DE2361888B2 - Steuer- und stabilisierungseinrichtung fuer ein flugzeug kuenstlicher stabilitaet - Google Patents

Description

Für die Wirksamkeit der Erfindung ist es weiterhin vorteilhaft, daß das vordere Leitwerk am Bug unterhalb der Rumpfmittellinie und negativ einge-

Die Erfindung bezieht sich auf eine Steuer- und stellt und das Höhenleitwerk am Heck oberhalb der Stabilisierungseinrichtung für ein Flugzeug künst- 30 Rumpfmittellinie und positiv eingestellt ist. Selbstlicher Stabilität, welches je ein über einen Flug- verständlich ist auch eine genau umgekehrte Ausführegier betätigbares Höhenleitwerk am Bug und am rungsform denkbar, die dieselben Vorteile erbringen Heck des Rumpfes besitzt. würde.

Die Anwendung künstlicher Stabilität bei Flug- In den Zeichnungen ist die Erfindung zeichnerisch

zeugen gibt die Möglichkeit neuartiger Leitwerksan- 35 erläutert. Es zeigt

Ordnungen, welche das Flugvermögen und die Flug- F i g. 1 die perspektivische Ansicht eines Flugleistung verbessern. So ist es z. B. bekannt, horizon- zeugs mit einer Steuer- und Stabilisierungseinrichtung, tale bzw. vertikale Steuer- und Stabilisierungsflächen F i g. 2 die Seitenansicht eines Flugzeugs künst-

statt am Rumpfheck am Rumpfbug anzuordnen. Eine licher Stabilität, welches ebenfalls die Steuer- und andere Möglichkeit ist die Anbringung von entspre- 40 Stabilisierungseinrichtung enthält, chenden Leitwerksflächen am Rumpfheck und am F i g. 3 die Draufsicht auf das Flugzeug gemäß

Rumpfbug. Fig. 2,

Die bekannten Leitwerksanordnungen an Flugzeu- F i g. 4 Schnitte durch den Rumpf des Flugzeugs

gen künstlicher Stabilität ergeben noch nicht ein gemäß den F i g. 2 und 3,

Optimum von flugtechnischen und aerodynamischen 45 F i g. 5 ein Prinzipschaltbild für die Giersteuerung Vorteilen, da insbesondere bei der Anordnung zweier des Flugzeugs künstlicher Stabilität, senkrechter bzw. horizontaler Leitwerke ein gün- F i g. 6 ein Prinzipschaltbild für die Nicksteuerung

stiges Zusammenwirken der Leitwerke mit dem Flü- des Flugzeugs künstlicher Stabilität, gel nur ungenügend verwirklicht werden kann. F i g. 7 eine Skizze, die die am Flugzeug auftreten-

Durch die DT-PS 22 25 169 ist ein Flugzeug mit so den Randwirbel darstellt.

Kurzstarteigenschaften bekannt, das zur Erzeugung In den F i g. 2 und 3 ist der Rumpf des Flugzeuges

eines Hubschubes am Heck eine nach unten schwenk- mit 1 bezeichnet. 2' und 2" sind die Einzelflächen des bare Schubdüse aufweist und im Bugbereich ein an am Rumpfvorderteil angeordneten V-Leitwerks 2, sich bekannter um eine senkrechte Achse schwenk- während die Einzelflächen des am Rumpfhinterteil barer Vorflügel angeordnet ist, wobei die Schwenk- 55 angeordneten V-Leitwerks 3 mit 3' und 3" bezeichbewegungen der Schubdüse und des Vorflügels über net sind. 4' und 4" sind die Flügel bzw. Tragflächen einen Regler zur Erzeugung künstlicher Stabilität ge- des Flugzeuges. Mit 5 ist die schraffierte Eintrittskoppelt sind. In einer Ausführungsform wird vorge- fläche des Flügels in den Rumpf bezeichnet, schlagen, daß je ein Leitwerk am Bug und am Heck Bezüglich der aerodynamischen Wirkungsweise

des Rumpfes zugleich von einem Regler betätigt 60 der Steuer- und Stabilisierungseinrichtung wird auf werden. F i g. 7 verwiesen, welche eine Vorderansicht des

Bei Flugzeugen künstlicher Stabilität ist es durch Flugzeugs im Prinzip zeigt. Neuere aerodynamische geeignete Wahl der Schwerpunktlage möglich, die Untersuchungen haben gezeigt, daß ein gespreizter Einzelflügel in wesentlichen Flugbereichen — wie Flügel in V-Stellung eine Verringerung des induzierbeispielsweise Manövrierflug, Langsamflug usw. — 65 ten Widerstandes bewirkt, wenn die einzelnen Flügeloptimal zu belasten, wobei der Effekt der Flügel- teile optimal belastet werden. Diese Erkenntnis wird spreizung, wie später noch erläutert wird, genutzt im Fall der vorgeschlagenen Stabilisierungseinrichwerden kann. tung genutzt. F i g. 7 zeigt das Prinzip der Flächen-

spreizung, die bei der neuen Steuer- und Stabilisierungseinrichtung angewendet wird. Vcn den Enden der Einzelflächen 4\ 4"; 2\ 2" und 3', 3" gehen bei geeigneter aerodynamischer Belastung Randwirbel ab, die sich gegenseitig so beeinflussen, daß die effektive Flügelstreckung erhöht wird.

