DE2856033C2 - Einrichtung zur Steuerung und Stabilisierung eines Fluggeräts - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zur Steuerung und Stabilisierung eines Fluggeräts um die Gierachse, wobei die Einrichtung zusätzlich zu den Steuerflächen vorgesehen ist und im Bereich der Rumpfnase mit Druckgas beaufschlagbare Steuerdüsen enthält, die voneinander unabhängige Ventile zur Steuerung der Steuerstrahlen aufweisen.

Von modernen Kampfflugzeugen, insbesondere solchen mit Luftkampfneigung, 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 35° 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 zufallsbedingten Vorzeichen.

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 erzwingen wird. Zu diesem Zweck erhält die Rumpfnase seitliche Ablösekanten oder sogenannte »Strakes«. Es ist auch bekannt, zu diesem Zweck der Rumpfnase anstelle des üblichen Kreisquerschnittes einen ovalen, liegenden Querschnitt zu geben. Es ist eine Steuereinrichtung, insbesondere für schwebefähige Flugzeuge bekanntgeworden, die im Bereich des Rumpfvorderteiles mit schwenkbaren Steuerdüsen arbeitet. Den Steuerdüsen wird verdichtete Luft oder von Triebwerken abgezapftes Treibgas zugeführt. Die Einrichtungen arbeiten nach dem Prinzip der Schuberzeugung durch Strahlreaktion für RoIl-Nick- oder Giersteuerbewegungen des Flugzeuges. Die gesamte Steuerkraft muß dabei zumindest zeitweilig durch die Strahlsteuerung aufgebracht werden.

Es sind ferner regelbare Steuerdüsen für Flugzeugsteuerungen, insbesondere Flugzeuge mit Vertikalflugeigenschaften bekannt, die am Bug oder Heck des Flugzeuges angeordnet sein können. Zur Regelung der Strahlreaktionswirkung sind bei der bekannten Strahlreaktionssteuerung Flachschieber oder Drosselklappen der Düsenaustrittsöffnung zugeordnet.
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.

Die gestellte Aufgabe ist erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß die Steuerdüsen beidseitig d-;r Rumpfnase in der horizontalen Rumpflängsmittelebene angeordnet

so sind. Mittels einer so ausgebildeten Steuer- bzw. Stabilisierungseinrichtung werden die sich beidseitig im Bereich der Rumpfspitze bei höheren Anstellwinkeln ausbildenden Wirbelschleppen bzw. die daraus resultierenden großen Seitenkräfte und Giermomente zum Steuern bzw. Stabilisieren genutzt. Dabei wirken die Düsenstrahlen in der Art einer Pilotströmung, die Steuerkräfte bzw. Steuermomente durch Störung oder Aufrechterhaltung der Strömungssymmetrie um die Rumpfspitze auslöst.

Dazu sind Gasstrahlen nur relativ geringer Intensität bzw. Masse erforderlich. Die Gasstrahlen selbst dienen nicht oder nur in geringem Maße zur Erzeugung von Steuermomenten. Diese Steuerungsart ist für Anstellwinkelbereiche vorgesehen, in denen die Seitensteuerflächen nur in geringem Maße oder überhaupt nicht wirksam sind. Bei kleineren Anstellwinkeln soll die Steuerung bzw. Stabilisierung durch die aerodynamischen Ruder des Fluggerätes erfolgen.

Die erfindungsgemäße Ausführung nimmt Rücksicht auf in der Rumpfnase von Kampfflugzeugen untergebrachte Radaranlagen, in deren Gesichtsfeld keine Metallteile des Fluggerätes 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.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung ist vorgesehen, daß die Steuerventile Teil eines an sich bekannten, rechnergestützten Fluggerätesteuer- bzw. Regelsystems sind. Damit kann die nichtlineare Abhängigkeit der Seitenkraft und des Giermoments vom Unterschied der Ausblasimpulse «-echts bzw. links einwandfrei beherrscht werden.

Die Zeichnung zeigt Ausführungsbeispiele der Erfindung, die nachfolgend im einzelnen beschrieben sind.

F i g. 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,

F i g. 3 zeigt einen Schnitt durch die Rumpfnase nach derünielll-IIIderFig. 1,

F i g. 4 zeigt einen Schnitt durch die Rumpfnase nach der Linie IV-IV der F i g. 1 mit zwei Ausführungsformen der Steuerdüsen,

Fi g. 5 zeigt in einer Seitenansicht die Rumpfnase mit einer der Steuerdüsen,

Fig.6 zeigt in einem horizontalgeführten Längsschnitt durch die Rumpfnase eine Ausführungsform der Steuerdüsen,

Fig.7 und 8 zeigen in Seitenansicht die Rumpfnase mit Ausführungsformen der Steuerdüsen,

Fig.9 zeigt in Form eines Blockschaltbildes das rechnergestützte Flugsteuer- und Regelsystem.

Bei den in den F i g. 1 bis 8 dargestellten Ausführungsbeispielen ist mit 1 das gesamte Fluggerät, mit la dessen Tragflügel und mit \b das aus Höhen- und Seitensteuer bestehende Leitwerk bezeichnet. Der Fluggeräterumpf Ic nimmt an seinem hinteren Ende die ein Strahltriebwerk 2 enthaltende Antriebsanlage auf und trägt innerhalb eines Radoms 6 der Rumpfnase Xd in bekannter Weise eine Radarantenne 7. Wie der aufgeschnitten dargestellte Fluggeräterumpf leerkennen läßt, schließt an das Strahltriebwerk 2 eine Abzapfleitung 3 an, die innerhalb des Fluggeräterumpfes Ic nach vorn zur Rumpfnase \d geführt ist. Die Abzapfleitung 3 verzweigt sich in die Zweige 3a und 3b, die zu den Steuerventilen 4 und 5 für die rechte und linke Steuerdüse führen. Die Ventile 4 und 5 werden, wie später bei Fig.9 noch näher beschrieben, über den Rechner 21 des rechnergestützten Flugsteuer- und Regelsystems 22 angesteuert. Die Steuerventile 4 und 5 liegen innerhalb des Fluggeräterumpfes Ic 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 Ic entlang der Rumpfbeplankung verlegt und münden je in einer als Steuerdüse dienenden Öffnung 10 und 11 der Nase Id.

