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Einrichtung zur Steuerung und Stabilisierung von Fluggeräten
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Die Erfindung betrifft Einrichtungen zur Steuerung und Stabilisierung
von Fluggeräten um die Gierachse und zusätzlich zu den Fluggerätesteuerflächen.
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Von modernen Kampfflugzeugen, insbesondere solchen mit Luftkampfeignung,
wird die Fähigkeit zu kontrolliertem Flug mit extrem hohen Anstellwinkeln verlangt.
Dabei treten insbesondere Schwierigkeiten bei der Steuerung und Stabilisierung um
die Gierachse der Fluggeräte auf, die im wesentlichen auf zwei Ursachen zurückzuführen
sind. Eine dieser Ursachen ist, daß die Seitensteuerflächen beim Übergang in Bereiche
großer Anstellwinkel zunehmend in den Strömungsschatten von Tragwerk und Fluggeräterumpf
geraten. Dabei liegt die Seitenruderdrehachse bei hohen Anstellwinkeln etwa parallel
zur Richtung der Anströmung, wodurch die Wirksamkeit der Seitensteuerung zusätzlich
beeinträchtigt wird. Die zweite Ursache
für die Steuer- und Stabilisierungsschwierigkeiten
liegt bei Anstellwinkeln etwa ab 350 in der unsymmetrischen Ablösung von Wirbeln
an der Rumpfnase, obwohl keine erkennbare Unsymmetrie der Rumpfnase oder der Anströmung
zu erkennen ist. Dies führt zu grossen Seitenkräften und Giermomenten mit zufalisbedingten
Vorzeichen.
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Es ist bekannt, die Symmetrie der Umströmung der Rumpfnase dadurch
herzustellen, daß die Ablösung der Wirbel zu beiden Seiten der Rumpfnase entlang
einer definierten Linie erzwungen wird. Zu diesem Zweck erhält die Rumpfnase seitliche
Ablösekanten oder sogenannte "Strakes". Es ist auch bekannt, zu diesem Zeck der
Rumpfnase anstelle des üblichen Kreisquerschnittes einen ovalen, liegenden Querschnitt
zu geben.
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Aufgabe der Erfindung ist es, eine Einrichtung zu schaffen, mit deren
Hilfe die Steuerung und Stabilisierung von Fluggeräten auch in Bereichen großer
Anstellwinkel bewirkt werden kann, in denen die herkömmlichen Steuerflächen versagen.
Die Einrichtung soll dabei besondere Rücksicht auf in der Rumpfnase des Fluggerätes
angeordnete Radaranlagen nehmen.
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Die gestellte Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß zur
Beeinflussung der Symmetrie der Umströmung der Rumpfnase im Bereich der Rumpfspitze
des Fluggerätes getrennt an einen Druckgaserzeuger
angeschlossene,
symmetrisch zu beiden Seiten der senkrechten FLuggeratelängsmittelebene angeordnete
Steuerdiisen vorgesehen und daß den Steuerdüsen unabhängig voneinander betätigbare
Steuerventile zugeordnet sind. Mittels einer so ausgebildeten Steuer- und Stabilisierungseinrichtung
wird durch unsymmetrisches Ausblasen von Luft über die Steuerdüsen im unmittelbaren
Bereich der Rumpfnase eine entsprechend unsymmetrische Ablösung der Wirbel hervorgerufen
und es werden die sich aufbauenden Seitenkräfte und Giermomente zur Steuerung des
Fluggerätes in Ansteliwinkelbereichen benutzt, in denen die Seitensteuerflachen
nur gering oder überhaupt nicht wirksam sind. Die Steuerung und Stabilisierung um
die Gierachse bei kleinen Anstellwinkeln erfolgt hingegen weiterhin durch Ruderflächen
herkömmlicher Größe und Ausfuhrung. Vorzugsweise treten die Luftstrahlen der Düsen
etwa in y-Richtung des Fluggerätes aus den Steuerdüsen aus. Die Steuerluft wird
von einem Drucklufterzeuger, vorzugsweise dem Verdichter des Triebwerkes des Flugzeuges,
geliefert.
