DE2214048A1

DE2214048A1 - Vorrichtung zur Stabilitätsverstärkung eines in einem strömungsfähigen Medium bewegten Fahrzeuges

Info

Publication number: DE2214048A1
Application number: DE19722214048
Authority: DE
Inventors: Ekiahu Haifa Nissim (Israel)
Original assignee: National Aeronautics and Space Administration NASA
Current assignee: National Aeronautics and Space Administration NASA
Priority date: 1971-03-25
Filing date: 1972-03-23
Publication date: 1972-10-05
Also published as: FR2130309A1; GB1327554A; JPS5740000B1; SE382791B; CA963126A; FR2130309B1; US3734432A; IT950142B

Description

PATENTANWALT Anw. Akte:

Dipl.-Ing. Wolfgang K. Rauh 1-373

51 AACHEN

Krefelder Straße 35 · Telefon 36452 ' 2214048

PATENTANMELDUNG

Anmelder: National Aeronautics and Space Administration Washington DC 20 546/U SA

Priorität: 25. (yiärz 1971 USA Serial No. 127 915

Bezeichnung: Vorrichtung zur Stabilitätsverstärkung eines in einem strömungsfähigen Medium bewegten.Fahrzeugs

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Verstärkung der Stabilität eines in einem strömungsfähigen Medium bewegten, mit einem Auftriebsglied versehenen Fahrzeuges, insbesondere, bei Störungen durch Flattern, Strömungsstößen (Böen) und Instabilitätserscheinungen . Insbesondere betrifft sie eine Vorrichtung zur Dämpfung von Torsions- und Biegebeanspruchungen eines schwingenden Gliedes.

Bei typischen Großraumflugzeugen und insbesondere bei Übe.rschalltransportflugzeugen ist zur Vermeidung von Flatterproblemen eine erhöhte Versteifung erforderlich. Die hierbei auftretende Gewichtsvergrößerung'setzt jedoch enge Grenzen und ist, soweit sie überhaupt technisch zu verantworten wäre, zu teuer.

Eine bessere Möglichkeit wäre es daher, ein aerodynamisches Steuersystem zu schaffen, das aktiv dBtn Flattern entgegenwirkt und dazu beiträgt, Gewicht zu sparen und die Ermüdungserscheinungen des Materials zu reduzieren.

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Ein solches Steuersystem müßte jedoch zugleich das Flattern unterdrücken, auftretende StrömungsstöGe (Böen) abfangen und Fahrzeuginstabilitäten steuern und ziuar trotz solcher Variablen uiie Schwingungsfrequenz, Schwingungsart, iYlach'sche Zahl im Unterschallbereich, Masse, Steifigkeit, elastische Achsanordnung oder Anordnung des Gesamtschuierpunktes.

Das Flattern besteht typischeruieise sourohl aus Torsionsais auch Biegebeanspruchungen, d.h. einem Verdrehen und einem Auf- und Abschwingen eines Körpers. Eine aktive Steuerung des Flatterns eines Tragflügels wurde bisher erzielt durch eine rückwärtige schwenkbare Leitfläche. Die Instabilität einer einzelnen, rückwärtigen oder vorderen Leitfläche zur gleichzeitigen Dämpfung gewisser Kombinationen won Torsions- und Biegebeanspruchungen des flatternden Gliedes erwies sich jedoch als nachteilig und ungenau. Ulenn nämlich eine einzelne Leitfläche uerschwenkt wird, um der beim Flattern auftretenden Biegebeanspruchung entgegenzuwirken, kann diese Schwenkbewegung dazu beitragen, die Torsions- * beanspruchung zu verstärken und umgekehrt.

Der vorliegenden Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zur Unterdrückung des Flatterns und anderer Instabilitäten zu schaffen, die eine wesentliche Gewichtszunahme des Fahrzeuges vermeidet.

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Die Erfindung iuird darin gesehen, daß einerseits an der ■ Vorderkante und andererseits an der rückwärtigen Kante des Auftriebsgliedes je ein durch je eine am Auftriebsglied angebrachte Steuereinrichtung bewegbares Steuerglied angebracht ist, das zur Erzeugung von den Störungen entsprechenden Störsignalen am Auftriebsglied Sensoren angebracht sind, deren Ausgänge mit einem Rechner verbunden sind, der die Störsignale in den Störungen entgegenwirkende Steuersignale umwandelt und an die Steuereinrichtungen mi/eterleitet, die diese Steuersignale ihrerseits in BeuiegungsgröGen zur Steuerung der Steuerglieder umwandeln.

Beim Zusammenwirken der vor.deren und rückwärtigen Leitflächen kann sowohl der Torsions- als auch der Biegebeanspruchung gleichzeitig entgegengewirkt werden.

Vorteilhaft ist vorgesehen, daß das Auftriebsglied ein Tragflügel ist und daß die Steuerglieder an diesem angelenkte vordere und rückwärtige, gemeinsam betätigte Leitflächen sind, die den Auftrieb und das Kippmoment des.Tragflügels verändern.

Die von den Sensoren ermittelten Störungen werden als elektrische Störsignale in ein System zur Stabilitätsverbesserung eingespeist. Sie aerden dort in Steuersignale für die vor-

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deren und rückwärtigen Leitflächen umgewandelt. Dabei sichert eine Rückkopplung die Ausführung der Steuerbeuuegung.

Die Umu/andlungsfaktoren, die die Störisignale in Steuersignale umwandeln, ergeben sich durch einen theoretischen Optimier'vorgang, der noch im einzelnen erläutert wird. Gewisse Umujandlungsfaktoren reagieren in erster Linie auf Flatterstörungen, mährend gewisse andere Umwandlungsfaktoren Strömungsstöße oder Instabilitätserscheinungen des Fahrzeuges reduzieren.

Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, daß der Rechner so gestaltet ist, daß er erste und zweite Störsignale von den Sensoren empfängt und in erste und zweite Steuersignale umwandelt, die den folgenden Gleichungen genügen:

β «[c (1,1) + iG (1,1)J h/b +[c (1,2) + IG (1 ,2) ]

(S =[ C (2,1) + iG (2,1)] h/b + [c (2,2) + iG (2,2) J

wobei P und O das erste und zweite Steuersignal sind, h und O" den linearen und UJinkelkomponenten der Störbewegung entsprechen, b eine Konstante,· proportional der Flügelsehne des Auftriebsgliedes ist, i eine 90°-Phasenvoreilung darstellt und die Ausdrücke C (1,1); C (1,2); C (2,1); C (2,2)

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und G (1,1); G (1,2); G (2,1 ); G (2,2) v/orbestimmte Übertragungsfunktionen sind.

Ein Flugzeug, das dynamisch durch n-Vibrationsarten vertreten ist, kann höchstens n/2 Paare won vorderen und rückwärtigen Leitflächen haben. Die Steuerung des Umwandlungs-'faktors, der sich auf die durch das Flattern bewirkten Hauptangriff sujinkel bezieht und das Verschwenken der vorderen Leitfläche steuert, verhindert eine ungünstige Flatterwirkbing zwischen den starren Abschnitten des flatternden Gliedes und Abschnitten des flatternden Gliedes, die die vorderen und rückwärtigen Leitflächen tragen.

Das Flattern einer Tragfläche mit einem verformbaren Flügelgurtquerschnitt kann durch sorgfältige Anordnung von Flattersensoren überwacht werden. Die Anordnung von Rotationssensoren auf den Leitflächen selbst zur Messung der Steuerauslenkung infolge von Verformungen des Gurtquerschnittes ergibt einen Bezugswert für eine Steuerschleife des Stabilitätserhöhungssysterns. Die Steuersignale dieses Systems werden mit der durch die Gurtverformung bewirkten Auslenkung der Leitflächen verglichen, damit man die erforderlichen Korrektur-, auslenkungen erhält. Die Stabilisierung der Zustandswerte am starren Körper des Fahrzeuges kann durch sorgfältige Anordnung von Leitflächenpaaren in Bezug auf den Schwerpunkt

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des Fahrzeuges Übermacht merden, wobei solche Leitflächenpaare sowohl an Tragflächen als auch am Leitwerk verwendet werden können. Eine kurze Analyse der erforderlichen Steuerkräfte hat ergeben, daß die erforderliche Energie zur Betätigung der Leitflächensteuerung im Rahmen der fflöglichkeiten moderner Systeme liegt.

Die Erfindung ist nachstehend anhand der Zeichnung häher erläutert und zwar zeigen:

Fig. 1a einen symmetrischen Tragflügelquerschnitt

(O-Wölbung) mit Luftanströmung unter Q Grad und vorderen und rückwärtigen Leitflächen,

Fig. 1b den gleichen Tragflügelquerschnitt mit nach unten geklappter rückwärtiger Leitfläche zur Erzeugung einer positiven Wölbung un-d eines positiven Anströmwinkels,

Fig. 1c den gleichen Tragflügelquerscfenitt mit nach unten geklappter vorderer Leitfläche zur Erzeugung einer positiven Ulölbung und eines negativen Anströmwinkels,

Fig. 1d den gleichen Tragflügelquerschnitt mit entgegengesetzt geklappten vorderen und hinteren Leitflächen, so daß die tatsächliche Wölbung gleich Null und der Anströmwinkel positiv sind,

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Fig. 2 ein Schema eines Tragflügel querschnitts mit v/orderen und rückwärtigen Leitflächen mit gewissem Abstand und Winkel won einer Bezugslinie entfernt dargestellt,

Fig.3a ein Funktiahsschema eines Stabilitätsverstärkungssystems, das die Flatterbewegung und erhaltenen Frequenzsignale von ziuei linearen Beschleunigungsmessern am flatternden Flügel in Signale umwandelt, die die vorderen und rückwärtigen Leitflächen verschwenken* um der Flatterbewegung entgegenzuwirken,

F ig.3b ein Schema eines Stabilitätsverstärkungsssystems, das die Flatterbeuiegungssignale von umlaufenden und linearen Beschleunigungsmessern in Signale umwandelt, die den Steuerauslenkungen aufgrund einer konstanten Referenzfrequenz (J* entgegenwirken,

Fig. 4 eine Draufsicht auf einen Tragflügel mit mehreren, über seine Spannweite verteilten vorderen und rückwärtigen Leitflächenpaaren,

Fig. 5 eine Draufsicht auf ein Pfeilflügelflugzeug mit einem Paar vorderer und rückwärtiger Leitflächen nahe den Tragflügelenden und hinter dem Schwerpunkt des Flugzeuges,

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Fig. 6a eine schematische Darstellung eines verformbaren Tragflügelgurtquerschnittes und

Fig. 6b eine vereinfachte schematische Darstellung eines verformbaren Tragflügelgurtquerschnittes mit vorderen und rückwärtigen Leitflächen.

In allen Figuren sind für gleiche Teile gleiche Bezugszeichen verwendet.

