DE2430805B2

DE2430805B2 - Vorrichtung zur Bestimmung des aerodynamischen Strömungszustandes eines mit Tragflächen versehenen Flugzeugs

Info

Publication number: DE2430805B2
Application number: DE2430805A
Authority: DE
Inventors: Dipl.-Ing. Dr. Gunther 7770 Überlingen Schänzer
Original assignee: Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Current assignee: Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Priority date: 1974-06-27
Filing date: 1974-06-27
Publication date: 1981-07-02
Also published as: FR2276573B1; GB1492109A; DE2430805A1; FR2276573A1; DE2430805C3

Description

Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Bestimmung des aerodynamischen Strömungszuslandes eines mit Tragflächen versehenen Flugzeugs mit einem Staudruckgeber zur Erzeugung eines Staudrucksignals.

Es ist bekannt, zur Bestimmung des aerodynamischen Strömungszustandes eines Flugzeugs den Staudruck zu messen, der ein Maß für die Geschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber der umgebenden Luft liefert. Der Sollwert, auf dem d'e Fluggeschwindigkeit gehalten werden muß, hängt außer von der Stellung der Landeklappen auch vom Flugzeuggewicht ab, das zunächst bestimmt und eingegeben werden muß.

Es ist weiterhin bekannt, eine Führun.|»sgröße für einen Fluggeschwindigkeitsregler aus einer Höhenmessung, einer Fluggeschwindigkeitsmessung und einer Messung des Nickwinkels zu gewinnen (US-PS 35 22 729). Aus der Höhenmessung wird durch Differentiation die Sinkgeschwindigkeit gewonnen, und in einem Flugbahnwirikelrechner wird aus dem Verhältnis von Sinkgeschwindigkeit und Fluggeschwindigkeit ein dem Flugbahnwinkel analoges Signal erzeugt. Aus der Differenz von Flugbahnwinkel und Nickwinkel wird durch einen Rechner der Anstellwinkel gewonnen. Das so erhaltene Anstellwinkelsignal wird durch ein Klappenstelluiigssignal von einem Klapperiistellungsgeber nach Maßgabe der Landeklappenstellung modifiziert. Dieses Signal liegt an einem Funktionspotentiometer an. Ein Zeiger wird mittels eines Stellmotors in einem Regelkreis nach Maßgabe eines von einem Fluggeschwindigkeitsrechner aus dem Staudruck gewonnenen Fluggeschwindigkeitssignals verstellt. Der Stellmotor verstellt dabei zugleich den Schleifer des Funktionspotentiometers, an dem dabei eine Spannung abgegriffen wird, die im stationären Zustand dem Flugzeuggewicht analog ist. Das Anstellwinkelsignal wird zu dem Ausgang eines weiteren Funktionspotentiometers addiert, das eine nichtlineare reziprok quadratische Charakteristik hat, an dem das dem Flugzeuggewicht analoge Signal anliegt und dessen Schleifer mit einem Führungsgrößenzeiger gekuppelt ist, durch den eine Führungsgröße für die Fluggeschwindigkeit vorgegeben wird. Der Führungsgrößenzeiger wird durch einen Stellmotor in einem Regelkreis nach Maßgabe des Summensignals von Anstellwinkelsignal und Ausgang des besagten weiteren Funktionspotentiometers verstellt. Durch eine solche Anordn ung wird die durch Gleichsetzen des Flugzeuggewichts mit dem Auftrieb als Funktion von Fluggeschwindigkeit und Anstellwinkel erhaltene Gleichung nachgebildet und so

eine Führungsgröße für die Fluggeschwindigkeit gewonnen.

Bei dieser bekannten Anordnung wird der Anstellwinkel als Differenz von zwei kleinen Winkeln gewonnen, nämlich des Flugbahnwinkels und des Nickwinkels. Der Flugbahnwinkel wird wiederum aus der Zeitableitung der Höhe und Quotientenbildung mit der Fluggeschwindigkeit gewonnen. Beide Verfahren sind nicht geeignet, eine hohe Genauigkeit zu liefern. Als Regelgröße dient bei der bekannten Anordnung die Fluggeschwindigkeit Die Messung des Istwertes dieser Regelgröße erfolgt in dort nicht näher beschriebener konventioneller Weise über den Staudruck.

Bei dieser bekannten Anordnung bleibt weiterhin die von Vertikalböen verursachte Anstellwinkeländerung unberücksichtigt

Es ist weiterhin bekannt, den Anstellwinkel mittels einer Windfahne unmittelbar zu messen. Diese Messung ist technisch jedoch sehr schwer zu realisieren, da die Windfahnenmessung den verschiedensten Störungen unterworfen ist.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zur Bestimmung des aerodynamischen Strömungszustandes eines mit Tragflächen versehenen Flugzeugs zu schaffen, welche nicht störanfällig ist und eine Maß für den aerodynamischen Strömungszustand ohne zusätzliche Eingabe des Flugzeuggewichts und mit brauchbarer Genauigkeit liefert.

