DE4421139A1 - Luftfahrzeug - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Luftfahrzeug der im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegebenen Art.

Es ist beispielsweise aus der US-A-4 033 528 bekannt, ein havariertes Luftfahrzeug an einem Fallschirm zum Erdboden zurückzuführen.

Aus der EP-A-0 599 437 ist es weiterhin bekannt, daß das Luftfahrzeug dabei eine im wesentlichen senkrechte Posi­ tion derart einnehmen kann, daß sich der Rumpf des Luft­ fahrzeugs mit dem Leitwerk voran erdwärts bewegt. Dies wird durch ein zwei Fallschirme aufweisenden Rettungssy­ stem ermöglicht, welches im Bereich der Spitze des Rumpfes des Luftfahrzeugs angeordnet ist. Durch Ausbringen der einzelnen Fallschirme wird das sich im wesentlichen hori­ zontal bewegende Luftfahrzeug abgebremst, wobei sich der Rumpf des Luftfahrzeugs mit abnehmender Fluggeschwindig­ keit mehr und mehr in die Vertikale neigt und dabei heck­ wärts nach unten zeigt.

Alle derartigen Rettungssysteme weisen den Nachteil auf, daß Schwierigkeiten bei Rettung in Bodennähe - beispiels­ weise während eines Start- oder Landervorgangs - bestehen, weil dann die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs im Ver­ hältnis zum Bodenabstand relativ hoch ist. Hierbei kann dann die Geschwindigkeit nach der Havarie bis zur Bodenbe­ rührung nicht mehr ausreichend verringert werden.

Ferner besteht noch die Gefahr, daß sich die Fallschirme des Rettungssystems bei ungünstigen Strömungsverhältnissen an dem Seitenleitwerk des Luftfahrzeugs verfangen können. Dadurch wird die Durchführung der Rettung verhindert. Bei Luftfahrzeugen mit heckseitigem Antrieb ist dies Gefahr noch größer, da das Antriebsaggregat funktionsgemäß eine definierte, heckwärts gerichtete Luftströmung erzeugt, durch welche die Fallschirme des Rettungssystems zum Triebwerk gezogen werden können. Diese Gefahr ist um so größer, je kleiner der Winkel zwischen der Längsachse des Luftfahrzeugs und dem Richtungsvektor seiner Bewegung ist.

Ausgehend von den Mängeln des Standes der Technik liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde, ein Luftfahrzeug der eingangs genannten Gattung konstruktiv derart weiter zu entwickeln, daß dessen Rettungssystem ohne störende Be­ einflussung durch zum Luftfahrzeug gehörende Anlagenteile in Funktion gesetzt werden kann.

Diese Aufgabe wird mit den kennzeichnenden Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.

Die Erfindung schließt die Erkenntnis ein, daß die Gefahr, daß sich die Fallschirme des Rettungssystems eines Luft­ fahrzeugs an dessen Leitwerk oder gegebenenfalls an dessen heckseitigen Antriebsaggregat verfangen können, erheblich herabgesetzt ist, wenn das Luftfahrzeug beim Ausbringen des oder der Fallschirm(e) eine Position einnimmt, bei der Winkel zwischen Längsachse des Luftfahrzeugs und dem Rich­ tungsvektor seiner Bewegung im wesentlichen 90° beträgt. Außerdem wird die Geschwindigkeit in dieser stabilen Posi­ tion kurzfristig wesentlich herabgesetzt, da die seitliche Rumpfkontur quer zum Fahrtwind gerichtet ist und damit eine wesentliche (Luft-)Bremswirkung eintritt. Damit kann auch in niedrigeren Luftschichten eine wirksame Herabset­ zung der Fluggeschwindigkeit schnell erfolgen, so daß das Rettungssystem noch wirksam eingesetzt werden kann. Außer­ dem wird verhindert, daß das havarierte Luftfahrzeug un­ kontrollierbare Torkelbewegungen ausführt, welche einer­ seits die Insassen belasten und andererseits den nachfol­ genden Rettungsvorgang erschweren.