Die beschriebene Steuer- und Stabuisierungseinrichtung arbeitet nach dem Prinzip der Anstell- und Schiebewinkelstabilisierung. Die F i g. 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 β und eine Giergeschwindigkeit r resultieren. Die Ziffer 7 bezeichnet einen Sensor, welcher den SchiebewinLel β mißt, die Ziffer 8 bezeichnet einen Kreisel, der die Giergeschwindigkeit r angibt. Das vom Sensor 7 registrierte Schiebewinkelsignal des Flugzeugs wird mit einem Pilotenkommando /3-soll, das von den Pedalen 9 ge- ao liefert wird, verglichen, und das Differenzsignal Δ β wird erstens über ein Voreil-Nacheilnetzwerk 10 proportional auf das vordere Leitwerk 2 geschaltet, wobei die Flächen 2' und 2" gegensinnig ausschlagen, und zweitens mit umgekehrtem Vorzeichen proportional sowie integral auf das hintere Leitwerk 3 aufgeschaltet, wobei die Flächen 3' und 3" ebenfalls gegensinnig ausschlagen. Das vom Kreisel 8 gelieferte Giersignal durchläuft ebenfalls ein Vorteil-Nachteilnetzwerk Il und wird anschließend dem hinteren Leitwerk 3 proportional mit umgekehrtem Vorzeichen aufgeschaltet. Die in F i g. 5 gestrichelt eingezeichnete r-Rückführung dient der Herstellung der erforderlichen, quasi indifferenten Eigenschaften des Flugzeugs im Fall der Steuerfunktion »direkte Seitenkraftsteuerung«. Weiter ist in Fig. 5 ein Signalzweig von den Pedalen gestrichelt angegeben, der eine direkte Steuereingabe auf das vordere Leitwerk 2 darstellt und ein gegensinniges Ausschlagen der Flächen 2' und 2" bewirken kann. Dieser Steuerzweig stellt eine zusätzliche Möglichkeit für »direkte Seitenkraftsteuerung« dar und wird in Verbindung mit der /•-Rückführung benutzt. Die Signale η Vr; η Vl und η Hr; η Hl bewirken eine Änderung der Flugzeuggierbewegung, wie durch die Pfeile bei 6 dargestellt.

Die Funktionsweise der Nicksteuerung ist im Prinzipschaltbild der F i g. 6 dargestellt.

Die hier verwendeten Schaltelemente sind von derselben Art wie diejenigen in der F ii g. 5. Es stellen dar: 12 die Nickbewegung des Flugzeuges, 13 den Anstellwinkel-Sensor, 14 den Nickkreisel, 15 und 16 jeweils ein Voreil-Nacheilnetzwerk, 2 und 3 das vordere und hintere Leitwerk und 17 den Steuerknüppel.

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

Die in F i g. 6 eingezeichnete ^-Rückführung dient hier der Herstellung einer quasi Indifferenz bezüglich Nicken des Flugzeugs zur Anwendung der Steuermethode »direkte Hubsteuerung«.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (3)

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Patentansprüche- Steuer- und Stabilisierungseiurichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, welche ein aerodyna-

1. Steuer- und Stabilisierungseinrichtung für ein misch optimales Zusammenwirken der Leitwerks-Flugzeug künstlicher Stabilität, welches je ek 5 flächen mit den Flügeln bzw. den Tragflachen geüber einen Flugregler betätigbares Höhenleitwerk stattet und die außerdem gunsüge steuerungstecham Bug und am Heck des Rumpfes besitzt, da- nische Möglichkeiten bietet .., . . ,. durchgekennzeichnet, daß jedes Höhen- Diese Aufgabe wird erf indungsgemaß dadurch gekitwerk (2, 3) in V-Stellung angeordnet ist, wo- löst, daß jedes Höhenleitwerk in V-Stellung angeordbei die V-Stellungen zueinander entgegengesetzt io net ist, wobei die V-Stellungen zuemander entgegeneingestellt sind. gesetzt eingestellt sind. Durch diese Maßnahmen wird

2. Steuer- und Stabilisierungseinrichtung nach es ermöglicht, neben der Flugleistungsverbesserung Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das auch die Anwendung der modernen Steuermethoden, Höhenleitwerk (2) am Bug unterhalb der Rumpf- wie z. B. die direkte Hubsteuerung und die direkte mitteüinie und negativ eingestellt und das Höhen- !5 Seitenkraftsteuerung, bei seitlichen Versetzbewegunleitwerk (3) am Heck oberhalb der Rumpfmittel- gen des Flugzeugs parallel zur x-Achse zu realisieren, linie und positiv eingestellt ist. Die Erfindung ermöglicht außerdem, die Einzelflügel

3. Steuer- und Stabilisierungseinrichtung nach in den wesentlichen Flugbereichen optimal zu be-Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das lasten, ohne daß eine gegenseitige Störung eintritt. Höhenleitwerk (2) am Bug oberhalb der Rumpf- »o Ein weiterer Vorteil der erfindungsgemäßen Maßmittellinie und positiv eingestellt und das Höhen- nahmen ist darin zu sehen, daß durch sie eine Releitwerk(3) am Heck unterhalb der Rumpfmit- dundanz der einzelnen Leitwerksflächen gewährleistet tellinie und negativ eingestellt ist. ist, d.h., bei Ausfall einer Steuerfläche behält das

Flugzeug seine Grundsteuereigenschaften sowie seine as erforderliche Stabilität bei.