Fig. 1 zeigt einen symmetrischen Tragflügelquerschnitt 10 mit einer rückwärtigen Leitfläche 11 und einer vorderen Leitfläche 12. Beide Leitflächen 11,12 sind auf- und abschuienkbar angelenkt und besitzen gleiche Gurtquerschnitte. Ein symmetrischer Querschnitt sowie Leitflächen mit gleicher Sehnenlänge sind nur zur Erläuterung gewählt worden und sollen die Erfindung keineswegs hierauf beschränken.

Fig. 2 zeigt schematisch einen Tragflügelquerschnitt 10. Der Tragflügel 10 flattert, wobei er um den Abstand h von einer Bezugsebene entfernt ist. Er dreht sich dabei um den UJinkel cX< gegenüber der Bezugsebene. Die Flatterbewegungen können durch zwei Sensoren 13,14 ermittelt werden, die auf oder in dem Tragflügelquerschnitt 10 mit bekanntem Abstand (in %) von der vorderen Leitflächenkante entfernt sind.

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Der vordere Sensor 13 und der rückwärtige Sensor 14 ermitteln entweder die Entfernungen h^ oder h„ von der Bezugsebene oder eine zeitliche Ableitung von der Entfernung (Geschwindigkeit, Beschleunigung). Darüberhinaus kann, alternativ, ein Sensor für eine umlaufende und ein Sensor für eine lineare Bewegung an der Stelle 15 angeordnet sein, um die Rotation des Tragflügelquerschnittes um seinen mittleren aerodynamischen Mittelpunkt und den Abstand von der Bezugsebene zu messen.

Die Länge der Flügelsehne ist = ¥ oder 2 b. Der Auslenkungswinkel der vorderen Leitfläche 12 bezüglich der neutralen Profilsehne P , während der Auslenkungswinkel der rückwärtigen Leitfläche 11 mit 0 bezeichnet ist.

Fig. 3a zeigt ein schematisches Beispiel für ein System zur Stabilitätsverhesserung, bei dem Signale zweier linearer Beschleunigungsmesser entsprechend den Sensoren 13, 14 in Fig. 2 verwendet werden, die den Abstand 4 c" voneinander haben. Wenn die Schwingfrequanz &, der Abstand b (in Fig.2) und die Übertragungsfunktionen G (2,1), C (2,1), C (2,2), G (2,2), C (1,1), G (1,2), G (1,1) und C (1,2) berechnet oder bekannt sind, kann das StabilitätsvarbessBrungssystam die Steuerauslenkungen P und ο berechnen. Die mit G bezeichneten Funktionen sind phasenverschoben (d.h. senkrecht zur Ent-

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fernung), während alle anderen in Phase sind, uiie dies noch unten im einzelnen erläutert wird.

Die in Fig. 3a gezeigte AusfUhrungsfarm besitzt zwei lineare Beschleunigungsmesser 30,31, die den Sensoren 13 und 14 entsprechen. Der Ausgang des Beschleunigungsmessers 30 ist ein Signal proportional h 1 (d.h. der zweiten Ableitung des Abstandes h 1 in Fig. 2 nach der Zeit) und der Ausgang des

4 *

Beschleunigungsmessers 31 ist h 2 (d.h. die zweite Ableitung des Abstandes h 2 nach der Zeit). Die Signale h 1 und H 2 werden in einen Subtraktor 32 eingespeist, der ein Signal entsprechend h J - h>f abgibt. Dieses Signal wird

in einem Teiler 33 durch die Konstante 4 "C geteilt, so daß

V "

sich ein Signal <C ergibt. Das Signal h 1 wird in einem Teiler 34 durch die Konstante b geteilt und ergibt ein Signal h 1/b. Beide Signale h 1/b und cc werden in Integratoren 35 bzw. 36 integriert und führen zu Signalen h 1/b und «< Diese Signale werden wiederum jeweils von Integratoren 37 und 38 zu Signalen h 1/b und 06 integriert. Die Signale h 1/b und «C werden durch Teiler 39,40 durch Ώ. geteilt und führen zu Werten ih 1/b und i <h .

Das Signal CtP wird won einem Analogrechner aus dem Ausgang eines der Beschleunigungsmesser 30, 31 oder eines hiervon verschiedenen an einer anderen Stelle befindlichen Beschleunigungsmesser erzeugt, die einen Eingang zum Rechner 41

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liefern. Es können verschiedene Arbeitsweisen vorgesehen werden, um im Rechner 41 den UJert (*9 zu errechnen. - Eine Methode dieser Art beruht auf der einfachen Bezeiehung der harmonischen Bewegung:

J Beschleunigung I : !Entfernung I

Eine andere methode mißt die "Periode" durch Ermittlung der Null-Durchgänge. OU kann auch - bei einigen Ulirkungsverlusten des Systems - konstant gemacht werden.

Das Signal ih 1/b wird in Vervielfacher 42 und 47, das Signal h 1/b in Vervielfacher 43, 46, das Signal i<^» in Vervielfacher 45, 48 und das Signal«^ in Vervielfacher 44 und 49 ein*· gegeben. Die Ausgänge der Vervielfacher 42-45 werden in einem Addierer 50 zusammengezählt und ergeben das Signal O, während die Ausgänge der Vervielfacher 46-49 in einem Addierer 51 zusammengezählt werden und das Signaip ergeben. Das Signal h uiird der Steuerungseinrichtung 52 für die rückwärtige Leitfläche eingegeben, die die Bewegung eines Steuerelements 53 der rückwärtigen Leitfläche steuert, während das Signal D einer Steuereinrichtung 54 zugeführt wird, die die Bewegung eines Steuerelements 55 für die vordere Leitfläche steuert. Die Steuereinrichtungen 52 und 54 können von beliebiger B§uart sein, beispielsweise ein Servo-IYlotor, der ein elektrisches Signal in eine mechanische Bewegung um-

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wandelt. Ein Sensor an jeder Steuerfläche tastet die Ablenkungen der Steuerflächen y und 0 _u ab. Die Fehlerfunktionen (ß ~fi) ^und ( <$ - σ) u/erden dann durch eine normale Rückkopplungsschaltung gebildet. Diese Sensoren für die Steuerflächen und die Rückkopplungsschaltungen sind für sich bekannt und in den Fig. 3a und 3b nicht dargestellt. In ähnlicher Weise sind die anderen Elemente der Fig. 3a bekannt und werden hier auch nicht näher erläutert.