Entsprechend einer bevorzugten Ausführungsform sind Mittel Mittel zur Erzeugung einer lokalen Beschleunigungs- oder Verzögerungswirkung des erfindungsgemäßen Sicherheits- Systems in jeweils dem rumpffernen Bereich der Tragflächen des Luftfahrzeugs vorgesehen und besteht bevorzugt aus zwei Fallschirmen, welche jeweils einer Tragfläche zuge­ ordnet sind. Das gezielte Ausbringen eines der Fallschirme aus der jeweiligen Tragfläche erzeugt ein zusätzliches Drehmoment (bzw. einen Drehimpuls), dessen Größe aus­ reicht, den Winkel zwischen der Längsachse des Luftfahr­ zeugs und dem Richtungsvektor seiner Bewegung (bzw. des Richtungsvektors der Fluggeschwindigkeit) zu vergrößern Durch die Anordnung der Fallschirme an dem vom Rumpf des Luftfahrzeugs abgewandten Seite der entsprechenden Trag­ fläche ist dies in günstiger Weise unabhängig von Lage des Luftfahrzeugs bezogen auf die Horizontale möglich. Die Auslösung einer Verzögerungsvorrichtung erfolgt dabei be­ vorzugt an dem der havarierten Seite des Luftfahrzeugs ge­ genüberliegenden Flügelende.

Die vorstehend beschriebene Vergrößerung des Winkels zwi­ schen der Längsachse (bzw. deren Projektion auf die Hori­ zontale) des Luftfahrzeugs und dem Richtungsvektor der Be­ wegung (bzw. der Geschwindigkeit) des Luftfahrzeugs ge­ währleistet in vorteilhafter Weise, daß das eigentliche, mehrere Fallschirme aufweisende Rettungssystem des Luft­ fahrzeugs im Havariefall ohne Beeinträchtigung ausgebracht werden kann. Die besten Voraussetzungen für ein gefahrlo­ ses Ausbringen der Rettungsfallschirme bestehen bei einem Winkel von etwa 90°. Bei einem zu kleinen Winkel können die im vorderen Teil des Rumpfes befindlichen Fallschirme beim Ausbringen - bedingt durch die vorherrschenden Strö­ mungsverhältnisse - mit dem Seitenleitwerk des Luftfahr­ zeugs und im ungünstigsten Fall bei heckgetriebenen Luft­ fahrzeugen mit dem entsprechenden Antrieb kollidieren. Da­ durch ist die Entfaltung der Rettungsfallschirme und somit auch der Erfolg eines notwendigen Rettungsmanövers beein­ trächtigt.

Nach einer günstigen Weiterbildung der Erfindung ist eine Steuerung vorgesehen, die den zeitlichen Ablauf des Aus­ bringens der Fallschirme des Sicherungs-Systems und des Rettungssystems koordiniert. Für ein erfolgreiches Ret­ tungsmanöver ist es erforderlich, daß die Rettungsfall­ schirme erst eine bestimmte Zeitspanne nach dem Wirksam­ werden eines Fallschirms des Sicherungs-Systems ausge­ bracht werden. Diese Zeitspanne wird benötigt, um die Längsachse (bzw. deren Projektion auf die Horizontale) des Luftfahrzeugs im wesentlichen quer zu seiner Bewegungs­ richtung zu schwenken. Die dazu erforderliche Zeit ist ab­ hängig von der jeweiligen Fluggeschwindigkeit des Luft­ fahrzeugs, so daß die Steuerung nicht nur Mittel zur Aus­ wertung lage- und beschleunigungsspezifischer Kennwerte aufweist, sondern auch Sensoren zur Erfassung der momenta­ nen Fluggeschwindigkeit und von dieser Größe gesteuerte Verzögerungsglieder. Zur digitalen Auswertung und Weiter­ verarbeitung der sensorisch erfaßten, die jeweilige Flug­ situation repräsentierenden physikalischen Größen werden, sind Rechen-Einheiten vorgesehen, deren Ausgangssignale zur Auslösung des Sicherungs-Systems bzw. des Rettungssy­ stems herangezogen werden.

Für das Ausbringen der Fallschirme des Sicherungs-Systems ist entsprechende einer anderen günstigen Ausführungsform der Erfindung ein Druckluft-System vorgesehen, welches das Sicherungs-System in extrem kurzer Zeit wirksam werden läßt.

