DE602005000097T2

DE602005000097T2 - Flugzeugstartverfahren

Info

Publication number: DE602005000097T2
Application number: DE602005000097T
Authority: DE
Inventors: Franck Delaplace; Gerard Mathieu; Nicolas Daniel
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2004-04-28
Filing date: 2005-03-29
Publication date: 2007-02-01
Anticipated expiration: 2025-03-30
Also published as: EP1591854A1; EP1591854B1; ES2270408T3; FR2869588A1; CA2502145C; FR2869588B1; US7281683B2; DE602005000097D1; CA2502145A1; ATE338295T1; US20050242235A1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Flugzeugstarthilfeverfahren, das es erlaubt, das Verhalten des Flugzeuges bei den Rotationen während des Starts zu vereinheitlichen und die Auswirkungen von Änderungen bestimmter Parameter des Flugzeuges, beispielsweise die Masse, die Konfiguration der Vorflügel und Hinterkantenklappen, die Schubkraft, die Geschwindigkeit zum Zeitpunkt der Rotation, etc. zu beseitigen oder zumindest zu verringern.
Es ist bekannt, dass manche Flugzeuge eine neigungsverstellbare Höhenflosse aufweisen. Eine derartige verstellbare Höhenflosse wird in der Technik mit der Abkürzung PHR (für Plan Horizontal Réglable) bzw. THS (für Trimmable Horizontal Stabiliser) bezeichnet. Genauso wie eine feste Höhenflosse ist eine verstellbare Höhenflosse mit Höhenrudern ausgestattet, welche die Hinterkante der verstellbaren Höhenflosse bilden.
Eine verstellbare Höhenflosse kann in schwanzlastig trimmende Richtung oder in kopflastig trimmende Richtung ausgeschlagen werden, und sie wird in bestimmten Flugphasen verwendet. Beim Start des Flugzeuges und vor der Rotation ist es beispielsweise üblich, die verstellbare Höhenflosse durch Intervention des Piloten oder durch ein Automatiksystem um einen Ausschlagwinkel von vorgegebenem Wert auszuschlagen. Der optimale Sollwert des Ausschlagwinkels der verstellbaren Höhenflosse hängt von mehreren Parametern des Flugzeuges ab, beispielsweise die Längsposition des Schwerpunktes, die Gesamtmasse beim Start, die Konfiguration der Vorflügel und der Hinterkantenklappen, die Schubkraft, die Rotationsgeschwindigkeit, etc.
Der Istwert des Ausschlagwinkels ist von großer Bedeutung, da er das Verhalten des Flugzeuges während der Rotationsphase bedingt, die dann beginnt, wenn der Pilot, nachdem das Flugzeug beim Rollen einen vorgegebenen Geschwindigkeitswert, die sogenannte Rotationsgeschwindigkeit, erreicht hat, den Steuerknüppel nach hinten zieht, um die Höhenruder schwanzlastig trimmend auszuschlagen, und die dann endet, wenn sich die Fluglage um einen vorgegebenen Wert, beispielsweise 15°, stabilisiert hat. Wenn der Istwert dieses Ausschlagwinkels eine zu große aufwärts gerichtete Nickbewegung bewirkt, kann ein Spontanstart ohne Intervention des Piloten mit einem eventuellen Aufsetzen des Schwanzes erfolgen, und wenn er hingegen eine zu große abwärts gerichtete Nickbewegung bewirkt, kann dies einen schwierigen, die Leistungen des Flugzeuges beeinträchtigenden Start zur Folge haben.
Generell gilt für den Start, dass der Wert des Ausschlagwinkels der verstellbaren Höhenflosse einem schwanzlastigen Moment entspricht, was insbesondere dann der Fall ist, wenn sich der Schwerpunkt des Flugzeugs in einer nach vorne, zur Nase des Flugzeugs hin verlagerten Längsposition befindet. In diesem Fall ist lässt sich nämlich das Flugzeug zum Zeitpunkt der Rotation schwer drehen, und die verstellbare Höhenflosse muss ein hohes schwanzlastiges Moment erzeugen. Wenn sich der Schwerpunkt des Flugzeugs jedoch in einer hinteren Längsposition befindet, neigt das Flugzeug dazu, sich sehr leicht zu drehen, und die verstellbare Höhenflosse muss nur ein kleines Nickmoment erzeugen, das ein schwanzlastiges Moment oder sogar ein kopflastiges Moment sein kann.
