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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung
zum Kontrollieren der Trimmung eines Flugzeugs, insbesondere eines
Transportflugzeugs.
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Obwohl
nicht ausschließlich,
so richtet sich die vorliegende Erfindung doch insbesondere auf den
Abwurf einer Ladung mittels Schwerkraft, die in einem Laderaum eines
Flugzeugs transportiert wird. Es ist bekannt, dass zum Durchführen eines
solchen Abwurfes im Allgemeinen:
- • eine Luke
des Laderaums geöffnet
wird; und
- • der
Neigungswinkel des Bodens des Laderaums bis zu einem Sollwert vergrößert wird,
um so unter dem Einfluss von Schwerkräften das Gleiten der Ladung
auf dem Boden und ihren Sturz aus dem Laderaum über die Luke hinaus zu ermöglichen. Dann
werden Fallschirme, die an der Ladung angebracht sind, entfaltet,
um die Ladung am Boden abzusetzen.
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Ein
wichtiger Parameter für
einen solchen Abwurf mittels Schwerkraft ist der Neigungswinkel des
Bodens des Laderaums gegenüber
der Horizontalen. Dieser Neigungswinkel ist mit dem Trimmwinkel
des Flugzeugs verbunden, welcher gleich der Summe des Steigungs-
und Anstellwinkels ist. Damit der Abwurf richtig verläuft, muss
der Neigungswinkel des Bodens größer als
ein vorbestimmter Wert sein, zum Beispiel im Wesentlichen gleich
6° bei Flugzeugen
des Typs "C130" oder "C160". In bestimmten Konfigurationen
eines Fluges kann nun aber der Trimmwinkel des Flugzeugs, wie der
Neigungswinkel, unter dem vorbestimmten Wert bleiben und somit nicht
zum Durchführen
eines solchen Abwurfes mittels Schwerkraft ausreichen.
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Es
sind mehrere Lösungen
bekannt, welche ein Vergrößern des
Trimmwinkels des Flugzeugs ermöglichen:
- • Einfahren
der Flügelklappen,
um den Anstellwinkel und somit den Trimmwinkel zu vergrößern. Für eine gegebene
Geschwindigkeit des Flugzeugs hat die Lösung jedoch zur Folge, dass
sich der Anstellwinkel des Flugzeugs dem kritischen Anstellwinkel
beim Strömungsabriss
annähert,
und folglich kann dieser nur in Betracht gezogen werden, wenn der
Abstand zum Abriss ausreichend bleibt, und zwar unter Berücksichtigung
rechtlicher Normen;
- • Abwerfen
der Ladung im Anstieg. Bei konstanter Geschwindigkeit ermöglicht dies,
die Steigung und folglich die Trimmung des Flugzeugs zu vergrößern. Dennoch
kann diese Lösung
definitionsgemäß nicht
für einen
Abwurf bei konstanter Höhe in
Betracht gezogen werden;
- • Abwerfen
der Ladung unter einem Lastvielfachen. Dies ermöglicht, die Anstellung zu vergrößern und
provoziert ferner ein Steigen des Flugzeugs. Daraus ergibt sich
eine Vergrößerung des Trimmwinkels
des Flugzeugs. In diesem Fall fliegt das Flugzeug jedoch nicht auf
konstanter Höhe, denn
es steigt;
- • Vergrößern des
Neigungswinkels des Bodens des Flugzeugs in Bezug zu seiner Längsachse. Dies
ist jedoch nicht immer möglich,
insbesondere aufgrund der Geometrie des Flugzeugs. Ferner kann sich
daraus ein Verlust des verfügbaren Platzes
in dem Laderaum des Flugzeugs und/oder eine Verminderung des Komforts
für die Passagiere
ergeben, wenn das Flugzeug zum Beispiel auch für den Transport von Personen
genutzt wird.
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Folglich
ermöglichen
die vorgenannten, bekannten verschiedenen Lösungen nicht, wenigstens in
bestimmten Flugkonfigurationen des Flugzeugs, einen Abwurf mittels
Schwerkraft bei konstanter Geschwindigkeit und Höhe auszuführen.
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Die
vorliegende Erfindung hat zur Aufgabe, diese Nachteile zu beseitigen.