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Die erfindungsgemäße Ausführung nimmt Rucksicht auf in der Rumpfnase
von Kampfflugzeugen untergebrachte Radaranlagen, in deren Gesichtsfeld keine Metallteile
des Flugzeuges hineinragen sollen, in dem die vorderen Abschnitte der Steuerluftleitungen
und die Steuerdüsen aus nichtleitendem Werkstoff, z.B. GFK, in das Radom integriert
und die metallischen Steuerventile weiter hinten im Rumpf und damit außerhalb des
Radargesichtsfeldes angeordnet werden.
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In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, daß die Steuerventile
Teil eines an sich bekannten rechnergestützten Flugsteuer- und Regelsystems sind.
Die bei der Steuerung und Stabilisierung auftretenden nichtlinearen Abhängigkeiten
von Seitenkraft und Giermoment vom Unterschied der Ausblasimpulse rechts bzw. links,
können mit Hilfe des rechnergestützten Flug steuer- und Regelsystems einwandfrei
beherrscht werden.
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Die Zeichnung enthält Ausführungsbeispiele gemäß der Erfindung, die
nachfolgend beschrieben sind.
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Fig. 1 zeigt in einer Draufsicht von oben ein Fluggerät in Verbindung
mit der Steuereinrichtung, schematisiert gezeichnet, Fig. 2 zeigt in perspektivischer
Darstellung die Rumpfnase des Fluggerätes mit Einzelheiten der Flugsteuereinrichtung,
Fig. 3 zeigt einen Schnitt durch die Rumpfnase nach der Linie 111-111 der Fig. 1,
Fig. 4 zeigt einen Schnitt durch die Rumpfnase nach der Linie IV-IV der Fig. 1 mit
zwei Ausführungsformen der Steuerdüsen, Fig. 5 zeigt in einer Seitenansicht die
Rumpfnase mit einer der Steuerdüsen, Fig. 6 zeigt in einem horizontalgeführten Längsschnitt
durch die
Rumpfnase eine Ausfuhrungsform der Steuerdüsen, Fig. 7
und 8 zeigen in Seitenansicht die Rumpfnase mit Ausführungsformen der SteuerdUsen,
Fig. 9 zeigt in Form eines Blockschaltbildes das rechnergestützte Flugsteuer- und
Regelsystem.
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Bei den in den Fig. 1 bis 8 dargestellten AusfUhrungsbeispielen ist
mit 1 das gesamte Fluggerät, mit la dessen Tragflugel und mit ib das aus Höhen-
und Seitensteuer bestehende Leitwerk bezeichnet. Der Fluggeraterumpf lc nimmt an
seinem hinteren Ende die ein Strahltriebwerk 2 enthaltende Antriebsanlage auf und
tragt innerhalb eines Radoms 6 der Rumpfnase id in bekannter Weise eine Radarantenne
7. Wie der aufgeschnitten dargestellte Fluggeräterumpf tc erkennen läßt, schließt
an das Strahltriebwerk 2 eine Abzapfleitung 3 an, die innerhalb des Fluggeröterumpfes
1c nach vorn zur Rumpfnase 1d geführt ist. Die Abzapfleitung 3 verzweigt sich in
die Zweige 3a und 3b, die zu den Steuerventilen 4 und 5 fUr die rechte und linke
Steuerdüse führen. Die Ventile 4 und 5 werden, wie später bei Fig. 9 noch näher
beschrieben, Uber den Rechner 21 des rechnergestUtzten Flugsteuer- und Regelsystem
22 angesteuert. Die Steuerventile 4 und 5 liegen innerhalb des FluggerUterumpfes
1c hinter der Radarantenne 7, so daß eine Störung der Radaranlage ausgeschlossen
ist. Den Steuerventilen 4 bzw. 5 nachgeordnet ist je ein Anschlußleitungsteil 8
bzw. 9. Die Anschlußleitungsteile 8 bzw. 9 sind
bis in den Bereich
der Spitze des Fluggeräterumpfes 1c entlang der Rumpfbeplankung verlegt und münden
je in einer als Steuerdüse dienenden Öffnung 10 und 11 der Nase id.