Fig. 3b unterscheidet sich von Fig. 3a durch die Verwendung einer konstanten Referenzfrequenz <Ί? statt der tatsächlichen (gemessenen) Frequenz uP sowie in den Eingängen der Flatterseneoren. Hier werden in einem Tragflügelquerschnitt zwei Flattersensoren zusammengefaßt (siehe Stelle 15 in Fig.2), um die Rotationsbeschleunigung Jw und die Linearbeschleunigung h zu messen. Die Anordnung in Fig. 3b unterscheidet sich von derjenigen nach Fig. 3a darin, daß ein Ulinkelbeschleunigungsmesser 56 anstelle des linearen Beschleunigungsmessers 31 verwendet wird und daß ein Subtraktor 32, ein Teiler 33 und ein Analogrechner 41 nicht verwendet sind. Dies bedeutet, daß der Ausgang des Beschleunigungsmessers direkt in den Integrator 36 eingegeben wird, weil <rf konstant ist.

Fig. 4 zeigt einen Tragflügel 20 mit einer Flügelspitze 21 und verschiedenen, paarweise angeordneten vorderen und rück-

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wärtigen Leitflächen 12 und 11, Die Leitflächenpaare seien nachstehend bezeichnet als Außen-,Innen- und mittlere Leitflächenpaare entsprechend der Bezeichnungstiteise, wie sie bei Flugmotoren verwendet wird.

Fig. 5 zeigt ein Luftfahrzeug 15 mit einem Pfeilflügel und einem Paar Leitflächen 12 (vorne) und 11 (hinten), die hinter dem Gesamtschuierpunkt 16 des Flugzeuges angeordnet sind, was sich aus ihrer Anordnung am äußeren Ende des Tragflügels ergibt.

In Fig. 6a ist ein verformbarer Tragflügalquerschnitt 10 dargestellt. Der-mittlere Sehnenabschnitt des Tragflügelquerschnittes 10 zwischen den-Flattersensoren 13 und 14 (vfjl.Fig. 2) ist praktisch starr. Die flexibleren Querschnitte der vorderen und rückwärtigen Leitflächen, in denen die Steuereinrichtungen 12 und 11 angeordnet sind, sind auch mit Stellungssensoren 17 und 1Θ ausgerüstet, dia in etwa die Verformung der vorderen und rückwärtigen Leitflächen in Bezug auf ihre Sehnen messen. Die Sensoren 17 und 18 können Rotationsbeschleunigungsmesser sein, die nahe der Gelenkachse angeordnet sein können.

Die Verformung des verformbaren Tragflügelquerschnittes kann durch den Tragflügelquerschnitt 10 in Fig. 6a angenähert werden.<λ> stellt den äquivalenten Angriffswinkel

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des verformten Tragflügelquerschnittes 10 dar, während " und ^υ die entsprechenden Steuerablenkungen der v/orderen und rückwärtigen Leitflächen für den verformten Tragflügelquerschnitt 10 darstellen. cL|₇ und cL„ stellen die tUinkelbeu/egung der vorderen und rückwärtigen Leitflächenteile des Gurtes dar, der durch die Sensoren 17 und 18 gemessen ist.

Die Wirkungsweise der vorliegenden Erfindung ergibt sich wie folgt:

Fig. 1 zeigt die Wirkung der nach unten gerichteten Ablenkung der vorderen und rückwärtigen angelenkten Leitflächen, Wenn man beispielsweise ein symmetrisches Tragflügelprofil verwendet, ergibt sich ein Angriffswinkel » 0 und eine Q-Wölbung, wenn die Steuereinrichtungen nicht abgelenkt sind. Eine nach unten gerichtete Ablenkung des rückwärtigen Leitfläche, wie sie in Fig. 1b dargestellt ist, bewirkt eine Drehung der Flügelsehns in einen positiven Angriffswinkel und verändert zugleich die Kurvengebung des Tragflügelquerschnittes in eine positive Wölbung. Diese beiden Wirkungen sind additiv. Die nach unten gerichtete Ablenkung der vorderen Leitfläche gemäß Fig. 1 bewirkt eine Drehung der Flügelsehne um einen negativen Angriffswinkel, obgleich die Wölbung weiterhin positiv bleibt. Aus diesem Grunde uiird die Änderung der durch die Ablenkung der vorderen Leitfläche nach oben oder unten teilweise durch die Drehung der Flügel-

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sehne aufgehoben und ergibt eine ungünstige oder negative Änderung des Angriffwinkels· Hier ist der besondere Vorteil der Steuerung mit der rückwärtigen Leitfläche ersichtlich um den Auftrieb des Tragflügelquerschnittes gegen die Wirkung der vor* deren Leitfläche zu ändern. , .

