gewonnenen Auftriebsverteilung kann dann der Anstellwinkel berechnet werden. The mechanical properties of the wing can be determined during the design of the structure and thus can be sufficiently known. With the known mechanical properties, it can be calculated to which deformation of each structural element a force will lead to a specific surface element of the support surface. This results in a system of equations containing both the (buoyancy) forces at different points of the wing and the deformations at different points of the wing structure. If this system of equations is expediently dimensioned, it gives a definite solution for the lift distribution for given deformation values. From the thus obtained buoyancy distribution, the angle of attack can then be calculated.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung umfasst das Berechnen von flugmechanischen Zustandsgrößen ferner ein Berechnen der berichtigten Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs, wobei basierend auf der ermittelten Auftriebsverteilung eine Netto-Auftriebskraft ermittelt wird, wobei ein Auftriebsbeiwert basierend auf dem berechneten Anstellwinkel aus einer vorgespeicherten Beziehung ermittelt wird, die einen Zusammenhang zwischen dem Auftriebsbeiwert und dem Anstellwinkel für die Tragfläche angibt, und wobei die berichtigte Fluggeschwindigkeit basierend auf der Netto-Auftriebskraft und dem ermittelten Auftriebsbeiwert berechnet wird. According to an exemplary embodiment of the invention, the calculation of flight mechanics state variables further comprises calculating the corrected airspeed of the aircraft, wherein a net buoyancy force is determined based on the determined buoyancy distribution, wherein a buoyancy coefficient based on the calculated angle of attack is determined from a prestored relationship comprising a Indicates the relationship between the lift coefficient and the airfoil angle of attack, and wherein the adjusted airspeed is calculated based on the net buoyant force and the determined lift coefficient.

In diesem Kontext kann es sich bei der vorgespeicherten Beziehung um eine Gleichung oder Wertetabelle handeln, die Werte des Auftriebsbeiwerts in Bezug auf den Anstellwinkel für die Tragfläche angibt. Unter Rückgriff auf diese Gleichung oder Wertetabelle kann demnach bei Kenntnis des Anstellwinkels der entsprechende Auftriebsbeiwert ermittelt werden. Ferner wird bei der Berechnung der Fluggeschwindigkeit die Fläche der Tragfläche sowie die Luftdichte berücksichtigt. Die Fläche der Tragfläche ist eine von der Auslegung des Tragwerks bekannte Größe. Die Luftdichte ist abhängig von Höhe und Temperatur und kann demnach unter Berücksichtigung der Höhe und der Temperatur ermittelt werden oder es kann mit einer Referenzluftdichte gerechnet werden. Zur Bestimmung der Flughöhe können Druckabnehmer für den statischen Druck verwendet werden, da diese hinsichtlich ihrer Platzierung und Bauform vergleichsweise unproblematisch sind. Denkbar ist jedoch auch eine Höhenmessung mit alternativen Methoden, beispielsweise durch Verwendung von GPS Daten. Durch Einsetzen der vorstehenden Werte in die bekannte Rechenformel für den dynamischen Auftrieb und entsprechendes Umstellen dieser Gleichung nach der Fluggeschwindigkeit ist es möglich, die Fluggeschwindigkeit zu errechnen. Ein Vorteil dieser rechnerischen Ermittlung der Fluggeschwindigkeit liegt darin, dass die so errechnete Fluggeschwindigkeit der berichtigten Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs entspricht, da bei dieser Berechnungsweise keine statischen Fehler auftreten. Eine Störung, wie sie beispielsweise durch eine Bugwelle an einer Sonde hervorgerufen wird, tritt nicht auf, da auf die Verwendung einer Sonde verzichtet wird. In this context, the prestored relationship may be an equation or table of values that indicates values of the lift coefficient with respect to the pitch for the wing. With recourse to this equation or table of values, the corresponding lift coefficient can therefore be determined with knowledge of the angle of attack. Furthermore, the calculation of the airspeed takes into account the area of the wing and the air density. The area of the wing is known from the design of the structure size. The air density depends on the height and temperature and can therefore be determined taking into account the height and the temperature or it can be calculated with a reference air density. For the determination of the altitude pressure receptors for the static pressure can be used, since these are comparatively unproblematic in terms of their placement and design. However, it is also conceivable height measurement with alternative methods, for example by using GPS data. By substituting the above values into the well-known formula for dynamic buoyancy and correspondingly switching this equation to the airspeed, it is possible to calculate the airspeed. An advantage of this computational determination of the airspeed is that the calculated airspeed corresponds to the corrected airspeed of the aircraft, since no static errors occur in this calculation. A disturbance, such as is caused by a bow wave on a probe, does not occur because the use of a probe is dispensed with.

Bei höheren Fluggeschwindigkeiten kann es von Vorteil sein, die Kompressibilität von Luft zu berücksichtigen. Die Kompressibilität wird dann relevant, wenn die Fluggeschwindigkeit nicht mehr klein gegenüber der Schallgeschwindigkeit ist. Abhängig von der Auslegung der Tragfläche kann das beispielsweise bei einer Geschwindigkeit von 200 bis 250 kn der Fall sein. Um die Kompressibilität von Luft zu berücksichtigen, kann die ermittelte Fluggeschwindigkeit beziehungsweise Mach-Zahl zur Korrektur von Eingangsgrößen, wie beispielsweise dem Anstellwinkel, rückgeführt werden. At higher airspeeds, it may be beneficial to consider the compressibility of air. The compressibility becomes relevant when the airspeed is no longer small compared to the speed of sound. Depending on the design of the wing, this can be the case, for example, at a speed of 200 to 250 knots. In order to take account of the compressibility of air, the determined airspeed or Mach number can be returned to correct input variables, such as the angle of attack.

Es ist auch möglich, die wahre Fluggeschwindigkeit aus der berichtigten Fluggeschwindigkeit zu ermitteln, indem eine Korrektur der Luftdichte vorgenommen wird. It is also possible to determine the true airspeed from the corrected airspeed by making a correction to the air density.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung umfasst das Erfassen von durch aerodynamische Kräfte hervorgerufenen mechanischen Beanspruchungen von Komponenten eines Flugwerks des Luftfahrzeugs ein Erfassen von mechanischen Beanspruchungen von Komponenten eines Seitenleitwerks des Luftfahrzeugs, wobei das Erfassen von mechanischen Beanspruchungen von Komponenten des Seitenleitwerks des Luftfahrzeugs vorzugsweise ein Erfassen von Biege- und/oder Torsionsmomenten von zumindest einem Holm und/oder Rippen des Seitenleitwerks umfasst, wobei basierend auf den erfassten mechanischen Beanspruchungen eine Kraftverteilung der auf das Seitenleitwerk wirkenden aerodynamischen Kräfte berechnet wird, und wobei basierend auf der ermittelten Kraftverteilung der Schiebewinkel des Luftfahrzeugs berechnet wird. According to an embodiment of the invention, detecting aerodynamic force induced mechanical stresses on components of an aircraft airframe comprises detecting mechanical stresses on components of a vertical tailplane of the aircraft, wherein detecting mechanical stresses on components of the aircraft's vertical tail preferably comprises detecting bending and / or torsional moments of at least one spar and / or ribs of the vertical stabilizer, based on the detected mechanical stresses, a force distribution of the aerodynamic forces acting on the rudder is calculated, and based on the determined force distribution of the sliding angle of the aircraft is calculated.

