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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung
zum Optimieren der Ausfahrweite von Flügelklappen eines Flugzeugs
während
des Fluges.
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Es
ist bekannt, dass moderne Flugzeuge, insbesondere zivile Transportflugzeuge,
bewegliche Flügelklappen
aufweisen, die auch "Bremsklappen" oder, in Englisch "Spoiler" genannt werden,
siehe
US 6,561,463 .
An solchen Flügelklappen
sind aerodynamische Steuerflächen
ausgebildet und sie sind im Allgemeinen in den Oberseiten der Flügel, hinter
einer Kastenstruktur und vor den Wölbklappen, auf welchen ihre
eigenen Hinterkanten aufliegen.
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Durch
die Wirkung von Wirkelementen, zum Beispiel hydraulischen, elektrischen
oder mechanischen Stellgliedern, die selbst durch einen vom Piloten
des Flugzeugs betätigten
Hebel gesteuert werden, können
die Spoilerklappen einnehmen:
- – eine eingezogene
Position, in welcher sie in der Oberseite des entsprechenden Flügels aufgenommen
sind, so dass die aerodynamische Kontinuität der Oberseite gewährleistet
ist; und
- – die
ein oder andere von mehreren ausgefahrenen Positionen, bei welchen
sie in Bezug zu der Oberseite des entsprechenden Flügels in
Neigung in Bezug auf die Oberseite vorstehen.
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So
fügen sich
die Spoilerklappen in der eingezogenen Position in das aerodynamische
Profil der Oberseiten der Flügel
des Flugzeugs ein. Dagegen bringen die Spoilerklappen bei jeder
der ausgefahrenen Positionen – von
der jede einer spezifischen Funktion zugeordnet ist und durch einen
Wert eines Ausfahrwinkels in Bezug zu der entsprechenden Oberseite
definiert ist – eine
Verminderung des Auftriebs und eine Erhöhung des Luftwiderstands mit sich,
deren Amplituden von dem Ausstellwinkel und von der Oberfläche der
Spoilerklappen abhängen und
können
zu unterschiedlichen Zwecken genutzt werden, wie:
- – einer
Verringerung der Geschwindigkeit des Flugzeugs während der Landephasen und eventuell
dem Abbruch eines Startvorganges;
- – einer
Verringerung der Geschwindigkeit des Flugzeugs während des Fluges oder einer
Erhöhung
der Neigung beim Sinken des Flugzeugs;
- – Anpressen
des Flugzeugs an den Boden, um die Bremsung während der Landephasen oder des
Startabbruches zu verbessern;
- – Steuern
während
des Fluges das Rollen des Flugzeugs, indem asymmetrisch auf die
Spoilerklappen der beiden Flügel
eingewirkt wird;
- – Erzeugung
eines Giermoments durch asymmetrische Wirkung auf die Spoilerklappen
der zwei Flügel,
was dazu beiträgt,
den Auswirkungen eines Motorschadens während des Startvorganges entgegen
zu wirken; oder
- – Hilfe
bei der Verminderung des Flügel-/Rumpfspannungsmoments
auf starke Belastungsfaktoren (Manöver, Windstöße), indem die Verteilung des
Auftriebs entlang der Flügel
modifiziert wird.
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So
sind die durch die Spoilerklappen ausgeübten Funktionen verschieden.
