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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein System zur automatischen Steuerung
von Hochauftriebsklappen eines Flugzeugs während des Starts.
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Es
ist allgemein bekannt, dass die Fluggesellschaften, namentlich aus
Rentabilitätsgründen, den
Auslastungsgrad ihrer Flugzeuge so weit wie möglich zu erhöhen suchen,
was natürlich
eine Erhöhung
der Masse dieser Flugzeuge zur Folge hat. Nun kann es sich aber
erweisen, dass auf einigen Flughäfen
die Lande- und Startbahnen nicht lang genug sind, um Flugzeugen
mit einer sehr großen
Masse den Start zu erlauben.
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Daher
versuchen die Flugzeughersteller, unabhängig vom jeweiligen Typ und/oder
der jeweiligen Masse des Flugzeugs, die für den Start nötige Länge der
Bahn zu reduzieren.
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Zu
diesem Zweck stattet man, um die Leistung beim Start zu verbessern,
das Tragwerk der Flugzeuge, namentlich der Passagierflugzeuge, im
Allgemeinen mit aus- und einfahrbaren Hochauftriebsklappen (Nasenklappen
an der Tragflügelvorderkante
und Landeklappen am Tragflügelende)
aus, die in ausgefahrenem Zustand bei einem bestimmten Anstellwinkel
eine beträchtliche
Erhöhung
des Auftriebs erlauben und auch das Phänomen des Überziehens verhindern können. Diese
Erhöhung
des Auftriebs hat zur Folge, dass sich die Abhebgeschwindigkeiten
verringern und sich daher die für
den Start nötige
Länge der
Bahn reduziert.
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Es
ist folglich von Vorteil, die Hochauftriebsklappen beim Start so
weit wie möglich
auszufahren, um den Auftrieb zu erhöhen und somit die für den Start
nötige
Länge der
Bahn zu reduzieren.
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Das
Ausfahren der Hochauftriebsklappen erhöht jedoch nicht nur den Auftrieb,
sondern auch den aerodynamische widerstand. In der Tat ändert sich
durch die Präsenz
dieser Hochauftriebsklappen das Profil des Tragwerks, was sein aerodynamisches
Verhalten gegenüber
dem Widerstand verschlechtert: sein Profil entfernt sich vom Profil
eines "glatten Tragwerks". Dies wiederum hat
einen schlechteren Steigwinkel zur Folge.
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Nun
aber muss beim Steigwinkel des Flugzeugs (wenn es den Boden verlassen
hat) eine Vorschrift eingehalten werden. In der Tat verlangt die
Luftfahrtverordnung für
den angenommenen Fall eines defekten Triebwerks einen Mindeststeigwinkel,
um zu gewährleisten,
dass ein Flugzeug, bei dem eines der Triebwerke ungewollt ausfällt, seinen
Startvorgang unter guten Sicherheitsbedingungen beenden kann.
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Um
einen Mindeststeigwinkel beizubehalten, der einen sicheren Start
erlaubt, ist es folglich von Vorteil, die Hochauftriebsklappen so
wenig wie möglich
auszufahren, um den entsprechenden Widerstand so weit wie möglich zu
reduzieren.
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Aus
dem Vorstehenden geht klar hervor, dass die Wahl der Konfiguration
der Hochauftriebsklappen für
die Startphase aus einem Kompromiss zwischen der Länge der Startbahn
(günstig
bei ausgefahrenen oder ausgestellten Hochauftriebsklappen) und dem
Steigungswinkel (günstig
bei eingefahrenen Hochauftriebsklappen) besteht. Diese Wahl, die
vom Flugzeugpiloten getroffen wird, hängt von den Startbedingungen
ab (verfügbare
Länge der
Startbahn, Höhe,
Temperatur, Flugzeugmasse, eventuelle Hindernisse, etc.). Nachdem
der Pilot seine Wahl getroffen hat, konfiguriert er die Hochauftriebsklappen
mit Hilfe eines Steuerknüppels
gemäß der dieser
Wahl entsprechenden Konfiguration. Die so gewählte konfiguration wird während der
gesamten Startphase beibehalten, da es dem Piloten nach aktuellem
Stand der Luftfahrtverordnung während
der gesamten Startphase verboten ist, lese Konfiguration zu ändern, um
ihm zu erlauben, sich ausschließlich
auf die Überwachung
seiner Flugbahn und seiner Flugparameter zu konzentrieren.
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Folglich
resultiert nach aktuellem Stand der Luftfahrtverordnung und der
Technik die Wahl der Position oder Konfiguration der Hochauftriebsklappen
aus einem Kompromiss zwischen zwei gegensätzlichen Anforderungen, der
vor der Startphase getroffen wird und daher nicht optimal ist.