Der Schiebewinkel wird demnach gewissermaßen analog zum Anstellwinkel aus der Verteilung der aerodynamischen Kräfte auf geeignete Flächen, insbesondere auf das Seitenleitwerk, und die von ihnen verursachten Deformationen von Strukturelementen bestimmt. Die Druckverteilung und damit die Verteilung der lateralen aerodynamischen Kräfte in Abhängigkeit vom Schiebewinkel und, bei höheren Geschwindigkeiten, von der Fluggeschwindigkeit beziehungsweise Mach-Zahl kann aus der aerodynamischen Auslegung des Luftfahrzeugs bekannt sein. In diesem Zusammenhang ist jedoch zu beachten, dass neben dem Seitenleitwerk auch sonstige Elemente oder Strukturen geeignet sind, an deren Flächen signifikante laterale Kräfte auftreten. Diese Kräfte sollten eine möglichst eindeutige Abhängigkeit vom Schiebewinkel aufweisen. Es ist vorteilhaft, freistehende Flächen zu verwenden, da an diesen Deformationen der Strukturelemente gut gemessen werden können. Neben dem Seitenleitwerk sind daher beispielsweise auch andere vertikal angeordnete Stabilisierungsflächen geeignet für die Erfassung von mechanischen Beanspruchungen zur Berechnung des Schiebewinkels. The sliding angle is thus determined to a certain extent analogously to the angle of attack from the distribution of the aerodynamic forces on suitable surfaces, in particular on the vertical stabilizer, and the deformations of structural elements caused by them. The pressure distribution and thus the distribution of the lateral aerodynamic forces as a function of the slip angle and, at higher speeds, of the airspeed or Mach number can be known from the aerodynamic design of the aircraft. In this context, however, it should be noted that, in addition to the vertical stabilizer, other elements or structures are also suitable on whose surfaces significant lateral forces occur. These forces should have a very clear dependence on the sliding angle. It is advantageous to use freestanding surfaces, since these deformations of the structural elements can be measured well. In addition to the rudder, for example, other vertically arranged stabilizing surfaces are suitable for the detection of mechanical stresses for calculating the sliding angle.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung können ferner Inertialdaten, beispielsweise Beschleunigungen, erfasst werden und bei der Berechnung von flugmechanischen Zustandsgrößen berücksichtigt werden, um die Genauigkeit der erfassten mechanischen Beanspruchungen der Komponenten des Flugwerks zu verbessern. According to an exemplary embodiment of the invention, inertial data, for example accelerations, can also be detected and taken into account in the calculation of flight mechanical state variables in order to improve the accuracy of the detected mechanical stresses of the components of the airframe.

Durch die Verwendung von Inertialdaten ist es möglich, kurzzeitige Störungen, beispielsweise durch Böen, zu überbrücken. Beispielsweise kann durch eine Komplementärfilterung der durch das beschriebene System bestimmten Zustandsgrößen mit Inertialdaten deren dynamisches Verhalten an die Anforderungen der Flugregelung angepasst werden. Weiterhin kann mit Hilfe der lateralen Beschleunigung der Schiebewinkel abgeschätzt werden, wenn das oben beschriebene Verfahren nicht anwendbar sein sollte, beispielsweise bei einem Luftfahrzeug, das aus Gründen der Signaturreduktion kein Seitenleitwerk besitzt. By using inertial data, it is possible to bridge short-term disturbances, for example by gusting. For example, by complementary filtering of the state variables determined by the described system with inertial data, their dynamic behavior can be adapted to the requirements of flight control. Furthermore, with the aid of the lateral acceleration, the sliding angle can be estimated if the above-described method should not be applicable, for example in the case of an aircraft which does not have a vertical stabilizer for reasons of signature reduction.

Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung wird ein System zum Bestimmen von flugmechanischen Zustandsgrößen eines Luftfahrzeugs bereitgestellt. Dabei kann das System ein wie vorstehend beschriebenes Verfahren zum Bestimmen von flugmechanischen Zustandsgrößen eines Luftfahrzeugs verwenden. Das erfindungsgemäße System weist Sensoren zum Erfassen von mechanischen Beanspruchungen von Komponenten eines Flugwerks eines Luftfahrzeugs und eine Zustandsgrößenrecheneinheit auf, wobei die Zustandsgrößenrecheneinheit konfiguriert ist, um zumindest eine flugmechanischen Zustandsgröße basierend auf den erfassten Sensorwerten zu errechnen. According to a further aspect of the invention, a system is provided for determining aircraft mechanical state variables of an aircraft. In this case, the system can use a method as described above for determining aircraft mechanical state variables of an aircraft. The system according to the invention has sensors for detecting mechanical stresses on components of an airframe of an aircraft and a state variable computing unit, wherein the state variable computing unit is configured to calculate at least one flight mechanical state variable based on the detected sensor values.

Mögliche Komponenten des Flugwerks wurden bereits vorstehend beschrieben. Im vorliegenden Kontext ist eine Zustandsgrößenrecheneinheit als eine Recheneinheit zu verstehen, die dazu in der Lage ist, basierend auf zur Verfügung gestellten Sensorwerten Zustandsgrößen zu berechnen. Die Zustandsgrößenrecheneinheit kann als separate Recheneinheit ausgebildet sein oder kann programmtechnisch in einer anderen Recheneinheit des Luftfahrzeugs implementiert sein. Possible components of the airframe have already been described above. In the present context, a state variable computing unit is to be understood as a computing unit that is capable of calculating state variables based on sensor values provided. The state variable computing unit can be embodied as a separate arithmetic unit or can be implemented programmatically in another arithmetic unit of the aircraft.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel können die Sensoren mechanische Beanspruchungen von Rippen und/oder Holmen des Flugwerks erfassen und können die Sensoren zum Erfassen der mechanischen Beanspruchungen an oder integral in den Rippen und/oder Holmen vorgesehen sein. According to one embodiment, the sensors may detect mechanical stresses of ribs and / or beams of the airframe, and the sensors may be provided for detecting the mechanical stresses on or integrally in the ribs and / or struts.