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Jedoch
ist, da das Ausfahren der Spoilerklappen einen Auftriebsverlust
mit sich bringt, ihre Verwendung während des Fluges begleitet
von einer Einschränkung
des Flugbetriebs des Flugzeugs. Wenn nämlich der Pilot wenigstens
einen Teil dieses Auftriebverlustes kompensieren will, um die Sicherheit
und den Komfort des Fluges beizubehalten, muss er den Anstellwinkel
des Flugzeugs erhöhen oder
dieses beschleunigen. Wenn das Flugzeug mit einem Anstellwinkel
nahe dem maximalen Anstellwinkel fliegt, hat der Pilot keine andere
Wahl, als zu beschleunigen. In diesem Fall ist das Ausfahren der Spoilerklappen
daher mit einer Einschränkung
des Flugbetriebs begleitet, was die Geschwindigkeiten angeht. Das
Gleiche gilt für
die Kurvenfähigkeit,
das heißt,
die Manövrierfähigkeit
des Flugzeugs. Eine Kurve erfordert nämlich, dass der Auftrieb und
somit der Anstellwinkel eines Flugzeugs erhöht wird. Da jedoch das Ausfahren
der Spoilerklappen den verfügbaren
Anstellwinkel begrenzt, begrenzt es gleichzeitig die Manövrierfähigkeit
des Flugzeugs.
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Die
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist, diese Nachteile zu beseitigen,
indem das Ausstellen von Spoilerklappen automatisiert wird, um so
die Flugbahn des Flugzeugs unabhängig
von den Flugbedingungen ohne Beschränkung des Flugbetriebs zu optimieren.
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Zu
diesem Zweck zeichnet sich gemäß der Erfindung
das Verfahren zum Optimieren der Ausstellung von Spoilerklappen
eines Flugzeugs während
des Fluges, wobei jede ausgefahrene Position derselben durch den
Piloten des Flugzeugs gesteuert wird, dadurch aus, dass in Echtzeit:
- – ein
potentieller Anstellwinkel berechnet wird, der von den Spoilerklappen
verarbeitet werden kann, ohne das Flugzeug in Gefahr zu bringen;
und
- – die
Spoilerklappen in Richtung der geforderten Ausfahrposition in Abhängigkeit
von diesem potentiellen Anstellwinkel ausgestellt werden.
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So
kann gemäß der Erfindung
die Ausstellung der Spoilerklappen an die Flugbedingungen des Flugzeugs
angepasst werden.
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Der
potentielle Anstellwinkel kann folgender Art sein A
= αprot – α – m,ein
Ausdruck, in welchem:
- – α der aktuelle Anstellwinkel
des Flugzeugs ist,
- – αprot ein
vorbestimmter Wert für
den Anstellwinkel ist, der kleiner als der Abrisswinkel des Flugzeugs
ist und von dem aus unter Einwirkung automatischer Steuermechanismen
vermieden wird, dass der aktuelle Anstellwinkel wachsen kann und sich
dem Abrisswinkel nähert,
und
- – m
ein Sicherheitsbereich im Vergleich zu αprot ist.
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Dieser
Bereich m kann konstant sein und zum Beispiel 2 oder 3 Grad Anstellung
betragen. Dagegen kann er variabel sein und zum Beispiel abhängig von
dem Rollwinkel des Flugzeugs, dem vertikalen Lastfaktor desselben
und/oder der Differenz zwischen dem Wert αprot und dem Wert α0 sein,
der den Anstellwinkel bei Null-Auftrieb darstellt.
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Zur
Durchführung
des Verfahrens gemäß der vorliegenden
Erfindung zeichnet sich die Vorrichtung, die ein Dispositionselement
des Piloten des Flugzeugs umfasst, mit dem die Wirkmittel für die Spoilerklappen
mithilfe einer Steuerleitung gesteuert werden können, dadurch aus, dass sie
ferner umfasst:
- – Berechnungsmittel, die die
Messung von Flugparametern erhalten und die potentielle Anstellung
A berechnen; und
- – eine
Regelungseinrichtung, die die potentielle Anstellung A erhält und deren
Ausgang durch ein in die Steuerleitung eingesetztes Element gebildet wird.
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In üblicher
Weise kann das Dispositionselement des Piloten die Spoilerklappen
durch einen Bruchteil ihrer maximalen Ausstellung steuern, das heißt, dass
jede ausgefahrene Position einem solchen Bruchteil entspricht.