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Es
sind Systeme bekannt, die es erlauben, die Position der Hochauftriebsklappen
zu verbessern.
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Diese
bekannten Systeme finden jedoch im Allgemeinen nur als Maßnahme im
Falle einer Störung
Anwendung (namentlich bei einem Triebwerksausfall oder bei Windböen), die
die Flugbedingungen des Flugzeugs verändert. So beschreibt beispielsweise
das Dokument FR-2 425 380 ein Steuerungssystem, das bei einem Triebwerksausfall
automatisch auf die Ruder wirkt, um das Flugzeug aerodynamisch zu
konfigurieren, so dass die Wirkung des Schubkraftverlusts auf die
aerodynamischen Merkmale des Flügels
kompensiert wird. Darüber
hinaus offenbart das Dokument EP-0 337 581 ein System, das im falle
von Windböen
in der Anflugphase den Höhenverlust
und die Nickbewegung, die durch die Windböen verursacht werden, kompensiert,
indem die Geschwindigkeit des Flugzeugs durch eine Erhöhung der
Schubkraft der Triebwerke vergrößert wird, wobei
man namentlich die Position der Klappen berücksichtigt.
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Außerdem beschreibt
das Dokument US-4 042 197 eine Vorrichtung, die das Ziel hat, in
der Start- und Anflugphase die Position der Hochauftriebsklappen
sowie die Schubkraft zu optimieren, so dass der durch diese Ausstattung
erzeugte Lärm
erheblich reduziert wird. Was die Startphase betrifft, so verwendet
man Informationen über
die Geschwindigkeit und das Einfahren des Fahrwerks (vollständig eingefahrenes
Fahrwerk), um die Position der Hochauftriebsklappen zu regeln. Diese
informationen werden mit den Bezugsinformationen (Geschwindigkeit,
zurückgelegte
Strecke ab dem Lösen
der Bremsen, Endposition der Klappen) verglichen, die vom Piloten
in ein Bedienungspult eingegeben werden. Gleichzeitig informiert
diese bekannte Vorrichtung den Piloten, wenn eine vorgeschriebene
Strecke ab dem Lösen
der Bremsen erreicht ist, was ihm anzeigt, die Schubkraft der Triebwerke
(und damit den daraus resultierenden Lärm) zu reduzieren.
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Diese
bekannte Vorrichtung erfordert also eine manuelle Betätigung durch
den Piloten, der in das Bedienungspult verschiedene Werte eingeben
muss (Geschwindigkeit, Strecke, Höhe), was die Gefahr von Fehlern
birgt.
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Des
Weiteren werden nur dann Steuerbefehle für Positionsänderungen der Hochauftriebsklappen
erteilt und ausgeführt,
wenn das Fahrwerk vollständig
eingefahren ist, das heißt
gegen Ende der Startphase.
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Die
vorliegende Erfindung hat zum Ziel, diese Nachteile zu beseitigen.
Sie betrifft ein System zur Steuerung von Hochauftriebsklappen eines
Flugzeugs, das es erlaubt, deren Position in der Startphase des
Flugzeugs automatisch zu optimieren.
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Zu
diesem Zweck zeichnet sich das System des Typs mit:
- – steuerbaren
Betätigungsvorrichtungen
zum Verstellen der Hochauftriebsklappen; und
- – einer
Steuereinheit, die Steuerbefehle zur Steuerung der Betätigungsvorrichtungen
erzeugen kann, so dass diese Betätigungsvorrichtungen
die Hochauftriebsklappen in eine bestimmte Position bringen,
dadurch
aus, dass es außerdem
eine erste Vorrichtung aufweist, um das tatsächliche Abheben des Flugzeugs zu
ermitteln und gegebenenfalls eine Meldung darüber an die Steuereinheit zu
senden, dass die Hochauftriebsklappen zu Beginn der Startphase in
eine erste Position gebracht werden, in der sie ausgefahren sind, und
dass die Steuereinheit so ausgebildet ist, dass sie, zumindest wenn
die erste Vorrichtung das tatsächliche Abheben
signalisiert, einen Steuerbefehl erzeugt, der es erlaubt, die Hochauftriebsklappen
in eine zweite Position zu bringen, in der sie im Vergleich zur
ersten Position eingefahren sind.
