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Technischer
Bereich
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Die
Erfindung bezieht sich auf ein Propellerflugzeug, insbesondere auf
ein Propellerflugzeug mit einem Zugpropellersystem, wobei « Zug » bedeutet, dass
vor dem Triebwerk ein Propeller montiert ist, der das Flugzeug nach
vorne zieht, im Gegensatz zu einem System, bei dem der Propeller
hinter dem Triebwerk ist und das Flugzeug nach vorne schiebt.
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Stand der
Technik
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Eins
der Merkmale der Propeller liegt darin, dass sie bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten
eine größere Vorschubkraft
erbringen als Düsentriebwerke,
ihre Leistung und ihre Vorschubkraft allerdings rasch abnehmen,
wenn die Fluggeschwindigkeit zunimmt. Folglich beschleunigen Propellerflugzeuge bei
geringer Geschwindigkeit schneller, ihre Höchstgeschwindigkeit liegt allerdings
unter der eines Düsenflugzeugs
mit ähnlicher
Leistung. Durch diese schnelle Beschleunigung bei geringer Geschwindigkeit
erreicht ein Propellerflugzeug beim Starten seine Mindestfluggeschwindigkeit
auf relativ kurzer Distanz, so dass es auf kurzen Startbahnen eingesetzt werden
kann.
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Bei
geringer Geschwindigkeit kann durch die höhere Leistung der Propeller
(im Vergleich zu Düsentriebwerken)
bei einem bestimmten Manöver
in Bezug auf ein Düsentriebwerk
auch der Treibstoffverbrauch reduziert werden. Folglich ist es günstiger
ein Propellerflugzeug zu verwenden, wenn keine hohe Geschwindigkeit
erreicht werden muss.
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Wenn
hohe Geschwindigkeiten erreicht werden müssen und längere Landungswege möglich sind
(z. B. für
den Passagierverkehr und für
Militärflugzeuge),
werden eher Düsenflugzeuge
eingesetzt. Die für
Flugstunden von Flugschülern
zum Einsatz kommenden Flugzeuge sind in der Regel relativ langsame
Flugzeuge, die den Flugschülern,
die das Umfeld in der Luft noch nicht besonders gut kennen, die nötige Zeit
lassen, die Techniken zur Kontrolle der Maschinen auf sichere Weise
zu üben.
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Dies
erklärt
das Vorherrschen von langsamen Propellerflugzeugen als Übungsflugzeuge.
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Allerdings
ist es mit dem Aufkommen von schneller fliegenden Flugzeugen vorteilhaft
geworden, den Flugschülern
so schnell wie möglich
das Fliegen bei hohen Geschwindigkeiten beizubringen, um die Ausbildungskosten
zu reduzieren. Bis heute war es erforderlich, dass die Flugschüler zunächst mit Übungsflugzeugen,
die hohe Geschwindigkeiten erreichen können, Erfahrungen sammeln,
bevor sie normale Flugzeuge steuern. Das Trainieren bei hoher Geschwindigkeit
erfolgt üblicherweise
mit einem anderen Flugzeugtyp, der in der Regel von einem Düsentriebwerk
angetrieben wird, dessen Betriebskosten hoch sind.
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Mit
einem antriebsstarken Übungsflugzeug mit
Propeller können
von nun an Geschwindigkeiten erreicht werden, durch die die Übungsstunden
der Realität
näher kommen,
allerdings treten dabei Probleme hinsichtlich dem sicheren Steuern
des Flugzeuges auf, wenn ein Propellerflugzeug bei geringer Geschwindigkeit
mit hoher Leistung angetrieben wird. Auch wenn diese Steuerprobleme
behoben werden können,
womit das Fliegen für
unerfahrene Piloten bei geringer Geschwindigkeit sicher wird, ist es
von Vorteil, in ein und demselben Flugzeug die Flugleistung bei
hohen Geschwindigkeiten sowie Leistungsgewinn und Kosteneinsparung
durch die Anwendung eines Propellers bei geringer Geschwindigkeit
zu kombinieren.
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Die
Erfindung dieser Patentanmeldung ermöglicht bei hohen und niedrigen
Geschwindigkeiten das sichere Steuern eines Flugzeugs mit einem Hochleistungstriebwerk,
das einen Propeller antreibt.
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Im
Folgenden werden die Probleme in Verbindung mit dem Einsatz eines
von einem Hochleistungstriebwerk angetriebenen Propellers bei niedriger
Geschwindigkeit erörtert.
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Ein
sich drehender Propeller 10 erzeugt eine Vorschubkraft,
indem, wie in 1 gezeigt, eine Luftmasse nach
hinten beschleunigt wird. Je höher
die Leistung des Triebwerks ist, desto größer sind Masse, Geschwindigkeit
und Energie dieses Luftflusses. Dieser Luftfluss hinter dem Propeller 10 wird üblicherweise
als Nachlaufströmung 11 des
Propellers bezeichnet. Die Nachlaufströmung verläuft nicht hundertprozentig
parallel zur Propellerwelle nach hinten, sondern dreht sich in der
Drehrichtung des Propellers 10 um die Längsachse des Flugzeugs, was
zu einer schraubenförmigen
Strömung 11 führt. Bei
herkömmlichen
Flugzeugen sind ein Seitenleitwerk 15 und ein Seitenruder 14 in
kombinierter Weise auf den oberen hinteren Teil des Rumpfes montiert.
