DE202007010854U1 - System zur Landestoßermittlung bei Luftfahrzeugen - Google Patents
System zur Landestoßermittlung bei Luftfahrzeugen Download PDFInfo
- Publication number
- DE202007010854U1 DE202007010854U1 DE200720010854 DE202007010854U DE202007010854U1 DE 202007010854 U1 DE202007010854 U1 DE 202007010854U1 DE 200720010854 DE200720010854 DE 200720010854 DE 202007010854 U DE202007010854 U DE 202007010854U DE 202007010854 U1 DE202007010854 U1 DE 202007010854U1
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- landing
- force detection
- detection system
- data
- aircraft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/02—Undercarriages
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface
- B64C25/58—Arrangements or adaptations of shock-absorbers or springs
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/006—Safety devices
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C25/00—Alighting gear
- B64C25/32—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface
- B64C2025/325—Alighting gear characterised by elements which contact the ground or similar surface specially adapted for helicopters
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Testing Of Balance (AREA)
Abstract
System
zur Landestoßermittlung
für Hubschrauber
dadurch gekennzeichnet, dass ein Gasdrucksensor den Druck und dessen
zeitlichen Verlauf in jedem Fahrwerksfederbein ermittelt, dieser
Druck oder der entsprechende elektrische Wert und die Höhe und der
dazugehörige
zeitliche Verlauf der Beschleunigungskräfte an der zellenseitigen Fahrwerksaufhängung in
einer Rechnereinheit erfasst und ausgewertet wird und auf einem
Anzeigesystem im Cockpit oder einer anderen geeigneten Stelle im
Luftfahrzeug zur Anzeige gebracht wird.
Description
- Allgemeines:
- Bei der Konstruktion von Hubschraubern wird das Fahrwerk so ausgelegt, dass es das maximal zulässige Abfluggewicht/Landegewicht des Hubschraubers, multipliziert mit einem festgelegten Beschleunigungswert, abfangen und die auftretenden Kräfte in die Zelle einleiten kann.
- Im Flugbetrieb wird das Luftfahrzeug von dem Piloten nach Gefühl, Erfahrung und mittels der Anzeige (Sinkgeschwindigkeit ft/min) unter dem dynamischen Einfluss wechselnder Umweltbedingungen wie z.B. Boen oder lokale Turbulenzen abgesetzt.
- Die Anzeige der Sinkgeschwindigkeit ist an sich schon sehr ungenau und träge. Das Absetzen erfolgt selten auf allen Fahrwerksbeinen gleichzeitig und der Absetzvorgang ist nicht gleichförmig.
- So kann es sein, das ja nach Untergrund (unebene oder schräge Fläche, Schiffslandungen), Windeinfuß und Pilotenerfahrung während der Landung die Belastungsgrenze des Fahrwerks erreicht und überschreiten wird.
- Es gibt bislang kein Aufzeichnungssystem, das diesen Vorgang aufzeichnet und/oder bewertet. Schädigungen im Bereich des Fahrwerkes, bzw. an den Krafteinleitungspunkten und in Folge davon an der Zelle und den dynamischen Komponenten können daher nicht frühzeitig erkannt werden. Unter bestimmten Umständen kann es erforderlich sein, dass das zulässige Abfluggewicht/Landegewicht in Notsituationen überschritten werden muss (Rettungseinsätze, militärische Einsätze). Die Kontrollen um dieses Luftfahrzeug wieder für den Flugbetrieb freizugeben sind entsprechend aufwändig obwohl dies nicht zwingend erforderlich sein muss. Dieser Aufwand kann erheblich reduziert werden, wenn die Landebelastung genau ermittelt wurde, da bei einer entsprechend weichen Landung es zu keiner Überlastung des Fahrwerkes und somit auch der Zelle usw. aufgrund der geringeren Beschleunigungskräfte kommt.
- Abgrenzung:
- Das System ist nicht mit einem herkömmlichen System zur Abfluggewichtsermittlung zu vergleichen. Zwar kann auch das Abfluggewicht als Nebenprodukt des Systems ermittelt werden, jedoch findet bei diesem System die Druckermittlung über den Gasdruck und nicht den Öldruck statt, dadurch werden Fehler im System verursacht durch Gaseinschlüsse im Fluid oder durch Fluidströmungen ausgeschlossen.