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Dank
der Erfindung gilt für
die Startphase also Folgendes:
- – Solange
das Flugzeug auf dem Boden rollt, sind die Hochauftriebsklappen
(Nasenklappen und/oder Landeklappen) ausgefahren, so dass der Auftrieb
des Flugzeugs erhöht
wird, was eine Verringerung der Abhebgeschwindigkeit zur Folge hat
und somit eine Verkürzung
der für
den Start nötigen
Länge der
Bahn. Man kann also bei einem bestimmten Flugzeugtyp, namentlich
bei einem Passagierflugzeug, das mit dem erfindungsgemäßen Steuerungssystem
ausgestattet ist, sowohl die Masse erhöhen als auch eine kürzere Startbahn
verwenden im Vergleich zu einem Flugzeug des gleichen Typs, das
nicht mit dem Steuerungssystem ausgerüstet ist. Und:
- – Beim
tatsächlichen
Abheben, das heißt,
wenn die Räder
des Flugzeugs den Boden verlassen, werden die Hochauftriebsklappen
in eine weniger ausgefahrene Position gebracht (das heißt in eine
Position, die weniger Auftrieb bringt), so dass der aerodynamische
Widerstand verringert wird, was es also erlaubt, einen Mindeststeigwinkel
(bei einem Triebswerkausfall) zu erhalten, der einen sicheren Start
erlaubt.
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Darüber hinaus
erfolgt die Steuerung der Hochauftriebsklappen automatisch, ohne
jegliches Einwirken des Flugzeugpiloten, was es diesem erlaubt,
sich ausschließlich
auf die Flugzeugführung
zu konzentrieren, wie es die vorstehend genannte Luftfahrtverordnung
verlangt.
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Des
Weiteren wird man feststellen, dass im Gegensatz zu der im vorstehend
genannten Dokument US-4 042 197 offenbarten Steuerungsvorrichtung
der Steuerbefehl zur erfindungsgemäßen Änderung der Position (oder
der Konfiguration) der Hochauftriebsklappen nicht gegen Ende der
Startphase gegeben wird, sondern sobald das Flugzeug vom Boden abhebt,
so dass der aerodynamische Widerstand sofort verringert wird, um
den Mindeststeigwinkel zu optimieren und somit ein sicherer Start
erfolgt. Die Sicherheit ist nicht gewährleistet, wenn die Positionsänderung
gegen Ende der Startphase erfolgt, wie es die bekannte Steuerungsvorrichtung
vorsieht. Des Werteren ist im Rahmen der vorliegenden Erfindung
die Bedingung des „tatsächlichen Abhebens" die einzige wesentliche
Bedingung (nötige
und ausreichende Bedingung), um den Steuerbefehl zur Positionsänderung
zu geben, während
das vorstehend genannte bekannte Dokument noch die Berücksichtigung
der Flugzeuggeschwindigkeit verlangt.
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Gemäß der Erfindung
kann das Steuerungssystem von einem Flugzeugoperator, beispielsweise
einem Piloten, aktiviert und deaktiviert werden.
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Darüber hinaus
erfasst die erste Vorrichtung vorteilhafterweise die Mitteilung,
dass das Fahrwerk entlastet ist, um den Moment zu bestimmen, in
dem das Flugzeug tatsächlich
abhebt.
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Außerdem weist
das erfindungsgemäße Steuerungssystem
aus Sicherheitsgründen
(Überziehgrenzen)
vorteilhafterweise noch eine erste Sicherheitsvorrichtung auf, die
Folgendes umfasst:
- – Vorrichtungen zur Bestimmung
der effektiven Geschwindigkeit des Flugzeugs;
- – Vorrichtungen
zur Wahl einer ersten Soll-Mindestgeschwindigkeit des Flugzeugs
für die
zweite Position der Hochauftriebsklappen; und
- – Vorrichtungen
zum Vergleich der effektiven Geschwindigkeit mit der ersten Soll- Mindestgeschwindigkeit,
und
die erste Sicherheitsvorrichtung ist mit der Steuereinheit verbunden,
so dass diese einen Steuerbefehl erzeugt, der es erlaubt, die Hochauftriebsklappen
nur dann in die zweite Position zu bringen, wenn die effektive Geschwindigkeit
die erste Soll-Mindestgeschwindigkeit überschreitet.
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Gemäß der Erfindung
kann die zweite (eingefahrene) Position der Hochauftriebsklappen,
namentlich in Abhängigkeit
von den für
die Hochauftriebsklappen verfügbaren
Konfigurationen (oder Positionen) eine der folgenden Positionen
sein:
- – in
einer ersten Ausführungsform
die Position der Hochauftriebsklappen für einen Reiseflug des Flugzeugs;
und
- – in
einer zweiten Ausführungsform
eine Zwischenstellung zwischen der ersten Position und einer dritten Position,
in der die Hochauftriebsklappen noch werter eingefahren sind als
in der zweiten Position.
