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Die Erfindung betrifft ein Verfahren
zur Unterdrückung
von elastischen Flugzeug-Rumpfbewegungen, die durch Triebwerke des
Flugzeugs und/oder durch Böenlasten
induziert werden, unter Verwendung eines Sensor-Messsystems zur
Erfassung der Rumpfbewegungen sowie einer Vorrichtung zur Durchführung des
Verfahrens.
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Der Passagierkomfort großer flexibler
Flugzeuge und von Flugzeugen mit langem Vorderrumpf (insbesondere
von gestreckten Versionen aus Flugzeugfamilien) wird durch vertikales
und laterales dynamisches Antwortverhalten des Flugzeugs auf die innere
Dynamik des Triebwerks signifikant beeinflusst. Dieser Sachverhalt
ist aus 1 ersichtlich, die
die lateralen Schwingungen eines vorderen Flugzeugrumpfs zeigt,
die durch die innere Triebwerksdynamik und durch Böen induziert
werden. Dieses gilt insbesondere im Fall signifikanter Kopplungen
zwischen Triebwerk, Flügel
und Rumpf. Gleichzeitig wird der Passagierkomfort auch durch das
dynamische Antwortverhalten des Flugzeugrumpfs auf die Böen signifikant
beeinflusst, wobei in 1 der
Spezialfall für
die laterale Schwingungen des vorderen Rumpfs dargestellt ist.
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In der
US-A-5102072 und in der
EP 0706681 B1 sind Flugzeugmodal-
bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystemefür die Bedämpfung ausgewählter elastischer
Rumpfschwingungsarten (Rumpfbiegemoden), die durch Böen angeregt
werden, beschrieben. Sie basieren auf Regelsystemen, die Leitflächen- bzw.
Steuer- bzw. Regeloberflächenmittel verwenden.
Diese Flugzeugmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssysteme
sind unzureichend bei dynamischem Antwortverhalten des Flugzeugs
infolge innerer Triebwerksdynamik. Sie dienen der Bedämpfung ausgewählter Schwingungsarten, die
von Böen
angeregt werden. Sie vermögen
daher nicht, direkt die Rumpfbewegungen in einem Frequenzintervall
und damit nicht die Beiträge
vieler Schwingungsarten zu den Rumpfbewegungen in einem bestimmten
Frequenzintervall zu unterdrücken. Treten
die triebwerksinduzierten Rumpfbewegungen in Frequenzintervallen
auf, in denen keine Schwingungsart dominiert, schafft jedoch nur
die Absenkung der Beiträge
vieler Schwingungsarten zu Rumpfbewegungen in dem bestimmten Frequenzintervall
Abhilfe.
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Aufgrund der großen generalisierten Masse des
vorderen Rumpfs sind für
eine solche Aufgabe Leitflächen-
bzw. Steuer- bzw. Regeloberflächenmittel
nicht hinreichend wirksam, insbesondere bei einer Überlagerung
triebwerks- und böeninduzierter
Anregungen. Außerdem
würden
Leitflächen-
bzw. Steuer- bzw. Regeloberflächenmittel
zu unerwünschten
dynamischen Anregungen anderer Flugzeugkomponenten führen.
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Der Erfindung liegt daher die Aufgabe
zugrunde, ein Verfahren der eingangs genannten Art zu schaffen,
mit dem eine signifikante Bedämpfung
der triebwerksinduzierten Rumpfbewegungen eines Flugzeugs in einem
bestimmten Frequenzintervall ermöglicht
wird.
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Die Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass
die elastischen Rumpfbewegungen mit Hilfe eines – in Abhängigkeit von sensorerfassten und
mittels Filterelementen aufbereiteten Messwerten – geregelten
sowie im Flugzeug angeordneten Masse-System unterdrückt werden.
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Eine Weiterbildung der Erfindung
ist darin zu sehen, dass die Regelung in Abhängigkeit von sensorerfassten
und mittels Filterelementen aufbereiteten Messwerten durchgeführt wird.
