DE2517405A1 - Regelsystem zur erzielung des jeweils geringsten widerstandes von flugzeugen, die mit woelbklappen ausgestattet sind - Google Patents

Description

• Regelsystem zur Erzielung des jeweils geringsten Widerstandes von Flugzeugen, die mit Wölbklappen ausgestattet sind.
• Die Erfindung betrifft Flugzeuge, die mit Wölbklappen ausgestattet sind, insbesondere Flugzeuge, die so ausgelegt sind, daß sie derart betrieben werden können, daß durch die Einstellung der Wölb -klappen im Fluge der Profilwiderstand des Flügels und der Wider -stand des Rumpfes im Bereich der sogenannten " Laminardelle II ( dies ist der Bereich mit großen Anteilen laminarer Grenzschichtreibung an der Oberfläche des Flugzeuges ) bleibt.
• Der yichtigste Zweck dieser Erfindung ist es, den Piloten mit einem Steuerungssystem zu versorgen, mit welchem der Pilot auf einfache Weise das Flugzeug bei atmosphärischer Turbulenz so steuern kann, daß der Widerstand des Flügels und des Rumpfes jederzeit im Bereich der " Laminardelle " 7 also im Bereich des geringsten Luftwiderstandes, bleibt.
• Ein weiterer Zweck dieser Erfindung ist es, die Gefahr von Schwingungen des Flugzeuges um die Querachse, erzeugt durch den Piloten ( in der englischen Fachsprache als PIO = pilot induced oscillations bekannt ), beträchtlich zu vermindern.
• Weiterhin ist es Aufgabe dieser Erfindung, sofern sie bei Segelflugzeugen angewendet wird, die Wahrnehmung des Piloten über Natur und Ort der atmosphärischen Turbulenz, auf die er stößt, zu verbessern.
• Ebenfalls Zweck der Erfindung ist es, die Belastungen, denen die Struktur des Flugzeuges ausgesetzt ist und die durch das Manövrieren des Flugzeuges durch den Piloten sowie durch Zusammentreffen mit atmosphärischer Turbulenz entstehen, zu reduzieren.
• Es ist weiterhin Zweck dieser Erfindung, die Flugsicherheit des Flugzeuges im Bereich geringer Fluggeschwindigkeiten zu verbessern, da die Wahrscheinlichkeit, daß das Flugzeug überzogen wird, sich erheblich verringert.
• Weitere Zwecke dieser Erfindung werden teils offensichtlich, teils späterhin erkennbar. Für ein besseres Verständnis über Natur und Zweck der Erfindung wird auf die unten folgende detaillierte Beschreibung in Verbindung mit den zugehörigen Zeichnungen verwiesen.
• Herkömmliche Flugzeuge mit Wölbklappen sind mit getrennten Steuerungen für Wölbklappenstellung und Höhenleitwerkstellung ausgestattet.
• Für den unbeschleunigten Geradeausflug in ruhender Luft ist es möglich, die günstigste Wölbklappenstellung für jede Fluggeschwindigkeit zu errechnen ( siehe als Beispiel Fig. 2 ) und einzustellen und daraufhin die Höhensteuerung vorsichtig zu betätigen, damit die Längsneigung des Flugzeuges so eingeregelt wird, daß Flügel und Rumpf im Bereich niedrigsten Widerstandes, der sogenannten " Laminardelle " angeströmt werden.
• Für gleichförmigen Kurvenflug bei gleichbleibendem Querneigungswinkel ist es in ähnlicher Weise möglich, die günstigsten Wölbklappenstellungen zu berechnen und die Höhensteuerung vorsichtig derart zu betätigen, daßeine Längsneigung erreicht wird, bei der Flügel und Rumpf im Bereich des niedrigsten Widerstandes, der sogenannten Laminardelle angeströmt werden.
• Bei dem Motorflugzeug " Acrostar ", einem Flugzeug, das für Kunstflug ausgelegt wurde und das mit Wölbklappen ausgerüstet ist, wurde das Problem der Koordination von Wölbklappen - und Höhensteuerung dadurch gelöst, daß beide Steuerungen in geeigneter Weise gekuppelt und gemeinsam an einem Betätigungshebel - in diesem Falle dem Steuerknüppel - betätigt werden.
• Siehe dazu die Veröffentlichung in der Zeitschrift " deutscher aerokurier ", Heft 11, Jahrgang 1970 Von der Akademischen Fliegergruppe Aachen ist in der Zeitung " Luftsport " Nr. 11 vom November 1974 eine " Wölbklappenautomatik " vorgestellt worden, bei der die Wölbklappensteuerung durch ein Regelsystem vorgenommen wird.
• Bei der herkömmlichen Ausführung von Flugzeugen, bei denen Wölbklappen - und Höhensteuerung getrennt voneinander durch den Piloten gesteuert werden, ist es naturgemäß manchmal schwierig, den Querneigungswinkel ausreichend genau zu bestimmen, besonders bei Winkeln von mehr als 300, wo der Auftrieb, der von den Tragflügeln erzeugt werden muß, um einen gleichmäßigen Kreisflug aufrecht erhalten zu können, schnell größer wird. Dies kann dazu führen, daß das Flugzeug versehentlich außerhalb der " Laminardelle " - also dem Bereich geringsten Widerstandes - betrieben wird.
• Der Versuch, das Flugzeug unter der Einwirkung von Böen, Windscherungen, Thermik usw. optimal zu betreiben, führt zu beträchtlichen Schwierigkeiten für den Piloten, da unbeschleunigte Flugzustände weder im Geradeausflug noch im Kurvenflug möglich sind.
• In einer derartig dynamischen Situation ist es möglich, sowohl mit den Wölbklappen als auch mit dem Höhenleitwerk den Auftrieb und die Längsneigung des Flugzeuges zu steuern, und die genaue Kombination der Steuerausschläge der beiden Steuerungen, die notwendig ist, um gleichzeitig den gewünschten gleichförmigen Flugweg und Flügel sowie Rumpf im Bereich der " Laminardelle " - dem Bereich günstigsten Widerstandes - zu erreichen, wird äußerst schwierig.