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In
dieser zweiten Ausführungsform
weist das erfindungsgemäße Steuerungssystem
vortelhafterweise noch eine zweite Vorrichtung auf, die dazu dient,
den Beginn des Einfahrens von mindestens einem Fahrwerk des Flugzeugs
zu ermitteln und gegebenenfalls eine Meldung darüber an die Steuereinheit zu
senden, und die Steuereinheit ist so ausgebildet, dass sie einen
Steuerbefehl erzeugt, der es erlaubt, die Hochauftriebsklappen von
der zweiten Position in die dritte Position zu bringen, zumindest
wenn die zweite Vorrichtung den Beginn des Einfahrens des Fahrwerks
signalisiert.
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Des
Weiteren weist das Steuerungssystem in dieser zweiten Ausführungsform
aus Sicherheitsgründen
oder einfach zur Steuerung vorteilhafterweise noch eine zweite Sicherheitsvorrichtung
auf, die Folgendes umfasst:
- – Vorrichtungen,
um die effektive Geschwindigkeit des Flugzeugs zu ermitteln;
- – Vorrichtungen,
um für
die dritte Position der Hochauftriebsklappen eine zweite Soll-Mindestgeschwindigkeit
des Flugzeugs zu wählen;
und
- – Vorrichtungen,
um die effektive Geschwindigkeit mit der zweiten Soll-Mindestgeschwindigkeit
abzugleichen,
und die zweite Sicherheitsvorrichtung ist
mit der Steuereinheit verbunden, so dass diese einen Steuerbefehl erzeugt,
der es erlaubt, die Hochauftriebsklappen nur dann in die dritte
Position zu bringen, wenn die effektive Geschwindigkeit die zweite
Soll-Mindestgeschwindigkeit überschreitet.
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Darüber hinaus
weist das Steuerungssystem vorteilhafterweise noch eine dritte Vorrichtung
auf, die dazu dient festzustellen, ob ein ausreichender Hydraulikstrom
vorhanden ist, um die Hochauftriebsklappen von der zweiten Position
in die dritte Position zu bringen, und die Steuereinheit erzeugt
nur dann dann Steuerbefehl, um die Hochauftriebsklappen von der
zweiten Position in die dritte Position zu bringen, wenn ein ausreichender
Hydraulikstrom verfügbar
ist.
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Außerdem kann
das erfindungsgemäße Steuerungssystem
vorteilhafterweise noch eine Vorrichtung aufweisen, mit der überprüft wird,
ob die zweite Position die am weitesten eingefahrene Position ist
(oder nicht), das heißt,
mit der überprüft wird,
ob die Hochauftriebsklappen in eine dritte Position gebracht werden können.
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Aus
den Figuren der Zeichnungen im Anhang ist ersichtlich, wie die Erfindung
ausgeführt
sein kann. Ähnliche
Elemente sind in diesen Figuren mit gleichen Bezugszeichen beschriftet.
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1 zeigt
ein Passagierflugzeug, auf das ein erfindungsgemäßes Steuerungssystem Anwendung findet.
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Die 2 und 3 veranschaulichen
schematisch erfindungsgemäße Steuerungssysteme
in zwei verschiedenen Ausführungsformen.
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4 ist
eine Grundzeichnung, die die erfindungsgemäße Position der Hochauftriebsklappen
je nach den verschiedenen aufeinander folgenden Etappen einer Startphase
veranschaulicht.
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Das
erfindungsgemäße und in
zwei unterschiedlichen Ausführungsformen 1A und 1B in
den 2 beziehungsweise 3 dargestellte
Steuerungssystem findet auf ein Flugzeug 2 Anwendung, insbesondere
auf ein Passagierflugzeug, wie es in 1 dargestellt
ist.
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Dieses
Passagierflugzeug 2 weist einen Rumpf 3 auf, auf
dem unter anderem zwei Flügel 4 angefügt sind,
die das Haupttragwerk bilden, ein hinteres Höhenleitwerk, das von zwei Höhenflossen 5 gebildet
wird und eine Seitenflosse 6. Jede der Höhenflossen 5 ist
mit einem Höhenruder 7 versehen,
und die Seitenflosse 6 ist mit einem Seitenruder 8 versehen.