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Das
in der Steuerleitung angeordnete Element kann somit ein Multiplikator
oder ein Begrenzer sein, der durch das Dispositionselement des Piloten gesteuert
wird.
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In
einer vorteilhaften Ausführungsform
umfasst die Regelungseinrichtung:
- – einen
ersten Verstärker,
dessen Eingang mit der Steuerleitung verbunden ist und dessen Verstärkungsgrad
gleich dem Verhältnis
dα/Bmax
ist, in welchem da die Verminderung des Anstellwinkels α des Flugzeugs
ist, die durch die maximale Bmax der Spoilerklappen herbei geführt wird;
- – ein
Additionsglied, dessen zwei Eingänge
jeweils die potentielle Anstellung von Berech nungsmitteln und das
Signal vom Ausgang des ersten Verstärkers erhalten; und
- – einen
zweiten Verstärker,
mit dem Verstärkungsgrad
1/K, welcher den Ausgang des Additionsgliedes mit dem Ausgangselement
verbindet.
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Die
Figuren der beigefügten
Zeichnung werden verständlich
machen, wie die Erfindung durchgeführt werden kann. In diesen
Figuren bezeichnen identische Bezugzeichen ähnliche Elemente.
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1 zeigt
während
des Fluges und in perspektivischer Ansicht von oben ein ziviles
Großraumflugzeug.
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2 zeigt
in schematischer Ansicht von oben, teilweise und stark vergrößert, einen
Flügel des
Flugzeugs aus 1 mit seinen Spoilerklappen, seinen
Nasenklappen an der Vorderkante und seinen Flügelklappen an der Hinterkante
in eingezogener Position.
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3 ist
eine schematische Schnittansicht, eines Teils und vergrößert, entlang
der Linie III-III
in 2.
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4 zeigt
eine ähnlich
Ansicht wie in 3 einer Spoilerklappe in einer
ausgefahrenen Position.
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5 gibt
ein Schaltschema einer Vorrichtung gemäß der vorliegenden zur Optimierung
der Ausstellung der Spoilerklappen des Flugzeugs aus 1 wieder.
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6 ist
ein Diagramm, welches für
eine Konfiguration des Flugzeugs die Variation seines Auftriebs
in Abhängigkeit
von seinem Anstellwinkel zeigt.
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7 ist
ein Diagramm, welches die Funktionsweise der Vorrichtung gemäß der vorliegenden Erfindung
zeigt.
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Das
in 1 dargestellte zivile Großraumflugzeug A/C weist zwei
Flügel 1 auf.
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Wie
in 2 in sehr großem
Maßstab
dargestellt, umfasst jeder Flügel 1 eine
Vorderkante 2, eine Hinterkante 3, eine Oberseite 4 und
eine Tragflächenwurzel
E.
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Die
Vorderkante 2 ist durch wenigstens eine Hochauftriebsklappe 5 gebildet.
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Die
Hinterkante 3 des Flügels 1 wird
durch die nahe Anordnung einer Mehrzahl von aneinander angrenzenden
rückseitigen
Flügelklappen 6 an
der Hinterkante gebildet.
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In
der Oberseite 4, stromaufwärts der rückseitigen Flügelklappen 6 (im
Verhältnis
zur aerodynamischen Strömung
auf dem Flügel 1)
sind eine Mehrzahl von Spoilerklappen 7 angeordnet, deren
Form in Draufsicht ein Rechteck oder ein rechtwinkliges Trapez ist.
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Wie
in 3 gezeigt wird, ist jede Spoilerklappe 7 am
Rand der Vorderkante 8 an der Struktur 9 des Flügels 1 um
eine Achse 10 parallel zur Vorderkante 8 angelenkt.
