DE19924465A1 - Aktives Dämpfungselement für die Steuerachsen eines LTA-Luftschiffes - Google Patents

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Steueranordnung für die Steuerachsen eines LTA-Luftschiffes (100) mit einem daran anhaftenden Leitwerk (150) und Rudereinrichtungen, wobei durch einen von der Steueranordnung (120) veranlaßten Ruderausschlag (delta¶R¶) der Rudereinrichtung das Luftschiff (100) in jeder Achse (X, Y, Z) positionierbar ist, und Dämpfungselemente im Luftschiff vorgesehen sind, um auftretende Schwingungen auf ein für den sicheren Flugbetrieb ausreichendes Niveau zu reduzieren. Die Steueranordnung ist dadurch gekennzeichnet, daß der Ruderausschlag (delta¶R¶) mit einem Steuerimpuls (DELTAdelta¶R¶) modulierbar ist, der einen zusätzlichen Ruderausschlag mit dämpfender Wirkung umfaßt. Gegenstand der Erfindung ist ferner ein Verfahren zur Verbesserung der Steuerbarkeit eines mit geringer Eigendämpfung behaftenden LTA-Luftschiffes mit Hilfe einer solchen Steueranordnung.

Description

Die Erfindung betrifft eine Steueranordnung für die Steuerachsen eines LTA Luftschiffes nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1 mit einem daran anhaftenden Leitwerk und Rudereinrichtungen, wobei durch einen von der Steueranordnung veranlaßten Ruderausschlag der Rudereinrichtung das Luftschiff in jeder Achse positionierbar ist, und Dämpfungselemente im Luftschiff vorgesehen sind, um auftretende Schwingungen auf ein für den sicheren Flugbetrieb ausreichendes Niveau zu reduzieren. Gegenstand der Erfindung ist ferner ein Verfahren zur Verbesserung der Steuerbarkeit eines mit geringer Eigendämpfung behafteten LTA-Luftschiffes mit Hilfe einer solchen Steueranordnung.

Bei der Steuerung eines LTA-Luftschiffes sind Gleichgewichte aller statischen und dynamischen Kräfte und Momente eines Luftschiffes bezüglich der Steuerachsen X-Y-Z seines objektgebundenen Koordinatensystems notwendig. Diese Gleichgewichte bilden die Grundlage mehrerer schwingfähiger Systeme. Es treten Nickschwingungen (Schwingungen um die Querachse), Rollschwingungen (Schwingungen um die Längsachse), Gierschwingungen (Schwingungen um die Hochachse) und deren Kombinationen auf. In Abhängigkeit von der Größe der Streckung (Verhältnis zwischen Länge und größtem Durchmesser des Auftriebskörpers), dem vertikalen Abstand zwischen Auftriebspunkt (resultierender Angriffspunkt der statischen Auftriebskräfte) und Schwerpunkt (resultierender Angriffspunkt aller Massenkräfte), der Lage des aerodynamischen Neutralpunktes (gedachter Angriffspunkt des Anstiegs der aerodynamischen Kräfte), der Trägheitsmomente des Schiffes in den jeweiligen Achsen, der Form des Auftriebskörpers, der Größe und Form der Leitwerke, der aerodynamischen Stabilität des Schiffes und anderer Parameter ändern sich die Charakteristika der jeweiligen möglichen Schwingungen. Grundsätzlich sind Schwingungen des Luftschiffes nicht erwünscht, denn sie verschlechtern die Steuerbarkeit und erschweren die Arbeit eines Positionierungssystems. Bei Luftschiffen mit vergleichsweise geringer Streckung ergibt sich häufig auch ein großer Abstand zwischen statischem Auftriebszentrum und Schwerpunkt auf der Hochachse. Ein derartiges Luftschiff verfügt über eine hohe Stabilität um die Quer- und Längsachse. Gleichzeitig ist die aerodynamische Eigendämpfung aufgrund der geringen Streckung (geringes dynamisches Dämpfungsmoment durch geringen Flächenabstand von der Drehachse) und dem relativ kleinen Abstand der Leitwerke vom Drehpunkt vergleichsweise niedrig. Eine solche geringe Eigendämpfung wirkt sich nachteilig auf die Steuerbarkeit des LTA-Luftschiffes aus.

Es ist die Aufgabe der Erfindung, eine Steueranordnung nach dem Oberbegriff des Anspruches 1 vorzuschlagen, mit verbesserten Dämpfungseigenschaften der Steuerung. Ferner soll ein Verfahren nach dem Oberbegriff des Anspruchs 11 angeben werden, mit dem die Steuerbarkeit von LTA-Luftschiffen mit geringer Eigendämpfung verbessert wird.

Diese Aufgabe wird bei der eingangs genannten Steueranordnung mit den kennzeichnenden Merkmalen des Anspruchs 1 dadurch gelöst, daß der Ruderausschlag mit einem Steuerimpuls modulierbar ist, der einen zusätzlichen Ruderausschlag mit dämpfender Wirkung umfaßt.

