DE3727906A1 - Einrichtung zum redundanten messen des anstell- und schiebewinkels von fluggeraeten, insbesondere flugzeugen - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zum redundanten Messen des An­ stell- und Schiebewinkels von Fluggeräten, insbesondere Flugzeugen, mit­ tels an den Flügeln angeordneter Sensoren.

Derartige Sensoren wurden bisher mittels eines Stabes vor die Bugspitze des Fluggerätes gesetzt, um relativ störungsfrei in allen Richtungen die besagten Winkeln messen zu können. Diese Anordnung bringt jedoch neben anderen Nachteilen, erhebliche Störungen für den meistens in der Bug­ spitze untergebrachten Radarschirm mit sich. Außerdem ist die Forderung nach einer redundanten Meßmöglichkeit mit den auf einem einzigen Stab befindlichen Sensoren nur schwer - wenn überhaupt - erfüllbar.

Ferner sind aus der DE-PS 7 36 556 Sensoren bekannt, von denen jeweils einer an den Flügelenden von Segelflugzeugen angeordnet ist, um mittels einer differentiellen Staudruckmessung zwischen den beiden Flügelenden, das Auffinden von Aufwindgebieten zu erleichtern.

Diese Einrichtung ist zum redundanten Messen des Anstell- und Schiebe­ winkels von Fluggeräten ebenfalls nicht geeignet, da bei Ausfall eines Sensors einerseits die Meßredundanz bezüglich des Anstellwinkels hinfäl­ lig wird und andererseits durch das Fehlen einer differentiellen Meßmög­ lichkeit auch die Bestimmung des Schiebewinkels nicht mehr möglich ist. Außerdem kann bei dieser Einrichtung nicht die Störungsbeeinflussung durch die Stellung der Steuerorgane und der Klappen am Flügel berück­ sichtigt werden.

Bei Hochleistungsflugzeugen, die heutzutage grundsätzlich mittels eines automatischen Flugreglers geflogen werden, ist die stetige und genaue Erfassung des Anstell- und Schiebewinkels für die Flugsicherheit von eminenter Wichtigkeit, da sonst ein Absturz des Flugzeuges eintreten kann.

Hier greift die Erfindung ein, der die Aufgabe zugrundeliegt, durch die Anordnung der Meßsensoren die Bestimmung des Anstell- und Schiebewinkels von Fluggeräten, insbesondere Flugzeugen mit gepfeilten Flügeln derart zu verbessern, daß unter Vermeidung der vorgenannten Nachteile minde­ stens eine einfache Meßredundanz gegeben ist und daß bei der Messung der jeweilige Ausschlag der am Flügel angeordneten Steuerorgane und Klappen mitberücksichtigbar ist.

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil des Anspruches 1 aufgeführten Merkmale gelöst.

Vorteilhafte Weiterbildungen sind aus den Unteransprüchen ersichtlich.

Die Vorteile der Erfindung liegen insbesondere darin begründet, daß mit­ tels dieser Sensorenanordnung eine teilweise mehrfache Meßredundanz zur Bestimmung des Anstell- und Schiebewinkels für Fluggeräte, insbesondere solche mit gepfeilten Flügeln erreichbar ist.

Zusätzlich können mittels der Einrichtung die sich am Flügel aus dem Ausschlag der Steuerorgane und Klappen ergebenden Störeinflüsse auf die Strömung zur genauen Winkelbestimmung korrigiert werden.

Somit kann ein stetiger und ausfallsicherer Informationsfluß bezüglich des genauen augenblicklichen Anstell- und Schiebewinkels des Flugzeuges zu dessen Flugregler für eine hohe Flugsicherheit gewährleistet werden.

Nachfolgend wird ein Ausführungsbeispiel der Erfindung beschrieben und in der Zeichnung dargestellt. Es zeigen

Fig. 1 einen Schnitt durch einen Flügel mit der Sensoranordnung in schematischer Darstellung,

Fig. 2 eine vektorelle Darstellung der Strömungsverhältnisse am Pfeil­ flügel (eine Flügelhälfte) in einer Draufsicht,

Fig. 3 eine graphische Darstellung des Sensorwirkungsgrades.

