DE2361888C3 - Steuer- und Stabilisierungseinrichtung für ein Flugzeug künstlicher Stabilität - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Steuer- und Stabilisierungseinrichtung für ein Flugzeug künstlicher Stabilität, welches je ein über einen Flugregler betätigbares Höhenleitwerk am Bug und am Heck des Rumpfes besitzt.

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 Optimum 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.

Durch die DT-PS 22 25 169 ist ein Flugzeug mit Kurzstarteigenschaften bekannt, das zur Erzeugung eines Hubschubes am Heck eine nach unten schwenkbare Schubdüse aufweist und im Bugbereich ein an sich bekannter um eine senkrechte Achse schwenkbarer Vorflügel angeordnet ist, wobei die Schwenkbewegungen der Schubdüse und des Vorflügels über einen Regier zur Erzeugung künstlicher Stabilität gekoppelt sind. In einer Ausführungsform wird vorgeschlagen, daß je- ein Leitwerk am Bug und am Heck des Rumpfes zugleich von einem Regler betätigt werden.

Bei Flugzeugen künstlicher Stabilität ist es durch geeignete Wahl der Schwerpunktlage möglich, die Einzelflügel in wesentlichen Flugbereichen — wie beispielsweise Manövrierflug, Langsamflug usw. — optimal zu belasten, wobei der Effekt der Flügelspreizung, wie später noch erläutert wird, genutzt werden kann.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, 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 wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß jedes Höhenleitwerk in V-Stellung angeordo net ist, wobei die V-Stellungen zueinander entgegengesetzt eingestellt sind. Durch diese Maßnahmen wird es ermöglicht, neben der Flugleistungsverbesserung auch die Anwendung der modernen Steuermethoden, wie z. B. die direkte Hubsteuerung und die direkte Seitenkraftsteuerung, bei seitlichen Versetzbewegungen des Flugzeugs parallel zur x-Achse zu realisieren. Die Erfindung ermöglicht außerdem, die Einzelflügel in den wesentlichen Flugbereichen optimal zu belasten, ohne daß eine gegenseitige Störung eintritt, ao Ein weiterer Vorteil der erfindungsgemäßen Maßnahmen ist darin zu sehen, daß durch sie eine Redundanz der einzelnen Leitwerksflächen gewährleistet ist, d. h., bei Ausfall einer Steuerfläche behält das Flugzeug seine Grundsteuereigenschaften sowie seine erforderliche Stabilität bei.

Für die Wirksamkeit der Erfindung ist es weiterhin vorteilhaft, daß das vordere Leitwerk am Bug unterhalb der Rumpfmittellinie und negativ eingestellt und das Höhenleitwerk am Heck oberhalb der Rumpfmittellinie und positiv eingestellt ist. Selbstverständlich ist auch eine genau umgekehrte Ausführungsform denkbar, die dieselben Vorteile erbringen würde.

In den Zeichnungen ist die Erfindung zeichnerisch erläutert. Es zeigt

Fig. 1 die perspektivische Ansicht eines Flugzeugs mit einer Steuer- und Stabilisierungseinrichtung, F i g. 2 die Seitenansicht eines Flugzeugs künstlicher Stabilität, welches ebenfalls die Steuer- und Stabilisierungseinrichtungenthält,

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

F i g. 4 Schnitte durch den Rumpf des Flugzeugs gemäß den Fig. 2 und 3,

F i g. 5 ein Prinzipschaltbild für die Giersteuerung des Flugzeugs künstlicher Stabilität,

Fig. 6 ein Prinzipschaltbild für die Nicksteuerung des Flugzeugs künstlicher Stabilität,

F i g. 7 eine Skizze, die die am Flugzeug auftretenden Randwirbel darstellt.

In den F i g. 2 und 3 ist der Rumpf des Flugzeuges mit 1 bezeichnet. 2' und 2" sind die Einzelflächen des am Rumpfvorderteil angeordneten V-Leitwerks 2, während die Einzelflächen des am Rumpfhinterteil angeordneten V-Leitwerks 3 mit 3' und 3" bezeichnet sind, 4' und 4" sind die Flüge! bzw. Tragflächen des Flugzeuges. Mit 5 ist die schraffierte Eintrittsfläche des Flügels in den Rumpf bezeichnet.

Bezüglich der aerodynamischen Wirkungsweise So der Steuer- und Stabilisierungseinrichtung wird auf F i g. 7 verwiesen, welche eine Vorderansicht des Flugzeugs im Prinzip zeigt. Neuere aerodynamische Untersuchungen haben gezeigt, daß ein gespreizter Flügel in V-Stellung eine Verringerung des induzierten Widerstandes bewirkt, wenn die einzelnen Flügelteile optimal belastet werden. Diese Erkenntnis wird im Fall der vorgeschlagenen Stabilisierungseinrichtung genutzt. F i g. 7 zeigt das Prinzip der Flächen-

spreizung, die bei der neuen Steuer- und Stabilisierungseinrichtung angewendet wird. Von 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 Stabilisierungseinrichtung arbeitet nach dem Prinzip der Anstell- und Schiebewinkelstabilisierung. Die F i g. 5 zeigt ein Prinzipschaltbild für die Giersteuerung des Flugzeuges künstlicher Siabilität. Das vordere Leitwerk ist durch die 2Lahl 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 Schiebewinkel 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 /J-soll, das von den Pedalen 9 geliefert wird, verglichen, und das Differenzsignal Δ β wird erstens über ein Voreil-Nacheilnetzwerk 10 proportional auf das vordere Leitwerk 2 geschaltet, wobei die Flächen T 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 11 und wird anschließend dem hinteren Leitwerk 3 proportional mit umgekehrtem Vorzeichen aufgeschaltet. Die in F i g. 5 gestrichelt eingezeichnete /--Rückführung dient der Herstellung de ^ erforderlichen, quasi indifferenten Eigenschaften des Flugzeugs im Fall der Steuerfunktion »direkte Seitenkraftsteuerung«. Weiter ist Ln F i g. 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

ίο r-Rückführung benutzt Die Signale η Vr, η Vl und V₁Hr; 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 i 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 vor-

ao dere 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

as der Flächen 3', 3". Die gemessenen Signale sind in diesem Fall an Stelle von Schiebewinkel β und Giergeschwindigkeit r der Anstellwinkel α 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)

Patentansprüche:

1. Steuer- und Stabilisierungseinrichtung für ein Flugzeug künstlicher Stabilität, welches je ein über einen Flugregler betätigbares Höhenleitwerk am Bug und am Heck des Rumpfes besitzt, dadurch gekennzeichnet, daß jedes Höhenleitwerk (2, 3) in V-Stellung angeordnet ist, wobei die V-Stellungen zueinander entgegengesetzt eingestellt sind.

2. Steuer- und Stabilisierungseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Höhenleitwerk (2) am Bug unterhalb der Rumpfmittelliaie und negativ eingestellt und das Höhenleitwerk (3) am Heck oberhalb der Rumpfmittellinie und positiv eingestellt ist.

3. Steuer- und Stabilisierungseinrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Höhenleitwerk (2) am Bug oberhalb der Rumpfmittellinie und positiv eingestellt und das Höhenleitwerk (3) am Heck unterhalb der Rumpfmittellinie und negativ eingestellt ist.