Wie oben erwähnt, hängt der optimale Sollwert des Ausschlagwinkels der verstellbaren Höhenflosse beim Start von zahlreichen Parametern ab. Für eine genaue Neigungseinstellung der verstellbaren Höhenflosse muss man daher alle oder zumindest einen Großteil dieser Parameter berücksichtigen, was komplizierte Steuergeräte erforderlich macht.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diesen Nachteil zu beseitigen.
Das Starthilfeverfahren für ein Flugzeug, das Hinterkantenklappen und Vorflügel sowie eine verstellbare Höhenflosse aufweist, an die Höhenruder angelenkt sind, gemäß dem man:

– einen Wert VR für die Geschwindigkeit des Flugzeuges, die sogenannte Rotationsgeschwindigkeit vorgibt, bei dem die Rotation beim Start beginnen muss, wobei dieser Wert VR innerhalb eines Bereichs von Geschwindigkeitswerten liegen muss, der durch Vorschriften festgelegt ist; und
– zur Starthilfe die Nicklage des Flugzeuges steuert, indem man die verstellbare Höhenflosse um einen Winkel ausschlägt, dessen Wert vorgegeben ist, zeichnet sich zu diesem Zweck gemäß der Erfindung dadurch aus, dass man:
– aus dem Bereich der Geschwindigkeitswerte eine beliebige Referenzgeschwindigkeit VRref auswählt und für diese Referenzgeschwindigkeit VRref den Wert des Ausschlagwinkels der verstellbaren Höhenflosse einzig in Abhängigkeit von der Längsposition des Schwerpunktes des Flugzeuges beim Start bestimmt;
– die Abweichung zwischen der Rotationsgeschwindigkeit VR und der Referenzgeschwindigkeit VRref bestimmt; und
– die Steuerung der Nicklage zur Starthilfe in Abhängigkeit von der Geschwindigkeitsabweichung korrigiert, um von einem Start zum anderen ein ähnliches Verhalten des Flugzeuges bei der Rotation zu erhalten.

Gemäß der vorliegenden Erfindung wird der Ausschlagwinkel der verstellbaren Höhenflosse also nur von einem einzigen der oben genannten Parameter abhängig gemacht, nämlich von der Längsposition des Schwerpunktes des Flugzeuges, auch „Zentrierung" genannt, die als der wichtigste Parameter gilt. Die Vorrichtung zur Regelung des Ausschlags der verstellbaren Höhenflosse wird dadurch stark vereinfacht.
Selbstverständlich ist der Wert des so erhaltenen Ausschlagwinkels nur ein vereinfachter Kompromisswert, der zur Folge haben könnte, dass das Flugzeug von einem Start zum nächsten ein anderes Verhalten bei der Rotation zeigt, da sich einer oder mehrere der von diesem Kompromisswert nicht berücksichtigten Parameter verändert/verändern, was den Piloten verwirren würde und bewirken könnte, dass das Flugzeug mit dem Schwanz den Boden berührt.
Dieser Nachteil wird jedoch gemäß der Erfindung dadurch vermieden, dass die Rotationsgeschwindigkeit VR aus einer Berechnung zur Optimierung des Starts des Flugzeuges resultiert, bei der sowohl die Merkmale des Flugzeuges (Masse, Schub, Konfiguration der Vorflügel und Klappen, etc.) als auch die Merkmale der Startbahn (Länge, Höhe, Zustand, Temperatur, etc.) berücksichtigt werden, so dass die Korrektur, die von der vorliegenden Erfindung in Abhängigkeit von der Abweichung zwischen VR und VRref vorgesehen ist, wobei dieser Referenzwert VRref von einem Start zum nächsten gleich ist, eine Vereinheitlichung des Verhaltens des Flugzeuges beim Start erlaubt, indem der Einfluss der Änderungen der nicht berücksichtigten Parameter beseitigt oder zumindest verringert wird.