Die Aufgabe wird bei dem eingangs genannten Verfahren dadurch gelöst, daß Lage- und Bewegungsdaten des Luftschiffes von der Steueranordnung erfaßt, einem Fluglagerechner zugeführt, verarbeitet und als Steuerimpuls für einen Ruderausschlag einer Rudereinrichtung des Luftschiffes vorgesehen werden.

Zur Verbesserung der Steuerbarkeit eines Luftschiffes mit zu geringer Eigendämpfung wird eine Dämpfungsanordnung unter Einbeziehung der Leitwerke vorgeschlagen. Gleichzeitig ist ein Zugriff auf eine ggf. vorhandene Rudermaschine oder eine eigene Möglichkeit zur Einflußnahme auf einen Teil der Ruderwinkel gegeben. Für den Fall des Fehlens und zur Unterstützung einer zu geringen aerodynamischen Dämpfung werden durch die Steueranordnung dämpfende Ruderkräfte erzeugt, die den aktiven Steuerkräften überlagert werden, so daß auftretende Schwingungen auf ein für den Betrieb des Luftschiffes in einem breiten Geschwindigkeitsbereich akzeptables Niveau reduziert werden. Die Dämpfungselemente passen sich den Flugeigenschaften an. Diese dämpfenden Ruderkräfte können prinzipiell auf Bewegungen um alle Achse des Luftschiffes angewendet werden, die über aerodynamische Steuerflächen beeinflußt werden können. Das Dämpfungselement besteht aus einem Programm zur Verarbeitung von Lage- und Bewegungsdaten entweder innerhalb eines vorhandenen oder in einem separaten Fluglagerechner.

Auch wenn sich Höhenruder und Seitenruder des LTA-Luftschiffes in ihrer Wirksamkeit unterscheiden, so können doch in ihrer mathematischen Struktur gleiche Dämfpungsfunktionen verwendet werden. Der Dämpfer besitzt folgende Struktur:

Δδ_R ist ein Steuerimpuls, proportional einem differenziellen Ruderausschlag mit dem der aktuelle Ruderausschlag δ_R moduliert wird (Addition der Ruderausschläge) _Rges = δ_R + Δδ_R. Der Quotient (1+v) berücksichtigt den Einfluß der Kraftwirkungen durch das Leitwerk in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit v, verstärkt um einen Faktor k. Die Differenz

beinhaltet einen Vergleich einer vorgebbaren Winkelgeschwindigkeit ω_k mit der tatsächlichen Winkelgeschwindigkeit, wie sie durch den Ausschlag eines Steuerhornes δ_SH oder einer ähnlichen Einrichtung vorgegeben wird. Die erforderlichen Stellglieder können aus handelsüblichen Rudermaschinen bestehen, die jedoch Übertragungfunktionen mit möglichst geringen Verzögerungen realisieren müssen. Das kann durch eine entsprechende Leistungsauswahl der Rudermaschinen und geringe Massenträgheitsmomente der Ruder geschehen.

Durch die Addition eines Dämpfungssignales erfolgt vorteilhaft ein Eingriff in die Übertragungsfunktion der Steuerung. Im Steuerkreis der Fluglageregelung ist damit ein zusätzliches Stabilisierungselement zur aktiven Schwingungsdämpfung vorhanden. Das Dämpfungssystem wirkt in Form einer passiven Dämpfung (aerodynamische Dämpfung, Dämpfung durch Fesselwinden) und einer aktiven Dämpfung (aktive aerodynamische Dämpfung, Antiheeling durch eine Balastverteilung, differenzierte Ballonetbelüftung und differenzierten Einsatz von verfügbaren Schubvektoren). Insbesondere bei LTA- Flugschiffen mit geringer Streckung liegt der Schwerpunkt im Bereich der aktiven Dämpfung, so daß deren Flugeigenschaften durch die erfindungsgemäße Steueranordnung verbessert werden.

Der Eingriff in die Übertragungsfunktion der Steuerung ist auf unterschiedliche Art und Weise möglich. Die einfachste Art des Eingriffes ist die Verwendung eines separaten Dämpfungsruders, das in der Art eines Trimmruders nur einen kleinen Teil der gesamten Ruderfläche für sich beansprucht. Diese Lösung hat den Vorteil, daß Steuerungs- und Dämpfungskontur völlig voneinander getrennt sind. Der Nachteil dieser Lösung besteht jedoch in der geringeren Wirksamkeit des Dämpfers. Die prinzipielle Arbeitsweise der Dämpfungskontur ändert sich jedoch dadurch nicht. Eine weitere Möglichkeit setzt voraus, daß die Proportionalität zwischen Steuersignal und Ruderausschlag (Übertragungsfunktion) gezielt verändert werden kann.