Der Erfindung liegt weiterhin die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung zur Messung des Auftriebsbeiwertes als Maß für den jeweiligen aerodynamischen Strömungszustand zu schaffen.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe bei einer Vorrichtung der eingangs definierten Art gelöst durch einen auf der Ober- oder Unterseite der Tragfläche vorgesehenen Druckgeber zur Erzeugung eines Flächendrucksignals und eine Rechenschaltung, der das Staudrucksignal und das Flächendrucksignal zur Bildung eines dem auftriebsbeiwert analogen Ausgangssignals zugeführt werden und welche einen Quotientenbildner enthält, auf dessen Zählereingang das Flächendrucksignal und auf dessen Nennereingang das Staudrucksignal geschaltet ist.

Die Erfindung beruht auf der Erkenntnis, daß das Druckprofil über der Tragfläche sich bei einer Änderung der Fluggeschwindigkeit bzw. des Anstellwinkels im wesentlichen ähnlich ändert, so daß die Messung des Flächendruckes an einer Stelle der Tragfläche ein Maß für den wirksamen Auftrieb liefert. Der Auftriebsbeiwert hängt dann von dem Verhältnis dieses an einer Stelle gemessenen Flächendruckes zu dem Staudruck ab.

Bei Flugzeugen mit auftriebsverändernden Gliedern, z. B. Landeklappen, enthaltend einen Stellungsgeber zur Erzeugung eines Stellungssignals nach Maßgabe der Stellung der auftriebsverändernden Glieder, kann die Rechenschaltung zusätzlich von dem Stellungssignal beaufschlagt und zur Erzeugung des Ausgangssignals als Funktion sowohl des Staudruck- und Flügeldrucksignals als auch des besagten Stellungssignals zur Berücksichtigung der durch die auftriebsverändemden Glieder hervorgerufenen Auftriebsveränderung eingerichtet sein.

Die Rechenschaltung kann auch so ausgebildet sein, daß sie aus Staudruck und Flächendruck sowie ggf. Klappenstellung den Anstellwinkel liefert. Ebenso kann die Rechenschaltung aus dem Staudruck- und dem Flächendrucksignal sowie ggf. dem Klappenstellungssignal ein Ausgangssigna] liefern, das dem Flugzeuggewicht analog ist.

Eine besonders einfache Rechenschaltung kann verwendet werden, wenn der Druckgeber in einem Punkt der Tragfläche angeordnet ist, in welchem der Flächendruck P_n, im wesentlichen unbeeinflußt von der Stellung der auftriebsverändemden Glieder ist.

Die Erfindung ist nachstehend an Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert:

F i g. 1 zeig: ein im Flugversuch untersuchtes Tragflächenprofil.

F i g. 2 ist eine abgebrochene Draufsicht der Tragfläche und zeigt die Lage der Druckmeßstellen bei dem Flugversuch.

F i g. 3 zeigt eine erfindungsgemäße Vorrichtung zur Bestimmung von Auftriebsbeiwert, Anstellwinkel und Flugzeuggewicht.

F i g. 4 zeigt den Aufbau eines ersten, in der "Vorrichtung von F i g. 3 verwendeten Rechners zur Verarbeitung eines Klappenstellungssignals.

F i g. 5 zeigt den Aufbau eines zweiten, in der Vorrichtung von F i g. 3 verwendeten Rechners zur Verarbeitung des Klappenstellungssignals.

F i g. 6 zeigt den Aufbau eines dritten, in der Vorrichtung von F i g. 3 verwendeten Rechners zur Verarbeitung des Klappenstellungssignals.

F i g. 7 zeigt eine vereinfachte Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Vorrichtung, die bei geeigneter Wahl der Druckmeßstelle auf der Tragfläche verwendet werden kann.

F i g. 8 zeigt die bei einem Flugversuch mit einer Tragfläche gemäß F i g. 2 aufgenommene Abhängigkeit des Verhältnisses von Flächendruck und Staudruck an der Meßstelle L\ (F i g. 1 und 2) für verschiedene Klappenwinkel i/a als Parameter.

F i g. 9 ist eine entsprechende Darstellung für die Meßstelle i.2 und

Fig. 10 ist eine entsprechende Darstellung für die Meßs"telle L₁.

F i g. 11 zeigt die Abhängigkeit des Flächendrucks an der Meßstelle U vom Staudruck.

Fig. 12 ist eine entsprechende Darstellung für die Meßstelle L₂ und

Fig. 13 ist eine entsprechende Darstellung für die Meßstelle L_s.

Fig. 14 zeigt eine Abwandlung der Schaltungen von F i g. 3 oder F i g. 7, die das Gewicht auch im Kurvenflug liefert.

Fig. 15 zeigt eine weitere Abwandlung der Schaltungen von Fig.3 oder Fig.7, die das Gewicht auch im nichtstationären Zustand zu ermitteln gestattet.

Es läßt sich zeigen, daß eine Regelung des Auftriebsbeiwertes Ca hinsichtlich der Regeleigenschaften und der Ermittlung des Sollwertes einer Regelung des Anstellwinkels α gleichwertig und einer Regelung der Fluggeschwindigkeit bzw. des Staudruckes im Reiseflug in großen Höhen und im Anflug eindeutig überlegen ist. Es war zu untersuchen, ob eine Meßvorrichtung für den Auftriebsbeiwert gefunden werden kann, die nicht mit den Mangeln vorbekannter Einrichtungen zur Anstellwinkelmessung behaftet ist. Es wird nachstehend eine solche MeBvorrichtimg beschrieben, die — ohne die Mangel vorbekannter Einrichtungen — auch einen Meßwert für den Anstellwinkel λ sowie einen Meßwert für das Flugzeuggewicht liefert.