Die vorliegende Erfindung erlaubt es also, einen vereinfachten Kompromisswert für den Ausschlagwinkel der verstellbaren Höhenflosse zu schaffen, wobei die Komplikationen umgangen werden, die durch die Berücksichtigung der zahlreichen Parameter entstehen, die in den Sollwert dieses Ausschlagwinkels eingehen, und wobei eine Vereinheitlichung des Verhaltens des Flugzeuges bei aufeinanderfolgenden Starts erlaubt wird.
Man wird feststellen, dass die frühere Druckschrift EP-A-1 273 986 ein Verfahren zur Steuerung von wenigstens einer Trimmungsklappe eines Flugzeuges in der Startphase gemäß einer nominalen Vorgabefunktion beschreibt, wobei dieses Verfahren es erlaubt, die Gefahr auszuschließen, dass das Flugzeug mit dem hinteren Teil des Rumpfes den Boden berührt. In dieser früheren Druckschrift ermittelt man die Existenz einer solchen Gefahr, und wenn diese Gefahr nachweislich besteht, wendet man auf die aerodynamische Fläche ein geändertes Gesetz an, das sich von der nominalen Vorgabefunktion unterscheidet und eine solche Bodenberührung verhindert.
In dem erfindungsgemäßen Verfahren lässt sich die Korrektur der Steuerung der Nicklage zur Starthilfe entweder durch Betätigung der verstellbaren Höhenflosse oder durch Betätigung der Höhenruder, oder teilweise durch Betätigung der verstellbaren Höhenflosse und teilweise durch Betätigung der Höhenruder erzielen.
Außerdem kann die Abweichung zwischen den Geschwindigkeitswerten VR und VRref entweder durch ihr Verhältnis oder durch ihre Differenz berechnet werden.
Da im Allgemeinen für eine gleichmäßige Wirkung die Steuerung der Nicklage eines Flugzeuges beim Start umso kopflastiger sein muss, je größer seine Geschwindigkeit ist, muss die Korrektur der Steuerung der Nicklage zur Starthilfe, wenn die Rotationsgeschwindigkeit VR größer ist als die Referenzgeschwindigkeit VRref, in Form einer abwärts gerichteten Nickbewegung erfolgen, und umgekehrt, wenn die Rotationsgeschwindigkeit VR kleiner ist als die Referenzgeschwindigkeit VRref, muss die Korrektur der Steuerung der Nicklage zur Starthilfe eine stärkere aufwärts gerichtete Nickbewegung zur Folge haben, wobei die Korrektur null ist, wenn die Rotationsgeschwindigkeit VR gleich der Referenzgeschwindigkeit VRref ist.
Um die Umsetzung der Erfindung zu vereinfachen und nur Korrekturen der Steuerung der Nicklage zur Starthilfe in eine Richtung vornehmen zu müssen, die einer Verkleinerung der aufwärts gerichteten Nickbewegung entspricht, wählt man vorteilhafterweise als Referenzgeschwindigkeit VRref die kleinste Geschwindigkeit aus dem Bereich der Rotationsgeschwindigkeiten, in dem die Istgeschwindigkeit der Rotation liegen muss, um den Vorschriften zu entsprechen.
Dieser Mindestwert, und damit die Referenzgeschwindigkeit VRref, können also gleich dem Produkt KxVS1g sein, in dem K ein Koeffizient größer als 1 ist und VS1g die Geschwindigkeit ist, bei der das Flugzeug überzieht, wenn es sich im Horizontalflug befindet und seine Vorflügel und Hinterkantenklappen ähnlich konfiguriert sind wie beim Start.