Zweck dieser Teile ist es, damit eine stabile Richtung zu erlangen (entsprechend
einem Leitwerk eines Pfeils). Wenn der Luftstrom auf dieser Fläche direkt
nach hinten verläuft,
funktioniert die Stabilisierungsfläche richtig und das Flugzeug 13 fliegt
gerade. Wenn der Strom jedoch nicht direkt rückwärtig ist, erzeugt die senkrechte
Fläche
(die sich hinter dem Schwerpunkt des Flugzeuges 13 befindet)
eine seitliche Kraftwirkung und bringt das Flugzeug 13 zum
Gieren (Drehen um die Hochachse). Dieser Bewegung muss der Pilot durch
Bewegen des Seitenruders entgegenwirken. Bei einem Flugzeug mit
geringer Antriebsleistung ist dieser Giereffekt gering und kann
leicht kontrolliert werden. Mit zunehmender Antriebsleistung wird
allerdings auch der Giereffekt stärker, in hohen Leistungsbereichen
kann er sogar den Kontrolleinfluss des Seitenruders 14 übersteigen,
wodurch der Pilot die Kontrolle seines Flugzeugs 13 verliert.
Dieser Effekt wurde oft anhand der antriebsstarken Kampfflugzeuge des
Zweiten Weltkriegs deutlich, mit denen unerfahrene Piloten nicht
selten beim Starten von der Startbahn abdrifteten. Die Standardmethode
bei solchen Flugzeugen liegt darin, nur langsam Gas zu geben und
die volle Antriebsleistung erst dann zu erreichen, wenn eine sichere
Geschwindigkeit und ein sicheres Flugverhalten gegeben sind.
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Eine
weitere unerwünschte
Bewegung wird vom sekundären
Giereffekt, dem so genannten Rollen, verursacht. Ein herkömmliches
zertifiziertes Flugzeug rollt in der gleichen Richtung als der Giereffekt,
wobei das Rollen mit zunehmender Stärke des Giereffekts schneller
wird. Beim Starten wird das Flugzeug beim Rollen auf der Startbahn
dazu tendieren, auf eine Seite zu ziehen, was vom Pilot verlangt, das
Seitenruder 14 zu betätigen,
um einen geraden Fahrweg beizubehalten. Diese Tendenz zum Abdriften
wird durch die Reibung der Räder
am Boden verringert. Bei der Flugzeugrotation zum Abheben wird die
von den Rädern
gewährleistete Richtungsstabilität aufgehoben
und das Flugzeug 13 unterliegt einem stärkeren Giereffekt, während gleichzeitig
als Reaktion auf das seitliche Abdriften (Giereffekt) ein Rollen auftritt.
Bei reduzierter Fluggeschwindigkeit führen die Manöver, die
eine volle Leistung verlangen, wie z. B. das Ausgleichen eines Absackens,
zu Gier- und Rollmomenten des Flugzeugs 13 als Reaktion
auf die Antriebsleistungssteigerung, während man eigentlich nur eine
lineare Beschleunigung bräuchte.
Je höher der
Antriebsleistungsbereich, desto stärker tendiert das Flugzeug 13 zum
Gieren und Rollen und desto schwieriger ist es für den Piloten, die Maschine
in annehmbarer Weise unter Kontrolle zu halten.
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Der
Propeller wird von einem Triebwerk des Flugzeugs angetrieben. Zwischen
dem Propeller und der Flugzeugzelle, in die das Triebwerk montiert
ist, kommt es zu einer Reaktion, durch welche die Flugzeugzelle
versucht, sich in Bezug auf die Drehrichtung des Propellers in entgegen
gesetzter Richtung zu drehen. Der aerodynamische Drehwiderstand
des Propellers nimmt mit der vom Triebwerk entwickelten Antriebsleistung
zu. Folglich nimmt auch die vom Propeller entwickelte Vorschubkraft
zu, wodurch die Tendenz zum Rollen des Flugzeuges erhöht wird. Wie
bereits vorausgehend erwähnt,
wirken auf dem Boden die Räder
dieser Rolltendenz entgegen, allerdings wird dabei auf eines der
Haupträder
ein größerer Druck
ausgeübt
als auf das andere. Das Rad, auf dem der größere Druck ausgeübt wird,
weist einen höheren
Rollwiderstand auf. Der daraus entstehende Widerstand bewirkt ein
Drehen des Flugzeugs, was vom Piloten korrigiert werden muss. Beim
Abheben des Flugzeugs verschwindet der von den Rädern bewirkte Rollwiderstand,
so dass das Flugzeug dem Rollen nachgeben kann; gleichzeitig verschwindet auch
der vom stärker
belasteten Rad verursachte Widerstand, so dass der Pilot nunmehr
das Ausgleichen des Giereftekts stoppen und gleichzeitig die Querruder
bewegen muss, um der Rolltendenz entgegenzuwirken.
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Zertifizierungsvorschriften
und das Erreichen benutzerfreundlicher Merkmale verlangen unter
gegebenen Bedingungen eine besondere Reaktion des Flugzeugs. Zwei
Anforderungen, die durch einen starken Antrieb negativ beeinflusst
werden können, sind
die Seitenstabilität
und der vom Seitenruder ausgeübte
Kontrolleinfluss. Die Seitenstabilität verlangt, wie weiter oben
aufgeführt,
dass wenn ein Flugzeug einem Giereffekt nach rechts unterliegt,
auch der Rolleffekt nach rechts sein sollte und dementsprechend ein
linker Giereffekt einen Rolleffekt nach links verursacht. Die Richtungsstabilität erfordert,
dass wenn ein Flugzeug zum geraden Fliegen korrigiert (d. h. ohne
Giereffekt) und das Seitenruder 14 betätigt (das Flugzeug 13 kommt
zum Gieren) und dann wieder losgelassen wird, sich der Giereffekt
des Flugzeugs verringert und das Flugzeug wieder in die korrigierte Lage
zurückkehrt.