7 8

Es werden nachstehend folgende Bezeichnungen verwendet:

C ι = Auftriebsbeiwert,
a = Anstellwinkel,
i_/A = Klappenwinkcl,
C₁I, = Auftriebsbeiwert bei Anstellwinkel a = 0 und Klappenwinkel i,_K■ = 0,

C.|,_A = — = Änderung des Auftriebsbeiwertes mit dem Klappenwinkel i_lk,

C₁,, = -—'- = Änderung des Auflriebsbeiwertes mit dem Anstellwinkel a, ta

P„, = Flächendruck in Meßpunkt auf Tragflächenoberseite,
i/ = Staudruck,
A = Auftrieb,
.S' = Flügelfläche

/j,, = Wert von — für Anstellwinkel a = 0 und Klappenwinkel /_/A = 0.

/),_A = Koellizient der proportionalen Änderung von —— mit dem Klappenwinkcl i_/A,

/>„ = vom Klappenwinkel unabhängiger Anteil des Koeffizienten der proportionalen Änderung von —
mit dem. Anstellwinkel a ''

l'„._k ~ Änderung des besagten Koeffizienten von a mil i_/A.

Bei einem Flugzeug mit Auftriebs- oder Landeklap- in vorgegebenes ηκ linear von λ abhängt. Der Schnittpen hängt der Auftriebswert Ca linear vom Anstellwin- punkt der Kurve mit dem Parameter ηκ-O mit der kelaund vom Klappenwinkel η*, ab: Ordinatenachse (« = 0) liefert po. Die Geraden werden

von diesem Schnittpunkt aus im wesentlichen propor-

⁽ ι " i'm + C, ^ >,., +(',„ · a (I) tional zu dem Klappenwinkel TJk nach oben verschoben.

π Das ist der zweite Term auf der rechten Seite von

Es hat sich weiterhin im Flugversuch (mit einem Gleichung (2). Die Steigung der Geraden ändert sich Flugzeug vom Typ D 028 D »Skyservant«) gezeigt, daß etwas mit dem Parameter ηκ- Das bedeutet, daß der das Verhältnis des in einem Meßpunkt auf der Faktorp^ eine Funktionρ^(ηκ) von ηκ ist.
Tragflächenoberseite gemessenen Flächendruckes P_n, Aus der empirisch gefundenen Beziehung (2) läßt sich

zum Staudruck q eine lineare Funktion des Anstellwin- -m der Anstellwinkel λ als Funktion des Verhältnisses von kels λ von der Form Flächendruck und Staudruck angeben:

ist. Man sieht aus Fig.8 bis 10, daß — für ein ^4> ^{a =} 7777) (Ii ~ ''" ~ '''*' ''^A J'

</ '■■·' μ' ν ' ,3,

Durch Einsetzen von Gleichung (3) in Gleichung(l) ergibt sich der Auflriebsbeiwert Cj zu ]

oder nach Zusammenfassung

C₁ = /H₁, + W₁ — (5)

<l

Man kann wenigstens näherungsweise setzen:

Pa('ik) = Pu⁺P₁,.,, ■ ';a- (6)

Damit wird

Pa⁺ Pu,.» " '/A

■ Pk '/a + ; ■ —-

Ks wird iilso in Gleichung(5):

(81

Der Auftriebsbeiwert Ct ist somit für jeden Klappenwinkel η_κ eine lineare Funktion des Verhältnisses von Flächendruck an einer Meßstelle zu Staudruck. Die Formvariablen m₀ und m\ hängen dabei vom Klappenwinkel ηκ ab.

Aus den Gleichungen (1), (2) und (6) ergeben sich die Bedeutungen der verschiedenen Koeffizienten. Es ist Ctoder Auftriebsbeiwert für λ = 0 und η* = 0 (Gleichung

^Ci-°Ti

ι;,

(Gleichung (I)), p» ist der Wert von — für

= 0 und

(X = O (Gleichung (2)). ρ,,κ ist der Koeffizient der proportionalen Änderung von — mit ηκ (Gleichung

(2)). Entsprechend ist nach Gleichung (2) und Gleichung (6) p, der von der Klappenstellung unabhängige Anteil des Koeffizienten der proportionalen Änderung von

der Koeffizient der Änderung des

—- mit a und

' 'if.

ΊΑ

(3a)

(12)

Die Fig. 11 bis 13 zeigen für die verschiedenen Meßstellen Li bis L₃ bei verschiedenen Klappenwinkeln ηκ die Abhängigkeit des Flächendruckes P_n, vom Staudruck q. Es ergeben sich für jedes ηκ lineare Zusammenhänge, wie nach Gleichung (12) zu erwarten war. Dabei ergibt sich folgendes: An der Meßstelle /-■ (Fig. U) ergibt sich für η κ = 52° die geringste, für ηK = 0° die größte Steigung der Geraden, während die Gerade mit dem Parameter ηκ = 20 dazwischen liegt. An der Meßstelle L₃ (Fig. 13) hat dagegen die Gerade mit dem Parameter ηκ = 52° die größte und die Gerade mit dem Parameter ijk = O° die kleinste Steigung. Die Gerade mit η κ = 20° liegt wieder dazwischen. An der Meßstelle L₂ fallen alle drei Geraden praktisch zusammen, wie aus F i g. 12 ersichtlich ist.