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Weitere erfindungsgemäße Ausgestaltungen des
Verfahrens sind in den Unteransprüchen 3 und 4 beschrieben.
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Eine Vorrichtung gemäß der Erfindung
zur Durchführung
des Verfahrens ist dadurch gekennzeichnet, dass das Masse-System
eine, innerhalb des Flugzeugrumpfs beweglich angeordnete Masse aufweist,
und dass die frequenz- und amplitudenabhängigen Bewegungen der Masse über einen
Antrieb eines im Flugzeug ortsfest angeordneten Aktuators aufgrund
von Aktuatorkommandos in Abhängigkeit von
den aufbereiteten Messwerten erfolgt.
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Weiterbildungen der erfindungsgemäßen Vorrichtung
sind in den Unteransprüchen 6 bis 12 beansprucht.
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Ein Vorteil der Erfindung liegt in
einem erhöhten
Passagierkomfort durch drastische Bedämpfung der elastischen Bewegungen
des vorderen Flugzeugrumpfs in einem bestimmten Frequenzinterval,
die durch die Triebwerksdynamik und durch Böen angeregt wird. Dieses wird
erreicht durch die Trägheitskraft
der aktiven Masse, die nur lokal im Bereich der Rumpfschwingungen
wirksam ist. Die Wirksamkeit des erfindungsgemäßen Systems und die Anzahl
der zur Verfügung
stehenden Entwurfsparameter sind damit so groß, dass das kritische Frequenzintervall vorteilhafterweise
entsprechend der Passagierempfindlichkeiten festgelegt werden kann.
Hierbei sind keine signifikanten Auswirkungen auf den Flugzeugentwurf
bzw. seine Integrität
in Kauf zu nehmen. Von weiterem Vorteil ist, dass die Bedämpfung der
oben genannten elastischen Bewegungen auch dann noch zu erreichen
ist, wenn zusätzliche
Böen die
Rumpfbewegungen des Flugzeugs anregen. Zudem regt das System nicht
die Dynamik anderer Flugzeugkomponenten an und beeinflusst auch
nicht die Integrität
des Flugzeugentwurfes.
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In den Zeichnungen ist ein Ausführungsbeispiel
nach der Erfindung dargestellt, und zwar zeigt:
- 1 die von der inneren Triebwerksdynamik und
von Böen
induzierten lateralen Schwingungen des vorderen Rumpfs,
- 2 eine schematische
Darstellung des aktiven Masse-Systems zur Unterdrückung der
elastischen Flugzeug-Rumpfbewegungen, und
- 3 eine graphische
Darstellung der Simulation der lateralen Beschleunigung am vorderen Rumpf.
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In 1 ist
ein Flugzeug 1 mit zugehörigen Tragflächen 2 sowie
mit an den Tragflächen 2 angeordneten
Triebwerken 3 dargestellt. Der Spezialfall für die lateralen
Schwingungen des vorderen Flugzeug-Rumpfteils 1a ist durch
einen voll ausgezeichneten Pfeil angezeigt, wobei diese Schwingungen durch
die innere Dynamik der Triebwerke 3 alleine oder auch noch
durch zusätzliche
Böenlasten
hervorgerufen werden können.