Man sieht, dass die Auftriebsgleichung bei der Abrissgeschwindigkeit VS1g wie folgt lautet: M × g = 0,5 × p × (VS1g)2 × Czmax × S,wobei in diesem Ausdruck M die Masse des Flugzeuges, g die Erdbeschleunigung, p die Luftdichte, Czmax der Koeffizient des maximalen Auftriebs und S die Referenzfläche ist. Aus dieser Gleichung folgt, dass die Überziehgeschwindigkeit VS1g von der Masse des Flugzeuges, der Höhe (durch die Dichte p), der Konfiguration der Vorflügel und der Klappen (durch den Koeffizienten Czmax) und der Längsposition des Flugzeugschwerpunktes (ebenfalls durch den Koeffizienten Czmax) abhängt.
Außerdem hängt der Koeffizient K des Produkts KxVS1 g von dem Verhältnis zwischen dem Schub des Flugzeuges beim Start und dem Gewicht des Flugzeuges ab. Indirekt hängt er also von der Höhe und von der Temperatur (durch den Schub) und von der Masse des Flugzeuges ab. Der Mittelwert des Koeffizienten K liegt in der Größenordnung von 1,11.
Wie oben erklärt kann die Abweichung zwischen den Werten VR und VRref zwar durch ihr Verhältnis veranschlagt werden, aber es ist besonders vorteilhaft, wenn sie durch deren Differenz berechnet wird, des Typs VR-VRref, das heißt VR-KxVS1g unter Berücksichtigung der oben genannten Besonderheit.
Die Differenz VR-KxVS1g zeigt nämlich im Voraus, ob die Rotation des Flugzeuges schnell oder aufwändig sein wird (das von der verstellbaren Höhenflosse und den Höhenrudern erzeugte schwanzlastige Moment hängt vom Quadrat der Geschwindigkeit zum Zeitpunkt der Rotation ab) und erlaubt es daher, dementsprechend zu reagieren. Wenn die Istgeschwindigkeit VR der Rotation gleich der Referenzgeschwindigkeit KxVS1g der Rotation ist, beträgt die Differenz VR-KxVS1g null und es wird keine Korrektur der Steuerung der Nicklage zur Starthilfe vorgenommen. Wenn hingegen die Istgeschwindigkeit VR der Rotation größer ist als die Referenzgeschwindigkeit KxVS1g der Rotation, ist die Differenz VR-KxVS1g positiv und fließt als Parameter mit ein, um die Nickbewegung zur Starthilfe an die Rotationsgeschwindigkeit VR anzupassen.
In dem Fall, wo man die verstellbare Höhenflosse einsetzt, vergrößert sich also der vorgegebene Wert des Ausschlagwinkels der verstellbaren Höhenflosse um einen zusätzlichen Winkel ΔiH, positiv oder null, des Typs ΔiH = K1 × (VR – K × VS1g),wobei in diesem Ausdruck K1 ein Koeffizient ist, der von der Referenzgeschwindigkeit VRref, von der Längsposition des Schwerpunktes und von der Konfiguration der Hinterkantenklappen und der Vorflügel abhängt, und der zum Beispiel einen Mittelwert in der Größenordnung von 0,16 Winkelgrad pro Knoten haben kann.
Ebenso werden, wenn man Höhenruder einsetzt, diese Höhenruder um einen zusätzlichen Winkel δq2 (positiv oder null) mit einem Wert des folgenden Typs nach oben ausgeschlagen: δq2 = K2 × (VR – K × VS1g),wobei in diesem Ausdruck K2 ein Koeffizient ist, der ebenfalls von der Referenzgeschwindigkeit VRref, von der Längsposition des Schwerpunktes und von der Konfiguration der Hinterkantenklappen und der Vorflügel abhängt.
Wenn die verstellbare Höhenflosse bei dem betroffenen Flugzeug in Hinblick auf die Steuerung der Nicklage n-Mal wirksamer ist als die Höhenruder, wird K2 n-Mal größer als K1 gewählt.