- Genaue Messungen in einem fluidgedämpften System sind erst nach dem Abschluss des Dämpfungsvorgangs aufgrund der Strömungsgeschwindigkeit im Dämpfungsfluid möglich und somit ungeeignet den maximalen Landestoß zu erfassen.
- Systeme die alleinig die Beschleunigungswerte erfassen berücksichtigen nicht den Verlauf der Beschleunigung über die Zeit und in Relation zum Druck im Dämpfungssystem. Bei kurzen, steilen Beschleunigungsimpulsen kann es zum Durchschlagen dieser Impulse aufgrund der Trägheit des Dämpfungssystems auf die Zelle kommen. In diesem Fall wird zwar ein hoher Beschleunigungswert erfasst, die dabei wirkende Kraft wird aber nicht berücksichtigt.
- Alle bisher bekannten Systeme verwenden auch keine Referenzeinheit um den Einfluss von schiefen Landeplätzen zu berücksichtigen.
- Das System zur Ermittlung der maximalen Landebelastung berücksichtigt alle vorher genannten Faktoren. Es ist so ausgelegt, dass der Verlauf der Belastung über die Absetzphase aufgezeichnet und ausgewertet wird. Somit ist sichergestellt, dass der Einfluss der Beschleunigung (Richtung, Stärke) in Bezug auf die auftretende Kraft erfasst und ausgewertet wird.
- Lösungsansatz:
- In das Luftfahrzeug wird ein System eingerüstet, dass den statischen Druck, mittels eines Drucksensors, den Gasdruck in jedem Fahrwerksfederbein ermittelt. Dazu wird eine Druckmesseinrichtung an geeigneter Stelle (z.b. Entlüftungsschraube) angebracht.
- Die Messdaten werden an eine zentrale Rechnereinheit übertragen und aufgezeichnet sowie ausgewertet.
- Die Rechnereinheit und/oder das Sensorsystem erhalten weitere Daten wie Beschleunigung, Federweg, Luftdruck, Raumlagedaten und Temperatur (Federbeingehäuse) um entsprechende sich verändernde Umweltbedingungen zu berücksichtigen.
- Die Rechnereinheit überträgt die Daten an eine Anzeigeeinheit im Cockpit.
- Folgende Basisfunktionalitäten sind vorgesehen.
-
- Ermittlung der wirkenden Kraft über die Zeit und Maximalwerterfassung in jedem Fahrwerksfederbein.
- Anzeige dieser Daten (ggf. menugeführt)
- Ermittlung der Beschleunigung über die Zeit und Maximalwerterfassung in jedem Fahrwerksfederbein.
- Anzeige dieser Daten (ggf. menugeführt)
- Ermittlung und Speicherung des Gesamtgewichtes
- Anzeige dieser Daten
- Ermittlung des Schwerpunktes für Längs- und Querachse
- Anzeige dieser Daten als Wert oder grafisch bezogen auf die Hubschraubermittelachse.
- Ermittlung und Speicherung des maximalen Landegewichtes pro Fahrwerksfederbein
- Anzeige dieser Daten (ggf. menugeführt)
- Ermittlung und Speicherung des Fahrwerkfederbeindruckes im entlasteten Zustand zur
- Ermittlung des Füllgrades
- Anzeige dieser Daten (ggf. menugeführt)
- Anzeige einer automatischen Warnung bei Überschreiten bzw. Unterschreiten von Grenzwerten
- Automatische Deaktivierung/Aktivierung des Systems mit den Ein- und Ausfahren des Fahrwerkes.
- BiV-Verträglichkeit der Anzeige
- Überwachung von Bodenresonanzverhalten und Warnung bei Erreichung von Schwellenwerten.
- Diese Basisdaten können erweitert werden durch zusätzliche Funktionalitäten:
- Masse- und Schwerpunktsaktualisierung über Einbeziehung des aktuellen Kraftstoffverbrauchs
- Masse- und Schwerpunktsaktualisierung über manuele Eingabe von Daten nach Lastabwurf/Lastaufnahme oder dem Absetzen von Fallschirmspringern oder nach Fast roping.
- Kopplung mit der AFCS-Anlage für einen automatischen Absetzvorgang des Luftfahrzeuges.