Es läßt sich somit durch geeignete Wahl der Meßstelle erreichen, daß der Zusammenhang zwischen P_m und q unabhängig von ηκ wird. In diesem Falle wird also in Gleichung (12)

Koeffizienten von <x mit der Klappenstellung η κ, also praktisch der Koeffizient eines Mischproduktes nc ■ η_κ in Gleichung (2).

Für den Anstellwinkel λ ergibt sich aus Gleichung (3) und (6) zu

Im stationären Zustand ist der Auftrieb A gleich dem Flugzeuggewicht G. Der Auftrieb A ist bekanntlich

A = q C₁ S. (K))

Es ist also nach Gleichung (5)

G = q C₁ ■ S = ίι »ι,, ■ .V + /³„,/?7, .S . (11)

Das Flugzeuggewicht G läßt sich somit entsprechend Gleichung (11) aus Flächendruck und Staudruck ermitteln.

Es ist weiterhin im stationären Flug entsprechend Gleichung (11) der Flächendruck und der Staudruck linear voneinander abhängig.

— — = const
Di ι S

(13)

und somit m\ konstant, unabhängig von ηκ- Da unter der r> angegebenen Vorraussetzung weiterhin

'"ll

— = const
"I ι

(14)

nn

ist, folgt, daß auch ma konstant und unabhängig von ηκ ist. Damit werden auch der Ausdruck für Ct gemäß den Gleichungen (4) und (5) und die Rechenschaltung zur Erzeugung eines dem Auftriebsbeiwert C_A analogen Signals vereinfacht.

F i g. 3 zeigt schematisch eine Vorrichtung nach der Erfindung, bei welcher unter Ausnutzung der oben hergeleiteten Beziehungen aus einem Staudrucksignal q von einem Staudruckgeber 10, einem Flächendrucksignal P_m von einem auf der Oberseite der Tragfläche 12 angeordneten Druckgeber 14 und einem Klappenstellungssignal ηκ von einem mit einer Auftriebsklappe 16 gekuppelten Klappenstellungsgeber 18 an drei Ausgängen 20,22 und 24 Ausgangssignale erzeugt werden, die dem Auftriebsbeiwert Ca, dem Anstellwinkel α bzw. dem Flugzeuggewicht G analog sind. Diese Signale können angezeigt oder einer Regelvorrichtung zugeführt werden. Flächendruck- und Staudrucksignal sind dabei in üblicher Weise hinsichtlich des statischen Druckes kompensiert Das Gewichtssignal kann dabei z. B. in einer Vorrichtung zur automatischen Flugbahnführung verwendet werden, um den Schub nach Maßgabe eines kommandierten Bahnwinkels zu steuern.

Die Vorrichtung von Fi g. 3 enthält eine Rechenschaltung mit einem ersten oder ms — Rechner 26, einem zweiten oder m\ — Rechner 28 und einem dritten oder /n₂ — Rechner 30. Die Rechner 26, 28 und 30 sind mit dem Klappenstellungsgeber 18 verbunden und erhalten

sämtlich das Klappenstellungssignal i/a,. Der in>
Klappenstellungssignal nach der Beziehung

C₁,, - Rechner 26 liefert ein Ausgangssignal w», das von dem

abhängt.

Der mi - Rechner 28 liefert ein Ausgangssignal mi, das von dem Klappenstellungssignal ■)/,, nach Maßgabe der Funktion

C₁,,

abhängt. Der m^ — Rechner 30 liefert schließlich ein Ausgangssignal /Π2, daß von dem Klappenstellungssignal nach Maßgabe der Funktion

'/A

abhängt.

Das Flächendrucksignal P_n, vom Druckgeber 14 liegt am Zählereingang eines Quotientenbildners 32 an. Der Staudruckgeber 10 ist mit dem Nennereingang des Quotientenbildners 32 verbunden, so daß dieser das Staudrucksignal q erhält und der Quotientenbildner ein

Ausgangssignal analog -^- liefert. Dieses Ausgangssi-

gnal liegt an einem Eingang eines Multipliziergliedes 34, dessen anderer Eingang mit dem Ausgang des /πι - Rechners 28 verbunden ist. Der Ausgang des Multipliziergliedes 34 liegt an einem Eingang eines Summierverstärkers 36 an. Der andere Eingang des Summierverstärkers ist mit dem Ausgang des m_a -Rechners 26 verbunden. Das Ausgangssignal des Summierverstärkers 36 am Ausgang 20 ist dann analog

/H₁₁ + III I — Cl

und somit gemäß Gleichung (5) analog dem Auftriebsbeiwert Ca.