Die Umsetzung des Verfahrens gemäß der vorliegenden Erfindung ist außergewöhnlich einfach, insbesondere wenn man die Höhenruder verwendet. Es genügt dann nämlich, die Kennlinie des Flugzeuges, die den Ausschlag der Höhenruder angibt, in Abhängigkeit von dem erteilten Ausschlagbefehl zu ändern. Wie später zu sehen sein wird, sind zahlreiche Änderungen dieser Kennlinie möglich, um die Erfindung umzusetzen.
Aus den Figuren der beifolgenden Zeichnungen ist ersichtlich, wie die Erfindung ausgeführt sein kann. Ähnliche Elemente sind in diesen Figuren mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet.
1 zeigt in schematischer Darstellung ein ziviles Großraumflugzeug mit einer verstellbaren Höhenflosse.
2 zeigt in drei üblichen aufeinanderfolgenden Phasen den Start des Flugzeuges.
3A und 3B zeigen ein Beispiel für die übliche Positionierung der verstellbaren Höhenflosse und der an dieser befestigten Höhenruder vor beziehungsweise ab der Rotation beim Start.
4 zeigt ein erstes Beispiel für die Umsetzung des Verfahrens gemäß der vorliegenden Erfindung.
5 zeigt ein zweites Beispiel für die Umsetzung des Verfahrens gemäß der vorliegenden Erfindung.
6 zeigt ein Beispiel eines bekannten, üblichen Diagramms, das die Änderung des Ausschlagwinkels der Höhenruder eines Flugzeuges in Abhängigkeit von dem erteilten Ausschlagbefehl veranschaulicht.
7, 8 und 9 zeigen Varianten des Diagramms von 6, um das zweite Beispiel des erfindungsgemäßen Verfahrens umzusetzen, das in 5 dargestellt ist.
Das Großraumflugzeug 1, das schematisch in 1 abgebildet ist, weist eine Längsachse L-L auf und hat eine neigungsverstellbare Höhenflosse 2, wie dies mit Hilfe des Doppelpfeils 3 veranschaulicht ist. An der Hinterkante der verstellbaren Höhenflosse 2 sind Höhenruder 4 angelenkt, die sich in Relation zu der Höhenflosse 2 drehen können, wie dies mit Hilfe der Doppelpfeile 5 veranschaulicht ist.
Des Weiteren weist das Flugzeug 1 an seinen Flügeln 6 Hinterkantenklappen 7 und Vorflügel 8 auf.
Gemäß dem Stand der Technik bestimmt man, wenn das Flugzeug 1 auf der Startbahn 9 steht und sich auf den Start vorbereitet, in Abhängigkeit von wenigstens einigen der oben genannten Parameter einerseits die Geschwindigkeit VR, bei der die Startrotation beginnen muss und die in einem Bereich von Geschwindigkeitswerten liegen muss, der durch Vorschriften festgelegt ist, und andererseits einen Ausschlagwinkel iH für die verstellbare Höhenflosse 2, und man regelt die Neigung der verstellbaren Höhenflosse 2 auf diesen Wert iH (normalerweise eine aufwärts gerichtete Neigung) bezogen auf die Längsachse L-L (siehe 3A), so dass die verstellbare Höhenflosse 2 während des Starts in der Lage ist, eine geeignete Nickbewegung zur Starthilfe auszuführen.
In 2 sind die drei üblichen Phasen I, II und III dargestellt, die das Flugzeug 1 bei seinem Abflug durchläuft.
In Phase 1 rollt das Flugzeug 1 auf der Startbahn 9, wobei es beschleunigt, um die vorgegebene Rotationsgeschwindigkeit VR zu erreichen.
In dieser Beschleunigungsphase 1 sind die Hinterkantenklappen 7 und die Vorflügel 8 in üblicher Weise ausgefahren (nicht dargestellt), die verstellbare Höhenflosse 2 ist um den Winkel iH geneigt, und die Höhenruder 4 sind zum Beispiel in ihrer Position, in der sie die verstellbare Höhenflosse 2 aerodynamisch verlängern. In dieser üblichen Konfiguration, die in 3A dargestellt ist, erzeugt die verstellbare Höhenflosse 2 zusammen mit den Höhenrudern 4 eine nach oben gerichtete aerodynamische Kraft, die ein schwanzlastiges Nickmoment für das Flugzeug 1 erzeugt.