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In
der in den 2 und 3 dargestellten eingezogenen
Position stößt die Hinterkante
jeder Spoilerklappe 7 auf eine rückseitige Flügelklappe 6, und
die Oberseite 12 der Spoilerklappe 7 stellt die
aerodynamische Kontinuität
zwischen der Oberseite 4 des Flügels 1 und der Oberseite 13 der
Flügelklappe 6 her.
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Darüber hinaus
ist jede Spoilerklappe 7 mit der Struktur 9 des
Flügels 1 durch
eine schräge, durch
ein Stellglied 14 gebildete Stütze verbunden, deren Enden 15 und 16 jeweils
an der Struktur 9 und an der Spoilerklappe 7 angelenkt
sind.
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In
einer eingezogenen Position der Spoilerklappe 7 (2 und 3) übt das Stellglied 14 eine Kraft
aus, um jene in der eingezogenen Position zu halten.
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Wenn
das Stellglied 14 zu einer Verlängerung aktiviert wird, schwenkt
die Spoilerklappe 7 allmählich um die Achse 10 und
fährt aus.
Wie dies in 4 für eine mit einem Ausstellwinkel
B ausgefahrene Position dargestellt ist, ermöglicht die Spoilerklappe 7,
den Auftrieb zu vermindern und den Luftwiderstand des Flügels 1 in
Proportion zu dem Wert des Ausstellwinkels B zu erhöhen.
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Natürlich ist
es selbstverständlich,
dass die Spoilerklappe 7 eine oder mehrere andere ausgefahrene
Positionen einnehmen kann, entsprechend den Werten dieses Winkels,
obwohl in 4 nur eine einzige ausgefahrene
Position entsprechend eines Wertes für einen Ausstellwinkel B dargestellt
ist.
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Wie
in 5 schematisch dargestellt ist, wird das Ausfahren
und das Einziehen der Spoilerklappen 7 wahlfrei durch den
Piloten mit einem Schwenkarm 17 gesteuert, der mit einem
Wandler 18 verbunden ist, der die Drehung des Hebels 17 in
einen zur des Stellgliedes 14 proportionalen Befehl umformt.
Der Gesamtverlauf C des Hebels 17 entspricht dem Maxi malwert
Bmax, der den Ausstellwinkel B der Spoilerklappen 7 annehmen
kann.
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Üblicherweise
ist die Drehung des Hebels 17 nicht als Wert eines Ausstellwinkels
B abgestuft, sondern als Bruchteil (kBmax) des Maximalwertes Bmax der
Ausstellweite der Spoilerklappen 7 (mit 0 ≤ k ≤ 1).
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In 5 ist
eine Skala 19 für
die Drehung des Hebels 17 dargestellt, auf welcher die
Werte 0–0,5–0,75 und
1 von k aufgenommen sind. In dieser Figur ist der Hebel 17 in
der Position dargestellt, die 0,25 Bmax entspricht.
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Die
Steuereinrichtung für
die Ausstellung der Spoilerklappen 7, die in 5 dargestellt
ist, umfasst zusätzlich
zu dem Hebel 17 und dem Wandler 18 einen Rechner 20 und
eine Regelungseinrichtung 21.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung berechnet der Rechner 20 in Echtzeit einen potentiellen
Anstellwinkel A und in Abhängigkeit
von dem Wert und dem Vorzeichen dieses potentiellen Anstellwinkels
A erhöht
oder vermindert die Regelungseinrichtung 21 den Anstellwinkel
B, gesteuert durch den Hebel 17. Der Anstellwinkel B ist
optimal, wenn der Wert des potentiellen Anstellwinkels A Null ist.