• Wenn wir nun zusätzlich die Forderung erheben, daß das Flugzeug einer willkürlich rorgegebenen Flugbahn folgen soll, wobei gleichzeitig Oben, Scherungen und Thermik darauf einwirken, so wird die Aufgabe für den Piloten1 optimale Wölbklappen - und Hdhensteuer - Stellungen in jedem Augenblick einzuregeln, um den willkürlich gewählten Flugweg bei gleichzeitiger Minimierung des Luftwiderstandes einzuhalten, in der Tat hoffnungslos.
• Die vom Kunst flug - Motorflugzeug tl Acrostar 8' vorgestellte Lösung des Steuersystems erreicht zwar gute Flugleistungen im Normal -und Rückenflug und eine extrem gute Steuerbarkeit ui die Querachse.
• 'Diese Eigenschaften werden aber mit einem Verlust an dynamischer Stabilität erkauft; übermäBig starke Stabilität ist bei einem Akrobatik - Flugzeug nicht unbedingt von Vorteil.
• Die Wölbklappenautomatik der Akaflieg Aachen kann ebenfalls nicht alle Anforderungen der Aufgabenstellung erfüllen.
• Insbesondere gerät das Flugzeug bei starken Steuermanövern um die Querachse aus dem Bereich günstigsten Widerstandes, bis die Automatik eine Anstellwinkelstörung registriert und die Wölbklappen nachregelt. W iterhin sind die Steuerenergien, die zur Betätigung einer Wölbklappensteuerung notwendig sind, um ein Vielfaches höher, als die der Hhensteuerung.
• Einfache mechanische oder pneumatische Lösungen für den Antrieb der Automatik, die ihren Energiebedarf aus der Bewegung des Flugzeuges decken, sind daher nur mit grdßeren Flugleistungseinbußen möglich; es muß deshalb im allgemeinen ein grbßerer Energievorrat für die Automatik mitgeführt werden.
• Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, dem Piloten die Schwierigkeit der optimalen Koordination von Wölbklappen - und Höhonsteuerung abzunehmen.
• Die Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöste daß ein System gewählt wird, bei dem die W6lbklappen des Flugzeuges dazu benutzt werden, um die Längsneigung des Flugzeuges durch den Piloten zu steuern ( Steuerung um die Querachse ).
• Dagegen wird der Hdhensteuerausschlag und in einigen Versionen des Systems auch der Schwerpunkt des Flugzeuges so geregelt! das Widerstand des Flugzeuges im Verlauf von Flugmanövern und wirkung von atmosphärischen Störungen auf ein Minimum beschränkt bleibt.
• Es wird ein elektro - mechanisches System ( System 1 ), ein pneumatisch - mechanisches System ( System 2 ) und ein aerodynamisches System ( System 3 ) vorgestellt.
• Ein vereinfachtes aerodynamisches System ( System 4 ) ist ebenfalls möglich.
• Die mit der Erfindung erzielten Vorteile bestehen darin, daß der Pilot bei allen entwickelten Systemen von der Koordination zweier Längsneigungs - Steuerungssysteme befreit ist.
• Alle vorgestellten Systeme haben einen geringen Energiebedarf.
• Insbesondere das vereinfachte aerodynamische System kann mit geringem mechanischen Aufwand die gestellte Aufgabe bei Segelflugzeugen und Motorseglern im Segelflug erfüllen.
• In Figur 1 ist die Flugleistungspolare eines Hochleistungs -Flugzeuges, das mit Wölbklappen ausgestattet ist, dargestellt.
• In Figur 2 ist die Wölbklappenstellung über der Geschwindigkeit des geringsten Widerstandes aufgetragen.
• In Figur 3 ist die Wölbklappenstellung über dem Auftriebsbeiwert aufgetragen.
• Figur 4 stellt ein schematisches Diagramm eines elektro -mechanischen Längsneigungs - Steuerungssystems dar ( System 1 ).
• Figur 5 ist ein schematisches Diagramm eines pneumatisch -mechanischen bängsneigungs - Steuerungssystems t System 2 ).
• Figur 6 ist ein schematisches Diagramm eines zweiten pneumatisch - mechanischen Längsneigungs - Steuerungssystems.
• Figur 7 ist die Seitenansicht eines Flugzeuges mit einem Stromlinienfeld.
• Figur 8 ist ein Diagramm der Kräfte eines Flugzeuges im Horizontalflug, das die Momente um die Querachse, bezogen auf den Schwerpunkt des Flugzeuges, darstellen soll.
• Figur 9 ist ein schematisches Diagramm eines aerodynamischen Längsneigungs - Steuerungssystems ( System 3 ).
• In Figur 10 ist die sich selbst einstellende Fluggeschwindigkeit t Trimmgeschwindigkeit ) über der Wölbklappenstellung aufgetragen. Parameter sind dabei mehrere Schwerpunktlagen und mehrere Höhensteuerausschlagwinkel.
• Figur 11 zeigt die Seitenansicht eines Flugzeuges mit der Änderung des Anstellwinkels des llöhenleitwerks infolge der Krümmung der Flugbahn.
• Figur 12 ist das Schematische Diagramm eines Höhensteuer - Trimmsystems, das einen die Drehgeschwindigkeit um die Querachse messenden Kreisel dazu benutzt, die Anstellwinkeländerungen des Höhenleitwerks, die durch gekrümmte Flugbahn entstehen, auszugleichen.
• Figur 13 ist ein schematisches Diagramm eines aohensteuer -Trimmsystems, das eine 1/v Abhängigkeit zu dem Ausgangswert des drehgeschwindigkeitsmessenden Kreisels addiert, bevor das Höhensteuer betätigt wird.
