DE602004002181T2

DE602004002181T2 - Verfahren zum Verringern der aerodynamischen Kräfte auf ein Flugzeughöhenruder während des Abhebens

Info

Publication number: DE602004002181T2
Application number: DE602004002181T
Authority: DE
Inventors: Regis Boe; Frederic Sauvinet
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2003-12-19
Filing date: 2004-12-01
Publication date: 2007-09-20
Anticipated expiration: 2024-12-02
Also published as: EP1544100A1; CA2489794A1; DE602004002181D1; FR2864022A1; CA2489794C; EP1544100B1; ES2270316T3; US20050178899A1; US7264201B2; ATE337959T1; FR2864022B1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Verringern der aerodynamischen Kräfte auf ein Flugzeughöhenruder während des Abhebens.
Es ist bekannt, dass bestimmte Flugzeuge ein in seiner Schrägstellung regelbares Seitenleitwerk aufweisen. Ein solches regelbares Seitenleitwerk wird in der Technik durch ein eine oder andere der Abkürzungen PHR (für Plan Horizontal Réglable) oder THS (für Trimmable Horizontal Stabiliser) bezeichnet. Wie auch ein festes Seitenleitwerk, ist ein regelbares Seitenleitwerk mit Höhenrudern versehen, welche die Hinterkante des regelbaren Seitenleitwerks bilden.
Ein regelbares Seitenleitwerk kann in eine Richtung zum Hochziehen oder zum Abtauchen geschwenkt werden und wird in bestimmten Flugphasen verwendet, siehe US 4,825,375 . Zum Beispiel ist es beim Abheben des Flugzeugs üblich, das regelbare Seitenleitwerk durch eine Aktion des Piloten oder eines automatischen Systems zu schwenken, wobei sich die Höhenruder in der aerodynamischen Verlängerung des Leitwerks befinden und der Wert des Schwenkwinkels des regelbaren Seitenleitwerks von mehreren Parametern des Flugzeugs abhängt, wie der Lage des Schwerpunkts in Längsrichtung, des Gesamtgewichts beim Abheben, der Ausbildung der Enden der Vorderkante und der Hinterkantenklappen, dem Schub, der Geschwindigkeit im Augenblick des Hochdrehens am Ende des Rollens am Boden, etc. ...
Dieser Wert des Schwenkwinkels ist wichtig, denn er konditioniert die Verhaltensweise des Flugzeugs während der Drehphase, die beginnt, wenn der Pilot am Steuerknüppel zieht, um dahingehend zu agieren, die Höhenruder hoch zu ziehen, und die endet, wenn die Lage des Flugzeugs um einen vorbestimmten Wert herum, zum Beispiel 15°, stabilisiert ist. Wenn der Wert dieses Schwenkwinkels zu groß ist, kann sich eine spontane Abhebung ohne Eingriff des Piloten oder eine Berührung des Schwanzes oder auch, im Gegensatz dazu, wenn er zu gering ist, eine schwierige Abhebung, welche die Leistungen des Flugzeugs herausfordert.
In einer allgemeinen Regel entspricht bei einem Abheben der Wert des Schwenkwinkels des regelbaren Seitenleitwerks dem Grad des Hochziehens, was insbesondere dann der Fall ist, wenn der Schwerpunkt des Flugzeugs eine vorgerückte Position in Längsrichtung einnimmt: denn in diesem Fall ist das Flugzeug im Augenblick der Rotation schwer in Drehung zu versetzen, und das regelbare Seitenleitwerk muss ein großes Hochziehmoment erzeugen.
Indessen neigt das Flugzeug, wenn der Schwerpunkt des Flugzeugs sich in einer zurückliegenden Position in Längsrichtung befindet, die Tendenz, sich sehr leicht zu drehen, und das regelbare Seitenleitwerk muss nur ein geringes Nickmoment erzeugen, welches ein Hochziehen, aber ausnahmsweise auch ein Herunterziehen sein kann.
Im Augenblick der Rotation werden die am regelbaren Seitenleitwerk angebrachten Höhenruder vom Piloten des Flugzeugs so gesteuert, dass sie ausgehend von ihrer Position in aerodynamischer Verlängerung des Leitwerks eine Position in Richtung zum Hochziehen des Flugzeugs einnehmen, die einen großen Teil (zwischen 2/3) des gesamten Hochzieh-Einschlagweges der Ruder entspricht.
Es sei angemerkt, dass insbesondere in dem Falle, in welchem das Gewicht und somit die Rotationsgeschwindigkeit des Flugzeugs groß sind, die aerodynamischen Lasten, die auf die Höhenruder aufgebracht werden, hoch sind. Das kommt daher, dass diese Ruder saturiert sein können, derart, dass das Abheben sehr langsam erfolgt und das Flugzeug nicht auf ein zusätzliches Ziehen des Piloten am Steuerknüppel reagiert, um das Abheben zu beschleunigen, zum Beispiel in Hinblick darauf, einem Hindernis auf der Startbahn auszuweichen.
Natürlich könnte man, um ein solches Problem zu lösen, daran denken, die Stärke des Betätigungssystems der Höhenruder und/oder der Oberfläche derselben zu vergrößern. Daraus würde sich dann aber eine Vergrößerung des Gewichts und der Kosten für das Flugzeug ergeben.
Die vorliegende Erfindung hat zur Aufgabe, diese Nachteile zu beseitigen.
Zu diesem Zweck ist das Verfahren zum Verringern aerodynamischer Kräfte, die auf die Höhenruder eines Flugzeugs während der Drehung bei Abheben ausgeübt werden, wobei das Flugzeug ein regelbares Seitenleitwerk aufweist, an welchem die Höhenruder angelnkt sind und das um einen Neigungswinkel von vorbestimmtem Wert in Drehrichtung geschwenkt ist, dadurch gekennzeichnet, dass vor dem Ausfahren der Höhenruder zum Zwecke der Drehung:

– das steuerbare Seitenleitwerk mit einem Sollwert eines Neigungswinkels, der größer als ein Wert ist, der einer üblichen Konfiguration entspricht, in welcher sich die Höhenruder in der aerodynamischen Verlängerung des regelbaren Seitenleitwerks befinden, in Hochziehrichtung geschwenkt wird; und
– die Höhenruder in Abtauchrichtung geschwenkt werden, derart, dass die Kombination der Hochziehaktion des regelbaren Seitenleitwerks und der Tauchaktion der Höhenruder eine aerodynamische Kraft erzeugt, die zu einem Hochziehen führt, das wenigstens in etwa gleich demjenigen ist, das durch die Gesamtheit des regelbaren Seitenleitwerks und der Höhenruder in der üblichen Konfiguration erzeugt wird.

Auf diese Weise wird aufgrund der vorliegenden Erfindung zum Erreichen einer der Drehung voraus gehenden aerodynamischen Wirkung; die der üblicherweise erhaltenden äquivalent ist, die Position der Höhenruder von der derjenigen, von welcher die Schwenkung derselben im Augenblick der Drehung bewirkt werden würde, zu den Tauchwerten hin verschoben. Aufgrund dessen ist der Schwenkweg in Hochziehrichtung der Höhenruder im Vergleich zu dem regelbaren Seitenleitwerk verringert, was natürlich eine Verminderung der auf die Höhenruder im Augenblick der Drehung aufgebrachten Lasten mit sich bringt.
Vorzugsweise wird die Differenz des Neigungswinkels des regelbaren Seitenleitwerks zwischen dem Sollwert und dem der üblichen Konfiguration entsprechenden Wert so gewählt, dass eine Ausschlagweite der Schwenkung in Tauchrichtung der Höhenruder höchstens gleich der Hälfte und vorzugsweise höchstens einem Viertel des ganzen Winkelausschlags der Höhenruder zum Erreichen der Drehung ist.
Aus Untersuchungen und Berechnungen wurde gezeigt, dass für ein Großraumflugzeug AIR-BUS A380, dessen gesamte Ausstellung in Hochziehrichtung der Höhenruder, die für die Drehung genutzt wird, in der Größenordnung von 20° liegt, eine Vergrößerung des Neigungswinkels des regelbaren Seitenleitwerks um 2,5° gegenüber der üblichen Konfiguration eine Verschiebung um 5° der Höhenruder in Tauchrichtung und eine Verringerung der auf diese während der Drehung ausgeübten aerodynamischen Kräfte um 20% mit sich bringt.
Die Figuren der angehängten Zeichnung werden gut verständlich machen, wie die Erfindung ausgeführt werden kann. In diesen Figuren bezeichnen identische Bezugszeichen ähnliche Elemente.
1 zeigt eine perspektivische Ansicht eines zivilen Großraumflugzeugs, das mit einem regelbaren Seitenleitwerk versehen ist.
2 zeigt schematisch in drei aufeinander folgenden Positionen die Phase des Abhebens des Flugzeugs, welche die Drehung enthält.
3A und 3B zeigen schematisch die übliche Positionierung des regelbaren Seitenleit werks und der Höhenruder, die daran angebracht sind, und zwar jeweils vor und nach der Drehung zum Abheben.