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Um
die Funktionsweise der Vorrichtung gemäß der vorliegenden Erfindung
konkreter zu machen, kann man sich auf 6 stützen, die
für eine Konfiguration
aus Nasenklappen 5 und Flügelklappen 6 die Variation
des Auftriebs des Flugzeugs (in Form des Auftriebskoeffizienten
Cz) in Abhängigkeit von
der Anstellung des Flugzeugs A/C darstellt. Eine solche Variation
wird durch eine Kurve 22 dargestellt, deren Verlauf Aerodynamikern
bekannt ist. In dem Diagramm in 6 ist angegeben:
- – der
Wert des Anstellwinkels αd,
bei welchem für die
entsprechende Konfiguration der Nasenklappen 5 und Flügelklappen 6 das
Flugzeug A/C überzieht;
- – der
Wert des Anstellwinkels αmax,
kleiner als αd,
bei welchem die Flugrechner des Flugzeugs A/C dessen Gesamtsteuerung
an sich nehmen, um diesem eine sichere Konfiguration zu verleihen;
- – der
Wert des Anstellwinkels αprot,
kleiner als αmax,
bei welchem der Pilot seine Autorität über die Spoilerklappen 7 zu
verlieren beginnt, wobei die Rechner allmählich die Kontrolle des Flugzeugs
A/C übernehmen,
um sicherzustellen, dass dieses keine gefährliche Konfiguration einnimmt; und
- – des
Wert des Anstellwinkels α0
entsprechend eines Auftriebs Null.
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Der
Rechner 20 erhält
neben anderen Parametern den Wert α des aktuellen Anstellwinkels
des Flugzeugs A/C, gemessen in üblicher
Weise durch wenigstens einen Neigungsfühler (nicht dargestellt), der
an Bord des Flugzeugs A/C montiert ist sowie den Wert αprot, wie
oben definiert, der in Abhängigkeit
von der Mach-Zahl und der Konfiguration der Nasenklappen 5 und
der Flügelklappen 7 tabelliert
ist.
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Aus α und αprot berechnet
der Rechner 20 die potentielle Anstellung A gleich αprot – α – m, wobei
m ein Sicherheitsbereich ist (siehe 6).
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Der
Bereich m kann konstant oder zum Beispiel gleich 2 oder 3 Grad Anstellwinkel
betragen. In diesem Fall ist der konstante Bereich m im Speicher des
Rechners 20 eingegeben.
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Dagegen
kann der Bereich m realistischer sein und von einer bestimmten Anzahl
von Parametern abhängig
gemacht werden, wie dem Anstellwinkel α0 bei einem Auftrieb Null (unten
definiert und in ähnlicher
Weise wie αprot
tabelliert), dem Rollwinkel Φ des
Flugzeugs A/C in einer Kurve oder auch dem vertikalen Belastungsfaktor
nz. In diesem Fall sind diese Parameter in den Rechner 20 eingegeben,
wie dies in 5 dargestellt ist, wobei der
Rollwinkel Φ und
der Belastungsfaktor nz in üblicher
Weise an Bord des Flugzeugs A/C gemessen werden.
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Beispielhaft
für den
variablen Bereich m können
die folgenden Ausdrücke
genannt werden:
- – m = [ 1 – cos(20°)] × [αprot – α0], speziell ausgelegt für den Fall
einer Kurve des Flugzeugs A/C mit einem Anstellwinkel Φ gleich
20°, was üblich ist.
Jedoch zeigt ein solcher Bereich den Nachteil, während einer gesamten Dauer
der Kurve konstant zu bleiben, was eine Verminderung der Ausstellweite
der Spoilerklappen herbeiführt;
- – m
= [cos(Φ) – cos(20°)] × [αprot – α0], kompensiert
beim Rollen derart, dass, wenn sich das Flugzeug A/C neigt, sich
der Bereich m vermindert, was ermöglicht, Kurven durchzuführen, ohne die
Spoilerklappen einzuziehen;
- – m
= [1/nz – cos(20°)] × [αprot – α0], was erlaubt, der
Kompensation beim Rollen (für Φ = 20°) eine Kompensationsressource
hinzuzufügen;
- – oder
auch jede Kombination der obigen Ausdrücke:
man kann zum
Beispiel einen durch ein Rollen kompensierten Bereich m bis zu einem
bestimmten Wert des Winkels Φ definieren,
dann einen darüber
hinaus konstanten Bereich, was ermöglicht, die Spoilerklappen 7 für schwache
Kurven ausgefahren zu lassen und bei Kurven, welche eine große Anstellung
benötigen,
damit zu beginnen, sie einzufahren.