Zum Erfassen der mechanischen Beanspruchungen können bekannte Sensoren eingesetzt werden. Diese können entweder an den entsprechenden Strukturbauteilen des Flugwerks befestigt sein oder können integral in den Strukturbauteilen des Flugwerks vorgesehen sein. Eine Integration in einen Holm und oder Rippen kann dabei während der Fertigung geschehen. Ein Vorteil einer solchen Ausgestaltung liegt darin, dass eine Verformung des entsprechenden Strukturbauteils genauer erfasst werden kann. Andererseits hat das Aufbringen von Sensoren auf Holme und/oder Rippen den Vorteil, dass dies nicht zwangsläufig während der Fertigung geschehen muss, sondern auch im Wege einer Nachrüstung möglich ist. Auf diese Weise können beispielsweise bestehende Luftfahrzeuge umgerüstet werden. Zudem haben am Außenumfang der Strukturbauteile angebrachte Sensoren den Vorteil, dass deren Wartung und Reparatur einfacher zu bewerkstelligen ist. For detecting the mechanical stresses known sensors can be used. These can either be fastened to the corresponding structural components of the airframe or can be integrated in the structural components of the aircraft Airframe be provided. An integration in a spar and / or ribs can be done during manufacture. An advantage of such a configuration is that a deformation of the corresponding structural component can be detected more accurately. On the other hand, the application of sensors on spars and / or ribs has the advantage that this does not necessarily have to happen during manufacture, but also by way of retrofitting is possible. In this way, for example, existing aircraft can be converted. In addition, mounted on the outer circumference of the structural components sensors have the advantage that their maintenance and repair is easier to accomplish.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel umfasst die zumindest eine flugmechanische Zustandsgröße den Anstellwinkel, den Schiebewinkel oder die Fluggeschwindigkeit. According to one exemplary embodiment, the at least one flight-mechanical state variable includes the angle of attack, the shift angle or the airspeed.

Es ist somit möglich, nur eine der genannten Zustandsgrößen oder auch mehrere der genannten Zustandsgrößen zu ermitteln. It is thus possible to determine only one of the mentioned state variables or even a plurality of the state variables mentioned.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung umfasst das System ferner eine Speichereinheit zum Speichern einer Beziehung, die einen Zusammenhang zwischen dem Auftriebsbeiwert und dem Anstellwinkel für die Tragfläche des Luftfahrzeugs angibt. Neben der letztgenannten Beziehung können auch der Zusammenhang zwischen Kräften und/oder Momenten in Strukturbauteilen der Tragfläche und Auftriebsverteilung und/oder Druckpunkt der Tragfläche und der Zusammenhang zwischen Auftriebsverteilung/Druckpunkt der Tragfläche und Anstellwinkel in der Speichereinheit gespeichert sein, so dass auf diese Beziehungen bzw. Zusammenhänge bei der Ermittlung der flugmechanischen Zustandsgrößen zugegriffen werden kann. In der Speichereinheit kann auch ein Zusammenhang zwischen Kräften und/oder Momenten in Strukturbauteilen des Seitenleitwerks und einer Kraftverteilung in dem Seitenleitwerk gespeichert sein. Wird statt des Seitenleitwerks eine andere geeignete Struktur verwendet, so kann entsprechend der Zusammenhang zwischen Kräften und/oder Momenten in dieser Struktur und einer Kraftverteilung an der Struktur gespeichert sein. Darüber hinaus kann die Speichereinheit Informationen über einen Zusammenhang zwischen der Kraftverteilung an dem Seitenleitwerk oder der geeigneten Fläche/Struktur und dem Schiebewinkel des Luftfahrzeugs aufweisen. According to an embodiment of the invention, the system further comprises a storage unit for storing a relationship indicating a relationship between the lift coefficient and the angle of attack for the wing of the aircraft. In addition to the latter relationship, the relationship between forces and / or moments in structural components of the wing and buoyancy distribution and / or pressure point of the wing and the relationship between buoyancy distribution / pressure point of the wing and angle of attack can be stored in the memory unit, so that these relationships or Relationships in the determination of the flight mechanic state variables can be accessed. The storage unit can also store a relationship between forces and / or moments in structural components of the vertical stabilizer and a force distribution in the vertical stabilizer. If another suitable structure is used instead of the vertical stabilizer, the relationship between forces and / or moments in this structure and a force distribution on the structure can accordingly be stored. In addition, the storage unit may have information about a relationship between the force distribution on the fin or the appropriate surface / structure and the angle of the aircraft.

Die Beziehung bzw. die Zusammenhänge kann/können in Form einer Gleichung oder Wertetabelle vorliegen, auf die das System bei Bedarf zur Ermittlung des Auftriebsbeiwerts, der Auftriebsverteilung, des Druckpunkts und des Anstellwinkels zurückgreifen kann. The relationship (s) may be in the form of an equation or look-up table that the system can use to determine the lift coefficient, lift distribution, pressure point, and angle of attack as needed.

Gemäß einem Ausführungsbeispiel weist die Zustandsgrößenrecheneinheit ferner eine Anstellwinkelrecheneinheit, eine Schiebewinkelrecheneinheit und/oder eine Fluggeschwindigkeitsrecheneinheit auf. According to an embodiment, the state quantity calculation unit further comprises a pitch calculation unit, a shift angle calculation unit and / or an air speed calculation unit.

Die Anstellwinkelrecheneinheit ist dabei konfiguriert, um basierend auf erfassten Biege- und/oder Torsionsmomenten von zumindest einem Holm und/oder Rippen einer Tragfläche eine Auftriebsverteilung und/oder einen Druckpunkt an der Tragfläche zu ermitteln und basierend auf der Auftriebsverteilung und/oder dem Druckpunkt den Anstellwinkel für die Tragfläche zu berechnen. The pitch calculator is configured to determine a buoyancy distribution and / or a pressure point on the wing based on detected bending and / or torsional moments of at least one spar and / or ribs of a wing and based on the buoyancy distribution and / or the pressure point the angle of attack to calculate for the wing.

