DE2652289A1

DE2652289A1 - Automatisches richtungsstabilisierungssystem

Info

Publication number: DE2652289A1
Application number: DE19762652289
Authority: DE
Inventors: Albert Ing Grad Dirlewanger; Werner Dipl Ing Moser; Hans Ing Grad Offenbeck; Walter Ing Grad Stoeckle; Volker Von Dipl Ing Tein
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Priority date: 1976-11-17
Filing date: 1976-11-17
Publication date: 1978-05-18
Also published as: GB1591271A; FR2371725A1; DE2652289C2; FR2371725B1; US4221350A; IT1088241B

Description

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MESSERSCHMITT-BÖLKOW-BLOHM Ottobrunn, 10. Nov. 1976

GESELLSCHAFT BTOH

MIT BESCHRÄNKTER HAFTUNG Fro/Ke MÜNCHEN

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Automatisches Richtungsstabilisierungssysteni

Die Erfindung betrifft ein automatisches Richtungsstabilisierungssystem für am Boden rollende' Flugzeuge, insbesondere für den Ausrollvorgang nach der Landung.

Auf Flugzeuge können sowohl bei Geradeaus- als auch beim Kurvenrollen Ausbrechmomente um die Gierachse verschiedener Ursache einwirken. Solche, u. U. nicht mehr beherrschbare Störungen haben z. B. ihre Ursache in Seitenwind oder Böen, und bei Flugzeugen mit Schubumkehr auch in der damit verbundenen starken Wirbelbildung. Neben aerodynamisch bedingten Ausbrechmomenten kann auch der Landebahnzustand erheblichen Einfluß auf die Richtungsstabilität gewinnen. Das ist bei abnehmender Haftreibung zwischen Rad und Landebahn der Fall, wenn Aquaplaning eintritt oder Schnee und Eis die Landebahn

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bedecken. Bei Landungen auf Graspisten, Feldflugplätzen u. ä. kann nasses Gras oder Schlamm u. dgl. ebenfalls zu den angegebenen Erscheinungen führen.

Es sind ausbrech- bzw. schleudernverhindernde elektrische Steuerschaltungen (Anti-Skid-Systetn) für mit Radbremsen ausgestattete Flugzeuge bekanntgeworden (vgl. DT-AS 1 045 252), welche den Bremsdruck dann von der betroffenen Bremse nehmen, wenn die Gefahr des Blockierens des Rades gegeben ist oder wenn die Drehzahldifferenz zwischen zwei gebremsten Rädern zu groß geworden ist. Außerdem ist es bekannt, Flugzeuge unter Mithilfe der für das Rollen am Boden erforderlichen Lenkeinrichtungen auch während des Ausrollvorganges nach der Landung in der gewünschten Richtung zu halten. Dies kann sowohl durch differenziertes Betätigen der linken bzw. rechten Hauptfahrwerksbremse geschehen, als auch im Falle des Vorhandenseins einer Bugrad- oder auch Spornradlenkung durch Korrektur der Lenkausschläge durch den Piloten. Ein Beispiel für eine hydroelektrische Bugradlenkung über vom Piloten betätigbare Fußpedale ist in der US-PS 2 953 323 beschrieben.

Bei Flugzeugen aller Art tritt der Fall auf, daß nach der Landung des Flugzeugs Störeinflüsse der beschriebenen Art dazu führen, daß weder die bekannten Anti-Skid-Systeme, noch Korrekturen des Piloten über Radbremsen, Bugrad-/Spornradlenkung oder die Steuerflächen die Richtungsstahilieierung des Flugzeuges in ausreichender Weise gewährleisten.

Die Folge ist ein Ausbrechen des Flugzeuges um die Gierachse, Abkommen des Flugzeuges von der Landebahn und unter Umständen schwere Beschädigungen bis zum Totalverlust des Flugzeugs.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Richtungsstabiliaierungssystem zu schaffen, durch welches die Auswirkungen von störenden Giermomenten unmittelbar ohne Eingreifnotwendigkeit durch den Piloten eliminiert werden.