• Figur 14 ist ein schematisches Diagramm eines elektrischen Systems, iNches eine 1/v abhängige Steuerung der Drehzahl des drehgeschwindigkeitsmessenden Kreisels vorsieht.
• Figur 15 ist ein schematisches Diagramm eines Höhensteuer -Trimmsystems, welches ein Pendel dazu benutzt, die Anstellwinkeländerungen des Höhenleitwerks, die durch Krümmung der Flugbahn hervorgerufen werden1 zu eliminieren.
• Figur 16 ist das schematische Diagramm eines von Hand zu verstellenden Systems, das die Anstellwinkeländerungen des Höhenleitwerks ausgleicht, die durch die Krümmung der Flugbahn hervorgerufen werden.
• Figur 17 zeigt zwei Querschnitte durch den Tragflügel mit zwei Beispielen von Wblbklappen mit fester Drehkante und elastischer Anlenkung.
• Die Vorzeichen des Wölbklappenausschlages sind angegeben.
• Figur 18 zeigt die Querschnitte durch ein sogenanntes gedämpfter Höhenleitwerk ( oberes Bild ) und ein Pendelhöhenleitwerk ( unteres Bild ).
• Die beweglichen Steuerflächen werden im Text als Höhensteuer bezeichnet. Das Vorzeichen des Höhensteuerausschlages ist eingetragen.
• In Figur 1 ist die Leistungspolare eines Hochleistungs - Flugzeuges aufgetragen. Für jede Wölbklappenstellung gibt es eine Geschwindigkeit, für die der Luftwiderstand des Flugzeuges im Horizontalflug ein Minimum wird.
• In Figur 2 ist der Wölbklappenausschlag über der Geschwindigkeit des minimalen widerstandes für die Polare des Flugzeuges, das in Figur 1 gezeigt wurde, aufgetragen. Bei Anwendung in der Luftfahrttechnik üblicher Beziehungen ist es möglich, die Daten in Figur 1 und Figur 2 in ein Diagramm überzuführen, in dem der Wölbklappenausschlag über dem Auftriebsbeiwert ( CA 3 des geringsten Wider -standes aufgetragen wird. Dieses Diagramm ist Figur 3.
• Die in Figur 3 gezeigten Zusammenhänge bestimmen mit einem hohen Grad an Genauigkeit die Bedingungen für minimalen Luftwiderstand des Flugzeuges, sogar wenn es Steuermanöver durchführt oder von atmosphärischer Turbulenz getroffen wird.
• Es ist also der Zweck dieser Erfindung mit ihren verschiedenen Variationen, eine Vorrichtung zu schaffen, die sicherstellt, daß das Flugzeug derartig gesteuert wird, daß es der Bedingung des Minimalwiderstandes - wie in Figur 9 definiert - folgt, auch wenn es Flugmanöver durchführt oder auf atmosphärische Turbulenz trifft.
• Um den Flugweg des Flugzeuges steuern zu können, müssen fortwährend änderungen des Auftriebsbeiwertes möglich sein, ohne daß die in Figur 5 vorgegebenen Kriterien verletzt werden. Die Steuerung der Flugbahn des Flugzeuges mit dem Höhensteuer muß deshalb verworfen werden.
• Hingegen muß die Betätigung der Wölbklappen dazu benutzt werden, die Längsneigungs - Steuerung des Flugzeuges zu übernehmen, während das Höhensteuer dazu verwendet wird, den Anstellwinkel des Flügels so einzustellen, daß die in Figur 3 geforderten Bedingungen für den minimalen Widerstand eingehalten werden.
• Es werden mehrere Systeme gezeigt, welche automatisch das Höhensteuer des Flugzeuges derart betätigen, daß die Bedingungen für den minimalen Widerstand erfüllt werden, während der Pilot die WSlbklappen des Flugzeuges dazu benutzt, die Längsnelgungs - Steuer rung ( Steuerung um die Querachse 3 des Flugzeuges zu übernehmen.
• Die Systeme reichen von sehr komplexen bia ziemlich einfachen LU-sungen und werden im Folgenden beschrieben, vom die verschiedenen Lotsungsmdglichkeiten des ErfindungEanspruchez zu demonstrieren.
• Das elektro - mechanische System ( System ; wird in schemntzehe-e Form in Figur 4 gezeigt.
• Der Differonzdruckmesser ( 1 ) und der Beschleunigungsiesser ( 2 ) messen den Staudruck und die vertikale Beschleunigung des Flugzeuges.
• Diese Meßwerte ( Signale ) werden in eine Analogrechner ( 9 ) zu der Quotienten ( Beschleunigung / Staudruck ) verarbeitet, welcher, mit einer geeigneten Konstanten multipliziert, den momentanen Auftriebsbeiwert ergibt.
• Der Wölbklappenausschlag wird durch ein lineares Potentiometer ( 4 ) gemessen, welches das Signal der Wdlbklappenstellung in einen Funktionengenerator ( 5 ) eingibt. Der Funktionengenerator ( 5 ) ist derart progranniert, daß er ein Ausgangssignal erzeugt, welches proportional zu den Auftriebsbeiwert ist, wie er in Figur 3 für jede Klappenstellung spezifiziert ist.
• Das Signal des Aurtriebsbeiwertes, das die Wölbklappenstellung erzeugt, und das des momentan herrschenden, gemessenen Auftriebsbeiwertes werden in den Fehlerverstärker ( 6 ) miteinander verglichen.
• Das Ausgangssignal des Fehlerverstärkers ( 6 ) wird in einen Servo - Antriebsserstärker ( 7 ) gegeben, der einen Servo - Motor ( 8 ) antreibt, der seinerseits die Stellung des Höhensteuers über ein Servo - Getriebe, das nit der Höhensteuerung verbunden ist, einregelt. Verbesserte Stabilität des Systens wurde dadurch erreicht, daß ein die Drehgeschwindigkeit um die Querachse messender kreisel ( 9 ) zugeschaltet wurde. Das Drehgeschwindigkeitssignal wurde in den Fehler - Verstärker eingegeben, um dadurch die dna nische Dämpfung des Systems zu verbessern.