Des Weiteren trägt
jeder der Flügel 4 namentlich
in herkömmlicher
Weise Querruder 9, Spoiler 10 und zwei Antriebsmotoren 11. Zur
Verbesserung der Leistung des Flugzeugs 2 beim Start ist
jeder der Flügel 4 außerdem mit
herkömmlichen
Hochauftriebsklappen versehen, nämlich
Nasenklappen 12 am Flügel 4 und
Landeklappen 13, die sich in unterschiedliche, nachstehend
genauer beschriebene Positionen oder Konfigurationen bringen lassen,
Hochauftriebsklappen, die es erlauben, den Auftrieb des Flugzeugs 2 zu
erhöhen.
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Zum
Beispiel ist bei einem Flugzeug des Typs AIRBUS A340 jeder Flügel mit
sieben Nasenklappen 12 und zwei Landeklappen 13 ausgestattet.
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Das
erfindungsgemäße Steuerungssystem 1A, 18 dient
der automatischen Steuerung der Hochauftriebsklappen 12 und 13 in
der Startphase des Flugzeugs 2.
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Zu
diesem Zweck weist dieses Steuerungssystem 1A, 1B Folgendes
auf:
- – herkömmliche
und steuerbare Betätigungsvorrichtungen 15 zum
Verstellen der Hochauftriebsklappen 12 und 13,
um sie in eine der verschiedenen möglichen Positionen oder Konfigurationen
zu bringen; und
- – eine
Steuereinheit 16A, 16B, die automatisch Steuerbefehle
erzeugen kann, um die Betätigungsvorrichtungen 15 anzusteuern.
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Gemäß der Erfindung
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- – weist
das Steuerungssystem 1A, 1B außerdem eine nachstehend genauer
beschriebene Vorrichtung 17 auf, die mit einer Verbindung 18 an
die Steuereinheit 16A, 16B angeschlossen ist,
und die dazu dient, das „tatsächliche
Abheben" des Flugzeugs 2 zu
ermitteln; und
- – ist
die Steuereinheit 16A, 16B so ausgebildet, dass
sie, zumindest dann, wenn die Vorrichtung 17 ihr das tatsächliche
Abheben des Flugzeugs 2 signalisiert, einen Steuerbefehl
erzeugt, der es erlaubt, die Hochauftriebsklappen 12 und 13 von
einer ersten ausgefahrenen Position zu Beginn der Startphase in
eine zweite Position zu bringen, in der sie im Vergleich zu dieser
ersten Position eingefahren sind.
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Im
Rahmen der vorliegenden Erfindung versteht man unter dem „tatsächlichen
Abheben" des Flugzeugs 2 den
Moment, in dem die letzten Räder
des Fahrwerks des Flugzeugs 2 tatsächlich den Boden der Startbahn
verlassen. Um diesen Moment genau ermitteln zu können, ist die Vorrichtung 17 vorzugsweise
so ausgebildet, dass sie den Moment ermittelt, in dem das Fahrwerk
entlastet wird. Selbstverständlich
kann man jedoch ebenso in Betracht ziehen, dass diese Vorrichtung 17 einen
oder mehrere andere Parameter überwacht,
um das tatsächliche
Abheben zu ermitteln.
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Dank
der Erfindung gilt also in der Startphase Folgendes:
- – Solange
das Flugzeug 2 auf dem Boden S rollt, sind die Hochauftriebsklappen 12 und 13 ausgefahren, so
dass der Auftrieb des Flugzeugs erhöht wird, was bekanntermaßen eine
Verringerung der Abhebgeschwindigkeit zur Folge hat und somit eine
Verkürzung
der für
das Abheben nötigen
Länge der
Startbahn. Dies bedeutet, dass bei einem bestimmten Flugzeugtyp 2,
namentlich bei einem Passagierflugzeug, das mit dem erfindungsgemäßen Steuerungssystem 1A, 1B ausgestattet
ist, sowohl die Masse erhöht
werden kann als auch eine kürzere
Startbahn verwendet werden kann im Vergleich zu einem Flugzeug des
gleichen Typs, das nicht mit einem solchen Steuerungssystem ausgerüstet ist.
Und:
- – Beim
tatsächlichen
Abheben, das heißt,
wenn die Räder
des Flugzeugs 2 den Boden verlassen, werden die Hochauftriebsklappen 12 und 13 in
eine weniger ausgefahrene Position gebracht (das heißt in eine
Position, die weniger Auftrieb bringt), so dass der aerodynamische
Widerstand verringert wird, was es bekanntermaßen erlaubt, einen Mindeststeigwinkel
(bei einem Triebswerkausfall) zu erhalten, der einen sicheren Start
erlaubt.