Wie insbesondere auch aus den F i g. 2 bis 6 hervorgeht, sind die Steuerdüsen 10 und 11 in Form von sich in Richtung der waagerechten Rumpflängsmittelebene E-Eerstreckenden Längsschlitzen ausgebildet

Das Radom 6 ist als Teil der Rumpfnase Id in bekannter Weise als Sandwichbauteil aus GFK ίο ausgeführt. Gemäß der beschriebenen Ausführung sind die Anschlußleitungsteile 8 und 9 ebenfalls aus GFK in den zwischen der Außenbeplankung 12 und der Innenbeplankung 14 eingeschlossenen Wabenkern 13 integriert 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 Leitungsteile 8 und 9 ebenfalls wie das Radom 6 aus Kunststoff bestehen, eine Beeinträchtigung der Radaranlage ausgeschlossen. Eine Ausbildung der Steuerdüsen 10 und 11 ist aus den F i g. 4,5 und 6 im einzelnen zu erkennen. In F i g. 4 und 6 ist, der Vereinfachung halber nur einseitig dargestellt für Düse 11, eine weitere Ausführung für beide Steuerdüsen 10 und 11 gezeigt, die zur Verbesserung der Strömungsverhältnisse des Abzapfmediums Leitschaufeln 15 enthält. Schließlich sind weitere Ausführungsbeispiele für die Ausbildung der Steuerdüsen 10 und 11 in Fig. 7 und 8 dargestellt. In beiden Ausführungen sind für die Austrittsöffnungen Kreisquerschnitte vorgesehen. Während bei der Ausführung gemäß Fi g. 7 die Düsen je eine kreisförmige Austrittsöffnung 16 aufweisen, sind bei der Ausführung gemäß Fig.8 jeder der Abzapfleitungen 8 und 9 als Austrittsdüsen 10 und 11 eine Anzahl von in einer Reihe in der waagerechten Längsmittelebene E-E liegende öffnungen 17 mit kreisförmigem Querschnitt zugeordnet.

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 (für die Fluggeschwindigkeit), des Anstellwinkels α und des Gierwinkels ß, sowie die Ist-Werte der Beschleunigungen b (x, y, z), der Drehgeschwindigkeiten ω(χ, y, z) und der Drehbeschleunigungen ω (χ, y, ζ), 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 über die Stellzylinder die Fluggerätesteuerflächen betätigt. Schließlich ist ein Rechnerausgang für die Ansteuerung der Ventile 4 und 5 und damit der Steuerdüsen 10 und 11 der erfindungsgemäßen Seitensteuereinrichtung vorgesehen (in F i g. 9 doppelt eingerahmt). Triebwerk, Steuerflächen und Steuerdüsen beeinflussen die Bewegungen der Flugzeugzelle, wobei die Bewegungen vom Piloten wahrgenommen und von den Sensoren gemessen werden.

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

Claims (8)

Patentansprüche:

1. Einrichtung zur Steuerung und Stabilisierung eines Fluggeräts um die Gierachse, wobei die Einrichtung zusätzlich zu den Steuerflächen vorgesehen ist und im Bereich der Rumpfnase mit Druckgas beaufschlagbare Steuerdüsen enthält, die voneinander unabhängige Ventile zur Steuerung der Steuerstrahlen aufweisen, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerdüsen beidseitig der Rumpfnase in der horizontalen Rumpflängsmittelebene angeordnet sind.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerventile (4 bzw. 5) Teil eines, an sich bekannten, rechnergestützten Flugsteuer- und Regelsystems (22) sind.

3. Einrichtung nach Anspnich 1 oder 2, bei Fluggeräten mit Radareinrichtungen im Bereich der Rumpfnase, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerventile (4, 5) außerhalb des Abstrahlungs- bzw. Empfangsbereiches der Radarantenne (7) angeordnet sind.

4. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die den Steuerventilen (4, 5) nachgeordneten Leitungsteile (8, 9) in die Wabenkonstruktion (12, 14 bzw. 13) des in Sandwichbauweise hergestellten Radoms (6) für die Radaranlage (7) integriert und ebenfalls in Kunststoff ausgeführt sind.

5. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerdüsen (10 und 11) als sich in Längsrichtung des Rumpfes erstreckende, zu beiden Seiten der senkrechten Längsmittelebenen (E-E) nach außen in die Strömung weisende Längsschlitze ausgebildet sind.

6. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß in die Austrittsöffnungen der Steuerdüsen (10 bzw. 11) Leitschaufel (15) zur Beeinflussung der Richtung der austretenden Strahlen eingesetzt sind.

7. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerdüsen (10 und 11) einen kreisförmigen Querschnitt (16) haben.

8. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerdüsen (10 bzw. 11) je durch eine Anzahl von in Richtung der Flugzeuglängsachse hintereinanderliegend angeordneten Öffnungen (17) zu beiden Seiten der senkrechten Längsmittelebene gebildet sind.