Die Betätigung der vorderen und rückwärtigen Leitflächen in entgegengesetzten Richtungen, wie sie Fig. 1d darstellt, kann im wesentlichen zu einem symmetrischen Tragflügelquerschnitt mit positiven Angriffswinkeln führen» der tritz der Tatdache, dass die beiden Leitflächen hinsichtlich der Wölbung kreuzweise arbeiten, einen stärkeren Auftrieb bewirkt« Lässt man die Wirkungen der Angriffswinkel ausser Betracht, so erkennt man, dass die Ablenkungen der Leitflächen in den Fig· Ib und 1c eisen grösseren Auftrieb durch eine Zunahme der Wölbung hervorrufen. Aus den Grundlehren der Aerodynamik ergibt sich, dass ein positiv ge« ujölbtes Tragflügelprofil typischerweise ein negatives (mit der Nase nach unten gerichtetes ) Kippmoment um das aerodynamische Zentrum (a.c.) erzeugt, während das Kippmoment um das aerodynamische Zentrum bsi einem symmetrischen Tragflügelprofil gleich Null ist· Die Ausbildung gemass den Fig. 1b und 1c wird somit einen positiven Auftrieb verbunden mit einem (negativen) ,it der Nase nach unten gerichteten Kippmoment um das aerodynamische Zentrum erzeugen, während die Darstellung der Fig. 1d einen positiven Auftrieb erzeugt, wobei das Kippmoment um das

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aerodynamische Zentrum gleich Null ist, Darüberhinaus kann die Ablenkung der Leitfläche gemäß Fig. 1c im Verhältnis zum Auftriebs .wechsel einen weiten Iflomentenwechsel herbeiführen.

Hier liegt der Vorteil hinsichtlich der Flattersteuerung durch gemeinsame Betätigung der vorderen und rückwärtigen Leitflächen. Dae an einem Tragflügelquerschnitt entlang eines Tragflügels analysierte Flattern umfaßt ein Biegen, wobei der Tragflügelquerschnitt translatorisch auf und ab schwingt und sich verdreht, wobei der Tragflügelquerschnitt sich mit seiner Nase auf und ab dreht* Um das Falttern an diesem Tragflügelquerschnitt zu bekämpfen, muß ein I\y^ffyf/Lh erzeugt werden, um dem Biegen entgegen zu arbeiten und muß ein Itioment erzeugt werden, das die Torsionsbeuiegung aufhebt. Blit der vorderen oder rückwärtigen Leitfläche allein kann die Steuerablenkung, die benötigt wird, um d tr\ erforderlichen :Ai/ftn"äb herbeizuführen, das erforderliche Moment um das aerodynamische Zentrum herstellen oder nicht. Verwendet man beide Steuereinrichtungen gemeinsam, so erlaubt die Veränderung der Wölbung und des Angriffswinkels die Herstellung eines genauen Gleichgewichtes zwischen 'Auftrieb und Kippmoment, so daß gleichzeitig die Torsions- und die Biegebe- · wegung bekämpft werden können. Obgleich die Steuereinrichtungen gemeinsam arbeiten, ist, wie oben bemerkt, die Steue-

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- 17 .τ \ -

rung der rückwärtigen Laitflache wirksamer zur Beeinflussung des· ^vfirfttoii, mährend die hauptsächliche (jedoch nicht alleinige) Verwendung der vorderen Leitfläche das Moment um das aerodynamische Zentrum beainfluBt.

Um das Flattern zu steuern, müssen die Torsions- und Biegebewegungen entlang eines Querschnittes des Tragflügels, der vordere und rückwärtige Leitflächen .-aufweist, gemessen werden. Die Schwingungsfrequenz muß ebenfalls gemessen werden, wenn das in Fig. 3a verwendete Schema verwendet wird, während nach dem Schema der Fig. 3b eine konstante Bezugsfrequenz verwendet.werden kann. Es sind mindestens zwei Sensoren zur Messung der beiden Fistterbewegungen erforderlich. Wie Fig.2 zeigt, werden zwei BeschlBunigungsmesser 13 und 14 im Tragflügel" neben, aber nicht auf dan Leitflächen angeordnet. Fig. 2 zeigt die gewünschtenWerte h1 und h2, die den Abstand der Sensoren 14 und. 13 von einer Bezugssehne darstellen. Die Sensoren 13 und 14 sind im Abstande 4 "B" voneinander entfernt, um die Flattersteuertechnik darzustellen und um der Trigonometrie der Fig. 3a zu entsprachen, die ein Blockschaltbild für die Betätigung einer'Stabilitätsverbasserungseinrichtung zeigt. Die Beschleunigungsmesser 13 und 14 übermitteln lineare Beschleunigungssignale h 1 und h 2, die den UJsrt <k> durch eine einfache Trigonometrie ergeben. Die doppelte Integration

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führt zu den liierten h 1 und oU · Die Frequenz QL erhält man durch tatsächliche Messung nach der methode der Fig. 3a.

In Fig. 3b ist ein abgewandeltes Sensorschema verwendet, uo-

bei ein Rotationsbeschleunigungsmesser den Ufert d> und ein linearer Beschleunigungsmesser die Uierte h in das Stabilitätserhöhungssystem einführen. Die beiden Sensoren können, wie in Fig. 2 dargestellt ist, an der Stelle 15 angeordnet sein. Die liierte cv» ^{und h} werden dann direkt durch Integrationen ermittelt.

Nach dem Schema der Fig. 3b uiird eine konstante Bezugsfrequenz anstelle der messung der tatsächlichen Frequenz verwendet, is kann gezeigt warden, daß diese konstante Frequenzannäherung die Unterdrückung des Flatterns mit dem Steuersystem der vorderen und rückwärtigen Leitflächen nicht stark beeinflußt.