Ebenfalls auf übliche Weise, wenn das Flugzeug 1 beim Rollen auf der Startbahn 9 die Rotationsgeschwindigkeit VR erreicht (Phase II in 2), bringt der Pilot die Höhenruder 4 in eine das Flugzeug schwanzlastig trimmende Position, die durch einen Wert δq des Ausschlagwinkels in Relation zu der verstellbaren Höhenflosse 2 definiert ist (siehe 3B). Die verstellbare Höhenflosse 2 erzeugt also zusammen mit den Höhenrudern 4 eine nach oben gerichtete aerodynamische Kraft und ein schwanzlastiges Nickmoment, die jeweils größer sind als jene, die in der Anordnung von 3A erzeugt werden, und die geeignet sind, den Abflug des Flugzeuges 1 herbeizuführen.
Bei diesem Abflug wird die verstellbare Höhenflosse 2 in ihrer geneigten Position gehalten, die durch den Winkel iH definiert ist, wobei die Höhenruder 4 um den Winkel δq nach oben ausgeschlagen sind (siehe 3B).
Nach der Stabilisierung des Flugzeugs 1 in Steigfluglage (Phase III in 2) wird die verstellbare Höhenflosse 2 wieder parallel zur Achse L-L gebracht, wobei sich die Höhenruder 4 in aerodynamischer Verlängerung der Höhenflosse 2 befinden.
Zusätzlich zu der vorgegebenen Rotationsgeschwindigkeit VR wählt man in dem erfindungsgemäßen Starthilfeverfahren eine beliebige Referenzgeschwindigkeit VRref aus dem Bereich der Geschwindigkeitswerte, der durch Vorschriften für die Nutzung von zivilen Transportflugzeugen festgelegt ist, und man bestimmt für diese beliebig gewählte Referenzgeschwindigkeit VRref den vorgegebenen Wert iH1 des Ausschlagwinkels der verstellbaren Höhenflosse 2 (siehe 4 und 5) einzig in Abhängigkeit von der Längsposition des Schwerpunktes CG entlang der Achse L-L, die man durch Berechnung des Abstands cg des Schwerpunktes zu einem Ursprung O erhält (siehe 2). Dann bestimmt man die Abweichung zwischen den Werfen VR und VRref (entweder das Verhältnis VR/VRref oder die Differenz VR-VRref) und korrigiert vor oder während der Rotation die Nickbewegung, die von der um den Winkel iH1 ausgeschlagenen, verstellbaren Höhenflosse 2 ausgeführt werden würde, wie nachfolgend unter Bezugnahme auf die 4 und 5 erklärt wird.
Um die Umsetzung der Erfindung zu vereinfachen, sieht diese in einer vorteilhaften Ausführungsform vor, dass als Referenzgeschwindigkeit VRref der Rotation für das Flugzeug 1 unter Startbedingungen die kleinste Geschwindigkeit aus diesem Bereich von Rotationsgeschwindigkeiten gewählt wird, der durch Vorschriften festgelegt ist. Die von dem Piloten geregelte Istgeschwindigkeit VR der Rotation ist daher zwangsläufig größer oder gleich der Referenzgeschwindigkeit VRref der Rotation, so dass die Differenz VR-VRref null oder positiv ist und das Verhältnis VR/VRref größer oder gleich 1 ist. Unabhängig davon, welchen Wert VR hat (innerhalb des vorgeschriebenen Geschwindigkeitsbereichs und ungleich VRref), bewirkt die durch die vorliegende Erfindung vorgenommene Korrektur folglich immer eine nach unten gerichtete Trimmung. Ist hingegen VR gleich VRref, so ist die durch die Erfindung herbeigeführte Korrektur null.
Unter diesen Bedingungen kann man als Referenzgeschwindigkeit VRref der Rotation das Produkt KxVS1g wählen, in dem K ein Koeffizient größer als 1 ist und VS1g die Geschwindigkeit ist, bei der das Flugzeug 1 überzieht, wenn es sich im Horizontalflug befindet und seine Vorflügel 8 und Hinterkantenklappen 7 ähnlich konfiguriert sind wie beim Start.