4A und 4B zeigen schematisch ein Positionsbeispiel gemäß der Erfindung für das regelbare Seitenleitwerk und die Höhenruder, jeweils vor und nach der Drehung zum Abheben.
Ein Großraumflugzeug 1, das schematisch in 1 dargestellt ist, weist eine Längsachse L-L auf und umfasst ein Seitenleitwerk 2, das in seiner Schrägstellung regulierbar ist, wie dies durch den Doppelpfeil 3 dargestellt ist. An der Hinterkante des regelbaren Seitenleitwerks 2 sind Höhenruder 4 angelenkt, die sich im Verhältnis zum Leitwerk 2 drehen können, wie dies durch die Doppelpfeile 5 dargestellt ist.
In der 2 sind drei Situationen I, II und III dargestellt, die das Flugzeug 1 bei seinem Start kennt.
In der Situation I rollt das Flugzeug auf dem Boden 6 und beschleunigt, um seine Geschwindigkeit zur Drehung VR zu erreichen. Während dieser Rollphase ist in der herkömmlichen Technik (siehe 3A) das regelbare Seitenleitwerk 2 schräg gestellt, zum Beispiel in Hochziehrichtung um einen Winkel iH1 gegenüber der Längsachse L-L, und befinden sich die Höhenruder 4 in einer Position, welche das regelbare Seitenleitwerk 2 aerodynamisch verlängert. In dieser üblichen Konfiguration erzeugt die Gesamtheit aus regelbarem Seitenleitwerk 2 und Höhenrudern 4 eine aerodynamische Kraft zum Hochziehen F1, welche ein Nickmoment in Hochziehrichtung M1 für das Flugzeug 1 erzeugt.
Immer betätigt der Pilot in üblicher Weise, wenn das Flugzeug 1 auf dem Boden rollend die Geschwindigkeit zur Drehung VR erreicht (Situation II in 2), die Höhenruder 4, damit sie eine Hochziehposition einnehmen, die durch einen Ausstellwinkel δq1 gegenüber dem regelbaren Seitenleitwerk 2 definiert ist (siehe 3B). Die Gesamtheit aus regelbarem Seitenleitwerk 2 und Rudern 4 erzeugt dann eine aerodynamische Hochziehkraft F2, die größer als F1 ist und ein Nickmoment in Hochziehrichtung M2 größer als M1 erzeugt.
Nach dem Start des Flugzeugs 1 und der Stabilisierung desselben auf einer schrägen Bewegungsbahn (Situation III in 2) wird das regelbare Seitenleitwerk 2 wieder parallel zur Achse L-L gebracht, in der sich die Höhenruder 4 in aerodynamischer Verlängerung vom Leitwerk 2 befinden.
Wie oben erwähnt, werden vor allem dann, wenn das Gewicht des Flugzeugs 1 und seine Geschwindigkeit zur Drehung VR hoch sind, starke aerodynamische Kräfte auf die Höhenruder 4 ausgeübt, wenn sich diese aus ihrer Position in 3A in ihre Ausstellposition in 3B bewegen, was zur Saturierung der Ruder führen kann.
Um diesen Nachteil zu vermeiden, arbeitet die vorliegende Erfindung in der in den 4A und 4B dargestellten Weise, nämlich:

– während des mit der Situation 1 in 2 dargestellten Rollvorgangs ist das regelbare Seitenleitwerk 2 um einen Hochziehwinkel iH2, der größer als ein Winkel iH1 einer Menge ΔiH ist, schräg gestellt, und
– gleichzeitig sind die Höhenruder 4 in umgekehrter Richtung vom regelbaren Seitenleitwerk 2 geschwenkt, das heißt, in Tauchrichtung, um einen Tauchwinkel δq2 gegenüber dem Leitwerk 2 einzunehmen.