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Ob
nun der konstante oder variable Ausdruck für den Bereich m gewählt wird,
so bildet der Wert des Anstellwinkels A = αprot – α – m den möglichen aktuellen Anstellwinkel,
der unter Einhaltung jeglicher Sicherheit durch die Spoilerklappen 7 umgesetzt
werden kann, das heißt,
dass es möglich
ist, den Ausstellwinkel B der Spoilerklappen 7 so weit
zu vergrößern, dass
die Ausfahrweite den Anstellwinkel A rückgängig macht.
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Wenn
die potentielle Anstellung A negativ ist, zeigt dies, dass die Ausstellung
B der Flügelklappen 7 zu
groß ist
und dass es notwendig ist, diese zu verringern.
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In
dem Ausführungsbeispiel
der Regelungseinrichtung 21, die in 5 dargestellt
ist, ist ein Additionsglied 23 vorgesehen, um an einem
seiner Eingänge
die potentielle Anstellung A zu erhalten, der von dem Rechner 20 berechnet
wurde. Diese Regelungseinrichtung 21 umfasst ferner:
- – einen
Multiplikator 24, der in der Leitung 25 angeordnet
ist, die den Wandler 18 mit den Stellgliedern 14 verbindet;
- – einen
Verstärker 26,
mit dem Verstärkungsgrad 1/K,
der den Ausgang des Additionsgliedes 23 mit dem Multiplikator 24 verbindet,
wobei der Faktor K gleich dem Verhältnis dα/Bmax ist, in welchem da die
Verminderung des Anstellwinkels α des
Flugzeugs A/C ist, die sich durch die maximale Ausstellung Bmax
der Spoilerklappen ergibt;
- – einen
Verstärker 27,
mit dem Verstärkungsgrad K,
der das Signal der Ausstellung erhält, das über die Leitung 25 transportiert
wird und mit einer Verstärkung
durch die Verstärkungsstufe
K mit einer Filterung durch den Filter 28 an den anderen
Eingang des Additionsgliedes 23 adressiert wird.
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So
wird, wenn der Pilot des Flugzeugs A/C den Hebel 17 betätigt, die
gesteuerte Ausstellung der Spoilerklappen 7 durch den Verstärker 27 erfasst, welcher
diese gesteuerte Ausstellung in eine entsprechende Quantität des Anstellwinkels Δα umwandelt.
Nach der Filterung durch den Filter 28 wird diese Quantität des Anstellwinkels Δα, die eine
Schätzung der
aktuell durch die Bremsklappen erreichten Anstellung ist, der potentiellen
Anstellung A in dem Additionsglied 23 hinzu gefügt. Am Ausgang
desselben liegt somit eine Schätzung
in Echtzeit der Quantität der
verfügbaren
Anstellung vor, die durch die Spoilerklappen umgesetzt wird und
die an den Verstärker 26 übertragen
wird. Dieser wandelt dann diese Schätzung des verfügbaren Anstellwinkels
in eine Echtzeitschätzung
der Quantität
des verfügbaren
Ausstellwinkels für
die Spoilerklappen 7 um.
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Auf
diese Weise bewertet die Regelungseinrichtung 21 bei Forderung
einer Ausstellung der Spoilerklappen 7 durch den Piloten
die exakte Größenordnung
der Ausstellung entsprechend des Bedarfs der potentiellen verfügbaren Anstellung
A. In dem Maße
der Ausstellung der Spoilerklappen 7 wird diese Größenordnung
in Abhängigkeit
von der Reaktion des Flugzeugs korrigiert (gemessen durch den Rechner 20),
um schließlich
exakt die gesteuerte Ausstellung zu erhalten.