Andere vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen gekennzeichnet bzw. werden nachstehend zusammen mit der Beschreibung der bevorzugten Ausführung der Erfindung anhand der Figuren näher dargestellt. Es zeigen:

Fig. 1 eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung in Draufsicht,

Fig. 2, 2a, 2b und 2c eine grafische Darstellung der Bewegungsvorgänge nach Auslösen des Sicherungs-Systems bei einem havarierten Luftfahrzeug entsprechend der bevorzug­ ten Ausführungsform der Erfindung,

Fig. 3 eine Steuervorrichtung zur Auslösung des Ret­ tungssystems in Abhängigkeit von der Auslösung des Sicherungs-Systems gemäß der Fig. 1 und 2 im Block­ schaltbild, sowie

Fig. 4 und 5 den Ablauf einzelner Phasen eines Ret­ tungsvorgangs nach erfolgreicher Aktivierung des Rettungs­ systems.

Das in Fig. 1 in Ansicht von oben dargestellte Luftfahr­ zeug 1 ist mit einer heckseitig angeordneten Antriebs- Einheit 3 ausgerüstet und als Geschäftsreiseflugzeug kon­ zipiert. Das Rettungssystem 7 des Luftfahrzeugs 1 befindet sich im vorderen Abschnitt des Rumpfes vor der Pilotenkan­ zel und der Passagierkabine 5. Das Rettungssystem 7 weist zwei Fallschirme auf (vergleiche die Darstellung in den Fig. 4 und 5) und ermöglicht ein erfolgreiches Ret­ tungsmanöver, bei welchem das Luftfahrzeug heckwärts zum Erdboden zurückgeführt wird. Das Sicherungs-System 6 ist jeweils in den Tragflächen 4 des Luftfahrzeugs 1 angeord­ net. Die Positionierung des Sicherungs-Systems 6 am rumpf­ fernen Ende der Tragfläche 4 hat den Vorteil, daß mit ein­ fachen und vor allem relativ kleinvolumigen Mittel ein großes Drehmoment zum Schwenken des Rumpfes eines sich mit einer bestimmten Fluggeschwindigkeit bewegenden Luftfahr­ zeugs erzeugt werden kann. Die beidseitige Anordnung des Sicherungs-Systems 6 ist erforderlich, da die das, vor­ zugsweise zwei Fallschirme aufweisende Rettungssystem 7 auslösende Havariesituation des Luftfahrzeugs 1 gegebenen­ falls auch darin bestehen kann, daß das Luftfahrzeug eine seiner Tragflächen 4 verloren hat. Das Sicherungs-System 6 weist einen Fallschirm (vergleiche Position 6.1 gemäß Fig. 2b) auf, welcher in günstiger Weise durch eine Druckluft-Einrichtung aus der Tragfläche 4 befördert wird.

Das Ausbringen des Fallschirms erzeugt bezüglich des Rump­ fes des Luftfahrzeugs 1 ein Drehmoment, welches das Luft­ fahrzeug 1 einseitig abbremst und dadurch ein Schwenken des Rumpfes quer zum Richtungsvektor der Fluggeschwindig­ keit bewirkt. In einer solchen Position des Rumpfes (die Längsachse (bzw. deren Projektion auf die Horizontale) und der Richtungsvektor der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs schließen einen Winkel von etwa 90° ein) können die Fall­ schirme des Rettungssystems ausgebracht werden, ohne daß die Gefahr einer Behinderung der Entfaltung dieser Schirme durch das Seitenleitwerk und/oder ein mögliches heckseiti­ ges Antriebsaggregat des Luftfahrzeugs besteht.

Die Fig. 2, 2a, 2b und 2c zeigen in vereinfachter Form die Phasen vom Auftreten einer Havarie bis zum Erreichen einer Position des Rumpfes des havarierten Luftfahrzeugs, bei welcher das Ausbringen der Fallschirme des installier­ ten Rettungssystems ohne besondere Gefahr möglich ist.

Das Luftfahrzeug 1 bewegt sich in horizontaler Flugposi­ tion auf einem vorgegebenen Flugweg (Fig. 2). Aufgrund mechanischer Mängel (beispielsweise im Zusammenhang mit erhöhter Belastung) kommt es zu einem Bruch der Befe­ stigungseinrichtungen der rechten Tragfläche 4. Das Luft­ fahrzeug 1 weicht von seinem bisherigen Kurs ab. Zwischen Mittelachse des Luftfahrzeugs 1 und dem Richtungsvektor 8 seiner augenblicklichen Geschwindigkeit besteht ein Winkel geringer Größe (Fig. 2a). Das Ausbringen des Fallschirms 6.1 des in der verbliebenen Tragfläche befindlichen Sicherungs-Systems 6 bewirkt, daß sich dieser Winkel in relativ kurzer Zeit weiter vergrößert (Fig. 2b).