Die Schiebewinkelrecheneinheit ist konfiguriert, um basierend auf erfassten mechanischen Beanspruchungen von Komponenten eines Seitenleitwerks oder eines anderen geeigneten Elements des Luftfahrzeugs eine Kraftverteilung der auf das Seitenleitwerk oder das andere geeignete Element wirkenden aerodynamischen Kräfte zu berechnen und basierend auf der ermittelten Kraftverteilung den Schiebewinkel des Luftfahrzeugs zu berechnen. The sliding angle computing unit is configured to calculate a force distribution of the aerodynamic forces acting on the rudder or other suitable element based on detected mechanical stresses of components of a vertical stabilizer or other suitable member of the aircraft and to calculate the angle of displacement of the aircraft based on the determined force distribution ,

Die Fluggeschwindigkeitsrecheneinheit ist konfiguriert, um basierend auf einer Auftriebsverteilung an der Tragfläche eine Netto-Auftriebskraft bzw. den dynamischen Auftrieb zu ermitteln und basierend auf der ermittelten Netto-Auftriebskraft bzw. dem dynamischen Auftrieb und einem Auftriebsbeiwert eine berichtigte Fluggeschwindigkeit zu berechnen, wobei die Fluggeschwindigkeitsrecheneinheit den Auftriebsbeiwert aus einer vorgespeicherten Beziehung ermittelt, die einen Zusammenhang zwischen dem Auftriebsbeiwert und dem Anstellwinkel für die Tragfläche angibt. The airspeed computing unit is configured to determine a net buoyancy based on a buoyancy distribution on the airfoil and calculate an adjusted airspeed based on the determined net buoyancy and buoyancy coefficient, respectively, wherein the airspeed calculation unit calculates the airspeed calculation unit Determined lift coefficient from a prestored relationship indicating a relationship between the lift coefficient and the angle of attack for the wing.

Eine neben dem Seitenleitwerk geeignete Struktur des Luftfahrzeugs wurde bereits vorstehend beschrieben. Des Weiteren ist zu beachten, dass die vorstehende einzelne Aufzählung der jeweiligen Recheneinheiten nicht zwingend eine räumliche Trennung dieser Recheneinheiten bedeutet. Vielmehr können die genannten Recheneinheiten programmtechnisch in einer einzigen Recheneinheit verwirklicht sein. A suitable structure of the aircraft in addition to the rudder has already been described above. Furthermore, it should be noted that the above individual enumeration of the respective computing units does not necessarily mean a spatial separation of these arithmetic units. Rather, said arithmetic units can be implemented programmatically in a single arithmetic unit.

Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung wird ein Luftfahrzeug mit einem System bereitgestellt, wie es vorstehend beschrieben wurde. In accordance with another aspect of the invention, an aircraft is provided with a system as described above.

Zusammenfassend können durch die Erfindung die folgenden Vorteile erzielt werden. Die Erfindung ermöglicht es, flugmechanische Zustandsgrößen mit einer reduzierten Anzahl Sonden zu ermitteln. Da die Verwendung derartiger Sonden reduziert ist, ist auch die Anzahl von in der Beplankung des Luftfahrzeugs vorgesehenen Öffnungen reduziert bzw. ragen diese Sonden auch nicht von dem Flugwerk des Luftfahrzeugs vor. Des Weiteren sind keine Enteisungsmaßnahmen für die Sonden erforderlich, die durch das erfindungsgemäße Verfahren und System eingespart wurden, was zu einem reduzierten Energieverbrauch führt. Eine Beschädigung und Verschmutzungsgefährdung durch äußere Einflüsse ist nur noch für etwaige verbleibende Sonden gegeben. Auch wird der Wartungsaufwand durch das neuartige Konzept aufgrund der reduzierten Anzahl von Sonden reduziert. Ein weiterer wichtiger Vorteil, insbesondere für militärische Luftfahrzeuge, liegt in der reduzierten Radar- und Infrarotsignatur des Luftfahrzeugs aufgrund der reduzierten Anzahl von Sonden. In summary, the following advantages can be achieved by the invention. The invention makes it possible to determine flight mechanics state variables with a reduced number of probes. Since the use of such probes is reduced, the number of openings provided in the planking of the aircraft is also not reduced by these probes Airframe of the aircraft in front. Furthermore, no deicing measures are required for the probes which have been saved by the method and system according to the invention, which leads to a reduced energy consumption. Damage and contamination by external influences is only given for any remaining probes. Also, the maintenance effort is reduced by the novel concept due to the reduced number of probes. Another important advantage, especially for military aircraft, is the reduced radar and infrared signature of the aircraft due to the reduced number of probes.

Erfindungsgemäß wird somit ein zuverlässiges System geschaffen, welches ohne Vorsprüngen oder Öffnungen in der Beplankung des Luftfahrzeugs aufgrund von Sonden auskommt, die zur Ermittlung von flugmechanischen Zustandsgrößen verwendet werden. Vielmehr sind ein Verfahren und ein System geschaffen, bei denen die auf das Luftfahrzeug wirkenden aerodynamischen Kräfte erfasst werden und zur Berechnung von flugmechanischen Zustandsgrößen verwendet werden. Diese flugmechanischen Zustandsgrößen können beispielsweise von einem Flugregler weiterverarbeitet werden. According to the invention, a reliable system is thus provided which manages without projections or openings in the planking of the aircraft due to probes which are used to determine flight mechanics state variables. Rather, a method and a system are provided in which the aerodynamic forces acting on the aircraft are detected and used to calculate flight mechanics state variables. These flight mechanical state variables can be further processed, for example, by a flight controller.

KURZBESCHREIBUNG DER FIGUREN BRIEF DESCRIPTION OF THE FIGURES

1 zeigt eine Seitenansicht eines Luftfahrzeugs gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung. 1 shows a side view of an aircraft according to an embodiment of the invention.

2 zeigt eine Draufsicht des in 1 gezeigten Luftfahrzeugs. 2 shows a plan view of the in 1 shown aircraft.

3 zeigt schematisch einen Aufbau einer Tragfläche eines Luftfahrzeugs gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung. 3 shows schematically a structure of a support surface of an aircraft according to an embodiment of the invention.

4 zeigt schematisch einzelne Schritte eines Verfahrens zum Bestimmen von flugmechanischen Zustandsgrößen gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung. 4 schematically shows individual steps of a method for determining flight mechanical state variables according to an embodiment of the invention.

5 zeigt schematisch einzelne Schritte eines weiteren Verfahrens zum Bestimmen von flugmechanischen Zustandsgrößen gemäß einem weiteren Ausführungsbeispiel der Erfindung. 5 schematically shows individual steps of a further method for determining flight mechanical state variables according to a further embodiment of the invention.