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Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch einen auf Richtungsabweichungen des Flugzeuges ansprechenden Sensor und einen Wandler, dessen Ausgangssignal von der Differenz zwischen dem am Sensor abgegriffenen Ist-Wert und dem durch eine Lenkung vorgebbaren Soll-Wert abhängig ist, und als Lenkbefehl Lenkorganen aufschaltbar ist, gelöst.

Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Der Vorteil der Erfindung ist darin zu sehen, daß der Pilot in allen Phasen der Bodenbewegung des Flugzeuges von der Beachtung der durch Störmomente auftretenden Auslenkungen entlastet wird. Außerdem gelingt es mit der erfindungsgemäßen Einrichtung, Giermomente zu vermeiden, welche dadurch entstehen, daß an einer Hauptfahrwerksseite Bremskraftverlust durch z. B. Lecks in Leitungen oder ähnliches eintritt. Die erfindungsgemäße Wirkung von automatischer Bugradkorrektur und Bremsdrucksteuerung ermöglicht optimales Beibehalten der vorgegebenen Roll- bzw. Landerichtung.

Die Erfindung ist anhand der einzigen Figur näher erläutert, in der das Blockdiagramm für ein erfindungsgemäßes automatisches Richtungsstabilisierungssystem dargestellt ist.

Über eine Lenkung 3, beispielsweise ein Lenkrad oder aber auch kombinierte Lenk- und Bremspedale, wird vom Piloten ein Lenkbefehl erzeugt. Liegen keine Störungen um die Gierachse des Flugzeuges vor, so wird in einem Wandler 2 der Lenkbefehl in ein entsprechendes elektrisches Signal umgewandelt und über einen Verstärker 11, ein Servoventil 12 und einen Lenkmotor 13 als Lenkausschlag V des gelenkten Fahrwerks, im Ausführungsbeispiel dem Bugfahrwerk, umgesetzt. Ein Wandler lA dient in bekannter Weise der Rückführung der Ist-Stellung des Bugrades. Das Ausgangssignal des Wandlers 2 wird der Bugradlenkung 10 und der Radbremsanlage 20 aufgeschaltet.

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Der Wandler 2 ist so geschaltet, daß der vom Piloten vorgegebene Lenkausschlag der jeweilige Soll-Wert ist, auf den Störbewegungen um die Gierachse des Flugzeuges abgeregelt werden. Der Pilot kann daher auch über die Lenkung 3 einen differenzierten Bremsbefehl ohne weiteres an die linke oder rechte Bremse 26, 27 oder aber auch an beide Bremsen 26, 27 gleichzeitig geben.

Treten nun Störbewegungen des Flugzeuges um die Gierachse auf, werden diese in einem Sensor 1, beispielsweise einem Wendekreisel, gemessen und das Meßsignal dem Wandler 2 zugeführt. Dieser vergleicht das Meßsignal mit dem vom Piloten über die Lenkung 3 vorgegebenen Soll-Wert in Abhängigkeit von der Zeitdauer des Vorhandenseins der Differenz zwischen den beiden Werten und bildet daraus ein Auegangssignal. Dieses Signal wird als neuer Lenkbefehl dem Verstärker 11 und damit dem Lenkmotor 13 zugeführt. Es wird somit ein Lenkbefehl erzeugt, welcher der durch den Sensor 1 gemessenen Ausbrechbewegung des Flugzeuges um die Gierachse entgegenwirkt .

Das vom Sensor 1 registrierte und im Wandler 2 mit dem Lenkbefehl verglichene Ausgangssignal wird ebenfalls einem elektronischen Wechselschalter 21 zugeführt. Der Wechselschalter 21 ist Bestandteil der Radbremsanlage 20, welche normalerweise als Hauptfahrwerksbremse ausgebildet ist. Der Wechselschalter 21 schaltet in Abhängigkeit von dem Vorzeichen des Ausgangssignals des Wandlers 2 entweder ein linkes Servoventil 2k oder ein rechtes Servoventil 25·

