DE2361888A1

DE2361888A1 - Steuer- und stabilisierungseinrichtung fuer flugzeuge kuenstlicher stabilitaet

Info

Publication number: DE2361888A1
Application number: DE2361888A
Authority: DE
Inventors: Andreas Mederer
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1973-12-13
Filing date: 1973-12-13
Publication date: 1975-06-19
Also published as: FR2254481A1; SE7414920L; DE2361888B2

Description

Steuer- und StaDilisierungseinrichtung für Flugzeuge künstlicher Stabilität.

Die Erfindung bezieht sich auf eine Steuer- und Stabilisierungseinrichtung für Flugzeuge künstlicher Stabilität, welche Leitwerksflächen am Bug und am Heck des Rumpfes besitzen.

Die Anwendung künstlicher Stabilität bei Flugzeugen gibt die Möglichkeit neuartiger Leitwerksanordnungen, welche das Flugvermögen und die Flugleistung verbessern. So ist .es z.B. bekannt, horizontale bzw. vertikale Steuer- und Stabilisierungsflächen statt am Rumpfheck am Rumpfbug anzuordnen. Eine andere Möglichkeit ist die Anbringung von entsprechenden Leitwerksflächen am Rumpfheck und am Rumpfbug.

Die bekannten Leitwerksanordnungen an Flugzeugen künstlicher Stabilität ergeben, noch nicht ein Maximum von flugtechnischen und aerodynamischen Vorteilen, da insbesondere bei der Anordnung zweier senkrechter bzw. horizontaler Leitwerke ein günstiges Zusammenwirken der Leitwerke mit dem Flügel nur ungenügend verwirklicht werden kann.

Es ist die Aufgabe der Erfindung eine Steuer- und Stabilisierungseinrichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, welche ein aerodynamisch optimales Zusammenwirken der Leitwerksflächen mit den Flügeln bzw. den Tragflächen gestattet und die außerdem günstige steuerungstechnische Möglichkeiten bietet.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß am Vorder- und am Hinterteil des Rumpfes je ein V-Leitwerk angeordnet ist, die umgekehrt zueinander eingestellt sind.

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Die Erfindung ermöglicht es u.a., die Einzelflügel in den wesentlichen Flugbereichen optimal zu belasten, ohne daß eine gegenseitige Störung eintritt. Außerdem ist durch die Erfindung eine Redundanz der einzelnen Leitwerksflächen gewährleistet, d.h. bei Ausfall einer Steuerfläche behält das Flugzeug seine Grundsteuereigenschaften sowie seine erforderliche Stabilität bei. Für die Wirksamkeit der Erfindung ist es somit wesentlich, daß das vordere Leitwerk eine umgekehrte V-Stellung wie das hintere ,besitzt. Im Rahmen der Erfindung kann am unteren Rumpfvorderteil ein negativ eingestelltes V-Leitwerk und am oberen Rumpfhinterteil ein positiv eingestelltes V-Leitwerk angeordnet sein; es ist jedoch genauso gut möglich, daß am oberen Rumpfvorderteil ein positiv eingestelltes V-Leitwerk und am unteren. Rumpfhinterteil ein negativ eingestelltes V-Leitwerk angeordnet ist.

Erfindungsgemäß soll weiterhin die Steuer- und Stabilisierungseinrichtung einen Regler enthalten, über den beide V-Leitwerke zur Steuerung und Stabilisierung betätigt werden.

In den Abbildungen ist die Erfindung zeichnerisch erläutert. Es zeigen

Fig. 1 die perspektivische Ansicht eines Flugzeugs mit einer Steuer- und Stabilisierungseinrichtung nach der Erfindung;

Fig. 2 die Seitenansicht eines Flugzeugs künstlicher Stabilität, welches ebenfalls die neue Steuer- und Stabilisierungseinrichtung enthält;

Fig. 3 die Draufsicht auf das Flugzeug gemäß Fig. 2;

Fig. 4 Schnitte durch den Rumpf des Flugzeugs gemäß den Fig. 2 und 3;