• Bei diesen System ist der Pilot frei in der Wahl der Lk.ngsneigungs-Steuerung1 während das System den Widerstand des Flugzeuges dadurch minimiert, daß es das Höhensteuer steuert.
• Natürlich können auch andere elektro - mechanische Systeme entworfen werden, sache die Geschwindigkeit, die Drehgeschwindigkeit des Flugzeuges um die Querachse und die Querneigung messen und erlauben, daraus den augenblicklichen Auftriebsbeiwert zu bestimmen oder den örtlichen Anstellwinkel des Flügels zu messen und daraus den momentanen Auftriebsbeiwert des Flligels zu bestimmen, wodurch es dann - wie oben beschrieben - möglich ist, das Flugzeug derart zu steuern, daß minimaler Widerstand erreicht wird.
• Figur 5 zeigt in schematischer Form ein pneumatisch - mechanisches System ( System 2 ).
• Eine Masse ( 10 ) wird von einem Hebelarm ( 11 ) gehalten, der mit dem Höhensteuer des Flugzeuges verbunden ist. Die Masse ( 10 ) ist an einer Membran ( 12 ) befestigt und diese an einem Druckgefäß ( 13 ), sodaß es möglich wird, daß die Masse ( 10 ) an ihrer Unterseite von Gesamtdruck beaufschlagt werden kann.
• Außerhalb des Druckgefäßes soll statischer Druck herrschen.
• Ein Feder ( 14 ) - Hebel ( 15 ) - System verbindet von oben her die Masse mit dem Wölbklappenverstellmechanismus. Die Reaktionskraft der Masse infolge vertikaler Beschleunigung des Flugzeuges und die Kraft, die der Gesamtdruck auf die Masse ausübt, resultieren darin, daß die Position der Masse vom Auftriebsbeiwert abhängt t solange der Wölbklappenantrieb nicht bewegt wird ).
• Eine Bewegung der Masse verursacht eine Änderung des HUhensteuerausschlages, welche die Masse zu einem Gleichgewicht zurückbringt, das das Flugzeug bei dem programmierten Auftriebsbeiwert hält.
• Das Feder - Hebel - System beeinflußt die Position der Masse derart, daß das System es erlaubt, die in Figur 3 gezeigte Abhängigkeit des Auftriebsbeiwertes von der Klappenstellung zu erzielen und dadurch den Betrieb des Flugzeuges bei minimalem Widerstand zu erreichen.
• Eine weitere Version eines pneumatisch - mechanischen Computers ist in Figur 6 dargestellt. In diesem System ist die Funktion der Membran durch ein mechanisches System ersetzt, das aus Nocken und / oder Hebeln und / oder Federn und einer Druckdose besteht, die vom Staudruck betrieben wird. Dieses mechanische System gibt eine 1/v ( v = Fluggeschwindigkeit ) Abhängigkeit zu dem Ausgangswert der federgestützten Masse, indem es den Drehpunkt ( 32 ) eines Hebels verstellt, der zwischen Masse und Höhensteuer angebracht ist.
• Die Stellung der Wölbklappensteuerung programmiert den Gleichgewichts - Auftriebsbeiwert wie in Figur 5 dargestellt.
• Abwandlungen des obigen pneupatisch - mechanischen Systems werden besonders denjenigen sichtbar, die sich damit befassen werden - wie z.B. die Stellung der Masse auszunützen, um durch pneumatische, hydraulische oder elektrische Vorrichtungen die Höhensteuerstellung über einen geeigneten Antrieb zu steuern.
• Ein dritter Systemtypus ist aerodynamischer Natur ( System 3 ).
• Figur 7 zeigt die Seitenansicht eines Flugzeuges mit Stromlinien beim Horizontalflug. Bei einem vorgegebenen Auftriebsbeiwert ändert sich die Form des Stromlinienbildes bei Änderung des Staudruckes nicht, obwohl sich der Auftrieb ändert. Da der Anstellwinkel des Flügels und des H8henleitwerks deshalb unabhängig von Staudruck konstant sind, ist der Auftriebsbeiwert des Höhenleitwerks ebenfalls konstant.
• Bei Betrachtung der Figur 8, einer Darstellung der Kräfte, die auf das Flugzeug einwirken, finden wir drei hauptsächliche Kräfte, die ins Gleichgewicht gebracht werden müssen, um einen auf gleichbleibende Geschwindigkeit getriflten Flugzustand zu erreichen.
• Die Summe der Momente um die Querachse - bezogen auf den Massenschwerpunkt - lautet Moment des Flügels #### = Auftriebsbeiwert des Flügels # = Staudruck # = Flügelfläche # = Abstand des Schwerpunktes vom Auftriebsmittelpunkt des Flügels Moment des Höhenleitwerks : ;# = Auftriebebeiwert des Höhenleitwerks ## = Fläche des Höhenleitwerks 6 = Abstand des Auftriebsnittelpunktes des Flügels zum Auftriebsnittelpunkt des Höhenleitwerks Ein gleichförmig getrisster Flugzustand wird erreicht, wenn die Summe dieser Momente um die Querachse entgegengesetzt gleich sind oder Der Auftriebsbeiwert des Röhenleitwerks ist gegenüber dem des Flügels klein, Sollte das Flugzeug durch eine Anstellwinkeländerung in seines getrimmten, gleichmäßigen Flugzustand gest8rt werden, so ändern sich die Momente um die Querachse wie folgt = rückstellendes Moment .
• Das Flugzeug wird seine Längsneigung auf Grund seines rückführenden aerodynamischen Momentes so verändern, bis sich der gleichmäßige, getrimmte Flugzustand einstellt, der Gleichung ( 1 ) genügt. Deshalb wird das Flugzeug, falls Wölbklappen und Höhensteuer derart festgehalten sind, daß sich ein gleichförmiger, getrimmter Flugzustand einstellt, der das in Figur 3 gezeigte Kriterium für minimalen Widerstand erfüllt, selbst aerodynamische Rückstellkräfte erzeugen, um selbst bei der Bedingung für minimalen Widerstand zu bleiben für die spezifizierte Wölbklappenstellung. Diese Zu6asmenhänge gelten unabhängig vom Staudruck q.