Die Erfindung erstreckt sich auf nachfolgende prinzipielle Verfahren der Signalübertragung in Luftschiffsteuerungen:

• 1. Einsatz einer Distanzsteuerung, bei der das mechanische Steuersignal in ein elektrisches oder optisches Signal umgewandelt, auf elektrischem oder elektronischem Wege verarbeitet und mittels einer Rudermaschine in eine Ruderbewegung mit dem Ziel einer, dem Steuersignal proportionalen Ruderstellung umgewandelt wird. Der Eingriff in diese Kontur kann unmittelbar durch Verknüpfung der Steuerungs- mit der Dämpferkontur erfolgen, ohne daß zusätzliche mechanische Elemente in der Steuerungskontur erforderlich sind.
• 2. Einsatz einer direkten mechanischen Steuerung, bei der die Signalübertragung durch Gestänge oder Seilzüge realisiert wird. In einer derartigen Kontur ist ein zusätzliches Stellglied erforderlich. Es kann sich dabei um eine Vorrichtung handeln, die in begrenztem Umfang eigene Steuerbewegungen hervorruft. Eine derartige Vorrichtung ist z. B. ein elektrisch oder hydraulisch angetriebener Arbeitszylinder, der mit den Steuerseilen oder Steuergestängen in Reihe geschaltet ist und der auf ein entsprechendes Signal hin seine Länge verändern und diese Längenänderung an die Dämpferkontur zurückmelden kann.

Die Dämpfung erfolgt vorteilhaft proportional dem Anstieg der Winkelbeschleunigung (Δε/Δt) (siehe Formel 1) um die jeweils zu dämpfende Achse. Die Messung der Winkelbeschleunigung erfolgt dabei vorteilhaft durch in den jeweiligen Achsen paarweise angeordnete Trägheitsgeber. Durch einen Rechner können die Winkelbeschleunigungen durch Signalvergleich der Geberpaare von den Achsbeschleunigungen isoliert und anschließend differenziert werden. Zur Anpassung der Eigenschaften des Dämpfers an die dynamischen Eigenschaften des Schiffes in der jeweiligen Achse wird das Signal um einen frei wählbaren Faktor k (siehe Formel 1) verstärkt. Unter den dynamischen Eigenschaften sind in diesem Zusammenhang das Eigenschwingverhalten und zwar Eigenfrequenz bzw. Schwingungsdauer, Dämpfung, dynamische Stabilität zu verstehen. Es gibt zwei Gruppen der dynamischen Eigenschaften, die kurzperiodischen (Schwingungen um die Achsen des objektgebundenen Koordinatensystems) und langperiodischen Schwingungen (Schwingungen des objektgebundenen Koordinatensystems), die sich gegenseitig beeinflussen.

Die Steueranordnung besitzt vorteilhaft einen Adapter zur Anpassung der dämpfenden Wirkung des Ruderschlages an die Fluggeschwindigkeit des LTA-Luftschiffes (1 + v). Diese Anpassung ist notwendig, um der veränderten Wirksamkeit des Leitwerkes in Abhängigkeit von dessen Umströmung Rechnung zu tragen. Je höher die Fluggeschwindigkeit, desto stärker muß die Wirkung des Dämpfers reduziert werden. Sinnvollerweise kann jeder, der Wirksamkeit des Ruders proportionale Parameter verwendet werden. Derartige Parameter können die Gerätegeschwindigkeit (1 + v_G) und der Staudruck (1 + q) sein. Es ist möglich, anstelle der "1" einen geeigneten Parameter < 0 einzusetzen. Bedingung ist: (1 + v) < 0

Der Auftrieb eines Tragflügels hängt ab von seiner Fläche, seinem Auftriebsbeiwert und dem Staudruck.

Als Steuergröße bietet sich der Auftriebsbeiwert c_A an, der durch den Ruderausschlag beeinflußt werden kann. Um die Dämpfung an die Geschwindigkeit anzupassen, muß ihr Einfluß gewissermaßen eliminiert oder reduziert werden. Bei geringen Geschwindigkeiten wären die Ruderausschläge zu gering, bei hohen Geschwindigkeiten zu hoch. Im ersten Fall dämpft er nicht richtig, im zweiten Fall erzeugt er eine Selbsterregung. Bereits unter Zugrundelegung eines linearisierten Einflusses können ausreichend gute Ergebnisse erzielt werden. Prinzipiell ist jedoch auch eine nichtlineare Einflußnahme möglich. Das wäre der Fall, wenn der Staudruck "q" als Einflußparameter genutzt wird.

Zur Vermeidung extremer Sprungantworten bei Ruderausschlag kann die Wirksamkeit des Dämpfers bei Ruderausschlag herabgesetzt, bzw. in der Wirkungsrichtung umgekehrt werden. Dies erfolgt vorteilhaft durch Vergleich einer vorgegebenen, frei wählbaren, oder durch andere Steuerprogramme beeinflußbaren Winkelgeschwindigkeit ω_k (siehe Formel 1) mit der tatsächlichen Winkelgeschwindigkeit der Betätigung der Steuereinrichtung

Auf diese Weise bleibt die Steuerbarkeit des Schiffes weitgehend erhalten.

In einer weiteren vorteilhaften Ausführung können dem Dämpfer maximal +/- 5°anvertraut werden, so daß ein jeweiliger Ruderausschlag auf +/-25° beschränkt werden kann. Der dem Dämpfer anvertraute Ruderwinkel wird auf einen Teil des möglichen Ruderwinkels begrenzt, um im Falle möglicher Defekte oder auftretender Resonanzen die Flugsicherheit nicht zu gefährden.