In der Fig. 1 ist die Einrichtung 1 mit jeweils einem auf der Flügel­ oberseite 4 und auf der Flügelunterseite 5 versetzt angeordneten Sensor 2, 3 dargestellt. Die Sensoren 2, 3 sind mit einem Rechner 7 verbunden, der wiederum an eine Flugsteuerung 8 bzw. an einem Flugregler ange­ schlossen ist, wobei in der Fig. 1 nur die Verbindung 9 zum oberen Sen­ sor 2 gezeigt wird.

Mit dieser Einrichtung ist sowohl der Anstell- als auch der Schiebewin­ kel von Flugzeugen mit gepfeilten Flügeln 10 in redundanter Weise erfaß­ bar, während bei Flugzeugen mit ungepfeilten Flügeln nur der Schiebewin­ kel redundant bestimmbar ist.

Der Pfeilflügel 10 besitzt nämlich entsprechend der Fig. 2 die Eigen­ schaft, daß sich die Strömungsrichtung sowohl auf der Saug- als auch auf der Druckseite mit zunehmendem Anstellwinkel ändert. Auf der Saugseite dreht sich der Geschwindigkeitsvektor nach innen, auf der Druckseite nach außen. Dies liegt daran, daß die Geschwindigkeitskomponente der freien Anströmung senkrecht zur Vorderkante V _∞cos Φ (Φ=Vorder­ kantenpfeilwinkel) auf der Saugseite um Δu erhöht und auf der Druck­ seite verringert wird, während die Geschwindigkeitskomponente parallel zur Vorderkante V _∞ sin Φ kaum gestört wird.

Für dünne Flügel mit geringer Zuspitzung erhält man z.B. im Bereich kleiner Anstellwinkel

und

wobei δ den Winkel zwischen dem örtlichen Geschwindigkeitsvektor und der Flugzeugsymmetrieebene bezeichnet. δ ist, positiv, wenn eine Komponente in Richtung der positiven y-Achse - rechts in Spannweiten­ richtung gesehen - aufweist. x ist der Abstand von der Flügelvorderkante 6 gemessen in Strömungsrichtung 12, l ist die örtliche Flügeltiefe, α ist der Anstellwinkel und β ist der Schiebewinkel.

In Gl. 1a 1 a bezieht sich das positive Vorzeichen auf die linke Flügelsaug­ seite und die rechte Druckseite, während das negative Vorzeichen für die linke Druckseite und die rechte Saugseite gilt.

Fig. 3 zeigt die Abhängigkeit der beiden Einflußkoeffizienten ∂ δ/∂ α und ∂ δ/∂β von der Sensorenrücklage, d.h. vom Abstand x des Sensors 2, 3 von der Vorderkante 6 des Pfeilflügels 10 und der Flügelpfeilung Φ. Wie man sieht, kann man in der Nähe der Flügelvorderkante eine sehr hohe Sensorempfindlichkeit η gegenüber dem Anstellwinkel erzielen.

Dabei ist zu beachten, daß der vollkommen symmetrische Einbau aller vier Sensoren nicht sinnvoll ist, da in diesem Fall bei Ausfall des unteren Sensors einer Flügelhälfte und des oberen Sensors auf der anderen Flug­ zeugseite die verbleibenden Sensoren ein nahezu gleiches Verhalten auf­ weisen, so daß eine klare Trennung von α und β trotz der Doppelmes­ sung nicht möglich ist. Die oberen und unteren Sensoren sind daher in X-Richtung nach der Fig. 1 deutlich versetzt einzubauen.