• Daher wird die Bedingung für minimalen Widerstand von den aerodynamischen Kräften, die auf das Flugzeug einwirken, eingehalten, sogar wenn der Flügel mehr oder weniger Auftrieb erzeugt, als momentan nötig ist um einen unbeschleunigten Geradeausflug durchzuführen.
• Die Bedingung minimalen Widerstandes wird dadurch für eine spezifizierte Wölbklappenstellung beibehalten, während das Flugzeug Flugnanöver durchführt.
• Es ist offensichtlich, daß es für jede Wölbklappenstellung nur eine einzige Höhensteuerstellung gibt, welche einen gleichförmigen, getrimmen Flugzustand ergibt, der Figur 3 genügt, falls die Masse des Flugzeuges und die Schwerpunktlage festgehalten werden.
• Figur 9 zeigt das Schema eines Systems, das derart entworfen ist, daß es Wölbklappen - und Höhensteuerstellung so koordiniert, daß mit minimalem Widerstand geflogen werden kann.
• Eine mechanische Vorrichtung ( 16 ), bestehend aus Hebeln und / oder Nocken und / oder Federn, setzt die Bewegung des Wölbklappen - Steuermechanismus in eine angepaßte Bewegung des Höhensteuer - Antriebsmechanismus um, die es dem Flugzeug erlaubt, mit minimalem Widerstand bei allen Wlbklappen6tellungen, sowohl im Eorizontalflug als auch im Verlauf von Steuernanövern, zu fliegen. er Pilot ist frei in - der Wahl der Längsneigung durch die Wölbklappen, während das Höhensteuer automatisch die Bedingung minimalen Widerstandes des Flugzeuges einstellt und beibehält.
• Es ist sogar ein noch einfacheres aerodynamisches System möglich ( System 4 ). Figur 10 zeigt die Figur 2 zusätzlichen Kurvenecharen, welche die stabil eingetrimte Fluggeschwindigkeit eines Wdlbklappen - Flugzeuges mit verschiedenen Schwerpunktlagen und Höhensteuerausechlägen als Parameter zeigen.
• Bei geeigneter Wahl von Höhensteuerausschlag und Schwerpunktlage wird das Flugzeug automatisch mit minimalem Widerstand fliegen, wenn das Höhensteuer festgehalten wird und die Längsneigung des Flugzeuges nur mit den Wölbklappen gesteuert wird. Obwohl die Ubereinatmung zwischen der Kurve minimalen Widerstandes nach Figur 2 und der Kurve, der das flugzeug selbst bei einer geeignet gewählten Schwerpunktlage und geeignetem festen Höhensteuerausschlag folgt, nicht ganz exakt sein wird, ist sie doch so gut, daß die Widerstandszunahne unwesentlich ist. Jedoch kann bei Wahl eines geeigneten Triflsystens wie z.B. ein kleines Gewicht, welches von dem Wölbklappen - Steuerungsgestänge bewegt wird, oder eine sehr kleine Bewegung des Höhensteuers, die durch die Wölbklappenbetätigung verstellt wird, die genaue Ubereinstimmung der wirklichen und der gewünschten Kurve erzeugt werden.
• Für die beiden asrodynanischen Systeme ( System 3 und System 4 ) ergibt sich eine Schwierigkeit, die noch nicht beachtet wurde.
• für die vorangegangene Diskussion wurde vorausgesetzt, daß die Länge des Flugzeuges im Vergleich zu den Kurvenradien der Flugbahn sehr gering ist. Während diese Annahme noch eine zulässige Näherung ist, gilt dies nicht mehr für die Klasse, die als Segelflugzeuge und Motorsegl.r bekannt ist. Segelflugzeuge und Motorsegler werden auf sehr kleinen Kurvenradien nanovriert. Das Ergebnis ist die Krümmung des Strömungsfeldes vom Flugzeug aus betrachtet und eine sich daraus ergebende Änderung des Höhenleitwerk - Anstellwinkels Gleichung(2) Dabei ist : ### = Änderung des Höhenleitwerk - Anstellwinkels b = definiert in Figur 8 d r Drehgeschwindigkeit um die Querachse v = Fluggeschwindigkeit Die obige Beziehung gilt sowohl für normale Längsneigungs - Xnderungen als auch für Kreisflüge mit Querneigung. Die Systeme, die benutzt werden können, um diese geometrische Veränderung des Hhenleitwerks- Anstellwinkels auszugleichen, werden nachfolgend beschrieben.
• In ersten System ist ein die Drehgeschwindigkeit e messender Kreisel eingebaut. Wie in Figur 12 dargestellt, ist der Kreisel ( 17 ) mechanisch mit dem Höhensteuer über ein mechanisches Proportional - Steuerglied ( 18 ) verbunden. Der Kreisel ist dadurch in der Lage, den Anstellwinkel des Höhenleitwerks proportional zur Drehgeschwindigkeit um die Querachse durch einen Eöhensteuerausschlag zu kompensieren, wie es durch Gleichung ( 2 ) gefordert wird.
• Eine Methode, die Geschwindigkeitsabhängigkeit, die in Gleichung t 2 ) gefordert wird, zu erhalten, ist, die mechanische Ubersetzung ( 18 ) so zu modifizieren, daß ein i/v Abhängigkeit von der Geschwindigkeit erzeugt wird. Am einfachsten bewerkstelligt man dies - wie in Figur 13 dargestellt - durch eine Konbination eines Hebels ( 19 ) mit beweglichen Drehpunkt ( 20 ), der durch einen Nocken ( 21 ) angetrieben wird, welcher seinerseits durch den Staudruck entweder über eine Druckdose oder ein elektrisches oder mechanisches Äquivalent, oder von Hand durch den Piloten angetrieben wird.