Fig. 5 ein Prinzipschaitbild für die Giersteuerung des Flugzeugs künstlicher Stabilität;

Fig. 6 ein Prinzipschaltbild für die Nicksteuerung des Flugzeuges künstlicher Stabilität;

Fig. 7 eine Skizze, die die am Flugzeug auftretenden Randwirbel darstellt. /·,

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In den Fig. 2 und 3 ist der Rumpf des Flugzeuges mit 1 bezeichnet. 2¹ und 2¹¹ sind die Einzelflächen des am Rumpfvorderteil angeordneten V-Leitwerks 2, während die Einzelflächen des am Rumpfhinterteil angeordneten V-Leitwerks 3 mit 3' und 3'¹ bezeichnet sind. 4' und 4¹¹ sind die Flügel bzw. Tragflächen des Flugzeuges. Mit 5 ist die schraffierte Eintrittsfläche des Flügels in den Rumpf bezeichnet. . I

"Bezüglich der aerodynamischen Wirkungsweise der erfindungsgemäßen ' Steuer- und Stabilisierungseinrichtung wird auf Fig. 7 verwiesen, welche eine Vorderansicht des Flugzeugs im Prinzip zeigt. Neuere aerodynamische Untersuchungen haben gezeigt, daß ein gespreizter Flügel eine Verringerung des induzierten Widerstandes bewirkt, wenn die einzelnen Flügelteile optimal belastet werden (vgl. Patentanmeldung P 21 49 956.9-22). Diese Erkenntnis wird im Fall der vorgescnlagenen Stabilisierungseinrichtung genutzt. Fig. 7 zeigt das Prinzip der Flächenspreizung, die bei der neuen Steuer- und Stabilisierungseinrichtung angewendet wird. Von den Enden der Einzelflächen 4', 4''; 2¹, 2¹¹ und 3¹, 3'¹ gehen bei geeigneter aerodynamischer Belastung Randwirbel ab, die sich gegenseitig so beeinflussen, daß .die effektive Flügelstreckung erhöht wird.

Bei Flugzeugen künstlicher Stabilität ist es durch geeignete Wahl der Schwerpunktlage möglich, die Einzelflügel in wesentlichen Flugbereichen optimal zu belasten (Manöverflug, Langsamflug), womit der obengenannte Effekt der Flügelspreizung genutzt werden kann. Die neue Steuer- und Stabilisierungseinrichtung ermöglicht neben der Flugleistungsverbesserung auch die Anwendung der modernen Steuermethoden wie z.B. "direct lift control" und "direct side force control". Vielter ist bei der neuen Einrichtung eine sogenannte Redundanz der einzelnen Leitwerksflächen gewährleistet, d.h. z.B. bei Ausfall einer Steuerfläche behält das Flugzeug seine Grundsteuereigenschaften (lift control, side force control) sowie die erforderliche Stabilität.

Die beschriebene Steuer- und Stabilisierungseinrichtung arbeitet nach dem Prinzip der Anstell- und Schiebewinkelstabilisierung. Die