Die Steuerachsen des LTA-Luftschiffes umfassen vorteilhaft eine Schwellwertsteuereinheit. Mit einer solchen Einheit kann die Empfindlichkeit des Dämpfers an die Eigendämpfung des Luftschiffes durch Abschalten des Dämpfers unterhalb definierter minimaler Winkelbeschleunigungen anpaßt werden. Dadurch wir auch eine Selbsterrregung des Schwingungssystems verhindert. Die Größe des der Eigendämpfung überlassenen Schwingungspotentiales muß den dynamischen Eigenschaften des jeweiligen Luftschiffes angepaßt werden.

Die Ruderausschläge können vorteilhaft eine Phasenverschiebung gegenüber dem durch die vorhandenen Winkelbeschleunigungen verfügbaren Signal aufweisen. Diese Phasenverschiebung wird durch die Trägheit der Signalverarbeitung verursacht. Die Eigenschwingfrequenzen eines Luftschiffes sind jedoch vergleichsweise niedrig (weniger als 0,1 Hz), so daß an die Signalverarbeitungsgeschwindigkeit keine extremen Anforderungen gestellt werden. Um die Wirksamkeit des Dämpfers zu gewährleisten, sollten die sich durch die Summe aller Verzögerungen ergebenden Phasenverschiebungen 5% der Schwingungsdauer nicht überschreiten. Werden numerische Rechenverfahren angewandt, müssen die Diskretisierungszeiträume an diese Phasenverschiebung angepaßt werden.

Weitere Vorteile und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung sowie den Unteransprüchen.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand eines bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung unter Bezugnahme auf die anliegenden Zeichnungen näher erläutert.

Fig. 1 zeigt eine frontale Ansicht auf den Bug eines LTA- Luftschiffes mit geringer Streckung.

Fig. 2 zeigt eine Seitenansicht des Luftschiffes aus Fig. 1.

Fig. 3 zeigt einen Schnitt entlang der Linie III-III durch das Luftschiff aus Fig. 2.

Fig. 4 zeigt schematisch eine Steueranordnung für das Luftschiffes nach Fig. 1.

Fig. 5 die Arbeitsweise einer Dämpfungsanordnung für das Luftschiff nach Fig. 1.

Fig. 6 zeigt das Flugverhalten des Luftschiffes nach Fig. 1 bei abgeschaltetem Dämpfer.

Fig. 7 zeigt das Flugverhalten des Luftschiffes nach Fig. 1 mit eingeschaltetem Dämpfer.

Bezug nehmend auf die Fig. 1 und 2 wird nachstehend zunächst der prinzipielle Aufbau eines LTA-Luftschiffes 100 näher erläutert. Das Luftschiff 100 ist ein Pralluftschiff/bzw. ein halbstarres Schiff. Am Heck des Schiffes 100 sind Leitwerke angeordnet, die allgemein mit dem Bezugszeichen 150 (Fig. 2) bezeichnet sind und insgesamt fünf Stabilisatoren 151, 152, 153, 154 und 155 aufweisen. Der Stabilisator 151 steht vertikal vom Flugapparat 100 nach oben ab und überragt diesen. Achterlich ist an dem Stabilisator 151 ein Ruderblatt 151a (Fig. 2) angelenkt, das als Seitenruder Verwendung findet. Auch die Stabilisatoren 152 bis 155 weisen achterlich angelenkte Ruderblätter 152a bis 155a (Fig. 2) auf, bei denen es sich primär um Höhenruder handelt. Die genaue Art der Steuerung und die Besonderheiten der Orientierung der Stabilisatoren 152 bis 155 wird weiter unten noch näher erläutert.

Die Stabilisatoren 152, 154 sind einerseits auf der Backbordseite, die Stabilisatoren 153, 155 andererseits auf der Steuerbordseite des Luftschiffes 100 angeordnet. Wie insbesondere in Fig. 1 gut zu erkennen, stehen auch die Stabilisatoren 152 bis 155 über dem maximalen Umfang des Luftschiffes 100 vor, jedoch steht keiner der Stabilisatoren seitlich über die maximale Breite des Luftschiffes 100. Hierdurch wird in besonders günstiger Weise die Gesamtbreite des Luftschiffes 100 durch das Leitwerk 150 nicht überschritten. Dies ist besonders vorteilhaft, weil dadurch für das Leitwerk 150 kein seitliches Übermaß bei Hallenkonstruktionen oder dergleichen vorgesehen werden muß.

Die Stabilisatoren 152 bis 155 weisen einen Spreizwinkel von 30° (Fig. 2) zur Horizontalen auf, so daß sich beiderseits die vertikalen Komponenten des jeweils Backbord und Steuerbord angeordneten Ruderpaars kompensieren bzw. neutralisieren. Diese vorteilhafte Wirkung wird weiter unten im Zusammenhang mit der Steuerung bzw. mit dem Verfahren zum Steuern des Flugapparates 100 in weiteren Einzelheiten beschrieben.