6 zeigt schematisch den Aufbau eines Systems zum Bestimmen von flugmechanischen Zustandsgrößen gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung. 6 schematically shows the structure of a system for determining flight mechanical state variables according to an embodiment of the invention.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG VON AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN DETAILED DESCRIPTION OF EMBODIMENTS

Im Folgenden werden mit Verweis auf die Figuren Ausführungsbeispiele der Erfindung beschrieben. Die Darstellungen in den Figuren sind schematisch und nicht skalengetreu. Zudem handelt es sich bei den Figuren lediglich um exemplarische Ausgestaltungen der Erfindung. Gleich Bezugszeichen in den Figuren bezeichnen gleiche Merkmale. In the following, embodiments of the invention will be described with reference to the figures. The representations in the figures are schematic and not to scale. Moreover, the figures are merely exemplary embodiments of the invention. Like reference numerals in the figures indicate like features.

Die 1 und 2 zeigen eine Seitenansicht bzw. Draufsicht eines Luftfahrzeugs 1 und zeigen insbesondere die Komponenten des Flugwerks des Luftfahrzeugs 1. Genauer gesagt zeigen die 1 und 2 ein Rumpfwerk 3, Tragflächen 5, ein Seitenleitwerk 7 und ein Höhenleitwerk 9. The 1 and 2 show a side view and top view of an aircraft 1 and show in particular the components of the airframe of the aircraft 1 , More specifically, the show 1 and 2 a hull work 3 , Wings 5 , a rudder 7 and a tailplane 9 ,

3 zeigt schematisch einen Innenaufbau einer Tragfläche. In diesem Zusammenhang ist zu erwähnen, dass der im Folgenden beschriebene Innenaufbau der Tragfläche auf ähnliche Weise in einem Seitenleitwerk verwirklicht sein kann. Die gesonderte Beschreibung des Aufbaus eines Seitenleitwerks erfolgt daher nicht. 3 schematically shows an internal structure of a wing. In this context, it should be mentioned that the inner structure of the wing described below can be realized in a similar manner in a vertical stabilizer. The separate description of the structure of a vertical stabilizer is therefore not.

Wie in 3 gezeigt ist, weist die Tragfläche im Wesentlichen eine innere Struktur auf, welche aus einem Holm 13 und Rippen 15 besteht. Die Rippen 15 sind in bestimmten Abständen zueinander an dem Holm 13 befestigt, verbinden die Außenhaut der Tragfläche mit dem Holm 15 und geben der Tragfläche ein gewünschtes Profil. Auf dem Holm 13 sind mehrere Sensoren 17 angebracht, die dazu in der Lage sind, Biege- und Torsionsmomente zu erfassen. Des Weiteren sind auf den Rippen 15 Sensoren 19 vorgesehen, die ebenfalls dazu in der Lage sind, Biege- und Torsionsmomente zu erfassen. As in 3 is shown, the support surface substantially an inner structure, which consists of a spar 13 and ribs 15 consists. Ribs 15 are at certain distances to each other on the spar 13 attached, connect the outer skin of the wing with the spar 15 and give the wing a desired profile. On the spar 13 are several sensors 17 attached, which are capable of detecting bending and torsional moments. Furthermore, on the ribs 15 sensors 19 provided, which are also capable of detecting bending and torsional moments.

Wie sich aus 6 ergibt, sind die Sensoren 17, 19 Elemente eines Systems 21 zum Bestimmen von flugmechanischen Zustandsgrößen eines Luftfahrzeugs. Das System 21 weist neben den Sensoren 17, 19 eine Zustandsgrößenrecheneinheit 23 auf, die dazu in der Lage ist, basierend auf den von den Sensoren 17, 19 ausgegebenen Signalen bzw. Werten flugmechanische Zustandsgrößen zu berechnen. Gemäß dem Ausführungsbeispiel ist die Zustandsgrößenrecheneinheit 23 dazu in der Lage, den Anstellwinkel, den Schiebewinkel und die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs zu berechnen. Zu diesem Zweck weist die Zustandsgrößenrecheneinheit 23 eine Anstellwinkelrecheneinheit 27, eine Schiebewinkelrecheneinheit 29 und eine Fluggeschwindigkeitsrecheneinheit 31 auf. Obwohl die verschiedenen Recheneinheiten in diesen Ausführungsbeispiel als separate Elemente dargestellt sind, ist zu beachten, dass die Recheneinheiten nicht zwingend räumlich getrennt sein müssen. Vielmehr können die genannten Recheneinheiten programmtechnisch in einer einzigen Recheneinheit verwirklicht sein. As it turned out 6 results are the sensors 17 . 19 Elements of a system 21 for determining flight mechanical state variables of an aircraft. The system 21 points next to the sensors 17 . 19 a state-size calculation unit 23 which is capable of doing so based on that of the sensors 17 . 19 output signals or values to calculate flight mechanical state variables. According to the embodiment, the state quantity calculation unit 23 capable of calculating the angle of attack, the angle of shift and the speed of flight of the aircraft. For this purpose, the state variable computing unit 23 a pitch calculator 27 , a sliding angle calculator 29 and an airspeed computing unit 31 on. Although the various computing units are shown as separate elements in this embodiment, it should be noted that the computing units need not necessarily be spatially separated. Rather, the said computing units programmatically be implemented in a single arithmetic unit.

Die Anstellwinkelrecheneinheit 27 ist konfiguriert, um basierend auf Signalen der Sensoren 17, 19 eine Auftriebsverteilung und/oder einen Druckpunkt an der Tragfläche zu ermitteln und basierend auf der Auftriebsverteilung und/oder dem Druckpunkt den Anstellwinkel für die Tragfläche zu berechnen. The pitch calculator 27 is configured to be based on signals from the sensors 17 . 19 determine a buoyancy distribution and / or a pressure point on the support surface and to calculate the angle of attack for the support surface based on the lift distribution and / or the pressure point.