- a) Seitenstabilität: Sie beruht auf der Formgebung einer
Tragfläche
(die normalerweise eine V-Stellung oder einen Pfeil umfasst). Wenn
ein Flugzeug giert (seitlich vom Kurs abweicht), hat die Tragfläche, in
deren Richtung das Flugzeug abweicht, mehr Auftrieb und bringt das
Flugzeug somit in die richtige Richtung zum Rollen. Bei geringem
bzw. mäßigem Antrieb
wird der Luftstrom über
der Tragfläche
nicht stark durch die Vorschubkraft/Nachlaufströmung geändert, so dass der Seitenabgleich
wirksam bleibt. Bei einem starken Antrieb können zwei Effekte einen negativen Einfluss
haben. Erstens wirkt die weiter oben erwähnte Reaktion zwischen Propeller
und Flugzeugzelle dem die Tragfläche
ausgleichenden Rolleffekt entgegen. Und zweitens ist aufgrund der
höheren
Geschwindigkeit des Luftstroms hinter dem Propeller mehr Auftrieb über der
Innenseite der Tragfläche
vorhanden, was insbesondere wenn die Landeklappen ausgefahren sind,
das Schieberollmoment aufhebt. Die Kombination dieser beiden Effekte
bedeutet, dass bei starkem Antrieb und niedriger Geschwindigkeit
die erforderliche Seitenstabilität
mit einer normalen Formgebung schwer zu erreichen ist, und in sehr
hohen Leistungsbereichen es ohne ausgefeilte künstliche Stabilisierungssysteme
vielleicht gar nicht möglich
ist.
- b) Kontrollwirkung durch Seitenruder: Einfache mechanische Kontrollen – wie sie
in Leichtflugzeugen und langsamen Flugzeugen anzutreffen sind – werden
vom Piloten durch Betätigen
des Steuerknüppels
bewegt; sie werden aber auch durch den Luftstrom beeinflusst und
bewegt, der über
sie herströmt.
Die neutrale oder Nullstellung der Steuerfläche wird durch die Position
ihrer jeweiligen Ausgleichklappe oder Feder und die Richtung des
Luftstroms darauf vorgegeben. Das Seitenruder 14, das direkt
in der Nachlaufströmung 11 montiert
ist, wird durch den spiralförmigen
Strom beeinflusst und hat von sich aus die Tendenz, sich nach diesem
diagonalen Strom über
den hinteren Rumpf auszurichten. Das Seitenruder 14 führt nur
dann zu einer wirksamen Steuerung, wenn es von dieser Neutralstellung wegbewegt
wird. Ein Flugzeug 13 mit einem in Uhrzeigerrichtung drehenden
Propeller 10 (von hinten aus gesehen) wird nach links gieren,
wenn Gas gegeben wird, was eine Bewegung des Seitenruders 14 nach
rechts erfordert, um auf Kurs zu bleiben. Gleichzeitig wird der
spiralförmige Luftstrom 11 dazu
führen,
dass sich die Neutralstellung des Seitenruders 14 nach
rechts verschiebt. Um die Giertendenz nach links zu korrigieren,
muss das Seitenruder 14 weiter nach rechts verschoben werden.
Mit zunehmender Triebwerksleistung nimmt auch der Giereffekt nach
links zu und erfordert ein stärkeres
Ablenken des Seitenruders 14 nach rechts, um dem Giereffekt
entgegen zu wirken. Die Kraftwirkung des Seitenruders 14 muss
immer größer sein
als das vom Triebwerk verursachte Giermoment, ansonsten verliert
man die Kontrolle des Flugzeugs 13. Da die Kraftwirkung
des Seitenruders durch zahlreiche gegensätzliche Anforderungen hinsichtlich der
allgemeinen Formgebung eines Flugzeugs beeinflusst wird, ist seine
Kontrollwirkung eingeschränkt,
was wiederum die Antriebsleistung einschränkt, die bei reduzierter Geschwindigkeit
auf sichere Weise eingesetzt werden kann.
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Die
vom Seitenleitwerk 15 in der Nachlaufströmung 11 erzeugte
Seitenkraft wird durch das Seitenruder 14 beeinflusst,
damit das Flugzeug 13 gleichmäßig fliegt (ohne Gieren oder
Abdriften). Wenn sich der Nullauftriebswinkel des Flugzeuges (Winkel
zwischen der Längsachse
des Flugzeuges und der relativen Luftstromrichtung) ändert, ändert sich
auch die Bahn der Nachlaufströmung 11 über dem
Rumpf. Der Nullauftriebswinkel ändert
sich ständig,
da Änderungen
der Geschwindigkeit des Flugzeuges, des Gewichts und der Manöver unterschiedliche
Auftriebwerte der Tragfläche
erfordern. Bei wechselndem Nullauftriebswinkel ändert sich auch die Position
des Seitenleitwerks 15 und des Seitenruders 14 in
der Nachlaufströmung 11 und
somit auch die Seitenkraft auf dem Rumpf und das daraus hervorgehende
Gieren des Flugzeuges. Bei niedriger Antriebsleistung ist die maximal
aufkommende Seitenkraft gering, sodass die Variation zwischen maximaler
und minimaler Kraft (und Giereffekt) gering ist. Wenn der Antriebsleistungsbereich
größer wird, nimmt
auch der maximale Giereffekt zu und somit auch die Variation zwischen
Maximum und Minimum. Dies bedeutet, dass bei geringer Geschwindigkeit und
starkem Antrieb eine Änderung
des Nullauftriebswinkels (um die Steigung oder Geschwindigkeit zu
justieren) zu einer starken Kursänderung
führen kann.