Das Ausgangssignal des Multipliziergliedes 34 liegt

weiter über ein Potentiometer mit dem Wert —— an

( Iu

einem Eingang eines Summierverstärkers 38 an. Der andere Eingang des Summierverstärkers 38 ist mit dem m? — Rechner 30 verbunden. Der Ausgang 22 des Summierverstärkers 18 ist dann analog

Hl, + —-!

Ci,, <7

und damit gemäß Gleichung (3a) analog dem Anstellwinkel «.

Der Staudruckgeber 10 ist weiterhin mit einem Eingang eines Multipliziergliedes 40 verbunden, dessen anderer Eingang mit dem Ausgang des mo — Rechners 26 verbunden isL Das Multiplizierglied 40 ist so ausgelegt, daß sein Ausgangssignal dem Produkt mo ■ S ■ q analog ist Der Druckgeber 14 ist mit einem Eingang eines Multipliziergliedes 42 verbunden, dessen anderer Eingang mit dem Ausgang des m\ — Rechners 28 verbunden ist. Das Multiplizierglied 40 ist so ausgelegt, daß sein Ausgangssignal dem Produkt m\ ■ S ■ P_n, analog ist Die Ausgänge der beiden Multiplizierglieder 40 und 42 liegen an den beiden

(15)

Eingängen eines Summierverstärkers 44. Das Ausgangssignal des Summierverstärkers 44 am Ausgang 24 ist dann analog

m» ■ S ■ q+ni\ ■ S ■ P_n,

und damit gemäß Gleichung (11) analog dern Flugzeug gewicht C.

F i g. 5 ist ein Beispiel für den Aufbau des sn\ — Rechners 28. Der m\ — Rechner 28 enthält einen Summierverstärker 46, dessen Verstärkungsgrad als eins angenommen werden soll. An einem Eingang des Summierverstärkers 46 liegt eine mittels eim:s Potentiometers 48 einstellbare, aber im übrigen feste Spannung. An dem anderen Eingang des Summierverstärkers 46 liegt das Klappenstellungssignal ηκ über ein einstellbares Potentiometer 50. Der Ausgang des Summierverstärkers 46 liegt am Nennereingang eines Quotiemenbildners 52, an dessen Zählereingang eine mittels eines Potentiometers 54 einstellbare aber im übrigen fesie Spannung anliegt. Der Ausgang des Quotientenbildners 52 hat dann die Form

λ", f λ

I '/λ

wobei die Potentiometer 48, 50 und 54 nach Maßgabe der vom Flugzeugtyp und dem Ort der Meßstelle abhängigen Konstanten ρ*, ρ,,_λ und CU_n eingestellt werden, um ein Ausgangssignal /Hi entsprechned Gleichung (9) zu erhalten.

Der mo - Rechner 26 enthält einen Suminierverstärker 56, an dessen einem Eingang ein·; über ein Potentiometer 58 einstellbare, aber im übrigen feste Spannung und an dessen zweiten invertierenden Eingang über ein einstellbares Potentiometer 60 die Ausgangsspannung m\ des rr>\ — Rechners anliegt. Der Ausgang des Summierverstärkers 56 liegp: an einem Eingang eines Summierverstärkers 62. An einem invertierenden Eingang eines Summierverstärkers 64 liegt über ein einstellbares Potentiometer 66 der Ausgang des m\ — Rechners 28. An einem nicht invertierenden Eingang des Summierveritärkers 64 liegt eine durch ein Potentiometer 68 einstellbare aber im übrigen feste Spannung an. Der Ausgang des Summierverstärkers 64 liegt an einem Eingang eines Multipliziergliedes 70. An dem anderen Eiingang des Multipliziergliedes 70 liegt das Klappenstdlungssignal jjK. Der Ausgang des Multipliziergliedes 70 liegt an dem zweiten Eingang des Summierverstärkers 62. Am Ausgang des Verstärkers 62 ergibt sich dann bei richtiger Einstellung der Potentiometer ein Signal, das nach einer Funktion gemäß Gleichung (8) von dem Klappenstellungssignal abhängt Dabei wird das Potentiometer 58 nach Maßgabe von Cao, das Potentiometer 60 nach Maßgabe von po, das Potentiometer 66 nach Maßgabe von ρ,_λ und das Potentiometer 68 nach Maßgabe von Cat,_k eingestellt

Der mi — Rechner 30 (Fig.6) enthält einen Summierverstärkers 72, an dessen einem invertierenden Eingang über ein Potentiometer 74 das lClappenstellungssignal ηκ und an dessen anderem ebenfalls invertierenden Eingang eine durch ein Potentiometer 76

einstellbare aber im übrigen fes*e Spannung anliegt. Der Ausgang des Sumnüerverstärkers 72 liegt an dem Zählereingang eines Ouotientenbildners 78, an dessen Nennereingang der Ausgang w (F i g. 5) des Summierverstärkers 46 im mi — Rechner 28 anliegt.

Die potentiometer 74 und 76 werden nach Maßgabe von p^bzw. po eingestellt, so daß der Ausgang des Summierverstärkers 72 analog — /*> — p,_A wird. Der

Ausgang des Summierverstärkers 46 im m, — Rechner 28 ist

'ZA-

SO daß der Ausgang des Quotientenbildners 78 der Größe W₂ gemäß Gleichung(16) entspricht
Bei dem Flugversuch ergaben sich folgende Werte:

Meßstelle

Pu

Pll,

Pull.