Wie insbesondere in Fig. 3 zu erkennen ist, bilden die fünf Stabilisatoren die Gestalt eines sechszackigen Sterns, dessen unterer Zacken fehlt. In der Verlängerung des fehlenden unteren Zackens ist beispielsweise die Ladebucht 102 mit hieran angebauter Gondel vorgesehen, in der eine Last oder Personen befördert werden. Um bei Fahrt dicht über Grund bzw. beim Abheben einen Steigwinkel zuzulassen, der die Berührung mit dem Leitwerk 150 vermeidet, ist es ebenfalls zweckmäßig, die unteren Stabilisatoren 154, 155 in einem möglichst großen Abstand von dem Boden bzw. dem tiefsten Punkt der Ladebucht 102 anzuordnen. Der Kratzwinkel 157 (Fig. 2) reicht aus, um Steigungen von bis zu 16° beim Abheben vom Boden einzurichten. Insoweit unterscheidet sich das Luftschiff 100 vorteilhaft von Flugapparaten mit bekannten Leitwerken. Vor dem Leitwerk 150 und unterhalb der unteren Stabilisatoren 154, 155 befinden sich beidseitig des Luftschiffes 100 langsamdrehende Luftschrauben 101, die für den erforderlichen Vortrieb des Flugapparats 100 sorgen.

Wie in Fig. 1 zu sehen, überragen die Stabilisatoren 151 bis 155 den Umfang der Hülle des Luftschiffes 100 um einen jeweils identischen Betrag. Der Winkel zwischen jeweils zwei benachbarten Stabilisatoren beträgt ca. 60°. Es ist möglich, auch auf der vertikal nach unten weisenden Seite einen verkürzten Stabilisator anzuordnen, der vorzugsweise ein Seitenruderblatt achterlich angelenkt aufweist. In diesem Fall wird das Leitwerk aus sechs Stabilisatoren gebildet, von denen zumindest die fünf dem Leitwerk 150 entsprechenden Stabilisatoren 151 bis 155 mit einem achterlich angelenkten Ruderblatt 151a bis 155a ausgestattet sein werden.

Mit 110 ist in Fig. 2 der Auftriebspunkt des Luftschiffes 100 bezeichnet, mit 111 der Massenschwerpunkt, der unterhalb des Auftriebsschwerpunkt 110 liegt. In den Endbereichen des Traggaskörpers ist ein vorderes und ein hinteres Ballonett angeordnet, so daß eine Verschiebung des Auftriebspunktes 110 durch ungleichmäßige Befüllung möglich ist. Gleichzeitig ist in günstiger Weise sichergestellt, daß der zentrale Hüllenbereich, der die Last trägt, auch derjenige Bereich ist, an den die Auftriebskräfte angreifen. Die Ladebucht 102 ist ca. 32 m lang und erlaubt die Aufnahme sperriger Güter mit hohen Punktlasten.

Die geringe Streckung des Schiffes 100, der große Abstand zwischen dem Auftriebschwerpunkt 110 auf einer Hochachse und die große konzentrierte Masse in der Ladebucht 102 bewirken ein Eigenschwingverhalten mit Schwingungsperioden von etwa 10 bis 15 s. Das Luftschiff 100 verfügt über eine hohe Stabilität um die Quer- und Längsachse. Gleichzeitig ist die aerodynamische Eigendämpfung aufgrund der geringen Streckung (geringes dynamisches Dämpfungsmoment durch geringen Flächenabstand von der Drehachse) und dem relativ kleinen Abstand der Leitwerke vom Drehpunkt vergleichsweise niedrig. Zur Verbesserung der Steuerbarkeit des Luftschiffes 100 mit zu geringer Eigendämpfung ist deshalb ein aktives Dämpfungssystem unter Einbeziehung des Leitwerkes 150 angeordnet. Dieser aktive Dämpfer ist prinzipiell auf die Bewegungen um alle Achsen des Luftschiffes anwendbar, die über aerodynamische Steuerflächen beeinflußt werden können.

Fig. 4 zeigt eine Schaltungsanordnung zur Steuerung des oben beschriebenen LTA- Luftschiff 100 mit geringer Streckung durch Betätigung der Ruder 151a bis 155a, wobei das Verfahren zum Steuern des Flugapparates nachstehend näher erläutert wird. Die Steuerbefehle können von einem manuell betätigbaren Steuerorgan oder Steuerhorn 4 (siehe Fig. 5) durch den Piloten des Luftschiffes 100 vorgegeben werden. Es versteht sich, daß die Steuerung 120 mit Programmen ausgerüstet ist, die Steuerfehler weitgehend verhindern oder wahlweise eine entsprechende Anzeige generieren.

Die Steuerung 120 erhält als Eingangsgröße Rückmeldungen über den Füllstand der oben beschriebenen Balfastwassertanks 121, 123 und der Ballonettbelüftung 124. Als weitere Eingangsgröße der Steuerung sind die Schiffsgeräteausrüstung 125 (Lage, Kurs, Höhe, und Zustand des Traggases) vorgesehen. Als weitere Eingangsröße werden die Achsenbeschleunigungen 160 des Luftschiffes 100 in vertikaler 160z -, horizontaler 160x - und Querrichtung 160y registriert. Als weitere Eingangsröße werden Winkelbeschleunigungsänderungen Δε/Δt um die jeweilige Längs- Quer- und Hochachse registriert. Weitere Einflußgrößen auf die Steuerung 120 sind die Windrichtung 161b und Windgeschwindigkeit 161a des Luftschiffes sowie die Außentemperatur 162a und das Temperaturfeld des Traggases 162b. Als letzte Eingangsgröße werden die mechanischen Seilzugkräfte 163 bei der Fesselung detektiert.