Der zur Kursänderung
führende
Giereffekt führt auch
zu einem Rolleffekt. Folglich hat die Änderung einer Achse (Steigung)
zu einer unerwünschten Änderung
in zwei anderen Achsen geführt
(Gieren und Rollen). Dies erschwert die Kontrolle des Flugzeugs.
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Da
ein Propeller bei geringer Geschwindigkeit wirksam ist, führt eine
hohe Antriebsleistung zu starker Schubkraft, was bei einem leichten
Flugzeug zu starker Beschleunigung führt. Die Rolle eines Übungsflugzeuges
besteht darin, unerfahrenen Piloten die Kontrolle aller Aspekte
des Steuerns eines Flugzeuges beizubringen. Beim Fliegen in einer
neuen Umgebung ist es vorteilhaft, wenn sich die Einwirkungen von
außen
nicht schneller ändern
als dass sie der Flugschüler
wahrnehmen und kontrollieren kann. Zum Beispiel sollten nach dem
Starten das Fahrwerk und die Landeklappen eingefahren werden, bevor
die Grenzgeschwindigkeit für
jede Steueretappe überschritten
wird. Aus diesem Grund sollte das Basismodell eines Übungsflugzeuges
nicht zu stark beschleunigen.
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Aufgrund
der vorab zitierten Probleme hinsichtlich der Flugzeugkontrolle
bei geringer Geschwindigkeit und hoher Antriebsleistung wird deutlich,
dass es von Vorteil ist, die maximale Antriebsleistung bei geringer
Geschwindigkeit auf einen kontrollierbaren Bereich einzuschränken. Diese
Antriebsbegrenzung kann vom Piloten auf manuelle Weise erreicht
werden, indem das Vorschieben des Gashebels eingeschränkt wird,
bis auf sichere Art auf eine höhere
Antriebsleistung übergegangen
werden kann; allerdings hat diese Technik den Nachteil, dass der
Pilot ständig
die Antriebsleistung überwachen muss,
während
das Flugzeug beschleunigt, was ihn von anderen wichtigen Aspekten
des Steuerns in einem sich schnell ändernden Umfeld ablenken kann. Dies
könnte
unerfahrene Piloten schnell überfordern und
zu Unfällen
führen.
Ein weiteres Problem besteht darin, dass alle Zertifizierungsanforderungen
mit der maximal erreichbaren Antriebsleistung erfüllt werden müssen und
daher wesentliche Änderungen
oder Kompromisse hinsichtlich der Formgebung der Flugzeugzelle erfordern
würden.
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Das
Patent GB 488,740 bezieht sich auf eine automatische Geschwindigkeitssteuerung,
die das Flugzeug auf einer beliebigen innerhalb seines Geschwindigkeitsbereichs
vorbestimmten Fluggeschwindigkeit hält. Dabei kommen pneumatische
Mittel zum Einsatz, die auf Änderungen
der Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs reagierend die Funktion des
Flugzeugtriebwerks steuern. Die pneumatischen Mittel wirken mit
der Akkordeonpneumatik oder mit einem doppelten Faltenbalg zusammen.
Bei geringen Fluggeschwindigkeiten wird die Geschwindigkeit des
Flugzeugs erhöht
und bei hohen Fluggeschwindigkeiten wird die Geschwindigkeit reduziert.
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Das
deutsche Gebrauchsmuster
DE
93 10 219 U beschreibt Mittel zur automatischen Begrenzung
der Antriebsleistung eines Flugzeugs in bestimmten Situationen.
Dabei wird zur Abgabe eines Signals, das die Reduzierung der Antriebsleistung freigibt,
ein Drucksensor angewendet.
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Bei
manchen Propellerflugzeugen kommt ein spezielles Gerät zur Abgleichsunterstützung (TAD) zum
Einsatz, um diesen auf die Nachlaufströmung zurückzuführenden Effekt bei Reisegeschwindigkeit zu
beheben. Das Seitenruder wird automatisch in einem leichten Winkel
geneigt, um das auf die Nachlaufströmung zurückzuführende Giermoment auszugleichen,
wie es in der europäischen
Patentanmeldung EP 410 162-B1 (am 2. Juli 1990 eingereicht und am
23. September 1992 erteilt) dargestellt und beansprucht wird. Diese
europäische
Patentanmeldung wird derzeit dem Bevollmächtigten der vorliegenden Patentanmeldung
zugeteilt.
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Bei
geringen Fluggeschwindigkeiten und sehr großen Schwankungen der Antriebsleistung kann
die TAD-Wirksamkeit durch ein unzureichendes Kontrollvermögen des
Seitenruders reduziert bzw. aufgehoben werden.