0,1

6,0

0,94	4,9	0,79	1,43
0,93	2,7	0,58	0
0,64	1,95	0,53	-1,85

Für die Meßstelle Li ergibt sich eine wesentliche Vereinfachung dadurch, daß der Zusammenhang zwischen Flächendnick P_m und Staudruck q von der Klappenstellung ηκ im wesentlichen unabhängig wird. Wie in den Gleichungen (13) und (14) gezeigt wurde, sind dann mg und m\ von der Klappenstellung ηκ unabhängige Konstanten. Wenn m\ von der Klappenstellung ηκ unabhängig sein soll, muß gemäß Gleichung (9) gelten:

"Ί

= LhL

p„

(17)

(18)

D.iiiiit vcrcinliichl sich iu_: in Gleichung (Id) /u

Aus Gleichung (X) folgt ferner

'»II " C |,i

(20)

(21)

Es ergibt sich die in F i g. 7 dargestellte vereinfachte Schaltung, in welcher entsprechende Teile mit den gleichen Bezugszeichen versehen sind wie in F i g. 6.

Die Staudruck- und Flächendrucksignale q und P„, von dem Staudruckgeber 10 bzw. dem Druckgeber 14 werden auf den Nenner- bzw. Zählereingang des Quotientenbildners 32 gegeben. Der Ausgang des Quotientenbildners 32 liegt über ein mi-Potentiometer 80 einmal an einem Eingang des Summierverstärkers 36 und einmal an einem Eingang des Summierverstärkers 38. An dem anderen Eingang des Summierverstärkers 36 liegt eine an einem Potentiometer 82 einstellbare aber im übrigen feste Spannung. An dem anderen Einpang des Sunimierverslärkers 38 liegt über ein einstellbares Potentiometer 84 das Klappenstellungssignal ηκ. Wenn die Potentiometer 80 und 82 gemäß den Gleichungen (18) und (21) fest eingestellt werden, dann wird das Ausgangssignal am Ausgang 20 analog dem Auftriebsbeiwert Ct- Wird weiterhin das Potentiometer 84 gemäß dem zweiten Term von Gleichung (19) eingestellt. Hefen der Summierverstärker 38 am Ausgang 22 den Anstellwinkel ac

Die Staudruck- und Flächendrucksignale q und P_n, werden über Potentiometer 86 und 88, die entsprechend mi · 5bzw. /H₀ · Seingestellt sind, auf den Summierverstärker 44 geg.ben, der ein Ausgangssignal G analog dem Flugzeuggewicht an seinem Ausgang 24 liefert.

Bei den vorstehenden Betrachtungen war angenommen worden, daß der Auftrieb A gleich dem Gewicht G ist. Unter dem Einfluß von Böen und im Kurvenflug ist diese Näherung nicht zulässig.

Das Fluggewicht G ändert sich nur langsam. Im Geradeausflug kann das Fluggewicht G daher aus dem Auftrieb A gewonnen werden, indem das Auftriebssignal am Ausgang 24 des Summierverstärkers 44 in F i g. 3 oder F i g. 7 über einen Tiefpaßfilter 90 mit einer Übertragungsfunktion der Form

1 + 'As

geleitet und so gemittelt wird, wie in F i g. 14 dargestellt ist. Das so gewonnene Signal A ist im Geradeausflug gleich dem Fluggewicht G.

Im Bahnneigungs- und Kurvenflug sind Auftrieb A und Gewicht G gegenüber Bahnwinkel γα und Querneigungswinkel φ verknüpft. Für genaue Messungen (besser als 1%) muß auch der Einfluß des Schubes F berücksichtigt werden.

Es gilt dann

COS I',, COS (/)

~/sill (<!■„ + Γ,).

(22)

Darin ist

γα — Bahnwinkel
φ = Querneigungswinkel
«n = stationärer Anstellwinkel

Ev = Neigung des Schubvektors gegenüber der Flugbahnrichtung.

I⁷Or kleine Winkel y» und f\ vereinfacht sich das zu

Ί' I cos ψ .

Damit ergibt sich die in Fig. 14 dargestellte vereinfachte Schaltung. Das ^-Signal von dem Tiefpaß-

filter 90 liegt an einem Eingang eines Multiplizierers 92 an. Von einem Lotkreisel 94 wird ein dem Querneigungswinkel φ proportionales Signal abgegriffen. Dieses Signal φ wird einem Kosinus-Funktionsgeber 96 zugeführt, der ein Signal proportional zu cos φ auf den zweiten Eingang des Multiplizierers 92 gibt, so daß dieser ein Signal Λ cos φ liefert, welches gemäß Gleichung (23) proportional dem Gewicht Gist

Die Ausführung nach F i g. 15 geht von der Bewegungsgleichung des Flugzeugs im nichtstationären Fall aus. Es ist

A-G

8 I -=■'

(24)

(25)

wobei

ζ = Vertikalbeschleunigung m = Masse des Flugzeugs g = Erdbeschleunigung

Daraus ergibt sich G = -*—.