Alle genannten Eingangsgrößen werden von der Steuerung 120 zu jeweils zwei Steuergrößen A, B umgewandelt, wobei die Steuergröße A Ventile 130, Pumpen 131 zur Förderung des Ballastwassers, die Ballonettbelüftung 122 und die Stellung von zusätzlichen Schubvektoren 140 umfaßt. Die Steuerung 120 hat über die Steuergröße B direkten Zugriff zu dem Leitwerk 150 und den dort angelenkten Ruderflächen 151a, 152a, 153a, 154a und 155a, mit denen die aerodynamische Steuerung des Luftschiffes 110 durchgeführt wird.

Zur Unterstützung einer zu geringen aerodynamischen Dämpfung wirkt die Steuerung 120 auch als Dämpfungselement, das in Form einer passiver Dämpfung (aerodynamische Dämpfung, Dämpfung durch Fesselwinden) und einer aktiven Dämpfung (Antiheeling durch Ballastumverteilung, differenzierte Ballonettbelüftung und differenzierten Einsatz der verfügbaren Schubvektoren, Erzeugung von dämpfenden Ruderkräften durch aktive Dämpfer 10 im Steuerkreis der Fluglageregelung) dafür sorgt, daß auftretenden Schwingungen auf ein für den Betrieb des Luftschiffes in einem breiten Geschwindigkeitsbereich akzeptables Niveau reduziert werden. Bei Fluggeräten mit geringer Streckung liegt der Schwerpunkt auf der aktiven Dämpfung, da ein solches Fluggerät nur über eine geringe Eigendämpfung verfügt.

Fig. 5 zeigt die Arbeitsweise einer Dämpfungsanordnung. Dargestellt ist eine mögliche Dämpferkontur 5 zur Einflußnahme auf die Steuerung 120 des Luftschiffes 100. Es handelt sich um den Einfluß auf den Längssteuerungskanal eines Luftschiffes. Analoge Arbeitsweisen ergeben sich für eine Steuerung des Luftschiffes 100 im nicht dargestellten Querkanal. Die Berechnung des erforderlichen Dämpfungsausschlages erfolgt in einer zentralen Steuereinheit 8, die sowohl die Dämpferkontur 5 als auch die Steuerungskontur 7 der Steueranordnung des Luftschiffes 100 beinhaltet. Die Steuereinheit 8 ist so gestaltet, daß die Proportionalität zwischen einem Steuerimpuls Δδ_R und dem Ruderausschlag δ_R gezielt veränderbar ist. Beide Konturen 5, 7 sind Teil eines Fluglagerechners 11.

Die Übertragungsfunktion 1 der Steuerung (δ_R = f(δ_SH) - Abhängigkeit des Ruderausschlages B,t von der Position des Steuerorgans - δ_SH Steuerhorn) ist symbolisch durch eine starke durchgezogene Linie 2 (Steuerungskontur) sichtbar gemacht worden. In diese Übertragungsfunktion 1 integriert ist ein Stellglied 3, das die Addition des Dämpfungssignales zum, durch den Piloten des Luftschiffes 100 vorgegebenen Steuerungssignal ermöglicht. Das Stellglied 3 besitzt eine Rückkopplung 6 (gestrichelte Linie), die ständig die Differenz zwischen dem Ruderausschlag δ_R und der Position des Steuerorgans 4 (Steuerknüppel, Steuerholm o. ä.) ermittelt, mit dem durch die Dämpferkontur 5 berechneten erforderlichen Steuerimpuls Δδ_R des Dämpferausschlages vergleicht und die bestehende Differenz durch Nachführen der Ruderblätter 151a bis 155a mit möglichst geringer Verzögerung auf null reduziert. Die Winkelgeschwindigkeit

der Steuerhornbewegung wird in der Dämpferkontur 5 gemessen und im Fluglagerechner verarbeitet.

Die Dämpfung erfolgt proportional dem Anstieg der Winkelbeschleunigung Δε/Δt (Fig. 4) um die jeweils zu dämpfende Achse. Die Messung der Winkelbeschleunigung (Aε/Δt) erfolgt durch in den jeweiligen Achsen paarweise angeordnete Trägheitsgeber (nicht dargestellt). In einem Rechner 9 werden die Winkelbeschleunigungen Δε/Δt durch Signalvergleich nicht dargestellter Geberpaare von den Achsbeschleunigungen isoliert und anschließend differenziert (in einem nicht dargestellten üblichen Differenzierglied). In einer Regulierungsschaltung 12 werden die Eigenschaften des Dämpfers 10 an die dynamischen Eigenschaften des Schiffes 100 angepaßt. Hierzu wird in der jeweiligen Achse wird das Signal um einen frei wählbaren Faktor k verstärkt. Zur Vermeidung extremer Sprungantworten bei Ruderausschlag wird die Wirksamkeit des Dämpfers bei Ruderausschlag herabgesetzt, bzw. in der Wirkungsrichtung umgekehrt. Dies erfolgt durch Vergleich einer vorgegebenen, frei wählbaren, oder durch andere Steuerprogramme beeinflußbaren Winkelgeschwindigkeit ω_k mit der tatsächlichen Winkelgeschwindigkeit der Betätigung der Steuereinrichtung

Auf diese Weise wird die Steuerbarkeit des Schiffes weitgehend erhalten.