Die letzten Blockschaltelemente rechts in den Fig. 3a und 3b sind die Ubertragungsfunktionen, die durch einen Optimiervorgang gefunden uierden. Die "!"-Ausdrücke links von den Übertragungsfunktionsblöcken stellen die um 9o° phasenverschobenen Ausdrücke zur Erzeugung der Dämpfung dar. Die anderen (nicht mit "i" bezeichneten) Ausdrücke sind reale Anttuorttuerte, die der gemessenen Biege- oder Torsionsablenkung ent* gegenstehen. 209841/0118

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Die beherrschenden Gleichungen für die Berechnung der Steuerablenkungsuiinkel ρ und O (s.Fig. 2), uiie sie im Blockschaltbild der Fig. 3a und 3b dargestellt sind, lauten:

(I) β «[C (1,1) + iG (1,1)] h/b +[c (1,2) + iG (1,2)] ά/ (II )£ = [c (2,1) + iG (2,1)] h/b ₊ [c (2,2) + iG (2,2)] λ/

Die C- und G-Ausdrücke in den Gleichungen I und II sind Übertragungsfunktionen, die h und flU-, die durch die Sensoren 13 und 14 (oder 15) gemessen werden, zu Teilen des Rechners in den Fig. 3a und 3b übertragen, die die elektrischen Signale in p- undO-liierte umwandeln. Diese C- und G-Übertragungsfunktionen können als Übersetzungsverhältnisse zwischen den Beute· gungen der Hauptfläche (h und dl/ ) und Ablenkungen der Leitflächen ((bund 6) gedacht sein. Diese Übertragungsfunktionen können in fflatrizenform zur Optimierung durch einen elektronischen Rechner geschrieben werden, nämlich tuier

Eine solche Optimierung führt zu folgenden liierten für die Übertragungsfunktionen:

, C2i C_n J IrO₁OS- -/,?_

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In dem Diagramm der Fig. 3a und 3b sind diejenigen Ausdrücke der Gleichungen I und II, die das Flattern eicht wesentlich beeinflussen, die Funktionen G (1,1), C (1,1) und C (2,1). Die Übertragungsfunktion C (2,1) ist besonders wichtig zur Steuerung der Eigenzustände de? starren Körpers. Dies ist ein wichtiges merkmal des Stabilitätserhähungssystems. Da die Übertragungsfunktionen, die dem Flattern entgegenstehen, relativ unabhängig von C (2,1)-Ausdrücken sind, die in erster Linie die Eigenzustände des starren Körpers beeinflussen, kann eine Steuerung der Eigenzustände des elastischen und starren Körpers durch das gleiche System erzielt werden. Da die Probleme für das Verhalten bei Windstößen oder Böen analog sind, kann das Steuersystem mit vorderen und rückwärtigen Leitflächen sehr wirksam zu einer Erleichterung bei Windstößen führen. Ein neuartiges Merkmal der Erfindung besteht somit darin, die Steuerung der Eigenwerte von elastischen und starren Körpern sowie das Stoßverhalten in einem Vorgang zu kombinieren. Die "!"-Ausdrücke sind wiederum um 90° der Phase voreilende Ausdrücke, die die Bewegung des Tragflügelflugzeuges vorwegnehmen, um das Flattern abzudämpfen, die

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Instabilität zu steuern oder das Stoßverhalten zu verbessern. Die anderen,(nicht mit "i" bezeichneten) Ausdrücke bewirken Steuerablenkungen, um unmittelbar den gemessenen Flügel- oder Flugzeugbewegungen entgegen zu uiirken.

Die Optimierung jeder Übertragungsfunktion uiurde erreicht durch Bsrechnen und Auftragen der Eigenwerts für die aerodynamische Energiematrix gegenüber der Umkehrung der nichtdimensionalen, reduzierten Frequenz (Geschwindigkeit \ für eine An-

zahl von UJerten jeder einzelnen Übertragungsfunktion. Der Optimalujert der Übertragungsfunktion u/urde definiert als derjenige liiert, der die beste Leistung des minimalen Eigenwertes über einen Bereich von ( y _{beu)irktt Dia} Empfind-

lichkeit der Kurven der minimalen Eigenwerte gegen die Umkehrung der reduzierten Frequenz ( y _{für abu(egige} uJerte der Übertragungsfunktionen sind notwendig, um gerade festzustellen, wieviel Genauigkeit erforderlich ist. C (2,2) und G-(2,2) wurden als die empfindlichsten Parameter ermittelt. Eine rohe Ermittlung der erforderlichen Leistung zum Antrieb der Steuereinrichtungen ergab kaum ein Problem auf diesem Gebiet, wenn man mit niedrigen UJerten der Übertragungsfunktionen zu rechnen begann, um kleine Steuerbewegungen mit Sicherheit einzuschließen und insbesondere, wenn G (1,1), C (1,1) nd C (2,1) hinsichtlich der Anwendung beim Flattern als

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unbedeutend vernachlässigt werden konnten. Die Forschungen von Kompressibilitätsiuirkungen haben gezeigt, daß diese Wirkungen dem optimierten Steuersystem zugute kommen, da

sie hohe Eigenwerte bei hohen liierten von ^-^—

ergeben.