(26)

Diese Beziehung wird in F i g. 15 nachgebildet Das Ausgangssignal, analog A, am Ausgang 24 des Summierverstärkers 44 in Fig.3 oder 7 liegt am Zählereingang eines Quotientenbildners 98. Ein Beschleunigungsmesser 100 liefert ein Signal für die Vertikalgeschwindigkeit z. Ein Potentiometer 102, dessen Ausgang zusammen mit einem an einer festen Spannung liegenden Potentiometer 104 an einem Summierverstärker 106 anliegt, setzt das Beschleunigungssignal ζ in Bezug zur Erdbeschleunigung. Die feste Spannung und die Potentiometer sind so gewählt, daß bei einer der Erdbeschleunigung g entsprechenden Vertikalbeschleunigung ζ die Ausgangsspannungen der Potentiometer 102 und 104 gleich sind. Der Ausgang des Summierverstärkers 106 liegt am Nennereingang des Quotientenbildners 98 an. Der Ausgang des Quotientenbildners ist nach Gleichung (26) proportional zu dem Gewicht G. Dieses Signal kann noch zur Bildung eines Mittelwertes G über ein Tiefpaßfilter 108 geleitet werden.

Hierzu 11 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Vorrichtung zur Bestimmung des aerodynamischen Strömungszustandes eines mit Tragflächen versehenen Flugzeugs mit einem Staudruckgeber zur Erzeugung eines Staudrucksignals, gekennzeichnet durch einen auf der Ober- oder Unterseite der Tragfläche (12) vorgesehenen Druckgeber (14) zur Erzeugung eines Flächendrucksignals und eine Rechenschaltung (Fig.9), tier das Staudrucksigna! (q) und das Flächendrucksignal (P_m) zur Bildung eines dem Auftriebsbeiwert (Ca) analogen Ausgangssignals zugeführt werden und welche einen Quotientenbildner (32) enthält, auf dessen Zählereingang das Flächendrucksignal (P_n,) und auf dessen Nennereingang das Staudrucksignal (q) aufgeschaltet ist.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1 für Flugzeuge mit auftriebsverändernden Gliedern, enthaltend einen Stellungsgeber (18) zur Erzeugung eines Stellungssignals nach Maßgabe der Stellung der auftriebsverändernden Glieder (16), dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenschaltung zusätzlich von dem Stellungssignal (ηκ) beaufschlagt und zur Erzeugung des Ausgangssignals als Funktion sowohl des Staudruck- und Flügeldrucksignals (q, P_n,) als auch des besagten Stellungssignals (η_κ) zur Berücksichtigung der durch die auftriebsverändernden Glieder in (16) hervorgerufenen Auftriebsveränderung eingerichtet ist.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß ein dem Ausgangssignal des Quotientenbildners (32) proportionales Signal einem

ι "> Summierverstärker (36) zugeführt wird.

4. Vorrichtung nach den Ansprüchen 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, daß die auftriebsverändernden Glieder Landeklappen (16) sind und der Stellungsgeber (18) somit ein Klappenstellungssignal

2(i ηκ liefert, daß die Rechenschaltung einen ersten Rechner (26) enthält, dem das Klappenstellungssignal ηκ zugeführt wird und der zur Erzeugung eines Ausgangssignals mo nach Maßgabe der Funktion

C^-,

eingerichtet ist, wobei

C in = Aul'tricbsbeiwerl bei Anstellwinkel a = 0 und Klappenwinkcl <_/A= 0, C'|„ = Änderung des Aurtricbsbciwerles mit dem Anstellwinkel a, C'|,_A = Änderung des Aurtriebsbeiwcrtes mit dem Klappcnwinkel /_/A, /)„ = Flächendruck bei Anstellwinkel a = 0 und Klappcnwinkel ι_Μ· = 0, /)„ = Änderung des Flächendrucks mil dem Anstellwinkel a, p._k - Änderung des Hächcndrucks mit dem Klappcnwinkel i_M, />„,_A = Änderung des Flächendrucks mit Anstcll- und Klappcnwinkel,

daß dieses Ausgangssignal flio an dem Summierverstärker (36) anliegt, daß die Rechenschaltung einen zweiten Rechner (28) enthält, dem das Klappenstellungssignal ηκ zugeführt wird und der zur Erzeugung eines Ausgangssignals m\ nach Maßgabe der Funktion

/Ii₁ =

C₁

IK⁺Pa.,, ■ 'If.

eingerichtet ist, daß das Ausgangssignal des Quotientenbildners (32) an einem Eingang eines Multipliziergliedes (34) und das Ausgangssignal m\ des zweiten Rechners (28) an dem anderen Eingang dieses Multipliziergiedes (34) anliegt und daß das Ausgangssignal des Multipliziergliedes (34) ebenfalls auf den Summierverstärker (36) geschaltet ist, dessen Ausgangssignal dem Auftriebsbeiwert Ca analog ist.