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Ein
anderes Steuersystem zum Steuern eines Seitenruders in einem Propellerflugzeug
wird im US-Patent 5'465'211 beschrieben.
Dieses US-Patent beruht auf der europäischen Patentanmeldung EP 410
162-B1 und schlägt
die Anwendung eines Prozessors vor, der ein zusammengesetztes Abgleichsteuersignal
für das
Seitenruder berechnet.
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Mit
zunehmender mechanischer Antriebsleistung wird der Giereffekt kritisch.
Da die Gierstabilität
ein wichtiger Punkt ist, ist es von Bedeutung, den Giereffekt auch
bei Propellerflugzeugen mit hoher Triebwerksleistung zu steuern.
Dies kann jedoch mit den bislang bekannten TAD-Systemen nicht erreicht werden.
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Zusammenfassung
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Ein
Ziel der Erfindung ist es, ein Propellerflugzeug vorzuschlagen,
das bei beliebiger Geschwindigkeit eine ausgezeichnete Stabilität aufweist.
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Ein
weiteres Ziel der Erfindung ist es, ein Propellerflugzeug vorzuschlagen,
das nur minimale entgegen gesetzte Giereigenschaften aufweist.
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Es
wird ein Programm beschrieben, das asymmetrischen Effekten (direkte
und indirekte Effekte), denen ein Propellerflugzeug ausgesetzt ist, entgegenwirkt.
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Diese
und weitere Ziele der Erfindung werden durch ein Propellerflugzeug
gemäß Anspruch
1 und ein Triebwerksteuersystem gemäß Anspruch 13 erreicht, wobei
ersteres ein Triebwerk umfasst, das die mechanische Antriebsleistung
für den
Drehantrieb eines Propellers des Flugzeugs aufbringt, sowie eine
Triebwerkssteuereinheit zur Steuerung der mechanischen Antriebsleistung
des Triebwerks, ein System zum Messen der Fluggeschwindigkeit und Bereitstellen
von Informationen über
die Fluggeschwindigkeit an eine Triebwerksbegrenzungseinheit. Die
Triebwerksbegrenzungseinheit reduziert automatisch die mechanische
Antriebsleistung bei Fluggeschwindigkeiten unter einem bestimmten
ersten Fluggeschwindigkeitswert.
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Dank
der vorliegenden Erfindung kann die Antriebsleistung entsprechend
der Vorwärtsgeschwindigkeit
des Flugzeugs automatisch programmiert werden, ohne dass der Pilot
die Position des Gashebels ändern
muss. Ziel ist es, dass der Pilot auf der Startbahn bei einer Vorwärtsgeschwindigkeit von
Null den Gashebel in die maximale Stellung stellen kann und das
Triebwerksteuersystem das Triebwerk so steuert, dass nur so viel
Antrieb zugelassen wird, dass eine für Flugstunden von Flugschülern geeignete
Beschleunigung des Flugzeugs erreicht wird und ein einfaches Steuern
durch einen begrenzten Gier- und Rolleffekt ermöglicht. Wenn das Flugzeug beschleunigt,
wird das Triebwerksteuersystem ohne weitere Betätigung des Gashebels stufenweise
eine zunehmende Antriebsleistung zulassen. Bei einer durch die maximale
Antriebsleistung und die Eigenschaften des Flugzeugs vorgegebenen
Geschwindigkeit wird das Triebwerksteuersystem die Triebwerke auf
maximale Antriebsleistung steuern. Das Flugzeug kann dann mit maximal
erreichbarer Geschwindigkeit fliegen, die bei maximaler Leistung
der Triebwerke möglich
ist.
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Das
Triebwerksteuersystem gemäß Anspruch
13 umfasst einen Eingang für
das Cockpit, über
den die mechanische Antriebsleistung der Triebwerke justiert werden
kann, einen Eingang für den
Empfang von Informationen über
die Fluggeschwindigkeit, die von einem System zum Messen der Fluggeschwindigkeit
bereitgestellt werden, Mittel für
das automatische Reduzieren der mechanischen Antriebsleistung bei
Fluggeschwindigkeiten unter einem bestimmten ersten Fluggeschwindigkeitswert gemäß einem
vordefinierten Programm, wobei besagte Mittel an ein Triebwerksteuersystem
angeschlossen sind, das die Antriebsleistung durch Regulierung des
Treibstoffs und/oder Luft-/Treibstoffgemisches für die Triebwerke steuert.
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Ein
erfindungsgemäßes Propellerflugzeug ist
im Bereich seiner Gierachse stabil und weist eine minimale Drehung
um die Gierachse auf, selbst wenn die Antriebsleistung geändert wird
oder sich ändert.
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Ein
weiterer Vorteil eines erfindungsgemäßen Propellerflugzeugs liegt
darin, dass es sicherer ist als ein herkömmliches Propellerflugzeug.
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Vorteil
der vorliegenden Erfindung ist, dass dadurch Propellerflugzeuge
hergestellt werden können,
die sich durch mehr Komfort für
Passagiere, Fluglehrer und Piloten auszeichnen.