Sie betrifft ein Verfahren zum Kontrollieren der Trimmung eines
Flugzeugs, unabhängig
davon, wie die Bedingungen und die Konfigurationen des Fluges sind,
und insbesondere bei einem Flug mit konstanter Geschwindigkeit und
konstanter Höhe.
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Zu
diesem Zweck umfasst gemäß der Erfindung
das Verfahren zum Kontrollieren der Trimmung eines Flugzeugs ein
Flugzeug mit Luftleitblechen, die auf den Tragflächen angeordnet sind und deren
jeweilige Winkelstellungen durch steuerbare Wirkelemente geregelt
werden können,
und ist dadurch gekennzeichnet, dass:
- a) ein
Trimmungswert für
das Flugzeug bestimmt wird, der einer Trimmung entspricht, die das
Flugzeug erreichen muss;
- b) Positionswerte der Luftleitbleche berechnet werden, die den
einzelnen Winkelstellungen (im ausgefahrenen Zustand) der Luftleitbleche
entsprechen und ermöglichen,
das Flugzeug auf die Solltrimmung zu bringen;
- c) Steuerbefehle für
die ansteuerbaren Wirkelemente berechnet werden, die ermöglichen,
die Luftleitfläche
in die Sollstellungen zu bringen; und
- d) die Steuerbefehle an die Wirkelemente der Luftleitbleche
geliefert werden.
- Auf diese Weise kann das Flugzeug aufgrund der Erfindung schnell
und einfach eine spezi elle Solltrimmung erreichen, und zwar unabhängig von den
Bedingungen und den Konfigurationen des Fluges, und daher insbesondere
ein Solltrimmung, welche einen Abwurf mit einer Ladung mittels Schwerkraft
aus dem Flugzeug ermöglicht. Ferner
sind die Kosten reduziert, denn die Durchführung der vorliegenden Erfindung
benötigt
im Allgemeinen keine Modifikation der Konstruktion des Flugzeugs.
Die Luftleitbleche, die verwendet werden, sind nämlich im Allgemeinen bereits
am Flugzeug vorhanden.
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In
vorteilhafter Weise werden ferner die folgenden Vorgänge durchgeführt:
- e1) Es wird für die Sollstellungen der Luftleitbleche
wenigstens eine Beziehung zwischen dem Auftrieb des Flugzeugs und
dem Anstellwinkel des Flugzeugs bestimmt; und
- e2) bei der Anwendung der Steuerbefehle an den Wirkgliedern
der Luftleitbleche wird der Anstellwinkel des Flugzeugs in der Weise
erhöht,
dass die Reduktion des Auftriebs des Flugzeugs durch die Anwendung
der Steuerbefehle kompensiert wird, um den Auftrieb des Flugzeugs
im Wesentlichen konstant zu halten.
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In
einer speziellen Ausführungsform
werden ferner folgende Vorgänge
durchgeführt:
- f1) es wird der Anstellwinkel des Flugzeugs
gemessen;
- f2) es wird der gemessene Wert des Anstellwinkels mit einem
vorbestimmten Wert verglichen; und
- f3) wenn der gemessene Wert über
den vorbestimmten Wert steigt, werden automatisch und vorrangig
wiederholt an den Wirkgliedern Einfahr-Steuerbefehle angewendet,
damit diese die Luftleitbleche automatisch einziehen.
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In
einer ersten Ausführungsvariante
werden die Schritte a) bis c) automatisch durch Einrichtungen des
Flugzeugs durchgeführt
und wird der Schritt d) durch eine Aktion eines Piloten des Flugzeugs
ausgelöst.
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In
einer zweiten Ausführungsvariante
werden die Schritte a) bis c) automatisch durch Einrichtungen des
Flugzeugs durchgeführt
und wird der Schritt d) automatisch ausgelöst, wenn das Flugzeug in eine
spezielle Konfiguration gelangt. In diesem Fall ist vorzugsweise
ein Pilot des Flugzeugs in der Lage, bedarfsweise die Winkelstellungen
der Luftleitbleche einzustellen.
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Ferner
wird in vorteilhafter Weise automatisch eine Regelung des Trimmwinkels
des Flugzeugs mithilfe einer Einstellung der Winkelstellungen der
Luftleitbleche ausgeführt.