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Im
Dauerbetrieb, das heißt,
einer konstanten gesteuerten Ausstellung und konstanten Parametern am
Eingang des Rechners 20, ist die potentielle Anstellung
A Null, was zeigt, dass der Auftrag der Ausstellung erfüllt ist.
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Die
Betriebsweise der Regelungseinrichtung 21 wird in der Weise
geregelt, dass die Steuerung der Spoilerklappen 7, die
sie erzeugt, weder zu langsam noch zu schnell erfolgt. Ihre Reaktionszeit
kann in der Größenordnung
von einigen Sekunden, zum Beispiel 5 s, liegen, um nicht der guten
Funktionsweise der Gesetzmäßigkeiten
eines Lenkvorganges zu schnell zu schaden.
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Es
sei angemerkt, dass im Falle eines Schadens an bestimmten Spoilerklappen
die vorliegende Erfindung die Ausstellung der betriebsbereit bleibenden
Spoilerklappen automatisch anpasst, um die Steueraufgabe zu erfüllen zu
helfen.
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Wie
in 7 dargestellt ist, erfolgt, wenn der Pilot die
maximale Ausstellung der Spoilerklappen 7 fordert (der
Hebel 17 befindet sich in der Position 1 der Skala 19),
die Ausstellung B derselben linear entlang einer Linie 29 erfolgt.
Wenn umgekehrt der Hebel 17 beispielsweise auf die Position
0,5 der Skala 19 gebracht ist, wird die Ausstellung der
Spoilerklappen 7 proportional erfolgen, um 0,25 Bmax (Kurve 30 punktiert)
zu erreichen.
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Wenn
man zum Beispiel eine Ausstellung von 0,5 Bmax für die Position 0,5 des Hebels 17 erhalten
möchte,
kann man den Multiplikator 24 durch einen Begrenzer ersetzen,
der durch die Position des Hebels 17 gesteuert wird. Man
könnte
somit eine Steuerung erhalten, wie sie durch die Linie 31 in Punkt/Strich-Linien
in 7 dargestellt ist, im zusammenfallenden Teil der
Linie 29.
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Aufgrund
des Vorstehenden wird festgestellt, dass die vorliegende Erfindung
ermöglicht,
die Ausstellung der Spoilerklappen 7 an Flugbedingungen des
Flugzeugs anzupassen, während
in dem Stand der Technik eine Ausstellung pauschal angenommen wird,
was den Flugbetrieb des Flugzeugs einschränkt.
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Aufgrund
der vorliegenden Erfindung:
- – kann der
Pilot damit fortfahren, mit der gegenwärtigen Geschwindigkeit zu fliegen
und ohne weitere Beschränkung
zu manövrieren,
wobei die Ausstellung der Spoilerklappen automatisch an seinen Lenkvorgang
angepasst wird. Zuvor hat das Herauskommen der Spoilerklappen ihn
mitunter gezwungen, zu beschleunigen (was paradox ist, wenn man
die aerodynamischen Flächen ausfährt, die
bremsen) oder seinen Kurvenwinkel stark beschränkt;
- – das
Flugzeug kann den besten Winkel zum Sinken für jede Geschwindigkeit suchen.
Bei bestimmten Flugzeugen ist der stärkste Winkel zum Sinken nicht
nur zwingend mit der größten Geschwindigkeit
verbunden (im Gegensatz zu der Sinkgeschwindigkeit); und
- – das
Flugzeug kann sehr große
Ausstellweiten für
die Spoilerklappen aufweisen, wobei diese Ausstellweiten nicht mehr
durch die Wahl eines allgemeinen Kompromisses des Flugzeugbauers zwischen
dem Sinkvermögen
und dem Flugbetrieb des Flugzeugs beschränkt sind. Das Sinkvermögen wird
größer werden.