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Wie
man in 2 sehen kann, weist das Steuerungssystem 1A außerdem Folgendes
auf:
- – eine
herkömmliche
Vorrichtung 19, die es dem Piloten oder einem anderen Operator
des Flugzeugs 2 erlaubt, das Steuerungssystem 1A,
namentlich vor dem Start, manuell zu aktivieren oder zu deaktivieren;
und
- – eine
Sicherheitsvorrichtung 20, die Folgendes umfasst:
- • herkömmliche
Vorrichtungen 21, um die effektive Geschwindigkeit des
Flugzeugs 2 zu ermitteln;
- • herkömmliche
Vorrichtungen 22, um eine erste Soll-Mindestgeschwindigkeit
des Flugzeugs 2 für
die zweite Position der Hochauftriebsklappen 12 und 13 zu
wählen;
und
- • Vorrichtungen,
um die effektive Geschwindigkeit mit der ersten Soll-Mindestgeschwindigkeit
abzugleichen, wobei diese zuletzt genannten Vorrichtungen beispielsweise
Folgendes umfassen:
- – einen
Rechner 23, der mit Hilfe der Verbindungen 24 und 25 mit
der Vorrichtung 21 beziehungsweise 22 verbunden
ist, um die Differenz zwischen der effektiven Geschwindigkeit und
der ersten Soll-Mindestgeschwindigkeit zu berechnen; und
- – eine
Vergleichsvorrichtung 26, die mit Hilfe einer Verbindung 27 mit
dem Rechner 23 verbunden ist, um diese Differenz mit dem
Nullwert abzugleichen.
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Die
Steuereinheit 16A weist ein herkömmliches Logikgatter ET (Gatter 28)
auf, das mit Hilfe der Verbindungen 18, 29 und 30 mit
den entsprechenden Vorrichtungen 17, 19 und 26 verbunden
ist.
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Die
Steuereinheit 16A richtet also, wie mit einer Verbindung 31 veranschaulicht,
einen Steuerbefehl an die Betätigungsvorrichtungen 15,
wenn die von den Vorrichtungen 17, 19 und 26 stammenden
Informationen Anlass zum Senden eines solchen Steuerbefehls geben,
das heißt:
- a) wenn das tatsächliche Abheben erfolgt (Vorrichtung 17);
und außerdem
- b) wenn das System 1A aktiviert ist (Vorrichtung 19);
und
- c) wenn das Flugzeug 2 mit einer (effektiven) Geschwindigkeit
fliegt, die größer ist
als die erste Soll-Mindestgeschwindigkeit (Vorrichtung 26).
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Die
vorstehend genannte Bedingung a) ist selbstverständlich unerlässlich für die Ausführung der
vorliegenden Erfindung, während
die Bedingungen b) und c) Weiterentwicklungen des Steuerungssystems 1A darstellen.
Insbesondere stellt die Bedingung c) eine Sicherheitsmaßnahme dar
(Überziehgrenzen).
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Auch
wenn es für
die Ausführung
der vorliegenden Erfindung ausreicht, dass in der zweiten Position die
Hochauftriebsklappen 12 und 13 einfach werter
eingefahren (oder weniger ausgefahren) sind als in der ersten Position:
- – ist
die erste Position diejenige, in der die Klappen bis zum Maximum
ausgefahren sind, um den größtmöglichen
Auftrieb zu erhalten; und
- – ist
die zweite Position die gewöhnliche
Position der Hochauftriebsklappen 12 und 13 in
der Flugphase, die der Startphase folgt. Eine solche Implementierung
kann mit der Ausführungsform 1A aus 2 realisiert
werden.
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Die
zweite Position kann jedoch auch eine Zwischenstellung zwischen
der ersten Position und einer dritten Position sein, in der die
Hochauftriebsklappen 12 und 13 noch weiter eingefahren
sind als in der zweiten Position, wobei die dritte Position in diesem
Fall der vorstehend genannten gewöhnlichen Position der Flughase
entsprechen kann, die der Startphase folgt.
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Die
in 3 dargestellte Ausführungsform 1B des
Steuerungssystems erlaubt eine solche Implementierung (mit einer
dritten Position).
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Zu
diesem Zweck beinhaltet die Ausführungsform 1B,
wie man in 3 sehen kann, zusätzlich zu
den vorstehend genannten Elementen der Ausführungsform 1A, die
so ausgelegt ist, dass sie mit Hilfe der Verbindung 31 die
Vorrichtungen 15 zur Umschaltung von der ersten Position
in die zweite Position ansteuern kann, namentlich eine Vorrichtung 33 herkömmlichen
Typs, um den Beginn des Einfahrens von mindestens einem Fahrwerk 50, 51 des
Flugzeugs 2 zu ermitteln und gegebenenfalls mit Hilfe einer
Verbindung 34 eine Meldung darüber an die Steuereinheit 16B zu
senden, und die Steuereinheit 16B ist so ausgestaltet,
dass sie einen Steuerbefehl erzeugt, der es erlaubt, die Hochauftriebsklappen 12 und 13 von
der zweiten Position in die dritte Position zu bringen, zumindest
wenn die Vorrichtung 33 den Beginn des Einfahrens des Fahrwerks 50, 51 signalisiert.