• Eine weitere Methode, die i/v Abhängigkeit zu berücksichtigen, ist die, die Drehgeschwindigkeit des Kreisels zu regeln.
• Wenn die Drehzahl des Kreisels G) ist, wird der mechanische Ausschlag # des drehgeschwindigkeitsmessenden Kreisels wobei k ein Konstante ist. Jedoch 8011 + proportional 1/v sein wie in Gleichung ( 2 ) definiert und damit Die 1/v Abhängigkeit von # kann durch ein elektrisches Servo -System - wie in Figur 14 schematisch dargestellt - erzeugt werden.
• Es ist offensichtlich, daß noch zahlreiche andere elektrische, mechanische oder hydraulische Systeme genutzt werden können, um die 1/v Abhängigkeit der Drehzahl des Kreisels zu erhalten.
• Natürlich kuen e und ;/ auch direkt mit Meßgeräten gemessen werden, der Ausdruck ###/# in einem Analogrechner erzeugt werden und so der Höhensteuerausschlag über einen Antrieb, der vom Rechner gesteuert wird, eingestellt werden.
• Dieses System kann mit dem elektro - mechanischen System (System 1) kombiniert oder auch getrennt davon betrieben werden, einschieß -lich Eingabe der Fluggeschwindigkeit von Hand durch den Piloten.
• Für Horizontalflug und nahezu horizontalen Flug kann ein Pendel dazu benutzt werden, um das Ct zu korritieren. Für das in Figur 15 dargestellte Pendel ist der Ausschlag e von der normalen Gleichgewichtsposition in gleichförmigem Horizontalflug gegeben durch den Ausdruck Dabei ist : #' = Ausschlag des Pendels aus seiner Ruhelage bei gleichförmigem Horizontalflug # = Masse des Pendels, frl - Flugzeugmasse, Federkonstante der Feder, A = Gesamtauftrieb des Flugzeuges, # = Erdbeschleunigung Wenn nan nun a - in den Größen von Auftrieb und Geschwindieit ausdrückt, so ergibt sich und bei Einsetzen der vorangehenden Beziehung b und v wurden früher definiert.
• Es wird ersichtlich, daß der Ausschlag #' durch den Terminus 1/v2 abgewandelt werden muß, um den Höhensteuerausschlag richtig zu korrigieren.
• Eine Methode, diese Korrektur zu bewerkstelligen, wird schematisch in Figur 13 dargestellt, wo der Ausgangswert des Pendels durch eine mechanische Vorrichtung, bestehend aus Nocken und / oder Hebeln und / oder Federn, die durch einen vom Staudruck beaufschlagten Balg ( Druckdose usw. ) oder ein elektrisches oder hydraulisches Xquivalent angetrieben wird. Die Vorrichtung könnte natürlich auch von Hand durch den Piloten nachgestellt werden in Übereinstimmung mit der gerade geflogenen Fluggeschwindigkeit.
• Ein einfacheres System ist in Figur 16 dargestellt.
• Dem Piloten wird ein Steuer ( 23 ) gegeben, das den Höhensteuerausschlag in einem kleinen Bereich regelt Das Steuer ist in einer ## -Funktion gewicht oder einigen analogen Funktionen, die v vielleicht sogar e , den Querneigungswinkel und s einschließen.
• Der Pilot regelt von Hand die Höhensteuer - Trinisteuerung ( 23 ) in Ubereinstimmung mit dem momentanen Flugzustand ein, während er die Längsneigung des Flugzeuges prinzipiell mit den Wölbklappen regelt.
• In der Praxis ist die einzige Situation, in der die Krümmung der Strömung merkliche Schwierigkeiten bereitet, der langsame Kreisflug des Segelflugzeuges im thermischen Aufwind.
• Dieses Flugmanöver wird normalerweise in einem engen Geschwindigkeitsbereich durchgeführt und die Eichung der Höhensteuer - Trimmeinrichtung nur nach dem Querneigungswinkel ist ausreichend dafür, daß das Segelflugzeug mit minimalem Widerstand betrieben wird.
• In beiden Systemen, System 3 und System 4, muß die Schwerpunktlage des Flugzeuges genau eingestellt werden, um einen korrekten Betrieb des Flugzeuges zu erreichen. Um die richtige Schwerpunktlage zu erhalten, wenn das Flugzeug von Piloten mit verschiedenem Gewicht geflogen wird, ist eine Vorrichtung notwendig, die Ballast verschiebt.
• In der Praxis wird diese Vorrichtung eine Masse sein, die im Rumpf des Flugzeuges vorwärts und rückwärts verschoben werden kann und die dem Piloten über eine Steuerung erreichbar ist. Die speziellen Ausführungen dieser Vorrichtungen sind nicht wichtig im Zusammenhang mit dieser Erfindung, obwohl irgendeine Möglichkeit, die günstige Schwerpunktlage einzustellen, notwendig ist, um die aerody -namischen Systeme ( System 3 und System 4 ) zur Erzielung minimalen Widerstandes betreiben zu können.
• Um bei Anwendung dieser Erfindung die Flugsicherheit zu verbessern, wird es gewöhnlich wünschanswert sein, die im Vorangehenden beschriebenen Höhensteuerungs - Systeme über einen steifen Federmechanismus mit der normalerweise üblichen Höhensteuerung zu verbinden.
• Der Zweck dieser Verbindung über einen Federmechanismus ist es, dem Piloten zu ermöglichen, die Eingaben des Steuerungs - Systems dieser Erfindung jederzeit überdrücken zu können, wann immer es notwendig ist, um das Flugzeug unter Kontrolle haben zu können.
• Der Federmechanismus ist also nicht eine notwendige Komponente des Steuerungs - Systems, vergrößert aber die Flugsicherheit beim Betrieb des Flugzeuges.