Dieser Koeffizient K hängt von dem Verhältnis zwischen dem Schub des Flugzeuges 1 beim Start und dem Gewicht des Flugzeuges ab. Sein Mittelwert ist etwa 1,11.
Die Korrektur der Steuerung der Nicklage gemäß der vorliegenden Erfindung kann durch Betätigung der verstellbaren Höhenflosse 2 herbeigeführt werden (siehe 4), durch Betätigung der Höhenruder 4 (siehe 5) oder durch Betätigung der verstellbaren Höhenflosse 2 und der Höhenruder 4.
In dem Fall, in dem die Korrektur durch Einsatz der verstellbaren Höhenflosse 2 erfolgt, fügt man dem Winkel iH1 einen Korrekturwinkel ΔiH hinzu, vorzugsweise vor der Beschleunigungsphase 1. In dieser Beschleunigungsphase 1 wird also die verstellbare Höhenflosse 2 um den Winkel iH2 = iH1 + ΔiH geneigt, wie in 4 gezeigt. Wenn man die Differenz VR-VRref, das heißt in obigem Beispiel VR-KxVS1g, als Parameter verwendet, um die Abweichung zwischen den Werten VR und VRref zu berechnen, ist der Korrekturwinkel ΔiH vorteilhafterweise des Typs: ΔiH = K1 × (VR – K × VS1g),wobei in diesem Ausdruck K1 ein Koeffizient ist, der von der Referenzgeschwindigkeit VRref, von der Längsposition cg des Schwerpunktes CG und von der Konfiguration der Hinterkantenklappen 7 und der Vorflügel 8 abhängt. Sein Mittelwert liegt in der Größenordnung von 0,16°/kt.
Wenn dann das Flugzeug 1 am Ende der Beschleunigungsphase 1 die Rotationsgeschwindigkeit VR erreicht, schlägt der Pilot die Höhenruder 4 um einen Winkel δq1 aus (siehe 4), um die Rotation von Phase II einzuleiten.
Alternativ, wenn die Korrektur gemäß der vorliegenden Erfindung durch Einsatz der Höhenruder 4 erfolgt, fügt man dem Winkel δq1 ab Beginn der Rotation einen Korrekturwinkel δq2 hinzu, um der Tatsache Rechnung zu tragen, dass VR größer ist als VRref (siehe 5). Unter Berücksichtigung der oben genannten Besonderheiten ist der Korrekturwinkel δq2 vorteilhafterweise des Typs: δq2 = K2(VR – K × VS1g),wobei in diesem Ausdruck K2 ein Koeffizient ist, der von der Referenzgeschwindigkeit VRref, von der Längsposition cg des Schwerpunktes CG und von der Konfiguration der Hinterkantenklappen 7 und der Vorflügel 8 abhängt. Wenn die verstellbare Höhenflosse 2 in Hinblick auf die Steuerung der Nicklage n-Mal wirksamer ist als die Höhenruder 4, ist K2 gleich n-Mal K1.
Aus dem Voranstehenden ist klar ersichtlich, dass die Korrektur der Nicklage gemäß der vorliegenden Erfindung durch Kombination der Betätigung der verstellbaren Höhenflosse 2 und der Höhenruder 4 durchgeführt werden kann.
Die Variante des Verfahrens gemäß der vorliegenden Erfindung, bei der die Höhenruder 4 verwendet werden, ist besonders leicht an dem Flugzeug 1 umzusetzen.