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Das
Steuerungssystem 1B weist außerdem eine Sicherheitsvorrichtung 35 auf,
die Folgendes umfasst:
- – herkömmliche Vorrichtungen 36,
um die effektive Geschwindigkeit des Flugzeugs 2 zu ermitteln.
Die Vorrichtungen 36 können
den vorstehend genannten Vorrichtungen 21 entsprechen;
- – herkömmliche
Vorrichtungen 37, um eine zweite Soll-Mindestgeschwindigkeit
des Flugzeugs 2 für
die dritte Position der Hochauftriebsklappen 12 und 93 zu
wählen;
und
- – Vorrichtungen,
um die effektive Geschwindigkeit mit der zweiten Soll-Mindestgeschwindigkeit
abzugleichen, wobei die zuletzt genannten Vorrichtungen beispielsweise
Folgendes umfassen:
- • einen
Rechner 38, der mit Hilfe der Verbindungen 39 und 4D mit
der Vorrichtung 36 beziehungsweise 37 verbunden
ist, um die Differenz zwischen der effektiven Geschwindigkeit und
der zweiten Soll-Mindestgeschwindigkeit zu berechnen; und
- • eine
Vergleichsvorrichtung 41, die mit Hilfe einer Verbindung 42 mit
dem Rechner 38 verbunden ist, um diese Differenz mit dem
Nullwert abzugleichen.
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Wie
man nachstehend sehen wird, ist die Sicherheitsvorrichtung 35 mit
der Steuereinheit 16B verbunden, so dass diese einen Steuerbefehl
erzeugt, der es erlaubt, die Hochauftriebsklappen 12 und 13 nur
dann von der zweiten Position in die dritte Position zu bringen,
wenn die effektive Geschwindigkeit des Flugzeugs 2 die
zweite Soll-Mindestgeschwindigkeit überschreitet.
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Das
Steuerungssystem 1B weist außerdem eine Vorrichtung 43 auf,
die dazu dient festzustellen, ob ein ausreichender Hydraulikstrom
vorhanden ist, um die Hochauftriebsklappen 12 und 13 von
der zweiten Position in die dritte Position einzufahren. Wenn dies
nicht der Fall ist, kann selbstverständlich kein Steuerbefehl für eine Positionsänderung
gesendet und ausgeführt
werden.
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Selbstverständlich ist
diese Vorrichtung 43 nur dann notwendig, wenn nicht ständig ein
ausreichender Hydraulikstrom verfügbar ist, insbesondere wenn
diese hydraulische Energie auch zum Einfahren der Fahrwerke verwendet
wird. In diesem zuletzt genannten Fall kann die Vorrichtung 43 so
ausgestaltet sein, dass sie ermittelt, wann die Fahrwerke keine
hydraulische Energie mehr verbrauchen.
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Das
Steuerungssystem 1B weist außerdem eine Vorrichtung 44 auf,
die dazu dient festzustellen, ob es möglich ist, die Hochauftriebsklappen 12 und 13 in
eine dritte Position zu bringen, das heißt eine Vorrichtung, die sicherstellt,
dass die zweite Position nicht die am weitesten eingefahrene Position
ist.
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Die
Steuereinheit 16B weist ein herkömmliches Logikgatter ET (Gatter 45)
auf, das mit Hilfe der Verbindungen 34, 46, 47 und 48 mit
den entsprechenden Vorrichtungen 33, 41, 43 und 44 verbunden
ist sowie mit Hilfe der Verbindung 31 mit dem Gatter 28.
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Die
Steuereinheit 16B richtet also, wie mit einer Verbindung 49 veranschaulicht,
einen Steuerbefehl an die Betätigungsvorrichtungen 15,
um die Hochauftriebsklappen 12 und 13 von der
zweiten Position in die dritte Position zu bringen, wenn die von
den Vorrichtungen 28, 33, 41, 43 und 44 stammenden
Informationen Anlass zum Senden eines solchen Steuerbefehls geben,
das heißt
wenn;
- a) sich die Hochauftriebsklappen 12 und 13 in
der zweiten Position (Gatter 28) befinden;
- b) die Fahrwerke im Begriff sind einzufahren (Vorrichtung 33);
- c) das Flugzeug 2 mit einer Geschwindigkeit fliegt,
die die zweite Soll-Mindestgeschwindigkeit überschreitet (Vorrichtung 41);
- d) ein ausreichender Hydraulikstrom zur Ausführung einer Positionsänderung
verfügbar
ist (Vorrichtung 43); und
- e) es möglich
ist, die Hochauftriebsklappen 12 und 13 in eine
dritte Position zu bringen (Vorrichtung 44).