Claims (13)
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber dadurch gekennzeichnet, dass ein Gasdrucksensor den Druck und dessen zeitlichen Verlauf in jedem Fahrwerksfederbein ermittelt, dieser Druck oder der entsprechende elektrische Wert und die Höhe und der dazugehörige zeitliche Verlauf der Beschleunigungskräfte an der zellenseitigen Fahrwerksaufhängung in einer Rechnereinheit erfasst und ausgewertet wird und auf einem Anzeigesystem im Cockpit oder einer anderen geeigneten Stelle im Luftfahrzeug zur Anzeige gebracht wird.
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass die Lage und deren zeitlicher Verlauf des Luftfahrzeuges im Raum mittels eines Fluglagesensors erfasst wird und in einer Rechnereinheit bei der Auswertung der Sensordaten berücksichtigt wird.
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass die erfassten Fahrweksdruckdaten unter Berücksichtigung der Fluglagedaten zur Ermittlung des Luftfahrzeugsschwerpunkts und des Abfluggewichts in einer Rechnereinheit verwendet werden und auf einem Anzeigesystem im Cockpit oder einer anderen geeigneten Stelle im Luftfahrzeug zur Anzeige gebracht werden.
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass die erfassten Daten gespeichert werden und über eine Schnittstelle oder ein Wechselspeichermedium ausgelesen werden können.
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass die erfassten Daten als Wert oder grafisch bezogen auf die Hubschraubermittelachse grafisch auf dem Anzeigesystem dargestellt werden.
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass der Fahrwerkfederbeindruckes im entlasteten Zustand zur Überprüfung des Füllgrades ermittelt und gespeichert und auf einem Anzeigesystem angezeigt wird.
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass die Daten in einer Rechnereinheit ausgewertet werden und eine Anzeige auf einem Anzeigesystem einer automatischen Warnung bei Überschreiten bzw. Unterschreiten von Grenzwerten erfolgt.
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass eine Aktivierung und Deaktivierung des Systems automatisch beim Ein- und Ausfahren des Fahrwerks erfolgt.
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass die Kraftstoffverbrauchsdaten durch einen zusätzlichen Sensor erfasst, oder im Luftfahrzeug vorhandene Kraftstoffverbrauchsdaten, oder Kraftstofftankfüllstandsdaten und Daten über abgesetzte oder abgeworfenen Ladung für die Rechnereinheit durch automatische Übertragung oder manuelle Eingabe über ein Bedienfeld verwendet werden um die Schwerpunkts- und Fluggewichtsberechnung zu aktualisieren.
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass das Anzeigesystem BiV-verträglich ausgelegt ist.
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass die erfassten Sensordaten im Rechnersystem ausgewertet und zur Überwachung von Bodenresonanzverhalten und zur Anzeige einer Warnung bei Erreichung von Schwellenwerten verwendet werden.
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass die erfassten Sensordaten unter Kopplung mit der AFCS-Anlage (Autopilotenanlage) für einen automatischen Absetzvorgang des Luftfahrzeuges verwendet werden.