In der durch 4A dargestellten Vorgehensweise werden die Winkel iH1 und δq2 so gewählt, dass die durch die Kombination des regelbaren Seitenleitwerks 2 und der Höhenruder 4 erzeugte aerodynamische Kraft zum Hochziehen gleich der aerodynamischen Kraft F1 der in 3A gezeigten üblichen Konfiguration ist.
Auf diese Weise erfolgt, wenn für das Erreichen der Drehung die Höhenruder 4 in Hochziehrichtung um einen Ausschlagwinkel δq1 geschwenkt werden, um die aerodynamische Hochziehkraft F2 (siehe 4B) zu erzeugen, die anfängliche Ausschlagweite δq2 dieses Schwenkvorgangs ohne Beanspruchung für die Höhenruder 4. Ferner werden die Höhenruder 4 im Verhältnis zum regelbaren Seitenleitwerk nur einer maximalen Schwenkung δq3 unterzogen, die gleich der Differenz δq1-δq2 ist.
Daraus ergibt sich, dass in der Konfiguration gemäß der in den 4A und 4B dargestellten, vorliegenden Erfindung die Höhenruder 4 bei der Drehung aerodynamischen Kräften ausgesetzt werden, die kleiner sind als diejenigen, denen sie in der üblichen Konfiguration der 3A und 3B ausgesetzt sind.
Beispielhaft und nicht beschränkend werden nachfolgend einige Beispiele für Werte für einige der oben erwähnten Winkel gegeben, die für das Flugzeug Airbus A380 geeignet sind:
ΔiH = 2,5° δq1 = 20° δq2 = 5° δq3 = 15°.

Claims

Verfahren zum Verringern der aerodynamischen Kräfte, denen die Höhenruder (4) eines Flugzeugs (1) bei der Drehung beim Abheben ausgesetzt ist, wobei das Flugzeug ein regelbares Seitenleitwerk (2) umfasst, an welchem die Höhenruder (4) angelenkt sind, und das um einen Neigungswinkel von vorbestimmtem Wert im Hinblick auf die Drehung schwenkbar ist, dadurch gekennzeichnet, dass vor dem Ausstellen der Höhenruder (4) für die Drehung: – das regelbare Seitenleitwerk (2) mit einem Sollwert (iH2) eines Neigungswinkels, der größer ist als ein Wert (iH1), der einer üblichen Konfiguration entspricht, in welcher sich die Höhenruder (4) in der aerodynamischen Verlängerung des regelbaren Seitenleitwerks (2) befinden, in Hochziehrichtung geschwenkt wird; und – die Höhenruder (4) in Tauchrichtung geschwenkt werden, derart, dass die Kombination aus der Hochziehwirkung des regelbaren Seitenleitwerks (2) und der Tauchwirkung der Höhenruder (4), eine resultierende aerodynamische Hochziehkraft erzeugt, die wenigstens in etwa gleich derjenigen (F1) ist, die durch die Gesamtheit aus regelbarem Seitenleitwerk (2) und Höhenruder (4) in der üblichen Konfiguration erzeugt wird.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Winkeldifferenz (ΔiH) zwischen dem Sollwert (iH2) und dem Wert (iH1) entsprechend der üblichen Konfiguration so gewählt wird, dass eine Ausschlagweite (δq2) der Tauchschwenkung der Höhenruder (4) von höchstens gleich der Hälfte des gesamten Ausschlagwinkels (δq1) der Höhenruder (4) gegenüber dem regelbaren Seitenleitwerk (2) für das Erhalten der Drehung erfolgt.
Verfahren nach Anspruch 2 dadurch gekennzeichnet, dass die Ausstellweite der Tauchschwenkung (δq2) der Höhenruder (4) höchstens gleich einem Viertel des gesamten Winkelausschlags (δq1) beträgt.