In der Position des Rumpfes, bei der die Längsachse und der Richtungsvektor 8 der Geschwindigkeit des Luftfahr­ zeugs 1 einen Winkel von etwa 90° einschließen (Slip-Position), kann das Rettungssystem 7 aktiviert wer­ den. Die Ausbringrichtung 8′ für die Fallschirme des Ret­ tungssystems 7 ist gegenüber der Bewegungsrichtung 8 des Luftfahrzeugs 1 um 180° gedreht, so daß keine Gefahr be­ steht, daß die ausgebrachten Fallschirme des Rettungssy­ stems 7 mit dem Seitenleitwerk 2 und/oder dem Antriebsag­ gregat 3 am Heck des Luftfahrzeugs 1 kollidieren (Fig. 2c).

Da für das Ausbringen der Fallschirme des Rettungssystems im Havariefall nur relativ wenig Zeit zur Verfügung steht, ist es für ein erfolgreiches Rettungsmanöver erforderlich, daß zwischen Aktivieren des Sicherungs-Systems und Anspre­ chen des Rettungssystems eine exakte zeitliche Koordinie­ rung gewährleistet ist. Dafür ist in dem Luftfahrzeug eine Steuerung vorgesehen, welche jeweils eine Betätigungsein­ richtung zum Ausbringen der Fallschirme der entsprechenden Systeme aktiviert. In Fig. 3 ist eine vorteilhafte Aus­ führungsform für eine derartige Steuerung 10 in Form eines Blockschaltbildes schematisiert dargestellt. Die Steuerung 10 weist eine Sensor-Einheit 14 mit mindestens einem Lage- und Beschleunigungssensor auf, deren Meßwerte als Daten­ mengen in digitalisierter Form jeweils einer Rechner- Einheit 11 und 15 zugeführt werden.

Bei entsprechend großer Abweichung der Meßwerte von den Sollwerten der normalen Flugsituation wird eine Havarie erkannt und das Sicherungs-System 6 durch eine von der Rechner-Einheit 11 aktivierte Betätigungseinrichtung 16 ausgelöst. Der entsprechende Fallschirm (vergleiche Posi­ tion 6.1 in Fig. 2b) bewirkt in einer von der augenblick­ lichen Fluggeschwindigkeit abhängigen Zeitdauer ein Schwenken des Rumpfes des Luftfahrzeugs. Erst danach ist das Auslösen des eigentlichen Rettungssystems 7 sinnvoll. Aus diesem Grunde wird die Information über das erfolgte Auslösen des Sicherungs-Systems 6 von der Rechner-Einheit 11 über ein Verzögerungsglied 13 an die Rechner-Einheit 15 übermittelt. Diese Information und die über die Sensor- Einheit 14 ermittelten und im Vergleich mit den entspre­ chenden Sollwerten die Havarie anzeigende Abweichung lösen über die Rechner-Einheit 15 das Aktivieren der Betäti­ gungseinrichtung 17 des Rettungssystems 7 aus. Die Verzö­ gerungszeit des Verzögerungsglieds 13 wird durch die je­ weilige, von dem Bewegungssensor 12 ermittelte Flug­ geschwindigkeit bedarfgerecht optimiert.

In den Fig. 4 und 5 sind einzelne Phasen des Rettungsma­ növers in schematisierter Form dargestellt. Nachdem das Sicherungs-System das Luftfahrzeug 1 in eine in Fig. 2c gezeigte Querlage gebracht hat, wird das Rettungssystem 7 aktiviert. Die dabei ausgebrachten Fallschirme 7.1 und 7.2 reduzieren zuerst die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs 1 und verbringen es gleichzeitig in eine im wesentlichen vertikale Position. Mit einer durch die Größe des Fall­ schirms 7.2 bestimmten Sinkgeschwindigkeit wird das Luft­ fahrzeug 1 heckwärts zum Erdboden 9 zurückgeführt. Der mittlere Abschnitt des Rumpfes mit der Passagier-Zelle 5 weist eine größere Steifigkeit auf als der das Seitenleit­ werk 2 und den Heckantrieb 3 tragenden Heckabschnitt des Luftfahrzeugs 1. Dadurch wird in günstiger Weise die ge­ samte kinetische Energie als Verformungsarbeit im Heckab­ schnitt des Luftfahrzeugs 1 wirksam. Passagiere und Besat­ zungsmitglieder haben somit eine hohe Überlebenswahrschein­ lichkeit.