Claims (25)

Patentansprtiche

1. Längsneigungs - Steuerungssystem ( Steuerung um die Querachse ) eines Flugzeuges, das mit {olbklappen und Höhenleitwerk ausgerüstet ist, d a d u r c h g e k e n n 2; e i c h n e t , daß a ) der Pilot die Längsneigung des Flugzeuges mit einer wölbklappensteuerung steuert und b ) einem Mechanismus, der das HUhenleitwerk derart steuert, daß der Widerstand des Flugzeuges im Verlauf gleichforsiegen fluges, im Verlauf von Steuermanövern und beim Zusammentreffen mit atmosphärischer Turbulenz den für den jeweiligen Flugzustand geringstmöglichen Wert anni-t.

2. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für flugzeuge nach An -spruch 1 dadurch gekennzei ohne t daß der Mechanismus durch einen an Bord befindlichen Computer angetrieben wird.

3. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge nach An -spruch 2 d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der an Bord mitgeführte Computer das Flugzeug auf einem Auftriebsbeiwert hält, der durch einen Funktionsgeber pro -gras inert wird, der seinerseits durch den momentan eingesteflten W5lbklappenausschlag gesteuert wird.

4. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem nach Anspruch 2 d a d rr r c h g gekennzeichnet, daß ein Signal über die Drehgeschwindigkeit um die Querachse dazu verwendet wird, die Längsstabilität des Steuerungssystems des flugzeuges zu erhöhen.