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Eine
bevorzugten Anwendung des Verfahrens gemäß der Erfindung zum Steuern
der Trimmung betrifft ein Verfahren zum Abwurf mittels Schwerkraft
wenigstens einer Ladung, die in einem Laderaum eines Flugzeugs transportiert
wird, wobei gemäß dem Verfahren:
- A/ eine Luke des Laderaums geöffnet wird;
- B/ der Neigungswinkel des Bodens bis auf einen Sollwert vergrößert wird,
um so unter den Einflüssen
der Schwerkraft das Gleiten der Ladung auf dem Boden und ihres Sturzes
aus dem Laderaum durch die Luke zu ermöglichen.
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Gemäß der Erfindung
wird, um in diesem Falle den Neigungswinkel des Bodens des Laderaums
zu kontrollieren, die Trimmung des Flugzeugs kontrolliert und dies
unter Durchführung
des vorstehend beschriebenen Verfahrens zur Steuerung der Trimmung.
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In
vorteilhafter Weise werden die Sollstellungen der Luftleitbleche
in Abhängigkeit
von Parametern berechnet, die für
den Abwurf repräsentativ
sind.
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Die
vorliegende Erfindung betrifft auch eine Vorrichtung zum Steuern
der Trimmung eines Flugzeugs, insbesondere eines Transportflugzeugs.
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Gemäß der Erfindung
ist die Vorrichtung dadurch gekennzeichnet, dass diese umfasst:
- • Luftleitbleche,
die auf den Tragflächen
des Flugzeugs angeordnet sind und deren jeweilige Winkelpositionen
durch ansteuerbare Wirkglieder geregelt werden können;
- • Einrichtungen
zum Bestimmen einer Solltrimmung des Flugzeugs, entsprechend einer
Trimmung, die das Flugzeug erreichen muss;
- • Einrichtungen
zum Berechnen der Sollstellungen der Luftleitbleche, entsprechend
den speziellen Winkelstellungen (im ausgefahrenen Zustand) der Luftleitbleche,
was ermöglicht,
das Flugzeug auf die Solltrimmung zu bringen; und
- • Einrichtungen
zum Berechnen der Steuerbefehle der ansteuerbaren Wirkglieder, was
ermöglicht, die
Luftleitbleche in die Sollpositionen zu bringen, wobei die Steuerbefehle
an den Wirkgliedern der Luftleitbleche angewendet werden.
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Die
Figuren der beigefügten
Zeichnung werden gut verständlich
machen, wie die Erfindung ausgeführt
werden kann. In diesen Figuren bezeichnen identische Bezugszeichen ähnliche
Elemente.
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1 ist
die schematische Darstellung einer Vorrichtung zur Steuerung einer
Trimmung gemäß der Erfindung.
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2 zeigt
schematisch ein Flugzeug, an welchem eine Vorrichtung zur Steuerung
der Trimmung gemäß der Erfindung
zum Einsatz kommt, mit dem Ziel, eine transportierte Ladung abzuwerfen.
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3 ist
eine grafische Darstellung, welche ermöglicht, eine spezielle Eigenschaft
der Erfindung darzustellen.
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Die
Vorrichtung 1 gemäß der Erfindung
und schematisch in 1 dargestellt, ist dazu bestimmt, die
Trimmung θ eines
Flugzeugs A, das teilweise beispielhaft in 2 dargestellt
ist, zu kontrollieren.