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Wie insbesondere auch aus den Fig. 2 bis 6 hervorgeht, sind die Steuerdüsen
10 und 11 in Form von sich in Richtung der waagerechten Rumpflängsmittelebene E-E
erstreckenden Längsschlitzen ausgebildet.
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Das Radom 6 ist als Teil der Rumpfnase 1d in bekannter Weise als Sandwichbauteil
aus GFK ausgefUhrt. Gemäß der beschriebenen AusfUhrung sind die Anschlußleitungsteile
8 und 9 ebenfalls aus GFK in den zwischen der Außenbeplankung 12 und der Innenbeplankung
14 13 eingeschlossenen Wabenker'<nintegriert und stellen Teile der tragenden
Struktur dar. In dieser Ausbildung beanspruchen die Anschlußleitungsteile 8 und
9 keinen besonderen Einbauraum, und es wird, da die beiden Leitung steile 8 und
9 ebenfalls wie das Radom 6 aus Kunststoff bestehen, eine Beeinträchtigung der Radaranlage
ausgeschlossen.
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Eine Ausbildung der SteuerdUsen 10 und 11 ist aus den Fig. 4, 5 und
6 im einzelnen zu erkennen. In Fig. 4 und 6 ist, der Vereinfachung halber nur einseitig
dargestellt fUr DUse 11, eine weitere AusfUhrung fur beide Steuerdüsen 10 und 11
gezeigt, die zur Verbesserung der Strömungsverhältnisse des Abzapfmediums Leitschaufeln
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enthält. Schließlich sind weitere Ausführungsbeispiele für die Ausbildung der Steuerdüsen
10 und 11 in Fig. 7 und 8 dargestellt. In beiden Ausfuhrungen sind für die Austrittsöffnungen
Kreisquerschnitte vorgesehen. Während bei der Ausführung gemäß Fig. 7 die DUsen
je eine kreisförmige Austrittsöffnung 16 aufweisen, sind bei der Ausführung gemäß
Fig. 8 jeder der Abzapfleitungen 8 und 9 als Austrittsdusen 10 und 11 eine Anzahl
von in einer Reihe in der waagerechten Längsmittelebene E-E liegende öffnungen 17
mit kreisförmigem Querschnitt zugeordnet.
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Gemäß dem Blockschaltbild Fig. 9 sind die Hauptkomponenten des rechnergestützten
Flugsteuer- und Regelsystems einschließlich der erfindungsgemäßen Seitensteuereinrichtung
dargestellt. In den Rechner werden die gemessenen Werte der Luftwertesensoren, und
zwar die Werte des Staudruckes q (fUr die Fluggeschwindigkeit), des Anstellwinkels
oC und des Gierwinkels ß ,sowie die Ist-Werte der Beschleunigungen b (x, y, z),
der Drehgeschwindigkeiten GS (x, y, z) und der Drehbeschleunigungen W (x, y, z),
gemessen von den Bewegungssensoren, eingegeben. Der Pilot gibt die Soll-Werte über
die Steuergriffe an den Rechner. Mittels der vom Rechner erzeugten Ausgangssignale
werden zum einen die Triebwerksregler angesteuert und damit die Leistung der Triebwerke
beeinflußt und zum anderen Uber die Stellzylinder die Fluggerötesteuerflöchen bestätigt.
Schließlich
ist ein Rechnerausgang fUr die Ansteuerung der Ventile
4 und 5 und damit der Steuerdüsen 10 und 11 der erfindungsgemäßen Seitensteuereinrichtung
vorgesehen (in Fig. 9 doppelt eingerahmt). Triebwerk, Steuerflächen und Steuerdüsen
beeinflussen die Bewegungen der Flugzeugzelle, wobei die Bewegungen vom Piloten
wahrgenommen und von den Sensoren gemessen werden.