Fig. 6 und 7 zeigen das Flugverhalten des Luftschiffes nach Fig. 1 bei abgeschaltetem Dämpfer (Fig. 6) und zugeschaltetem Dämpfer (Fig. 7). Dargestellt ist die zeitliche Reaktion auf einen Höhenruderausschlag von -20° bei abgeschaltetem Dämpfer 10 aus einem gleichförmigen Horizontalflug heraus. Bei den Winkeln "Delta HR" δ_HR und Delta HR moduliert δ_{HR moduliert} handelt es sich jeweils um die Ausschläge des Höhenruders δ_HR ohne und mit Berücksichtigung der Dämpferkontur. Aus der Abbildung in Fig. 6 wird sichtbar, daß die Längsbewegung des Schiffes, die als Verlauf aus dem Längsachsenneigungswinkel ϑ° dem Anstellwinkel α° und dem Bahnneigungswinkel Θ° als positiver Winkelausschlag "Winkel°" in der Darstellung ersichtlich sind, durch starke Nickschwingungen gekennzeichnet ist, die in einem Zeitraum von 80 Sekunden nicht abklingen. Die Eigendämpfung des Schiffes reicht offensichtlich nicht aus, eine gute Steuerbarkeit zu ermöglichen.

Fig. 7 zeigt das Flugverhalten des Luftschiffes nach Fig. 1 mit eingeschaltetem Dämpfer 10. Dem Verlauf von δ_HR der Fig. 6 wurde das Dämpfungssignal der Dämpferkontur 5 von Fig. 5 aufmoduliert. Dies ergibt den Verlauf von δ_{HR moduliert}. Obwohl der Dämpfer 10 nur über 5° des gesamten Ruderwinkels verfügen kann, bewirkt er ein Abklingen der Schwingungen nach etwa 25 Sekunden (in der 65. s).

Bezugszeichenliste

1

Übertragungsfunktion

2

Steuerungskontur

3

Stellglied

4

Steuerhorn

5

Dämpfungskontur

6

Rückkoppelung

7

Signalverarbeitungseinheit

8

Zentrale Dämpfungssignalformierung

9

Signalformierung Winkelbeschleunigungsanstieg

10

Dämpfer

11

Signalformierung ω_SH

12

Anpaßschaltung mit Regulierung k, ω_k

100

Luftschiff

101

Luftschrauben

102

Ladebucht

110

Auftriebspunkt

111

Momentenschwerpunkt

120

Steuerung

121

Rückmeldung Balastwassertank

122

Steuergröße Balonettbelüftung

123

Rückmeldung Balastwassertank

124

Rückmeldung Balonettbelüftung

125

Eingang Schiffsgeräteausrüstung

130

Steuergröße Ventile

131

Steuergröße Pumpe

140

Steuergröße Schubvektoren

150

Leitwerk

151

Stabilisator

1

151

a Ruderblatt zu

1

152

Stabilisator

2

152

a Ruderblatt zu

2

153

Stabilisator

3

153

a Ruderblatt zu

3

154

Stabilisator

4

154

a Ruderblatt zu

4

155

Stabilisator

5

155

a Ruderblatt zu

5

157

Kratzwinkel

160

z Eingangsgröße Vertikalbeschleunigung

160

x Eingangsgröße Horizontalbeschleunigung.

160

y Eingangsgröße Querbeschleunigung

161

a Eingangsgröße Windgeschwindigkeit

161

b Eingangsgröße Schiebewinkel

162

a Eingangsgröße Außentemperatur
Winkelgeschwindigkeit Ausschlag
Δt Steuerhorn (ω_SH

)
V_G

Fluggeschwindigkeit
n_Z

Vertikales Lastvielfaches Bug
n_Z

Vertikales Lastvielfaches Heck
k Faktor
α° Anstellwinkel
δ_{HR modul}

modul Ausschlag Höhenruder moduliert
Θ Bahnneigungswinkel
t Zeitachse
B Steuergröße
ω_k

;Winkelgeschwindigkeit
δ_HR

Ausschlag Höhenruder

ϑ

Längsachsenneigungswinkel
° Winkel
A Steuergröße
X, Y, Z Steuerachsen
δ_SH

;Ausschlag Steuerhorn
Δ

ε

/Δt Eingangsgröße Anstieg Winkelbeschleunigung
Δδ_R

Differenz Ruderausschlag
δ_R

;Ruderausschlag

162

b Eingangsgröße Temperaturfeld Traggas

163

Eingangsgröße Seilzugkräfte

Claims (18)