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Gemäß der Erfindung
umfasst die Vorrichtung 1:
- • Luftleitbleche 3 gewöhnlicher
Bauart, die an den Tragflächen 4 des
Flugzeugs A angeordnet sind und deren jeweilige Winkelstellungen
durch eine Einrichtung 5 von üblichen ansteuerbaren Wirkgliedern 6 geregelt
werden können,
wie dies durch die Verbindung 7 in Strich/Punkt-Linien
dargestellt ist;
- • Einrichtungen 8 zum
Bestimmen einer Solltrimmung des Flugzeugs A, die einer Trimmung
entspricht (bzw. einem Trimmwinkel), welche das Flugzeug A erreichen
muss;
- • eine
Einrichtung 9, die über
eine Verbindung 10 mit der Einrichtung 8 verbunden ist,
um Sollstellungen der Luftleitbleche 3 zu berechnen, die
in speziellen Winkelstellungen (das heißt, den Ausfahrstellungen oder
-winkeln) der Luftleitbleche 3 entsprechen, was ermöglicht,
das Flugzeug A auf die Solltrimmung zu bringen; und
- • eine
Einrichtung 11, die über
eine Verbindung 12 mit der Einrichtung 9 verbunden
ist, um Steuerbefehle für
die ansteuerbaren Wirkglieder 6 zu berechnen, was ermöglicht,
die Luftleitbleche 3 in die Sollstellungen zu bringen.
Die Steuerbefehle werden an die Einrichtung 5 der Wirkglieder 6 mithilfe
einer Verbindung 13 übertragen.
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Die
Einrichtungen 8, 9 und 11 können in
einer Zentraleinheit 14 angeordnet sein.
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Im
Rahmen der vorliegenden Erfindung werden die Luftleitbleche 3 (die
bekannte Einrichtungen sind) in der Weise verwendet, dass sie eine
neue Funktion ausführen.
Man weiß nämlich, dass
die Luftleitbleche 3 gewöhnlich in unterschiedlicher
Weise an einem Flugzeug A verwendet werden, nicht aber in der vorher
beschriebenen Weise gemäß der Erfindung.
Insbesondere dienen bei asymmetrischem Ausfahren die Luftleitbleche 3 dazu,
eine Rollbewegung zu erzeugen, und bei symmetrischem Ausfahren ermöglichen
sie, das Flugzeug A zu verlangsamen (Luftbremsen), Belastungen auf
das Tragwerk 4 unter einem Lastvielfachen oder bei Turbulenzen
zu reduzieren, oder das Flugzeug A am Boden aufzusetzen und die
Wirksamkeit der Bremsung ("ground spoilers") zu verbessern.
Im Rahmen der vorliegenden Erfindung werden, wie vorher angegeben,
die Luftleitbleche 3 dazu verwendet, die Trimmung des Flugzeugs
A zu modifizieren und zu kontrollieren.
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Eine
bevorzugte Anwendung der Vorrichtung 1 gemäß der Erfindung
betrifft den Abwurf mittels Schwerkraft einer Ladung 15,
die in einem Laderaum 16 des Flugzeugs A transportiert
wird, wie dies schematisch in 2 dargestellt
ist.
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Um
einen solchen Abwurf mittels Schwerkraft durchzuführen:
- A/ wird eine Luke 17 des Laderaumes 16 am
Heck des Flugzeugs A geöffnet;
und
- B/ wird der Neigungswinkel δ des
Bodens 18 des Laderaumes 16, auf welchem die Ladung 15 abgesetzt
ist, gegenüber
der Horizontalen H bis auf einen Sollwert vergrößert, um so unter dem Einfluss
der Schwerkräfte
das Gleiten der Ladung 15 auf dem Boden 18 und
seinen Auswurf aus dem Laderaum 16 über eine erzeugte Öffnung 19 am Heck
des Flugzeugs A durch Öffnung
der Luke 17 zu ermöglichen.
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Ein
oder mehrere Fallschirme 20, die an der Ladung 15 angebracht
sind, werden nach dem Verlassen des Flugzeugs A entfaltet und setzen
die Ladung 15 am Boden ab.
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Gemäß der Erfindung
wird durch die Kontrolle des Trimmwinkels θ des Flugzeugs A die Vorrichtung 1 in
die Lage versetzt, den Neigungswinkel δ des Bodens 18 gegenüber der
Horizontalen H zu kontrollieren und somit den Abwurf der Ladung 15 zu steuern
und zu kontrollieren.
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Es
ist bekannt, dass der Neigungswinkel δ gleich der Summe des Trimmwinkels θ (definiert
als Winkel zwischen der Horizontalen H und der Längsachse L des Flugzeugs A)
und dem Neigungswinkel des Bodens 18 in Bezug zur Längsachse
L ist. Folglich ist, wenn dieser Neigungswinkel Null ist, das heißt, wenn
der Boden 18 parallel zur Längsachse L des Flugzeugs A
verläuft,
der Neigungswinkel δ gleich
dem Trimmwinkel θ,
welcher der Summe aus Steigungswinkel γ und Anstellwinkel α (definiert
in Bezug auf den Geschwindigkeitsvektor V des Flugzeugs A) entspricht.