Auf diese Weise ist eine redundante Messung des Anstell- und Schiebewin­ kels bei Pfeilflügeln möglich. Die Messung kann dergestalt erfolgen, daß beispielsweise zu Verifizierungs- und Regelungszwecken die Signale der Sensoren 2, 3 von beiden Flügelhälften - also von allen vier Sensoren - vom Rechner zur Verwertung für die Flugsteuerung 8 ständig verglichen und summiert werden (Voter/Monitor Function).

Es besteht auch die Möglichkeit, daß bei Ausfall eines Sensors 2, 3 die Messungen der verbleibenden drei Sensoren herangezogen werden. Sogar bei einem Doppelausfall, insbesondere auf einer Flügelhälfte, stehen im­ mer noch die Signale der restlichen zwei Sensoren 2, 3 auf der anderen Flügelhälfte für eine vollwertige Bestimmung des Anstell- und Schiebe­ winkels zur Verfügung.

Selbst von nur noch einem funktionierenden Sensor 2, 3 kann die Messung im beschränkten Umfang noch nutzbar gemacht werden und zwar über die bei einer Anstellwinkeländerung auftretende kurzzeitige Geschwindigkeitsän­ derung der Flügelströmung zur Luftströmung.

Das bedeutet, daß mittels dieser Einrichtung mindestens eine vollwertige zweifache Redundanz zur Bestimmung des Anstellwinkels und eine mehrfache Redundanz zur Messung des Schiebewinkels für eine hohe Flugsicherheit gegeben ist.

Der Ausschlag der Flügelklappen, Querruder und Nasenklappen beeinflußt jedoch den Strömungswinkel am Ort der Sensoren, je nach der Flügelgrund­ rißform mehr oder weniger stark. Das gleiche gilt für die Rollgeschwin­ digkeit des Flugzeuges. Aus diesem Grund sind die gemessenen Strömungs­ winkel entsprechend zu korrigieren, bevor sie im Rechner zu einem konso­ lidierten α- und β-Signal verarbeitet werden. Um die notwendigen Korrekturen möglichst klein zu halten, sollten die Sensoren 2, 3 in ca. 30% Flügelspannweite und 30% Flügeltiefe angeordnet werden. Bei Flü­ geln mit fester Voderkante können die Sensoren bis in Stauliniennähe an­ gebracht werden.

Für diese Korrektur werden vom Rechner 7 die jeweiligen Stellungen, d.h. die Ausschläge der nicht dargestellten Steuerorgane und Flügelklappen sowie ggf. die Rollgeschwindigkeit über die Flugsteuerung 8 bzw. den Flugregler erfaßt und die von den Sensoren 2, 3 stammenden Meßsignale zur präzisen Winkelbestimmung vom Rechner 7 entsprechend korrigiert.

Im übrigen kann es sich bei den Sensoren 2, 3 um die üblichen Windfahnen oder um andere mechanische oder elektrische Meßelemente handeln.

Claims (3)

1. Einrichtung zum redundanten Messen des Anstell- und Schiebewin­ kels von Fluggeräten, insbesondere Flugzeugen, mittels an den Flügeln angeordneter Sensoren, dadurch gekennzeichnet, daß die Sensoren (2, 3) sowohl auf der Flügelober- als auch -unterseite (4, 5) und im jeweils unterschiedlichen Abstand (X) zur Vorderkante (6) der gepfeilten linken und rechten Flügelhälfte des Fluggerätes angeordnet sind, wobei die Sen­ soren (2, 3) mit einem Rechner (7) für eine differenzierte Signalauswer­ tung und zur Signalsummierung für die Flugsteuerung (8) bzw. für den Pi­ loten verbunden sind.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß von dem Rechner (7) die jeweilige Stellung der Steuerorgane, wie z.B. die Querruder, Flügelklappen etc., zur Fehlerkorrektur der Anstell- und Schiebewinkelsignale der Sensoren (2, 3) erfaßbar ist.

3. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die auf den Flügelhälften vorgesehenen Sensoren (2, 3) nahe der Vorderkante (6) bis etwa 30% der Flügeltiefe und etwa bei 30% der Flügelspannweite angeordnet sind.