Wenn man eine gewisse begrenzte Anzahl von vorderen und rückwärtigen Leitflächen entlang einem Tragflügel vorsieht, wie dies in Fig. 4 dargestellt ist, muß Sorge getragen werden, um sicherzustellen, daß starre Gurtquerschnitte des Tragflügels keine entgegenstehenden Wirkungen auf das Flattern hervorrufen. Eine nach oben gerichtete Ablenkung einer rückwärtigen Leitfläche infolge eines Steigungsaufbaus bewirkt ein mit der Nase nach oben gerichtetes IKloment um das aerodynamische Zentrum (a.c), das die Frequenz des Tragflügels insoweit beeinflussen könnte, als es den Tragflügel außerhalb des Frequenzbereiches für die Optimierung bringt. Wenn jedoch der liiert C (1,2) so eingestellt ist, daß,unabhängig davon, ob die rückwärtige Leitfläche nach oben, die vordere Leitfläche nach unten gedreht sind, die Tragflügelsehne tatsächlich eine Nullwölbungsstellung einnimmt, wie sie Fig.id zeigt, kann um das aerodynamische Zentrum kein moment entstehen und damit auch keine schädliche Wirkung auf die Frequenz des Tragflügels.

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Um das Flattern eines besonderen Tragflügels zu unterdrücken, müssen die Flattergleichungen gelöst werden, um die Flattergeschuiindigkeit zu erhalten. Die Prüfung der Flugeideformation bei dieser Flattergeschwindigkeit bestimmt die aerodynamisch wichtigste Stellung entlang eines Tragflügels für ein Paar vorderer und rückwärtiger Leitflächen. Diese Positionierung

4 hängt won der vierten Potenz der halben Sehne (b } und dem

2 Quadrat des Beantwortungsvektors (q ) ab. Da der flatternde Tragflügel allgemein am meisten an seiner Spitze beeinflußt ujird, kann dies die Stellung für das Leitflächenpaar für Tragflächen mit konstantem Gurtquerschnitt sein. Bei winklig zulaufenden Tragflügeln bewirkt der b -Faktor, daß diese Stelle mehr nach innen angeordnet ist. Die Flattergleichungen werden wiederum gelöst, um eine zu/eite Flattergeschwiddigkeit zu ermitteln und so weiter, bis der Geschuiindigkeitsbereich klargestellt ist. Allgemein gesagt, müssen bei einem Tragflügel, der h-Arten der Vibration aufweist, höchstens n/2-Leitflächenpaare erforderlich sein, wobei Sorge getragen werden muß, daß sichergestellt wird, daß alle möglichen Formen innerhalb des Frequenzbandes, die die Leitflächen betätigen, betrachtet werden.

Um es dem Piloten zu gestatten, ein Flugzeug zu steuern, kann eine untere Frequenzgrenze festgesetzt werden durch Verwendung eines "Auswasch"-Filters, der ein Ansprechen des Flugzeuges auf vom Piloten herkommende Steuerbewegungen

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ermöglicht. Bei der Hochfrequenzgrenze zur Vermeidung großer Phasennacheilungen mit Amplitudenänderungen können Integrationen der Beschleunigungsmesser (Sensor)-Signale und Rückkopplungsfehlersignale dazu benutzt werden, diese Signale bei höheren Frequenzen abzusenken.

Oie Wirkung der Leitflächenanordnung auf Eigenzustände des starren Körpers müssen betrachtet werden. Fig. 5 zeigt ein Paar vorderer und rückwärtiger Leitflächen 12 und 11, die nahe der Flügelspitze 21 eines stark pfeilförmigen Flügels 20 und daher beträchtlich hinter dem Schwerpunkt 16 des Flugzeuges angeordnet sind* Wenn die Leitflächen 12 und 11 dem Aufbau eines Auftriebes (z.B.) infoige des Flatterns entgegenwirken, bewirkt die resultierende, nach unten gerichtete Kraft hinter dem Schwerpunkt ein destabilisierendes, mit der Nase nach oben gerichtetes Kippmoment auf das Flugzeug aus. Solche Wirkungen werden passiv durch die Verwendung eines ^MAuswasch^M-Filtere und aktiv durch die Anordnung eines Paares vorderer und rückwärtiger Leitflächen an der waagerechten Höhenleitflache oder Vorderschwanzfläche bekämpft, die einen linearen Steifheitswert durch die Berichtigung der Übertragungsfunktion C (2,1) einführt. Bei passenden Leitflächenpaaren an den waagerechten und lotrechten Leitwerken (vorzugsweise nahe ihrer Wurzel) kann ein Flattern der Leitwerkflächen unterdrückt u/erden und

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die Eigenwerte des starren Körpers sowie die auf Windböen ansprechenden liierte können ebenfalls gesteuert 'werden. Tatsächlich sind die Ausdrücke für die Erleichterung bei Windböen in den Gleichungen I und II allgemein trennbar von solchen Werten, die vorzugsweise das Flattern beeinflussen, so daß sie getrennt behandtat und optimiert werden können.

Das Problem der Gurtverformung infolge der Torsion kann gelöst werden durch den Einbau von'Rotationsbeschleunigungsmessern an den vorderen und rückwärtigen Leitflächen nahe deren Gelenkachsen, wie dies in Fig. 6 angezeigt ist. Die Sensoren-13 und 14 werden auf einem mittleren Gurtquer^ schnitt angeordnet, der als starr angesehen wird. Die Signale von den Sensoren 13 und 14 werden umgewandelt in Steuerablenkungen ρundd , wie oben erwähnt, sowie zur Ermittlung der Werte <λ* (Tig· 6b). Die Signale von den Sensoren.17 und 18 werden umgewandelt, um Ulinkelwerte du 17 und JL18 zu ergeben, die den Steuerablenkungen durch die Gurtverformung entsprechen. Wenn man die UJerte dL/17, dV 18

und (Jv kennt, können die liierte β und O gefunden e ie e

werden, wenn der Index "e" die entsprechende Ablenkung des verformten Gurtes bezeichnet. Die Fehlerfunktion der Rückkopplung kann nun dem doppelten Zweck dienen, die aqeivalenten Steuerablenkungen abzuziehen und die Steuarbewegung sicherzustellen, was zum Erhalt der Werte ρ und ö wie am starre/n Gurtquerschnitt führt.