Die Schiebewinkelrecheneinheit 29 ist konfiguriert, um basierend auf erfassten mechanischen Beanspruchungen von Komponenten eines Seitenleitwerks 7 oder einer anderen geeigneten Struktur des Luftfahrzeugs eine Kraftverteilung der auf das Seitenleitwerk 7 oder die andere geeignete Struktur wirkenden aerodynamischen Kräfte zu berechnen und basierend auf der ermittelten Kraftverteilung den Schiebewinkel des Luftfahrzeugs 1 zu berechnen. Bei dem vorliegenden Ausführungsbeispiel wird davon ausgegangen, dass das Seitenleitwerk 7 ebenfalls einen Holm sowie Rippen aufweist, ähnlich dem in 3 gezeigten Aufbau. Die Anordnung der Sensoren in dem Seitenleitwerk 7 erfolgt daher auf ähnliche Art und Weise an oder im Holm und/oder an oder in Rippen. Genauer gesagt werden auch in dem Seitenleitwerk 7 Sensoren an unterschiedlichen Stellen des Holms und an unterschiedlichen Stellen der Rippen vorgesehen, um die in der Struktur herrschenden Biege- und Torsionsmomente möglichst genau erfassen zu können. Sind die Biege- und Torsionsmomente genau erfasst, so kann daraus eine Kraftverteilung der auf das Seitenleitwerk wirkenden aerodynamischen Kräfte berechnet werden. Aus dieser Kraftverteilung kann dann wiederum der Schiebewinkel des Luftfahrzeugs 1 berechnet werden. The sliding angle computing unit 29 is configured to be based on detected mechanical stresses of components of a vertical stabilizer 7 or any other suitable structure of the aircraft, a force distribution of the on the rudder 7 or calculate the other suitable structure acting aerodynamic forces and based on the determined force distribution, the sliding angle of the aircraft 1 to calculate. In the present embodiment, it is assumed that the rudder 7 also has a spar and ribs, similar to the in 3 shown construction. The arrangement of the sensors in the rudder 7 Therefore, in a similar manner on or in the spar and / or on or in ribs. More precisely, also in the vertical tail 7 Sensors provided at different points of the spar and at different points of the ribs in order to capture the prevailing bending and torsional moments in the structure as accurately as possible. If the bending and torsional moments are precisely recorded, then a force distribution of the aerodynamic forces acting on the vertical stabilizer can be calculated therefrom. From this distribution of forces can then turn the sliding angle of the aircraft 1 be calculated.

Die Fluggeschwindigkeitsrecheneinheit 31 ist konfiguriert, um basierend auf einer Auftriebsverteilung an der Tragfläche eine Netto-Auftriebskraft zu ermitteln und basierend auf der ermittelten Netto-Auftriebskraft und einem Auftriebsbeiwert die berichtigte Fluggeschwindigkeit zu berechnen. The airspeed calculator 31 is configured to determine a net buoyancy force based on a buoyancy distribution on the airfoil and to calculate the corrected airspeed based on the determined net buoyancy force and a buoyancy coefficient.

Die Funktionsweise der Recheneinheiten 27, 29, 31 bzw. die durch diese Recheneinheiten ausgeführten Verfahren wird/werden nachfolgend unter Bezugnahme auf die 4 und 5 näher erläutert. The operation of the computing units 27 . 29 . 31 or the method performed by these arithmetic units will be described below with reference to FIGS 4 and 5 explained in more detail.

4 zeigt dabei Schritte zum Bestimmen des Anstellwinkels und der berichtigten Fluggeschwindigkeit ohne Berücksichtigung der Kompressibilität von Luft und ist daher insbesondere für im Vergleich zur Schallgeschwindigkeit langsame Flugzeuge geeignet. Genauer gesagt wird in Schritt 101 die Ausgabe der Sensoren verwendet, um die Auftriebsverteilung und den Druckpunkt in einer Tragfläche zu berechnen. Bei der Ausgabe der Sensoren handelt es sich um Signale, die die Biege- und Torsionsmomente in den entsprechenden Strukturbauteilen der Tragfläche darstellen. Aus den Biege- und Torsionsmomenten werden die Auftriebsverteilung und der Druckpunkt rechnerisch ermittelt. In Schritt 103 erfolgt anschließend eine Berechnung des Anstellwinkels AoA basierend auf der in Schritt 101 ermittelten Auftriebsverteilung bzw. dem ermittelten Druckpunkt in der Tragfläche 5. Als Ergebnis wird somit der Anstellwinkel AoA bereitgestellt, der beispielsweise an einen Flugregler ausgegeben werden kann oder aber auch zur rechnerischen Ermittlung weiterer flugmechanischer Zustandsgrößen verwendet werden kann. Die Schritte 101, 103 sind somit Schritte, wie sie von der Anstellwinkelrecheneinheit 27 ausgeführt werden können. 4 shows steps for determining the angle of attack and the corrected airspeed without consideration of the compressibility of air and is therefore particularly suitable for compared to the speed of sound airplanes. More specifically, in step 101 used the output of the sensors to calculate the lift distribution and the pressure point in a wing. The outputs of the sensors are signals that represent the bending and torsional moments in the corresponding structural components of the wing. The buoyancy distribution and the pressure point are determined by calculation from the bending and torsional moments. In step 103 followed by a calculation of the angle of attack AoA based on the in step 101 determined buoyancy distribution or the determined pressure point in the wing 5 , As a result, the angle of attack AoA is thus provided, which can be output, for example, to a flight controller or can also be used for the computational determination of further flight-mechanical state variables. The steps 101 . 103 are thus steps, as they are from the pitch calculator 27 can be executed.