Die Erfindung beschränkt sich in ihrer Ausführung nicht auf das vorstehend angegebene bevorzugte Ausführungsbei­ spiel. Vielmehr ist eine Anzahl von Varianten denkbar, welche von der dargestellten Lösung auch bei grundsätzlich anders gearteten Ausführungen Gebrauch macht.

Claims (10)

1. Luftfahrzeug, insbesondere für Reise- oder Sportzwecke bzw. als Geschäftsreiseflugzeug, mit einem Rettungssy­ stem, welches mittels Fallschirm die Rückkehr mindestens der Zelle mitsamt der darin befindlichen Personen zum Bo­ den ermöglicht, wobei insbesondere eine Fallschirm- Anordnung mit mindestens einem Fallschirm vorgesehen ist, welche in einem in Flugrichtung vor dem Massenmittelpunkt des Luftfahrzeugs gelegenen ersten Bereich des Rumpfes ge­ staut ist, gekennzeichnet durch zusätzliche Mittel, welche eine Kraftwirkung in der Weise ausüben, daß sich zwischen der Längsachse des Luftfahr­ zeugs (1) und seiner Bewegungsrichtung ein Winkel von im wesentlichen 90° (Slip-Position) einstellt, bevor das Aus­ bringen des Fallschirms (7.1, 7.2) erfolgt.

2. Luftfahrzeug nach Anspruch 1, dadurch ge­ kennzeichnet, daß das die Kraftwirkung in ei­ ner Verzögerungswirkung, hervorgerufen durch mindestens einen weiteren Fallschirm (6.1) oder eine Beschleunigung, hervorgerufen durch ein zusätzliches Antriebssystem, ins­ besondere einen Raketenantrieb, besteht.

3. Luftfahrzeug nach Anspruch 2, dadurch ge­ kennzeichnet, daß der Fallschirm (6.1) oder das zusätzliche Antriebssystem im Endbereich der Tragflä­ che (4) angeordnet ist.

4. Luftfahrzeug nach Anspruch 3, dadurch ge­ kennzeichnet, daß der Fallschirm (6.1) inner­ halb eines in der Tragfläche vorgesehenen Aufnahmeraums gestaut und entgegen der normalen Flugrichtung ausbringbar ist.

5. Luftfahrzeug nach Anspruch 4, dadurch ge­ kennzeichnet, daß zum Ausbringen des Fall­ schirms (6.1) eine Druckluft-Einrichtung (16) vorgesehen ist.

6. Luftfahrzeug nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß eine Steuervorrichtung (10) zum Aktivieren der zusätzlichen Mittel (6) vorgesehen ist, welche mittels eines Sensors die Abweichung von Flugdaten des Luftfahrzeugs (1) von vorgegebenen Solldaten erfaßt und auswertet und im Falle des Überschreitens einer vorgegebenen Abweichung ein Aktivierungssignal ausgibt.

7. Luftfahrzeug nach Anspruch 6, dadurch ge­ kennzeichnet, daß die Steuervorrichtung (10) mindestens einen Fluglage-, Fluggeschwindigkeits- und/oder Beschleunigungs-Sensor (14) aufweist.

8. Luftfahrzeug nach Anspruch 6 , dadurch ge­ kennzeichnet, daß die Steuervorrichtung (10) Schaltmittel (11, 13, 15) aufweist, welche das Ausbringen des Fallschirms (7) vor dem Aktivieren der zusätzlichen Mittel sperren.

9. Luftfahrzeug nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuervorrichtung (10) Betätigungsmittel für eine manuelle Auslösung aufweist.

10. Luftfahrzeug nach einem der Ansprüche 3 bis 9, da­ durch gekennzeichnet, daß die Steuer­ vorrichtung (10) Lokalisierungsmittel für eine Beschädi­ gung des Luftfahrzeugs aufweist, wobei die Steuervorrich­ tung auf ein Ausgangssignal der Lokalisierungsmittel im Falle ein Aktivierungssignal an den Fallschirm oder das zusätzliche Antriebssystem an der unbeschädigten Seite des Flugzeugs ausgegeben wird.