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In
dem Falle, in welchem ein Abwurf während eines Flugs in ebener
Strecke (konstanter Höhe)
bei konstanter Geschwindigkeit und mit einem Lastvielfachen von
1 (Flug in ebener Strecke und ohne Schwenkung) ist, ergibt sich
aus der üblichen Auftriebgleichung
für Flugzeug
A, dass der Auftrieb Cz konstant bleiben muss. Denn ein Ausfahren
der Luftleitbleche 3 im Flug hat zur Folge, diesen Auftrieb Cz zu
vermindern. Gemäß der Erfindung
wird, um diese Verminderung des Auftriebs Cz zu kompensieren, der
Anstellwinkel α vergrößert, wie
dies in 3 dargestellt ist. Diese 3 zeigt
zwei Kurven C1 und C2, die in Bezug zu zwei Ausfahrwinkeln der Luftleitbleche 3 stehen,
wobei der Ausfahrwinkel C2 viel größer ist als C1 und der Auftrieb
Cz in Abhängigkeit vom
Anstellwinkel α dargestellt
ist. Zum Beispiel unter Vergrößerung der
Ausfahrweite der Luftleitbleche 3, so dass von der Ausfahrweite
C1 zu derjenigen von C2 gelangt wird, wenn für die Überwachung des konstanten Auftriebs,
zum Beispiel eines Wertes Cz1, die Anstellung von α1 nach α2 vergrößert wird, wie
dies durch Pfeil F1 dargestellt ist.
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Die
Tatsache, ein Abwurf unter oben beschriebenen Bedingungen auszuführen [konstante Geschwindigkeit,
Null-Beschleunigung (denn das Lastvielfache ist gleich 1), festgelegter
Trimmung,...] ermöglicht,
eine gute Präzision
des Abwurfs und somit eine gute Wiederholbarkeit desselben zu erhalten.
Ferner ist auch die Tatsache, nur über die Stellung der Luftleitbleche 3 zu
agieren, um die Erfindung umzusetzen, vorteilhaft, denn es ist keine
konstruktive Modifikation des Flugzeugs A erforderlich, da die Luftleitbleche 3 bereits
im Allgemeinen am Flugzeug A vorhanden sind, um andere bekannte
Funktionen durchzuführen,
wie sie vorher angegeben wurden.
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In
einer bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung arbeitet man mit einem automatischen Einzug der Luftleitbleche 3,
sobald der Anstellwinkel α über einen
vorbestimmten Wert α3
steigt, zum Beispiel bei der Durchquerung einer Turbulenzzone oder bei
einem Ausweich- oder
Abgabemanöver,
welche das Aufbringen eines Lastvielfachen erfordern. Die Einfahrbewegung
der Luftleitbleche 3 erfolgt ausreichend schnell, um zu
ermöglichen,
dass der Bereich der Anstellwinkel nicht in Bezug zu einem Wert
ad verschlechtert wird, der dem Strömungsabriss entspricht. In
der Praxis muss der Anstellwinkel α unter einem maximalen Wert αmax bleiben,
der kleiner ist als der Wert ad. Zu diesem Zweck ermöglicht das Einfahren
der Luftleitbleche 3, den Anstellwinkel (für einen
konstanten Auftrieb Cz) auf den Wert zu vermindern, den dieser vor
dem Beginn des Abwurfs aufwies.
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Um
so zu verfahren, umfasst die Vorrichtung 1, wie in 1 dargestellt
ist,:
- • eine
Einrichtung 21 zum Messen des Anstellwinkels α des Flugzeugs
A;
- • eine
Einrichtung 22, welche über
eine Verbindung 23 mit der Einrichtung 21 verbunden ist,
um den gemessenen Wert des Anstellwinkels mit dem vorbestimmten
Wert α3
zu vergleichen; und
- • Einrichtungen 11,
die über
eine Verbindung 24 mit der Einrichtung 22 verbunden
sind, und die so ausgebildet sind, dass sie, wenn der gemessene Wert
den vorbestimmten Wert α3 übersteigt,
in automatischer Weise und vorrangig Steuerbefehle zum Einfahren
an den Wirkglieder 6 anwenden, damit diese die Luftleitbleche 3 automatisch
einfahren.