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Ein
Vorteil dieses Systems für Übungsflugstunden
liegt darin, dass die Beschleunigungseigenschaften innerhalb des
gesamten Geschwindigkeitsbereichs eher einem Düsenflugzeug entsprechen als die
eines herkömmlichen
Propellerflugzeugs. Bei einem herkömmlichen Propellerflugzeug
mit konstanter maximaler Leistung fällt die Propellerleistung und somit
die Schubkraft schnell in dem Maße ab, in dem die Geschwindigkeit
zunimmt. Mit dem vorgeschlagenen System wird die Reduzierung der
Propellerleistung durch eine erhöhte
Antriebsleistung kompensiert. Folglich ist die Reduzierungsrate
der effektiven Schubkraft bis Erreichen des Punktes, an dem die
maximale Leistung erreicht wird, mit einem Düsenflugzeug zu vergleichen.
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Ein
weiterer Vorteil des hier dargestellten Propellerflugzeugs besteht
darin, dass es ein geringeres Giermoment und eine verbesserte Stabilität beim Landen
aufweist.
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ABBILDUNGEN
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1 schematische
Darstellung eines Propellerflugzeugs. In dieser Figur wird der Giereffekt um
die Gierachse dargestellt.
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2A schematische
Darstellung eines erfindungsgemäßen Propellerflugzeugs.
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2B schematische
Darstellung des Triebwerks, der Triebwerkbegrenzungseinheit und
der Treibstoffprogrammierungseinheit des Propellerflugzeugs 2A.
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3 schematisches
Diagramm, das eine stufenweise Beschleunigung des Flugzeugs in Abhängigkeit
des Fluggeschwindigkeitsprogramms des Flugzeugs gemäß der vorliegenden
Erfindung darstellt.
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4 schematisches
Diagramm, das eine mechanische Antriebsleistung in Abhängigkeit
des Fluggeschwindigkeitsprogramms des Flugzeugs gemäß der vorliegenden
Erfindung darstellt.
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5A schematisches
Diagramm, das eine andere mechanische Antriebsleistung in Abhängigkeit
des Fluggeschwindigkeitsprogramms des Flugzeugs gemäß der vorliegenden
Erfindung darstellt.
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5B schematisches
Diagramm, das eine wiederum andere mechanische Antriebsleistung
in Abhängigkeit
des Fluggeschwindigkeitsprogramms des Flugzeugs gemäß der vorliegenden
Erfindung darstellt.
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DETAILLIERTE
BESCHREIBUNG
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Wie
vorausgehend erwähnt,
wird ein herkömmliches
Propellerflugzeug mit einer relativ schwachen mechanischen Antriebsleistung
betrieben. Bei den derzeitigen Bereichen der mechanischen Antriebsleistung,
z. B. im Bereich einer Wellenleistung von 1000, kann der Giereffekt
mehr oder weniger durch bekannte TADs gesteuert werden. Es ist darauf
hinzuweisen, dass es sich bei der mechanischen Antriebsleistung
um die Leistung handelt, die an der Propellerwelle vorhanden ist.
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Bei
höheren
mechanischen Antriebsleistungen wird der Giereffekt erneut zu einem
Problem. Ein Flugzeug mit hoher Antriebsleistung würde mit
den derzeit bekannten TADs in bestimmten Situationen überhaupt
nicht mehr stabil sein. Eine Zertifizierung eines solchen Hochleistungsflugzeugs
würde schwierig,
wenn nicht unmöglich
werden.
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Wie
einleitend erörtert,
verursacht jede Änderung
der Antriebsleistung bzw. des Drehmoments einen auf die Nachlaufströmung 11 (welche
wie in 1 gezeigt um den Flugzeugrumpf zirkuliert) zurückzuführenden
Effekt.
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Die
Piloten müssen
sich den Auswirkungen bewusst sein, die der Drall des Triebwerks
auf ein Flugzeug 13 haben kann. In 1 wird ein
Flugzeug 13 mit einem Zugpropeller 10 dargestellt
(der sich entlang der Rollachse 16 des Flugzeugs 13)
befindet. Vom im Cockpit sitzenden Piloten aus gesehen dreht sich
der Propeller 10 in Uhrzeigerrichtung.
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Beim
Starten vollzieht der Pilot eine Drehung des Flugzeugs 13 um
die Seitenachse (Querachse 18) und zieht dabei den Steuerknüppel nach
hinten. Aufgrund einer sich ändernden
Nachlaufströmung am
senkrechten Seitenleitwerk 15 spürt der Pilot, dass das Flugzeug 13 versucht,
sich um die Gierachse 17 zu drehen. Der Pilot muss also
einen manuellen Abgleich vornehmen, wenn das Flugzeug 13 nicht mit
einem TAD-System
ausgestattet ist, das einen automatischen Abgleich durchführt.
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Bevor
die Erfindung näher
dargestellt wird, sollten einige zusätzliche Begriffe definiert
werden.
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Die
Beschleunigung (hier als stufenweise Beschleunigung des Flugzeugs
bezeichnet) ist das Maß der
Geschwindigkeitsänderung
in Bezug auf die Zeit.
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Die
Geschwindigkeit ist das Maß der
Bewegung/Fortbewegung innerhalb eines bestimmten Zeitraums. Der
Begriff Geschwindigkeit wird verwendet, wenn nur das Maß an Bewegung
gemeint ist. Wenn es um die Beschreibung des aerodynamischen Verhaltens
eines Flugzeugs geht, spricht man normalerweise von der Fluggeschwindigkeit,
die nicht der absoluten Geschwindigkeit des Flugzeugs in Bezug auf
den Boden entspricht, sondern der relativen Geschwindigkeit, die
auch die Geschwindigkeit der Luft (Wind) berücksichtigt.