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Der aus 2 ersichtliche
Querschnitt durch das vordere Flugzeug-Rumpfteil 1a zeigt
einen innerhalb des Flugzeugs 1 ortsfest angeordneten Querträger 4 zur
schienengebundenen beweglichen Aufnahme eines Wagens 5,
an dem die Masse 6 des aktiven Masse-Systems mechanisch
befestigt ist. Wagen 5 und Masse 6 sind gegenüber dem
Querträger 4 und
damit innerhalb des vorderen Rumpfteils 1a verschiebbar,
wozu die Masse 6 über
eine Antriebsstange 7 mit dem zeichnerisch nicht dargestellten
Antrieb eines Aktuators 8 beweglich verbunden ist. Der
Aktuator 8 ist mittels einer steifen Verbindung 9 an dem
Querträger 4 mechanisch
befestigt und somit ortsfest im Flugzeug angeordnet. Die Regelung der
Bewegungen der Masse 6 zusammen mit dem angekuppelten Wagen 5 zur
Unterdrückung
von elastischen Flugzeug-Rumpfbewegungen erfolgt durch Aktuatorkommandos,
die aus sensorerfassten Messwerten, die die Rumpfbewegungen wesentlich
charakterisieren, abgeleitet werden. Die zeichnerisch nicht dargestellten
Sensoren werden vorteilhafterweise dort installiert, wo die Trägheitskraft
der Masse 6 eingeleitet wird (kollokierter Fall). Zur Aufbereitung der
von den Sensoren bereitgestellten Messwerte sind Filterelemente,
beispielsweise ein Anti-Aliasing-Filter 10,
ein Tiefpass-Filter 11 und ein Hochpass-Filter 12,
sowie eine Einrichtung zur Phasenkorrektur 13, ein Verstärkerfaktor 14,
seine Anpassung an Flugparameter 15 und eine Einrichtung
zur Amplituden- und/oder Ratenbegrenzung 16 vorgesehen.
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Das erfindungsgemäße aktive Masse-System zur
Unterdrückung
der elastischen Flugzeug-Rumpfbewegungen
umfasst für
den in 2 dargestellten
Spezialfall für
die lateralen Schwingungen des vorderen Rumpfteils 1a somit:
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- – Masse 6 (beweglich
mit geringer Reibung) verbunden mit dem Aktuator 8, der
die Masse 6 bis zu einer bestimmten Frequenz und Amplitude
bewegt,
- – Aktuator 8 zur
Realisierung der Massenbewegungen mit notwendiger Frequenz und Amplitude,
- – Steife
Verbindung 9 zwischen dem Aktuator 8 und dem Rumpfteil 1a,
so dass die Trägheitskraft der
Masse 6 auf den Flugzeugrumpf möglichst direkt übertragen
wird, wobei die Masse 6 entsprechend der generalisierten
Masse des Rumpfs dimensioniert werden muß,
- – System,
um die Aktuator-Kommandosignale zu generieren entsprechend den erforderlichen
Bewegungen der Masse 6 (bzw. den erforderlichen Trägheitskräften) für die Bedämpfung der
elastischen Flugzeug-Rumpfbewegungen, und
- – Sensoren
oder ein entsprechendes System, um hinreichende Informationen über die
Rumpfbewegungen zu erhalten, sowie Filter, um (aus den Sensorsignalen)
Aktuator-Kommandosignale
in einem bestimmten Frequenzbereich und mit definierten Amplituden
zu generieren.
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Die wesentlichen Entwurfsparameter
sind das Gewicht der Masse, die Amplitude der Bewegungen der Masse
(äquivalent
zum Kolbenhub des Aktuators) und die Frequenz der Bewegungen bei
maximalem Hub (äquivalent
zur Aktuatorlaufgeschwindigkeit).
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Im Folgenden wird das erfindungsgemäße Verfahren
bzw. die erfindungsgemäße Vorrichtung detailliert
beschrieben. Hierbei wird der Einfachheit halber nur der Fall lateraler
elastischer Bewegungen am vorderen Rumpf behandelt. Alle Aussagen
gelten entsprechend für
den hinteren Rumpf und die vertikalen Rumpfbewegungen (vgl. 2).
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Über
einen Sensor (Beschleunigungsmesser, Kreisel) am vorderen Rumpfteil 1a oder
ein äquivalentes
System werden die elastischen Bewegungen am vorderen Flugzeugrumpf
erfasst, die im wesentlichen durch die innere Triebwerksdynamik
und die Superposition der Triebwerksdynamik mit Böenanregungen
hervorgerufen wird. Aus diesem Signal wird ein Aktuatorkommandosignal
berechnet, um die Rumpfbewegungen im kritischen Frequenzbereich zu
bedämpfen.