Wie sich aus 4 weiter ergibt, kann der ermittelte Anstellwinkel AoA zur Bestimmung der berichtigten Fluggeschwindigkeit CAS verwendet werden. Dazu wird in Schritt 105 aus einer Beziehung, welche einen Zusammenhang zwischen dem Auftriebsbeiwert C_L und dem Anstellwinkel AoA für die Tragfläche 5 des Luftfahrzeugs 1 angibt, der Auftriebsbeiwert C_L für den in Schritt 103 ermittelten Anstellwinkel AoA bestimmt. Neben dem so gewonnenen Auftriebsbeiwert C_L wird zur Berechnung der berichtigten Fluggeschwindigkeit des Weiteren die Netto-Auftriebskraft an der Tragfläche 5 benötigt. Diese Netto-Auftriebskraft ist bei dem vorliegenden Ausführungsbeispiel bereits aus Schritt 101 bekannt und kann demnach verwendet werden, um die berichtigte Fluggeschwindigkeit CAS zu berechnen. Alternativ kann die Netto-Auftriebskraft auch in Schritt 107 auf der Basis der Auftriebsverteilung auf der Tragfläche berechnet werden. Die Berechnung der berichtigten Fluggeschwindigkeit CAS erfolgt dabei in Schritt 107 auf der Basis der nachfolgend eingeblendeten bekannten Formel zur Berechnung der Netto-Auftriebskraft F_A. F_A = ½ρv²C_LA ρ entspricht dabei der Luftdichte, wobei diese als bekannt vorausgesetzt wird oder rechnerisch auf der Grundlage von Höhe und Temperatur berechnet wird. Die Fläche A der Tragfläche ist für das Luftfahrzeug 1 vorgegeben und kann in einem Speicherelement abgelegt sein und in Schritt 107 aus diesem abgerufen werden. Bei entsprechender Umstellung der vorstehenden Formel nach der Fluggeschwindigkeit v kann somit aus den errechneten bzw. bekannten Werten die berichtigte Fluggeschwindigkeit CAS ermittelt werden. Genauer gesagt entspricht die aus der Formel errechnete Fluggeschwindigkeit v der berichtigten Fluggeschwindigkeit CAS, da bei dem Berechnungsverfahren kein statischer Fehler aufgrund der Verwendung einer Sonde enthalten ist. Die berichtigte Fluggeschwindigkeit kann als Signal ausgegeben werden und/oder direkt weiterverarbeitet werden, beispielsweise um die wahre Fluggeschwindigkeit TAS zu ermitteln. Dabei kann in dem optionalen Schritt 109 eine Luftdichtekorrektur vorgenommen werden, um aus der berichtigten Fluggeschwindigkeit CAS die wahre Fluggeschwindigkeit TAS zu berechnen. As it turned out 4 results, the determined angle of attack AoA can be used to determine the adjusted airspeed CAS. This will be done in step 105 from a relationship, which shows a relationship between the lift coefficient C _L and the angle of attack AoA for the wing 5 of the aircraft 1 indicates the lift coefficient C _L for the in step 103 determined angle of attack AoA determined. In addition to the lift coefficient C _L thus obtained, the net buoyancy force on the wing is also used to calculate the corrected airspeed 5 needed. This net buoyancy force is already out of step in the present embodiment 101 Accordingly, it can be used to calculate the corrected airspeed CAS. Alternatively, the net buoyancy force may also be in step 107 calculated on the basis of the lift distribution on the wing. The calculation of the corrected airspeed CAS takes place in step 107 on the basis of the following known formula for calculating the net buoyancy force F _A. F _A = ½ρv ² C _L A ρ corresponds to the air density, which is assumed to be known or calculated on the basis of height and temperature. The area A of the wing is for the aircraft 1 given and can be stored in a memory element and in step 107 be retrieved from this. With a corresponding conversion of the above formula according to the airspeed v, the corrected airspeed CAS can thus be determined from the calculated or known values. More specifically, the airspeed v calculated from the formula corresponds to the corrected airspeed CAS, since the calculation method contains no static error due to the use of a probe. The corrected airspeed can be output as a signal and / or further processed directly, for example to determine the true airspeed TAS. In this case, in the optional step 109 an air density correction is made to calculate from the corrected airspeed CAS the true airspeed TAS.

Wie sich aus den vorstehenden Ausführungen ergibt, sind die Schritte 105, 107 sowie der optionale Schritt 109 Schritte, die von der Fluggeschwindigkeitsrecheneinheit 31 ausgeführt werden können. Sofern keine Anstellwinkelrecheneinheit 27 verfügbar ist, welche der Fluggeschwindigkeitsrecheneinheit 31 die benötigten Informationen zur Verfügung stellen kann, kann die Fluggeschwindigkeitsrecheneinheit 31 zusätzlich die Schritte 101 und 103 aufweisen. As can be seen from the above, the steps are 105 . 107 as well as the optional step 109 Steps leading from the airspeed calculator 31 can be executed. If no pitch calculator 27 available is that of the airspeed calculator 31 can provide the needed information, the airspeed calculator 31 in addition the steps 101 and 103 exhibit.

Wie vorstehend dargelegt wurde, lassen sich der Anstellwinkel und die Fluggeschwindigkeit auf der Basis von Sensorwerten berechnen. As stated above, the angle of attack and the airspeed can be calculated based on sensor values.

Unter Bezugnahme auf 5 werden ferner die Schritte zum Bestimmen des Schiebewinkels erläutert. In einem Schritt 201 werden dabei zunächst die am Seitenleitwerk 7 erfassten Sensorwerte ausgewertet und aus diesen eine Kraftverteilung der auf das Seitenleitwerk wirkenden aerodynamischen Kräfte berechnet. Im Anschluss daran erfolgt in Schritt 203 das Berechnen des Schiebewinkels des Luftfahrzeugs 1 basierend auf der ermittelten Kraftverteilung. Dabei kann die Verteilung der lateralen aerodynamischen Kräfte in Abhängigkeit vom Schiebewinkel und, bei höheren Geschwindigkeiten, von der Mach-Zahl aus der aerodynamischen Auslegung des Luftfahrzeugs bekannt und eine entsprechende Beziehung vorgespeichert sein, auf die bei der Berechnung zurückgegriffen werden kann. Der Schiebewinkel wird demnach ebenfalls rechnerisch aus den von den Sensoren erfassten Größen berechnet. With reference to 5 Furthermore, the steps for determining the sliding angle are explained. In one step 201 will be the first on the rudder 7 evaluated sensor values and calculated from these a force distribution of the forces acting on the rudder aerodynamic forces. This is followed in step 203 calculating the sliding angle of the aircraft 1 based on the determined force distribution. In this case, the distribution of the lateral aerodynamic forces as a function of the slip angle and, at higher speeds, of the Mach number from the aerodynamic design of the aircraft known and pre-stored a corresponding relationship, which can be used in the calculation. Accordingly, the sliding angle is also computationally calculated from the variables detected by the sensors.

Die vorgespeicherten Beziehungen bzw. Informationen, die für die oben angegebenen Berechnungen herangezogen werden, können in einer Speichereinheit 25 abgelegt sein, wie sie in 6 schematisch dargestellt ist. The prestored relationships or information used for the above calculations may be stored in a memory unit 25 be stored as they are in 6 is shown schematically.

Des Weiteren hat das System ferner eine Messeinheit 33 zum Messen von Inertialdaten. Diese Messeinheit 33 kann beispielsweise Beschleunigungen erfassen und diese den einzelnen Recheneinheiten zur Verfügung stellen. Bei der Berechnung von flugmechanischen Zustandsgrößen können die Inertialdaten berücksichtigt werden, um die Genauigkeit der erfassten mechanischen Beanspruchungen der Komponenten des Flugwerks zu verbessern. Insbesondere ist es möglich, durch die Verwendung von Inertialdaten kurzzeitige Störungen, wie sie beispielsweise durch Böen hervorgerufen werden, zu überbrücken. Zudem kann eine laterale Beschleunigung zur Abschätzung des Schiebewinkels dienen. Furthermore, the system further has a measuring unit 33 for measuring inertial data. This measuring unit 33 For example, it can detect accelerations and make them available to the individual computation units. In the calculation of flight mechanics state variables, the inertial data may be taken into account to improve the accuracy of the detected mechanical stresses of the components of the airframe. In particular, it is possible by the use of inertial data to bridge short-term disturbances, such as those caused by gusting. In addition, a lateral acceleration can be used to estimate the sliding angle.