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Außerdem kann
das Steuerungssystem, wenn die Fahrwerke und die Hochauftriebsklappen
alle über eine
individuelle und getrennte Energiequelle verfügen, in einer besonderen Ausführungsform
der Erfindung so ausgeführt
sein, dass der Übergang
von der zweiten in die dritte Position erfolgt, sobald die vorgeschriebene
Geschwindigkeit (entsprechend der Sicherheitsvorrichtung 35) überprüft worden
ist, wobei die Vorrichtungen 33 und 43 nicht zum
Einsatz kommen.
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Man
wird feststellen, dass die Informationen über die erste, die zweite und
die dritte Position der Hochauftriebsklappen manuell vom Piloten
in einen Rechner eingegeben werden können, wie dies bereits für Informationen
der Fall ist, die die Entscheidungsgeschwindigkeiten betreffen.
Sie können
auch gespeichert werden, da sich das Flugzeug oft in den gleichen
Startsituationen befindet: Der Pilot muss dann nur das System aktivieren.
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In 4 sind
die Positionen oder Konfigurationen C1 bis C3 der Nasenklappen 12 und
der Landeklappen 13 dargestellt, je nach den verschiedenen
Etappen E2 bis E5 der Startphase zwischen dem Stopp E1 und der Flugphase
E6, die der Startphase folgt, also die Positionen oder Konfigurationen,
die man dank dem in 3 dargestellten Steuerungssystem 1B erhält.
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Genauer
gesagt umfassen diese Etappen E1 bis E6:
- – den Stopp
E1, für
den die Geschwindigkeit des Flugzeugs 2 null beträgt und während dem
der Pilot das Steuerungssystem 1B aktiviert und die erste
Position (Konfiguration C1) wählt,
in der die Hochauftriebsklappen 12 und 13 ausgefahren
sind;
- – eine
Etappe E2, in der das Flugzeug 2 über den Boden S rollt, wobei
sich dessen Geschwindigkeit schrittweise erhöht;
- – eine
Etappe E3, in der die Geschwindigkeit groß genug ist für Drehbewegungen
des Flugzeugs 2;
- – das
tatsächliche
Abheben E4 des Flugzeugs 2. Die Fahrwerke 50 und 51 sind
vollständig
entlastet (Anzeige Fahrwerk entlastet), wobei das Hauptfahrwerk 50 den
Boden S verlässt.
In diesem Moment richtet das Steuerungssystem 1B (Logikgatter 28)
einen Steuerbefehl an die Vorrichtungen 15, damit diese
die Hochauftriebsklappen 12 und 13 in die zweite
Position (Konfiguration C2) bringen. Diese Positionsänderung
dauert eine bestimmte Zeit ΔC1;
- – eine
Etappe E5, die dem Beginn des Einfahrens der Fahrwerke 50 und 51 entspricht.
In diesem Moment richtet das Steuerungssystem 1B (Logikgatter 45)
einen Steuerbefehl an die Vorrichtungen 15, damit diese die
Hochauftriebsklappen 12 und 13 in die dritte Position
(Konfiguration C3) bringen. Diese Positionsänderung dauert eine bestimmte
Zeit ΔC2;
und
- – eine
Etappe E6 am Ende der Startphase, in der die Fahrwerke vollständig eingefahren
sind.
-
Zum
Beispiel kann bei einem Flugzeug
2, bei dem sich die Positionen
der Nasenklappen
12 und Landeklappen
13 bekanntermaßen schrittweise ändern, von
einem Wert 0, der dem vollständig
eingefahrenen Zustand der Klappen entspricht, bis zu den Werten
23 und 32, die dem vollständig
ausgefahrenen Zustand der Nasenklappen
12 beziehungsweise
Landeklappen
13 entsprechen, so dass sie mehrere bekannte
Konfigurationen definieren, genannt „0", „1
+ F", „2", „3" und "Full", so dass:
die erste
Position (C1) beispielsweise der Konfiguration "3" entsprechen,
die zweite Position (C2) der Konfiguration "2" und
die dritte Position (C3) der Konfiguration "1 + F".