Wird beispielsweise das Servoventil 2k angesteuert, so verringert sich bei betätigter Bremse entsprechend der Dauer der Ansteuerung der Bremsdruck auf die linke Bremse 26. Damit wird die Bremswirkung der Bremse 26 so lange reduziert, wie ein Signal vom Sensor 1 über den Wandler 2 vorliegt. Da auch dieses Signal entsprechend der vom Piloten vorgegebenen

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Lenkung bzw. Pedalstellung korrigiert wird, ist somit eine differenzierte Betätigung der Bremse, beispielsweise der linken Bremse zum Fahren einer Linkskurve, nicht behindert. Diese Aussage trifft für alle vom Piloten gewollten Richtungsänderungen zu, da dann die Lenkstellung 3 den jeweiligen Soll-Wert bestimmt. Andererseits wird durch das System verhindert, daß vom Piloten nicht gewollte, d. h. äußere Störmomente, das Flugzeug von der einmal vorgegebenen Soll-Richtung abbringen können. Bricht das Flugzeug beispielsweise nach links aus, ohne daß der Pilot diese Bewegung gewollt hat, so führt bei betätigter Bremse 26, 27 gemeinsam oder nur der linken Bremse 26 diese Ausbrechbewegung zur Reduzierung des an der linken Bremse 26 anstehenden Bremsdrucks. Während der Pilot also weiterhin die Bremsen betätigt, wird in Wirklichkeit ein Moment durch die rechte Bremse 27 erzeugt, welches das Flugzeug in der geforderten Richtung hält.

Die Servoventile 2k, 25 können dieselben sein, die ohnedies für die Anti-Skid-Einrichtung 22, 23 vorhanden sein müssen.

Außerdem kann die Erfindung so eingesetzt werden, daß nur der Radbremsanlage 20 oder nur der Radlenkanlage 10 das Ausgangssignal des Wandlers 2 aufgeschaltet wird.

- Patentansprüche -

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I- e e r s e i ί e

Claims

Patentansprüche

utomatisches Richtungsstabiliserungssystem für am Boden rollende Flugzeuge, insbesondere für den Ausrollvorgang nach der Landung, gekennzeichnet durch einen auf Richtungsabweichungen des Flugzeuges ansprechenden Sensor (l) und einen Wandler (2), dessen Ausgangssignal von der Differenz zwischen dem am Sensor (l) abgegriffenen Ist-Wert und dem durch eine Lenkung (3) vorgebbaren Soll-Wert abhängig ist und als Lenkbefehl Lenkorganen (10, 20) aufschaltbar ist.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß der Sensor (l) ein Wendekreisel

ist.

3· Einrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet , daß der Wandler (2) ein Ausgangssignal derart erzeugt, daß dessen Änderung der Differenz zwischen Soll- und Ist-Wert und der Zeitdauer ihres Vorhandenseins analog ist.

k. Einrichtung nach den Ansprüchen 1 oder 2 oder 3» dadurch gekennzeichnet , daß das Ausgangssignal des Wandlers (2) einen der Radlenkanlage (lO) zugeordneten Verstärker (ll) als Lenkbefehl und in Abhängigkeit von seinem Vorzeichen einem die linke oder rechte Radbrems-

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anlage (28, 29) ansteuernden Wechselschalter (2l) aufschaltbar ist und daß die Änderung der Bremswirkung in der angesteuerten Radbremsanlage (28, 29) durch eine Änderung des Hydraulikdrucks in der zugehörigen Bremsdruckleitung im Sinne einer zu- oder abnehmenden Reduzierung des vom Piloten vorgegebenen maximalen Bremsdrucks bewirkt wird.

5. Einrichtung nach Anspruch k, dadurch gekennzeichnet, daß die Reduzierung: des anstehenden Bremsdrucks stufenlos durch ein elektromagnetisches Servoventil (24, 25) erfolgt.

6. Einrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet , daß das Servoventil (2't, 25) ein Anti-Skid-Ventil (22, 23) ist.

7. Einrichtung nach Anspruch I₁ dadurch gekennzeichnet , daß das Ausgangssignal des Wandlers (2) nur der Radbremsanlage (20) zugeführt wird.

8. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß das Ausgangssignal des Wandlers (2) nur der Radlenkanlage (lO) zugeführt wird.

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