1. Steueranordnung für die Steuerachsen (X, Y, Z) eines LTA Luftschiffes (100) mit einem daran anhaftenden Leitwerk (150) und Rudereinrichtungen, wobei durch einen von der Steueranordnung (120) veranlaßten Ruderausschlag (δ_R) der Rudereinrichtung das Luftschiff (100) in jeder Achse (X, Y, Z) positionierbar ist, und Dämpfungselemente (10) im Luftschiff (100) vorgesehen sind, um auftretende Schwingungen auf ein für den sicheren Flugbetrieb ausreichendes Niveau zu reduzieren, dadurch gekennzeichnet, daß der Ruderausschlag (δ_R) mit einem Steuerimpuls (Δδ_R) modulierbar ist, der einen zusätzlichen Ruderausschlag mit dämpfender Wirkung umfaßt.

2. Steueranordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerachsen in einem Fluglagerechner (8) Lage- und Bewegungsdaten des Luftschiffes (100) als aktiver Dämpfer (5) der Steueranordnung zuführbar sind.

3. Steueranordnung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß zusätzliche Steuerungsmittel (9, 12) angeordnet sind, zur gezielten Einwirkung auf das Übertragungsverhalten zwischen dem Steuerimpuls (Δδ_R) und dem Ruderausschlag (δ_R).

4. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die dämpfende Wirkung proportional dem Anstieg der Winkelbeschleunigung (Δε/Δt) um die jeweils zu dämpfende Achse erfolgt.

5. Steueranordnung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerachsen (X, Y, Z) jeweils einen paarweise angeordneten Trägheitsgeber zur Messung der Winkelbeschleunigung (Δε/Δt), eine Filteranordnung mit Vergleicher und nachgeschaltetem Differenzierglied umfassen.

6. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß Steuerachsen (X, Y, Z) eine Vergleichsschaltung umfassen zum Vergleich des Ist-Winkels des Ruderausschlages mit einem vorgegebenen Soll-Winkel für die Steuerung des Luftschiffes.

7. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß jede Steuerachse einen Adapter aufweist, mit dem die Empfindlichkeit des Dämpfers (10) der Fluggeschwindigkeit (v) anpaßbar ist.

8. Steueranordnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß neben der Fluggeschwindigkeit auch andere proportionale Einflußgrößen wie Gerätegeschwindigkeit (1 + v_G) oder Staudruck (1 + q) des Luftschiffes als Steuergröße für den Adapter vorgesehen werden können.

9. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Steuerimpuls (Δδ_R) dem Ruderausschlag (δ_R) einen Winkel von maximal ± 5° aufprägt, wobei der Ruderausschlag (δ_R) auf einen Winkel von 25° beschränkbar ist.

10. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerachsen (X, X, Y) jeweils eine Schwellwertsteuereinheit umfassen zur Anpassung der Empfindlichkeit des Dämpfers (10) an die Eigendämpfung des Luftschiffes (100).

11. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Rudereinrichtung eine Ruderanlage mit Ruderblättern umfaßt.

12. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß die dämpfenden Ruderausschläge eine Phasenverschiebung gegenüber dem durch die vorhandenen Winkelbeschleunigungen verfügbaren Signal aufweisen, und die Pasenverschiebung max. 5% einer Schwingungsdauer nicht überschreitet.

13. Verfahren zur Verbesserung der Steuerbarkeit eines mit geringer Eigendämpfung behafteten LTA Luftschiffes (100) mit Hilfe einer Steueranordnung (120) nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß Lage- und Bewegungsdaten des Luftschiffes (100) von der Steueranordnung (120) erfaßt, einem Fluglagerechner (8) zugeführt, verarbeitet und als Steuerimpuls (Δδ_R) für einen Ruderausschlag (δ_R) einer Rudereinrichtung (151a-155a) des Luftschiffes (100) vorgesehen werden.

14. Verfahren nach Anspruch 13, daß der Steuerimpuls (Δδ_R) als Stellglied für eine Rudermaschine mit angeschlossenen Ruderblättern vorgesehen wird.

15. Verfahren nach Anspruch 13 oder 14, dadurch gekennzeichnet, daß das zusätzliche Dämpfungselement (10) in jeder Steuerachse des Luftschiffes (10) vorgesehen wird und unabhängig durch den Fluglagerechner (8) verändert werden kann.

16. Verfahren nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß in der Steueranordnung (120) eine Anpassung der Dämpfungselemente in Abhängigkeit einer Winkelgeschwindigkeit des Ruderausschlages oder einer ihm proportionalen Größe der jeweiligen Steuerachse durchgeführt wird.

17. Verfahren nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Abstimmung der Winkelgeschwindigkeit durch Vergleich mit einer fest vorgebbaren oder durch Programmierung des Fluglagerechners eingebbaren Bezugsgröße (ω_k) durchgeführt wird.

18. Verfahren nach einem der Ansprüche 13 bis 17, dadurch gekennzeichnet, daß bei aktiven Flugmanövern des Luftschiffes (100) die Empfindlichkeit der Dämpfungselemente (10) herabgesetzt werden und die Dämpfungswirkung reduziert wird.