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Obgleich die Erfindung bei einer besonderen AusfUhrungsform beschrieben und dargestellt worden ist, soll diese lediglich als Erläuterung verstanden sein und die Erfindung nicht-einschränken. Selbstverständlich können viele Abänderungen im Rahmen der Lehre der Erfindung vorgenommen werden. Jeder Körper, der durch ein medium bewegt wird und einer Schwingung oder einem Flattern ausgesetzt ist oder irgend ein vorkragendes Glied können der Erfindung zugrundegelegt werden. Die Sensoren, die zur Bestimmung von «^ und h benutzt werden, können eine Kombination eines Rotations- und Linearabstandssensors oder ein Sensor sein, der hiervon zeitliche Ableitungen mißt; es können ebensogut zwei lineare Abatandssensoren oder Sensoren irgendeiner Zeit-Uiagableitung sein, obwohl die bevorzugte Aueführungsform der Erfindung zwei lineare Beschleunigungsmesser verwendet. Die Anordnung der Sensoren soll in einem Tragflügel- oder Leitwerkquerschnitt (oder einer anderen Fläche) sein, wo das zu betätigende Steuerpaar angeordnet ist und zwar nahe aber nicht auf den Leitflächen. Das Tragflügelprofil als solches ist für die Erfindung unwesentlich. Es ist bekannt, daß zum Landen einige der Leitflächenpaare als Klappen zur Verminderung der Landegeschwindigkeit benutzt werden können. Einige Leitflächen können benutzt werden zum Steuern, während andere nur dazu dienen, ein Flattern zu unterdrücken oder andere Schwingungen zu dämpfen. Während schwenkbare Leitflächen beschrieben worden

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sind, können ebenfalls ebensogut vordere und rückwärtige» verformbare Querschnitte zum Zweck der Erfindung benutzt werden. Die Verwendung von Stauklappen mit vorderen und rückwärtigen Leitflächen können bei zunehmendem Strömungswiderstand dazu dienen, Flatterprobleme in einem ungewöhnlichen Fall zu überwinden. Schwenkbare, geschlitzte Steuerflächen können ebenfalls verwendet werden.

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Claims

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Patentansprüche

1. Vorrichtung zur Verstärkung der Stabilität eines in eihem strömungsfähigen Medium bewegten, mit einem Auftriebsglied versehenen Fahrzeuges, insbesondere bei Störungen durch Flattern, Strömungsstößen (Böen) und Instabilitätserscheinungen, dadurch gekennzeichnet, daß einerseits an der Vorderkante und andererseits an der rückwärtigen Kante des Auftriebgliedes (10) je ein durch je eine am Auftriebsglied (10) angebrachte Steuereinrichtung (52,54) bewegbares Steuerglied (11,12; 53,55) angebracht ist und daß zur Erzeugung von den Störungen entsprechenden Störsignalen am Auftriebsglied (10) Sensoren"(13,14)15; 30,31,56) angebracht sind, deren Ausgänge mit einem Rechner (37-49) verbunden sind, der die Störisgnale (h,cL) in den Störungen entgegenwirkende Steuersignale (ß ,6) umwandelt und an die Steuereinrichtungen (52,54) weiterleitet, die diese Steuersignale (β , <$) ihrerseits in Bewegungsgrößen zur Störung der Steuerglieder (11,12; 53,55) umwandeln.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das. Auftriebsglied (10) ein Tragflügel ist und daß die Steuerglieder (11,12; 55,53) an diesem angelenkte, vordere und rückwärtige, gemeinsam

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betätigte Leitflächen sind, die den Auftrieb und das Kippmoment des Tragflügels verändern.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Rechner (37-49) so gestaltet ist, daß 'er erste und zweite Störsignale (1,2) von den Sensoren (13,14) empfängt und in erste und zweite Steuersignale (β ,6 ) umwandelt, die den folgenden Gleichungen genügen:
p = [c (1,1.) + iG (1,1)] h/b + [c (1,2) + iG (1,2) J dU

6. = [c (2,1) + iG (2,1) j h/b + [c (2,2) + iG (2,2) J ^ wobei |S und 0 das· erste und zweite Steuersignal sind, h und cL den linearen und UJinkelkomponenten der- Störbewegung entsprechen, b eine Konstante proportional der Flügelsehne des Auftriebsgliedes ist, i eine 90 Phasenvoreilung darstellt und die Ausdrücke (C (.1 ,1 ); C (1,2); C (2,1); C (2,2); G (.1 ,1 ); G (1 ,2); G (2,1) und G (2,2) vorgestimmte Übertragungsfunktionen sind.

4. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch- gekennzeichnet, daß die Sensoren (13,14) aus Beschleunigungsmessern (30,31 bztu.56) bestehen.

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5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Beschleunigungsmesser (30,31)
lineare Beschleunigungsmesser sind.

6. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der eine Beschleunigungsmesser (3G) ein linearer, der andere ein lüinkelbeschleunigungsmesser (56) ist.

Für National Aeronautics and Space
Administration:

Dipl.-Ing. UJblfgang K. Rauh
PATENTANWALT

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