Ergänzend ist darauf hinzuweisen, dass „umfassend“ keine anderen Elemente oder Schritte ausschließt und „eine“ oder „ein“ keine Vielzahl ausschließt. Ferner sei darauf hingewiesen, dass Merkmale oder Schritte, die mit Verweis auf eines der obigen Ausführungsbeispiele beschrieben worden sind, auch in Kombination mit anderen Merkmalen oder Schritten anderer oben beschriebener Ausführungsbeispiele verwendet werden können. Bezugszeichen in den Ansprüchen sind nicht als Einschränkung anzusehen. In addition, it should be noted that "encompassing" does not exclude other elements or steps, and "a" or "an" does not exclude a multitude. It should also be appreciated that features or steps described with reference to any of the above embodiments may also be used in combination with other features or steps of other embodiments described above. Reference signs in the claims are not to be considered as limiting.

Claims

Method for determining aircraft mechanical state variables ( 1 comprising the steps of: detecting aerodynamic force induced mechanical stresses on components of an airframe of an aircraft; Calculate flight mechanics state quantities based on the detected stresses.

The method of claim 1, wherein detecting mechanical stresses caused by aerodynamic forces comprises detecting elastic deformations of components of the airframe ( 3 . 5 . 7 . 9 ).

The method of claim 2, wherein detecting elastic deformations comprises detecting bending moments and / or torques of the components of the airframe ( 3 . 5 . 7 . 9 ).

Method according to one of claims 1 to 3, wherein the detection of aerodynamic forces induced mechanical stresses of components of an airframe ( 3 . 5 . 7 . 9 ) of the aircraft ( 1 ) detecting mechanical stresses on components of a structure ( 5 . 9 ) of the aircraft.

Method according to claim 4, wherein the detection of mechanical stresses of components of the structure ( 5 . 9 ) of the aircraft detecting a bending and / or torsional moments of at least one spar ( 13 ) and / or ribs ( 15 ) of the structure ( 5 . 9 ), in particular a wing ( 5 ).

The method of claim 5, wherein calculating flight mechanic state quantities comprises calculating the angle of attack (AoA) of the aircraft ( 1 ) based on the detected bending and / or torsional moments of at least the spar ( 13 ) and / or the ribs ( 15 ) of a wing ( 5 ), wherein from the detected bending and / or torsional moments a buoyancy distribution and / or a pressure point on the support surface ( 5 ) and being based on the lift distribution and / or the pressure point of the angle of attack (AoA) with respect to the wing ( 5 ) is calculated.

The method of claim 6, wherein calculating flight mechanic state quantities further comprises calculating the adjusted airspeed (CAS) of the aircraft (FIG. 1 ), wherein a net buoyancy force is determined based on the determined buoyancy distribution, wherein a buoyancy coefficient (C _L ) based on the calculated angle of attack (AoA) is determined from a prestored relationship indicating a relationship between the buoyancy coefficient (C _L ) and the Angle of attack (AoA) for the wing ( 5 ), and wherein the adjusted airspeed (CAS) is calculated based on the net buoyancy force and the determined lift coefficient (C _L ).

A method according to any one of the preceding claims, wherein the detection of aerodynamic force induced mechanical stresses on components of an airframe of the aircraft comprises detecting mechanical stresses on components of a vertical stabilizer ( 7 ) of the aircraft ( 1 ), wherein the detection of mechanical stresses of components of the vertical stabilizer ( 7 ) of the aircraft ( 1 ) preferably detecting bending and / or torsional moments of at least one spar and / or ribs of the vertical stabilizer ( 7 ), wherein based on the detected mechanical stresses, a force distribution of the aerodynamic forces acting on the rudder is calculated, and based on the determined force distribution of the sliding angle (AoS) of the aircraft ( 1 ) is calculated.

Method according to one of the preceding claims, wherein further inertial data, for example accelerations, are detected and taken into account in the calculation of flight mechanical state variables in order to determine the accuracy of the detected mechanical stresses of the components of the airframe ( 3 . 5 . 7 . 9 ) to improve.

System ( 21 ) for determining flight-mechanical state variables of an aircraft ( 1 ), in particular with a method according to one of the preceding claims, wherein the system comprises: sensors ( 17 . 19 ) for detecting mechanical stresses on components of an airframe ( 3 . 5 . 7 . 9 ) of an aircraft ( 1 ); and a state-size calculation unit ( 23 ), wherein the state variable computing unit ( 23 ) is configured to calculate at least one flight mechanics state quantity based on the detected sensor values.

The system of claim 10, wherein the sensors ( 17 . 19 ) detect mechanical stresses of ribs and / or beams of the airframe, and wherein the sensors for detecting the mechanical stresses on or integrally provided in the ribs and / or spars.

The system of claim 10 or 11, wherein the at least one flight mechanic state quantity comprises the angle of attack (AoA), the shift angle (AoS) or the airspeed (CAS).

A system according to any one of claims 10 to 12, further comprising a memory unit (16). 25 ) for storing a relationship indicating a relationship between the lift coefficient and the angle of attack for the wing of the aircraft.

A system according to any one of claims 10 to 13, wherein the state quantity calculation unit comprises a pitch calculation unit, a shift angle calculation unit and / or an air speed calculation unit, the pitch calculation unit (10). 27 ) is configured to determine based on detected bending and / or torsional moments of at least one spar and / or ribs of a wing a buoyancy distribution and / or a pressure point on the wing and based on the buoyancy distribution and / or the pressure point the angle of attack for the Wing, with the sliding angle computing unit ( 29 ) is configured to calculate a force distribution of the aerofoil forces acting on the rudder and to calculate, based on the determined force distribution, the rudder angle of the aircraft based on detected mechanical stresses of components of a vertical stabilizer and / or other suitable structure of the aircraft; Airspeed Calculator ( 31 ) is configured to determine a net buoyancy force based on a buoyancy distribution at the airfoil and to calculate an adjusted airspeed based on the determined net buoyancy force and a buoyancy coefficient, the airspeed calculation unit determining the buoyancy coefficient from a pre-stored relationship indicating a relationship between indicates the lift coefficient and the angle of attack for the wing.

Aircraft having a system according to any one of claims 10 to 14.