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Fig. 5 zeigt ein Prinzipschaltbild für die Giersteuerung des Flugzeuges künstlicher Stabilität. Das vordere Leitwerk ist durch die Zahl 2 und das hintere Leitwerk durch die Zahl 3 dargestellt. 6 stellt die Gierbewegung des Flugzeugs dar, aus der ein Schiebewinkel Jj und eine Giergeschwindigkeit r resultieren. Die Ziffer 7 bezeichnet einen Sensor, welcher den Schiebewinkel β mißt, die Ziffer 8 bezeichnet einen Kreise, der die Giergeschwindigkeit r angibt. Das vom Sensor 7 registrierte Schiebewinkelsignal des Flugzeugs wird mit einem Pilotenkommando β -soll, das von den Pedalen 9 geliefert wird, verglichen und das Differenzsignal wird erstens über ein Voreil-Nacheilnetzwerk IO proportional auf das vordere Leitwerk 2 geschaltet, wobei die Flächen 2" und 2¹' gegensinnig ausschlagen, und zweitens mit umgekehrtem Vorzeichen proportional sowie integral auf das hintere Leitwerk 3 aufgeschaltet, woöei die Flächen 3' und 3¹' ebenfalls gegensinnig ausschlagen. Das vom Kreisel ö gelieferte Giersignal durchläuft ebenfalls ein Voreil-Nacneilnetzwerk 11 und wird anschließend dem hinteren Leitwerk 3 proportional mit umgeKehrtem Vorzeichen aufgeschaltet. Die in Fig. 5 gestrichelt eingezeichnete r-Rückführung dient der Herstellung der erforderlichen, quasi indifferenten Eigenschaften des Flugzeugs im Fall der Steuerfunktion "direct side force control". Weiter ist in Fig. 5 ein Signal-zweig von den Pedalen gestrichelt angegeoen, der eine direkte Steuereingabe auf das vordere Leitwerk 2 darstellt und ein gegensinniges Ausschlagen der Flächen 2" und 2¹· bewirken kann. Dieser Steuerzweig stellt eine zusätzliche Mögr licnkeit für "direct side force control" dar und wird in Verbindung mit der r-Rückführung benutzt. Die Signale V Vf, V V<t und Vftf- ι VH¹C bewirken eine Änderung der Flugzeuggierbewegung, wie durch die Pfeile bei 6 dargestellt.

Die Funktionsweise der Nicksteuerung ist im Prinzipschaltbild der Fig. 6 dargestellt.

Die hier verwendeten Schaltelemente sind von derselben Art wie diejenigen in der Fig. 5. Es stellen dar: 12 die Nickbewegung des Flugzeuges, 13 den AnstellwinKel-Sensor, 14 den Nickkreisel, 15 und jeweils ein Voreil-Nacheilnetzwerk, 2 und 3 das vordere und nintere

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Leitwerk und 17 den Steuerknüppel.

Die Funktion der Nicksteuerung ist analog zur Giersteuerung, jedocn,bewirken die Reglersignale ein gleichsinniges Ausschlagen der Flächen 2¹, ²'' sowie der Flächen 3', 3'¹. Die gemessenen Signale sind in diesem Fall an Stelle von Schiebewinkel β und diergeschwindigkeit r der Anstellwinkel (X und die Nickgeschwindigkeit q. Das Pilotensignal 0( -soll geht hier vom Steuerknüppel 17 aus.

Die in Fig. 6 eingezeichnete q-Rückführung dient hier der Herstellung einer quasi Indifferenz bezüglich Nicken des Flugzeugs zur Anwendung der Steuermethode "direct lift control".

/6 Patentansprüche

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Claims

MESSERSCHMITT-BÖLKOW-BLOHM - 6 - Ottobrunn, 5. Dezember 1973 GESELLSCHAFT BS64 - Frc/Schö MIT BESCHRÄNKTER HAFTUNG "i Q C 1 Q Q O MÜNCHEN -7643 £OU IÖ>W Patentansprüche

1.^Steuer- und Stabilisierungseinrichtung für ein Flugzeug künstlicher Stabilität, welches Leitwerksflächen am Bug und am Heck des Rumpfes besitzt, dadurch gekennzeichnet, daß am Vorder- und am Hinterteil des Rumpfes (1) je ein V-Leitwerk (2; 3) angeordnet ist, die umgekehrt zueinander eingestellt sind.

2. Steuer- und Stabilisierungseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennz eichnet, daß am unteren RumpfVorderteil ein negativ eingestelltes V-Leitwerk und am oberen Rumpfhinterteil ein positiv eingestelltes V-Leitwerk angeordnet ist.

3. Steuer- und Stabilisierungseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß am oberen RumpfVorderteil ein positiv eingestelltes V-Leitwerk und am unteren Rumpfhinterteil ein negativ eingestelltes V-Leitwerk angeordnet ist.

4. Steuer- und Stabilisierungseinrichtung für ein Flugzeug künstlicher Stabilität nach den Ansprüchen 1 bis 3, g e kennzeichnet durch einen Flugregler (6-11; 12-16), über welchen beide V-Leitwerke (2, 3) betätigt werden.

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