5. Ein iängsneigungs - Steuerungssystem nach Anspruch 1 d a d u r c h g g e k e n n z e i c h n e t , daß der Mechanismus eine pneumatisch - ucchanische Vorrichtung ist.

6. Ein Längsneigungs - Steuerungssysten nach Anspruch 5 d a d u r c h g g e k e n n z e i c h n e t , daß die pneumatisch mechanische Vorrichtung das Flugzeug auf einem Auftriebebeiwert hält, der durch einen Funktionen -geber programmiert wird, der seinerseits durch die jeweilige Wölbklappenstellung gesteuert wird.

7. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge nach Anspruch 6 d a d u r c h gekennzeichnet, daß der Geschwindigkeitsterminus 1/V² durch den Piloten von Hand eingegeben wird.

8. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge nach Anspruch 6 und Anspruch 7 d a d u r c gekennzeichnet, daß die pneumatisch - mechanische Vorrichtung den Hhensteuerausschlag über einen energiegespeisten Antrieb steuert.

9. Ein Längsneigungs - Steuerungssysten für Flugzeuge nach Anspruch 1 d a d u r c h gekennzeichnet, daß der Mechanimus eine Vorrichtung ist, die von der VNlbklappensteuerung angetrieben wird und die Hhensteuerung bewegt.

10. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge nach Anspruch 9 d a d u r c h gekennzeichnet, daß der Mechanismus aus Hebeln und / oder locken und / oder Federn zusammengesetzt ist und mit der Wölbklappen - und der HVhensteuerung verbunden ist.

11. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für flugzeuge nach Anspruch 1 d a d ii r c gekennzeichnet, daß der Mechanismus das Hdhensteuer in einer bestimmten Position festhält.

12. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für flugzeuge nach Anspruch 9 oder Anspruch 11 d a d rr r c gekennzeichnet, daß der Massenschwerpunkt des Flugzeuges einstellbar ist.

13. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge nach Anspruch 9 oder Anspruch 11 d a d u r c h gekennzeichnet, daß eine Vorrichtung den Höhensteuerausschlagwinkel derart verstellt, daß die Anstellwinkeländerung des E6henleitwerks, die entsteht, wenn die Flugbahn gekrümmt ist, ausgeglichen wird.

14. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem nach Anspruch 13 d a d u r c h. g gekennzeichnet, daß der Mechanismus ein an Bord mitgeführter Computer ist, der einen Antrieb steuert, der mit dem IWhensteuer verbunden ist.

15. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem nach Anspruch 14 d a d u r c h gekennzeichnet, daß der an Bord befindliche Rechner die Funktion wie im erklärenden Textteil definiert, erzeugt.

16. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge Moh Anspruch 13 d a d u r c h gekennzeichnet, daß der Mechanismus ein Kreiselgerät enthält, das die Drehgeschwindigkeit mißt.

17. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge nach Anspruch 16 d a d u r c h g e k e n n z s i c bn e t , daß die Drehzahl des Kreisels umgekehrt proportional zur Fluggeschwindigkeit ist.

18. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge nach Anspruch 16 d a d u r c h g e k s n n z s i c hn e t , daß ein Mechanismus zwischen das die Drehgeschwindigkeit messende Kreiselgerät und das Höhensteuer eingeordnet wird, der eine 1/V - Funktion ( wie im erklärenden Textteil definiert ) auf den Ausgang des Kreiselgerätes aufschaltet.

19. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge nach Anspruch 13 d a d u r c h g s k e n n 2; e i c h n e t , daß der Mechanismus vom Piloten von Hand bedient wird.

20. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge nach Anspruch 13 d a d u r c h gekennzeichnet, daß der Mechanismus ein Pendel enthält.

21. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge nach Anspruch 20 d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , daß ein Mechanismus zwischen das Pendel und das Höhensteuer platziert wird, der eine 1/V2 - Funktion ( wie im erklärenden Text definiert ) auf den Ausgang des Pendels schaltet.

22. Ein Längeneigunge - Steuerungssystem nach Anspruch 20 d a a tr r c h g gekennzeichnet, daß ein Mechanismus die Masse des Pendels und / oder den Angriffspunkt der Feder am Hebelarm des Pendels derart verschiebt, daß der Aueschlagwinkel des Pendels durch die Funktion 1/V2 ( wie im erklärenden Textteil definiert ) verändert wird.

23. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge nach Anspruch 21 oder Anspruch 22 d a d u r c h g s k e n n 2; e i c h n e t , daß der Mechanismus durch einen vom Staudruck betriebenen Balg ( Druckdose ) angetrieben wird oder von einem mechanischen oder elektrischen Gerät entsprechend dem Balg.

24. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem nach Anspruch 21 oder Anspruch 22 d a d u r g e k e n n z e i c h n e t , daß der Mechanismus von Hand durch den Piloten des Flugzeuges eingestellt wird.

25. Ein Längsneigungs - Steuerungssystem für Flugzeuge nach den Ansprüchen 1 bis 24 d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t , daß der Anschluß des Steuerungssystems an das Höhensteuer über ein Federglied geschieht, welches dem Piloten die Möglichkeit gibt, das System, wenn nötig, von Hand zu übersteuern.