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In 3 ist
beispielhaft ein Pfeil F2 dargestellt, der das automatische Einfahren
der Luftleitbleche 3 von einem anfänglichen Ausfahrwinkel (zum Beispiel
5°) in Bezug
zu der Kurve C2 auf einen Winkel (in diesem Fall 0°) in Bezug
zu der Kurve C1 darstellt, welche in diesem Fall dem vollständigen Einzug
der Luftleitbleche 3 entspricht.
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Es
sei im Übrigen
angemerkt, dass es mit der vorgenannten üblichen Lösung unter Verwendung der Flügelklappen
des Flugzeugs und durch Einfahren der Flügelklappen zur Vergrößerung des
Anstellwinkels nicht in Betracht kommt, die Flügelklappen im Falle einer Verringerung
des Anstellbereichs automatisch wieder auszufahren, denn die Kinematik
der Flügelklappen
ist nicht ausreichend schnell, um die Wiederherstellung eines Anstellbereichs
zu garantieren, der mit den vorgenannten Maximalwerten kompatibel
ist. Etwas ganz anderes gilt für
die Steuerung der Luftleitbleche 3.
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In
einer speziellen Ausführungsform
berechnen die Einrichtungen 9, zum Beispiel ein System, das
bereits im Flugzeug A existiert, automatisch die Sollstellungen
der Luftleitbleche 3 in Abhängigkeit von Parametern, die
für den
vorgesehenen Abwurf repräsentativ
sind, wie beispielsweise die Masse, die Zentrierung, die Geschwindigkeit
und/oder die Höhe des
Flugzeugs A im Augenblick des Abwurfs. Diese Parameter werden von
den Einrichtungen 9 aus üblichen Informationsquellen 25 mit
Hilfe einer Verbindung 26 erhalten.
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In
einer ersten Ausführungsform
wird das Ausfahren der Luftleitbleche 3, deren Sollstellungen, wie
vorher ausgeführt
wurde, automatisch berechnet werden, durch eine Handaktion eines
Piloten des Flugzeugs A auf ein geeignetes Mittel 27 ausgelöst, das
zum Beispiel über
eine Verbindung 28 mit den Einrichtungen 11 verbunden
ist.
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In
einer weiteren Ausführungsform
der Erfindung wird das Ausfahren (bzw. die Sollstellungen) in der
ersten Ausführungsform
berechnet, es wird aber in automatischer Weise durch geeignete Einrichtungen 29 ausgelöst (verbunden über eine
Verbindung 30 mit den Einrichtungen 11 und mit
unterbrochenen Linien dargestellt), wenn das Flugzeug A in eine Abwurfkonfiguration
gelangt. Man nimmt zum Beispiel an, dass sich das Flugzeug A in
einer Abwurfkonfiguration befindet, wenn die Luke 17 des
Lageraums 16 geöffnet
ist. Die Einrichtungen 29 sind so ausgebildet, dass sie
eine solche Öffnung
der Luke 17 erfassen können.
Ferner kann der Pilot bedarfsweise dann die Stellung der Luftleitbleche 3 und
somit den Wert des Trimmwinkels einstellen, beispielsweise mithilfe der
Einrichtungen 27.
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In
einer weiteren Ausführungsform
wird die Ausstellung der Luftleitbleche 3 auch in automatischer
Weise durchgeführt
und ferner wird eine Regelung des Trimmwinkels in automatischer
Weise ausgeführt,
indem auf die Stellung der Luftleitbleche 3 eingewirkt
wird. Zum Beispiel misst ein Messfühler 31 den effektiven
Wert des Trimmwinkels, der über
eine Verbindung 32 an die Einrichtungen 9 gesendet
wird, wobei diese eine Korrektur der Sollstellung der Luftleitbleche 3 berechnen,
um die Solltrimmung zu erhalten.