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Die
Schubkraft ist die vom Propeller des Flugzeugs entwickelte Kraft.
Sie wirkt in der Vorwärtsrichtung.
Die Schubkraft muss mindestens genauso groß sein wie die Wirkung des
Luftwiderstands, damit der Flug beginnt bzw. fortgesetzt wird.
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Wie
in 1 dargestellt, ist die Rollachse 16 (manchmal
als Längsachse
bezeichnet) die vorgestellte Bezugslinie, die von der Nase 9 bis
zum Seitenleitwerk 15 durch die Mitte des Flugzeugs 13 verläuft. Es
handelt sich um die Achse, um die der Rolleffekt stattfindet. Unter
Rollen versteht man die Bewegung der Enden der Tragflächen, wobei
sich eine Seite der Tragflächen
nach oben und die andere nach unten bewegt.
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Die
Querachse 18 (Seitenachse) ist eine vorgestellte Bezugslinie,
die parallel zu den Tragflächen verläuft und
um die es zu einer Neigung kommt. Die Auf- und Abbewegung der Nase 9 des
Flugzeugs 13 wird als Steigung bezeichnet.
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Die
Gierachse 17 (Hochachse) ist eine vorgestellte Bezugslinie,
die das Flugzeug 13 von oben nach unten durchquert. Die
Bewegung in Bezug auf diese Achse wird als Gieren bezeichnet. Gieren
bedeutet ein Abdriften, eine Bewegung nach rechts oder links der
Nase 9 des Flugzeugs 13.
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Ein
erfindungsgemäßes Flugzeug 30 ist
in den 2A und 2B abgebildet.
Das Propellerflugzeug 30 umfasst einen internen Verbrennungsmotor 31,
der die mechanische Antriebsleistung für den Drehantrieb eines Propellers 32 um
eine Rollachse 33 des Flugzeugs 30 liefert. Im
vorliegenden Ausführungsbeispiel
liegt der Propeller 32 auf einer Welle 34 auf.
Diese Welle 34 ist mechanisch mit einer sich drehenden
Abtriebswelle des Triebwerks 31 gekoppelt. Um die rotierende
Abtriebswelle des Triebwerks 31 mit der Propellerwelle 34 mechanisch
zu verbinden, kann ein Untersetzungsgetriebe verwendet werden.
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Das
Flugzeug 30 umfasst eine Triebwerkssteuereinheit 37 mit
z. B. einem bekannten Mikrorechnertyp, der einen RAM-Speicher (Arbeitsspeicher),
einen ROM-Speicher (Festspeicher) und eine Zentraleinheit (Prozessor)
umfasst, die alle über
einen Bus, z. B. einen bidirektionalen Bus miteinander verbunden
sind. Die Triebwerksteuereinheit 37 übernimmt die Basissteuerung
des Triebwerks 31, wie z. B. die Steuerung der Treibstoffeinspritzung.
Zur Ausführung
der Triebwerkssteuerung werden zahlreiche Signale in die Triebwerkssteuerung 37 gespeist.
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Im
vorliegenden Ausführungsbeispiel
wird ein mechanisches oder elektrisches Drosselorgan 38 zum
Steuern der Einstellung der Triebwerksteuereinheit 37 verwendet.
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Gemäß einer
Ausführungsweise
der vorliegenden Erfindung wird die Antriebsleistung (hier als mechanische
Antriebsleistung bezeichnet) durch das Regulieren des Treibstoffs
und/oder Luft-/Treibstoffgemisches für das Triebwerk in der Triebwerksteuereinheit 37 gemäß den Dateneingaben
des Cockpits 38 gesteuert. Gemäß der vorliegenden Erfindung wird
ein Fluggeschwindigkeitssystem 36 eingesetzt, mit dem die
Fluggeschwindigkeit bestimmt/gemessen werden kann. Gut dafür geeignet
sind ein Flugwerterechner oder ein Flugwertemodul herkömmlicher
Art. Das Fluggeschwindigkeitssystem 36 gibt über eine
Verbindung 44 (z. B. Kabelverbindung oder Bus) ein die
Fluggeschwindigkeit darstellendes elektrisches Signal an die Triebwerksbegrenzungseinheit 35 (im
Anschluss auch als Antriebsbegrenzungseinheit bezeichnet) ab. Ausgehend
von einem vordefinierten Programm kann mit einer Antriebsbegrenzungseinheit 35 automatisch
die mechanische Antriebsleistung des Triebwerks 31 begrenzt
werden, indem die Einstellungen der Triebwerkssteuereinheit 37 automatisch
geändert
werden, um die vordefinierte maximale mechanische Antriebsleistungsgrenze nicht
zu überschreiten.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung reduziert die Antriebsbegrenzungseinheit 35 automatisch
die mechanische Antriebsleistung bei Fluggeschwindigkeiten unter
dem ersten Fluggeschwindigkeitswert V1, um die reduzierte stufenweise
Beschleunigung des Flugzeugs aus 3 zu erreichen.
Das entsprechende Programm (durch die durchgehende Kurve 53 dargestellt)
zur Reduzierung der mechanischen Antriebsleistung wird in 4 gezeigt.