5. Vorrichtung nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch die folgenden Merkmale:
(a) Der erste Rechner (26) enthält einen Summierverstärker (56), an welchem eine einstellbare Spannung sowie mit entgegengesetztem Vorzeichen über ein einstellbares Potentiometer (60) der Ausgang des zweiten Rechners (28) anliegt, einen weiteren Summierverstärker (64), an welchem eine einstellbare Spannung sowie mit entgegengesetztem Vorzeichen über ein einstellbares Potentiometer (66) der Ausgang des zweiten Rechners (28) anliegt, ein Multiplizierglied (70), an dessen einem Eingang der Ausgang des besagten weiteren Summierverstärkers (64) und an dessen zweitem Eingang das Klappenstellungssignal ηκ anliegt, und einen Summierverstärker (62), an dem der Ausgang des ersteren Summierverstärkers (56) und der Ausgang des Multipliziergliedes (70) anl'egt und dessen Ausgang das Ausgangssignal mo liefert,
(b) Der zweite Rechner (28) enthält einen Summierverstärker (46), an dem eine einstellbare Spannung und über ein einstellbares Potentiometer (50) das Klappenstellungssignal ηκ anliegt, und einen Quotientenbildner (52), an dessen Nennereingang der Ausgang dieses Summierverstärkers (46) und an dessen Zählereingang eine einstellbare konstante Spannung anliegt.

6. Vorrichtung nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Klappenstellungssignal ηκ außerdem einem dritten Rechner (30) zugeführt wird, der zur Erzeugung eines Ausgangssignals rr>2 nach Maßgabe der Funktion

P₁, •"/',...Λ ' ΊΚ

eingerichtet ist, daß dieses Ausgangssignal /7)2 zusammen mit dem Ausgangssignal des Multiplizier-

gliedes (34) an einem Summierverstärker (38) anliegt, wobei der Ausgang des Summierverstärkers (38) dem Anstellwinkel α analog ist.

7. Vorrichtung nach Anspruch 5 und 6, dadurch gekennzeichnet, daß der dritte Rechner (30) einen Summierverstärker (72) enthält, an dem eine einstellbare Spannung und über ein einstellbares Potentiometer (74) das Klappenstellungssignal ηκ anliegt, und daß der Ausgang dieses Summierverstärkers (72) am Nennereingang eines Quotie ntenbildners (78) anliegt, dessen Zählereingang mit dem Ausgang des Summierverstärkers (46) des zweiten Rechners (28) verbunden ist

8. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch einen Summierverstärker (44), an dem das Staudrucksignal q und das Flächendrucksignal P_n, zur Bildung eines dem Flugzeuggewicht analogen Signals Ggewichtet anliegen.

9. Vorrichtung nach den Ansprüchen 3 und 8, gekennzeichnet durch ein Multipliziei-glied (42), an dessen einem Eingang das Fiächendrucksignal P_n, und an dessen anderem Eingang der Ausgang m\ des zweiten Rechners (28) anliegt, und ein weiteres Multiplizierglied (40), an dessen einem Eingang das Staudrucksignal q und an dessen anderem Eingang das Ausgangssignal /no des ersten Rechners (26) anliegt, wobei an dem Summierverstärker (44) die Ausgangssignale der Multiplizierglieder (40, 42) anliegen.

10. Vorrichtung nach Anspruch 1 für Flugzeuge mit auftriebsverändernden Gliedern, dadurch gekennzeichnet, daß der Druckgeber (14) in einem Punkt (L₂) der Tragfläche (12) angeordnet ist, in welchem der Flächendruck P_n, im wesentlichen unbeeinflußt von der Stellung der auftriebsverändernden Glieder (16) ist.

11. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenschaltunp einen Summierverstärker (36) enthält, dem zur Erzeugung eines dem Auftriebsbeiwert C,\ analogen Ausgangssignals eine einstellbare Spannung sowie über ein einstellbares Potentiometer (80) der Ausgang (82) des Quotientenbildners (32) zugeführt wird.

12. Vorrichtung nach Anspruch 2 und Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenschaltung einen Summierverstärker (38) enthält, dem zur Erzeugung eines dem Anstellwinkel analogen Ausgangssignals λ über ein einstellbares Potentiometer (84) das besagte Stellungssignal η_κ sowie über ein einstellbares Potentiometer (80) der Ausgang des Quotientenbildners (32) zugeführt wird.

13. Vorrichtung nach Anspruch 8 und einem der Ansprüche 10 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß an dem Summierverstärker (44) das Staudrucksignal q und das Fiächendrucksignal P_n, über je ein einstellbares Potentiometer (88,86) anliegen.

14. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß das Ausgangssignal des Summierverstärkers (44) zur Mittelwertbildung über ein Tiefpaßfilter (90) geleitet wird.

15. Vorrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß das Ausgangssignal (A) des Tiefpaßfilters (90) an einem Eingang eines Multiplizierers (92) anliegt, auf dessen zweiten Eingang ein vom Lotkreisel (94) abgeleitetes, dem Kosinus des Querlagewinkels (φ) analoges Signal geschaltet ist.

16. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß das Ausgangssignal (A) des

Summierverstärken; (44) am Zählereingang eines Quotientenbildners (98) anliegt, daß ein Vertikalbeschleunigungsmesser (100) über ein einstellbares Potentiometer (102) an einem Eingang eines Summierverstärkers (106) anliegt, auf dessen anderem Eingang ein durch ein Potentiometer (104) einstellbares festes Signal geschaltet ist, und daß der Ausgang des letzteren Summierverstärkers (106) mit dem Nennereingang des Quotientenbildners (98) verbunden ist