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Ausgehend von der Annahme idealer
Signale, werden das Gewicht der Masse 6, der Kolbenhub und
die maximale Aktuatorlaufgeschwindigkeit unter den Randbedingungen
des Einbauraumes und des Aktuatorentwurfs vordimensioniert. Für den realen Signalverarbeitungsprozess,
wird der für
den Passagierkomfort kritische Frequenzbereich (z.B. f_min = 2 Hz
und f_max = 3 Hz) aus dem Sensorsignal herausgefiltert (z.B. über die
Hochpass-Tiefpass-Kom-bination 11, 12 oder einen
Bandpassfilter). Über
ein phasenkorrigierendes Filter 13 werden Zeitverzögerungs-,
Akuatordynamik- und Anti-Aliasing-Effekte kompensiert. Die Systemgesamtdimensionierung
erfolgt durch Optimierung der Filterparameter und eines Verstärkungsfaktors
zusammen mit der Masse 6, der Amplitude und der maximalen
Aktuatorlaufgeschwindigkeit. Ziel der Optimierung ist ein Kompromiss
zwischen optimalem Dämpfungsverhalten,
hinreichender aeroelastischer Stabilität, minimalen Auswirkungen auf
das Ermüdungsverhalten,
Robustheit gegenüber
veränderlichen
Betriebsbedingungen (insbesondere Beladungsund Flugzustand) und
minimalen Auswirkungen auf den Entwurt des Flugzeugs 1 unter
Berücksichtigung
der Randbedingungen des Aktuatorentwurfs und des Einbauraumes. Um
die Robustheit gegenüber
veränderlichen
Betriebsbedingungen (insbesondere Beladungs- und Flugzustand) zu
verbessern, kann der Verstärkungsfaktor
durch die Einrichtung 15 an Parameter angepasst werden, die
den Beladungs- und Flugzustand charakterisieren. Beispiele solcher
Parameter sind die Fluggeschwindigkeit, die Flugzeugmasse oder Parameter, die
die Massenverteilung charakterisieren. Durch die Einrichtung 16 wird
eine Amplitudenbegrenzung derart realisiert, dass der Kolben des
Aktuators nicht in den Anschlag gefahren wird. Weiterhin wird durch
die Einrichtung eine Ratenbegrenzung derart realisiert, dass nichtlineare
Sättigungseffekte
der Aktuatordynamik nicht auftreten.
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3 zeigt
eine signifikante Reduktion der lateralen Beschleunigung am vorderen
Rumpfteil 1a im kritischen Frequenzbereich von 2 Hz bis
3 Hz für sinusförmige Querruderausschläge, die
der dynamischen Anregung durch die Triebwerke überlagert sind. Es zeigen,
jeweils für
den Reiseflug:
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- Kurve I den Fall mit der erfindungsgemäßen Vorrichtung
zur Unterdrückung
von elastischen Flugzeug-Rumpfbewegungen, und
- Kurve II den Fall ohne erfindungsgemäße Vorrichtung.
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Böenanregungen
können
im Flugversuch nicht systematisch wiederholt werden. Der Flugversuch
zeigt jedoch, dass die Effekte einer Böenanregung durch Querruderausschläge hinreichend
genau nachgebildet werden können.
Für den
Reiseflug sind daher in 3 Triebwerksdynamik
und sinusförmige
Querruderausschläge,
die eine Böenanregung des
Flügels
repräsentieren, überlagert.
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- 1
- Flugzeug
- 1a
- Flugzeug-Rumpfteil
(vorderes)
- 2
- Tragfläche
- 3
- Triebwerk
- 4
- Querträger
- 5
- (beweglicher)
Wagen für
Masse 6
- 6
- Masse
- 7
- Antriebsstange
- 8
- Aktuator
- 9
- Steife
Verbindung zwischen Aktuator 8 und Querträger 4
- 10
- Anti-Aliasing-Filter
- 11
- Tiefpass-Filter
- 12
- Hochpass-Filter
- 13
- Einrichtung
zur Phasenkorrektur
- 14
- Verstärkungsfaktor
- 15
- Anpassung
des Verstärkungsfaktors
an Flugparameter
- 16
- Einrichtung
zur Amplituden- und/oder Ratenbegrenzung