Wie in dieser 4 illustriert, sieht das Programm
einen ersten Betriebsmodus vor, bei dem die mechanische Antriebsleistung
auf einen konstanten Wert P1 gehalten wird. Bei Erreichen der Fluggeschwindigkeit
V2 wird die mechanische Antriebsleistung regelmäßig erhöht, bis sie beim Fluggeschwindigkeitswert
V1 die konstante mechanische Antriebsleistung P2 erreicht. P2 kann
von der mechanischen Antriebsleistungsgrenze oder von der maximalen
mechanischen Antriebsleistung abhängen.
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Zum
Vergleich mit einem herkömmlichen Propellerflugzeug
illustriert eine gestrichelte Kurve 52, dass ein herkömmliches
Flugzeug mit einer konstanten mechanischen Antriebsleistung P2 gesteuert wird.
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Durch
Anwendung eines geeigneten Programms für die mechanische Antriebsleistung
in Abhängigkeit
der Fluggeschwindigkeit kann das Beschleunigungsverhalten beeinflusst
werden. Da die mechanische Antriebsleistung des Flugzeugs 30 in der
vorliegenden Ausführung
der Kurve 53 mit einem ersten konstanten Bereich bei P1
folgt, einem Bereich, in dem die mechanische Antriebsleistung regelmäßig ansteigt,
und einem zweiten konstanten Bereich, in dem die mechanische Antriebsleistung
P2 ist, kann ein progressiver Übergang 54 der
stufenweisen Beschleunigung 51 des Flugzeugs bei einer Fluggeschwindigkeit
von ca. V1 gewährleistet
werden.
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Mit
einem stufenweisen Beschleunigungsprogramm 51 des Flugzeugs,
wie z. B. in 3 dargestellt, kann gewährleistet
werden, dass ein reduziertes Giermoment auf das Flugzeug 30 einwirkt, während die
Triebwerkssteuereinheit 35 automatisch die mechanische
Antriebsleistung (SHP) bei Fluggeschwindigkeiten unter dem ersten
Fluggeschwindigkeitswert V1 reduziert.
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In
einer bevorzugten Ausführungsweise
der vorliegenden Erfindung steuert die Triebwerksbegrenzungseinheit 35 das
Triebwerk 31 des Flugzeugs 30 bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten
mit oder über
einer minimal zulässigen
mechanischen Antriebsleistung PL, wie in 4 dargestellt.
Diese minimal zulässige
mechanische Antriebsleistung PL ist so definiert, dass eine ausreichende
mechanische Antriebsleistung zur Verfügung steht, um das Flugzeug 30 in
allen vorstellbaren Situationen sicher steuern zu können.
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Ein
Vorteil der vorliegenden Erfindung liegt darin, dass das hier vorgestellte
Flugzeug 30 in etwa der gleichen Zeit TC dieselbe Reisegeschwindigkeit (VC)
erreicht als ein herkömmliches
Flugzeug, das mit maximaler mechanischer Antriebsleistung P2 gesteuert
wird, wie aus der durchgehenden Kurve 51, welche die stufenweise
Beschleunigung des Flugzeugs in Abhängigkeit der Zeit darstellt,
sowie aus der gestrichelten Kurve 50 abgeleitet werden
kann, welche die stufenweise Beschleunigung des Flugzeugs bei maximaler
konstanter Leistung darstellt.
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Die
Triebwerksbegrenzungseinheit 35 kann an eine elektronische
Triebwerkssteuerung angeschlossen sein oder Teil einer elektronischen
Triebwerkssteuerung sein bzw. an eine herkömmliche hydro-mechanische Einheit
angeschlossen sein, die den Treibstoff reguliert.
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tatsächliche
Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs (von einem Fluggeschwindigkeitsmesssystem 36 gemessen)
mit den Werten des gespeicherten Programms kombiniert, um die richtige
mechanische Antriebsleistung zu bestimmen.
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Bei
einer anderen Ausführungsweise
speichert die Triebwerksbegrenzungseinheit 35 zwei oder
mehrere Programme. Der Pilot kann ein geeignetes Programm auswählen. Wenn
das betreffende Flugzeug für Übungsflugstunden
von Düsenflugzeugpiloten
eingesetzt wird, kann ein einem Düsenflugzeug entsprechendes
Programm ausgewählt werden.
Wenn ein Anfänger
das Flugzeug steuert, kann ein spezielles Programm ausgewählt werden, das
alle störenden
Giereffekte so weit wie möglich
reduziert und immer eine sichere Flugweise des Flugzeugs gewährleistet.
Zum Kunstfliegen und für
akrobatische Flugübungen
kann wieder ein anderes Programm verwendet werden.
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Das
vorliegende System kann mit einem herkömmlichen TAD-System zur weiteren
Verbesserung des Flugverhaltens des Flugzeugs kombiniert werden.
Durch Kombinieren dieser Mittel kann ein Flugverhalten erreicht
werden, bei dem das Giermoment unter allen Umständen und in allen Situationen
sehr gering ist.
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Der
Giereffekt bei einem Flugzeug mit mehreren Triebwerken ist geringer.
Die vorliegende Erfindung kann jedoch auch bei einem Flugzeug mit
mehr als einem Triebwerk eingesetzt werden.
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Nach
der Beschreibung von bevorzugten Ausführungsarten der Erfindung kann
der Fachmann auf einfache Art weitere Ausführungsarten aus dem Erfindungskonzept
ableiten. Folglich darf die Erfindung nicht auf die beschriebenen
Ausführungsbeispiele
beschränkt
werden, sondern sollte vielmehr nur durch den Sinn und die Reichweite
der beiliegenden Patentansprüche
eingeschränkt
werden.