- System zur Landestoßermittlung für Hubschrauber nach Anspruch 1 dadurch gekennzeichnet, dass die erfassten Daten automatisch so aufbereitet werden, dass nur die Daten zur Anzeige kommen, welche die vorgesehen konstruktiven Limitierungen überschreiten. Diese Anzeige kann ggf. erst nach Eingabe eines besonderen Codes wieder gelöscht werden. Die Limitüberschreitungen können ggf. in Klassen eingeteilt sein und diesen Klassen können besondere Inspektionsmassnahmen zugeordnet sein.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE200720010854 DE202007010854U1 (de) | 2007-08-05 | 2007-08-05 | System zur Landestoßermittlung bei Luftfahrzeugen |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE200720010854 DE202007010854U1 (de) | 2007-08-05 | 2007-08-05 | System zur Landestoßermittlung bei Luftfahrzeugen |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE202007010854U1 true DE202007010854U1 (de) | 2007-10-11 |
Family
ID=38580549
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE200720010854 Expired - Lifetime DE202007010854U1 (de) | 2007-08-05 | 2007-08-05 | System zur Landestoßermittlung bei Luftfahrzeugen |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
DE (1) | DE202007010854U1 (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2995281A1 (fr) * | 2012-09-13 | 2014-03-14 | Eurocopter France | Procede et aeronef pour minimiser les risques de renversement de cet aeronef au sol |
-
2007
- 2007-08-05 DE DE200720010854 patent/DE202007010854U1/de not_active Expired - Lifetime
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2995281A1 (fr) * | 2012-09-13 | 2014-03-14 | Eurocopter France | Procede et aeronef pour minimiser les risques de renversement de cet aeronef au sol |
CN103661964A (zh) * | 2012-09-13 | 2014-03-26 | 尤洛考普特公司 | 使飞机在地面上倾倒的风险达到最小的方法和飞机 |
CN103661964B (zh) * | 2012-09-13 | 2016-04-06 | 空客直升机 | 使飞机在地面上倾倒的风险达到最小的方法和飞机 |
US9796470B2 (en) | 2012-09-13 | 2017-10-24 | Airbus Helicopters | Method and an aircraft for minimizing the risks of the aircraft toppling on the ground |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8180504B1 (en) | Aircraft landing gear compression rate monitor and method to increase aircraft landing weight limitation | |
JP4873391B2 (ja) | 負荷インジケータ | |
US7193530B2 (en) | Aircraft landing gear automated inspection and life limitation escalation system and method | |
US7274310B1 (en) | Aircraft landing gear kinetic energy monitor | |
EP1917188B1 (de) | Landebelastungsüberwachungsvorrichtung für flugzeugfahrwerk | |
CN101746500B (zh) | 直升机非水平地面降落高度差补偿装置及方法 | |
CH656714A5 (de) | Gewichtsmess- und ausgleichsvorrichtung. | |
EP3360796B1 (de) | Hartlandungserkennungsystem | |
CN103593515B (zh) | 一种飞行器挂架载荷设计方法 | |
DE202007010854U1 (de) | System zur Landestoßermittlung bei Luftfahrzeugen | |
AT509122B1 (de) | Fliehkraftsimulator für paragleiten | |
EP3808655B1 (de) | System zur nutzlastüberwachung, flugzeug und verfahren | |
Burcham Jr et al. | Development and flight test of an emergency flight control system using only engine thrust on an MD-11 transport airplane | |
DE102012015491B4 (de) | Anordnung aus einem Luftfahrzeug und einer abwerfbaren Luftfahrzeug-Außenlast sowie Verfahren zur Ermittlung von für einen Abwurf einer Außenlast von einem Luftfahrzeug zulässigen Flugzuständen und Parametern einer Abgangsregelung für die Außenlast | |
DE202015104591U1 (de) | Hubschrauber mit mehreren Rotoren und variabler Blattsteigung | |
DE60214966T2 (de) | Selbstnivellierende Hubvorrichtung | |
DE202006018006U1 (de) | Landungsnotwagen mit Stützenblöcken | |
WO2017190839A1 (de) | Torque sensor v | |
CN220786183U (zh) | 一种面向多场景下的专业无人机用起降机构 | |
DE102014216729B4 (de) | Steuervorrichtung und steuerverfahren für ein fluggerät mit einer rettungseinrichtung | |
DE212022000130U1 (de) | Dynamisches Bordsystem zur automatischen Messung der Masse und des Gleichgewichts, der Nick-, Gier-, Roll- und Gleichgewichtsversetzung eines Flugzeugs auf der Erde und im Raum | |
EP2974959B1 (de) | Luftdrucksonde für fallschirm | |
Bender et al. | Airworthiness and Flight Characteristics Test (A&FC) of the CH-47D Helicopter | |
CH712363A2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zum Überwachen des Startvorgangs eines Flugzeugs. | |
Phillips | Technology Innovations for Aircraft'Hard Landing'Events. |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
R207 | Utility model specification |
Effective date: 20071115 |
|
R163 | Identified publications notified | ||
R150 | Term of protection extended to 6 years |
Effective date: 20100907 |
|
R151 | Term of protection extended to 8 years | ||
R151 | Term of protection extended to 8 years |
Effective date: 20130910 |
|
R152 | Term of protection extended to 10 years | ||
R071 | Expiry of right |