Es ist nämlich bekannt, wie in 6 dargestellt, dass die Kennlinie des Flugzeuges 1, die in einem rechtwinkligen Achsenkreuz den Ausschlagwinkel δq der Höhenruder 4 am Steuerknüppel in Abhängigkeit von dem Ausschlagbefehl δm angibt, einen im Allgemeinen linearen kopflastig trimmenden Teil P und einen schwanzlastig trimmenden Teil C aufweist, wobei die beiden kopflastig und schwanzlastig trimmenden Teile P und C in einem Nullpunkt N miteinander verbunden sind. Bei einer Änderung des Ausschlagbefehls δm für kopflastige Trimmung zwischen 0 und einem Maximalwert +δmmax (und umgekehrt zwischen +δmmax und 0) variiert der Ausschlag der Höhenruder 4 für kopflastige Trimmung also zwischen 0 und einem Maximalwert +δqmax (und umgekehrt zwischen +δqmax und 0). Ebenso variiert bei einer Änderung des Ausschlagbefehls δm für schwanzlastige Trimmung zwischen 0 und einem Maximalwert –δmmax (und umgekehrt zwischen –δmmax und 0) der Ausschlag der Höhenruder 4 für schwanzlastige Trimmung zwischen 0 und einem Maximalwert –δqmax (und umgekehrt zwischen -δqmax und 0).
In dem in 7 dargestellten Ausführungsbeispiel der Erfindung hat man die bekannte, in 6 gezeigte Kennlinie C, P geändert, indem man sowohl dem kopflastig trimmenden Teil P als auch dem schwanzlastig trimmenden Teil C den Korrekturwinkel δq2 hinzugefügt hat (5). Man erhält somit die geänderte Kennlinie C1, P1, die der vorliegenden Erfindung eigen ist und aus einer Amplitudenverschiebung δq2 in Richtung von +δqmax, parallel zur Achse δq resultiert. Auch der Nullpunkt N erfährt eine solche Verschiebung, so dass der resultierende Punkt N1 nicht mehr null ist, da für den x-Wert δm = 0 sein y-Wert δq2 ist.
In dem zweiten, in 8 dargestellten Ausführungsbeispiel ist der Punkt des schwanzlastig trimmenden Teils C eingetragen, der von den Koordinaten –δm3 et –δq3 definiert wird und dem Ausschlagwinkel δq1 entspricht, der für die Rotation verwendet wird (siehe 3B). –δm3 und –δq3 sind jeweils gleich 2/3 von –δmmax und –δqmax. In diesem Beispiel weist der geδnderte schwanzlastig trimmende Teil zwischen –δm3 und 0 einen ersten Abschnitt C21auf, der ebenso wie der schwanzlastig trimmende Teil C1 von 7 eine Amplitudenverschiebung δq2 in Richtung von +δqmax, parallel zur Achse δq erfahren hat, und einen zweiten Abschnitt C22, geneigt, der den Punkt –δm3, –δq3 +δq2 mit dem Punkt –δmmax, –δqmax verbindet. In diesem zweiten Beispiel ist der Nullpunkt N nach N2 verschoben (ähnlich wie N1), und der kopflastig trimmende Teil P2 der geänderten Kennlinie ist geneigt und verbindet den Punkt N2 mit dem Punkt +δmmax, +δqmax.
Die geänderte Kennlinie des dritten Beispiels von 9 weist einen kopflastig trimmenden Teil P3 auf, der mit dem Teil P der Kennlinie C, P von 6 identisch ist, einen ersten Abschnitt C31 des kopflastig trimmenden Teils, der den Punkt –δm3, –δq3+δq2 mit dem Nullpunkt N verbindet, und einen zweiten Abschnitt C32 des kopflastig trimmenden Teils, der mit dem Abschnitt C22 von 8 identisch ist.
Die drei Beispiele der geänderten Kennlinien C1, P1- C21, C22, P2 – C31, C32, P3, die in den 7, 8 und 9 dargestellt sind, sind selbstverständlich nicht einschränkend, sondern es können zahlreiche weitere Änderungen der Kennlinie C, P in Betracht gezogen werden.
In dem üblichen Fall, in dem das Flugzeug 1 einen Rechner (nicht dargestellt) aufweist, in dem ein Startgesetz gespeichert ist, ist es von Vorteil, wenn das Verfahren gemäß der vorliegenden Erfindung in das Gesetz integriert ist.

Claims

Starthilfeverfahren für ein Flugzeug (1), das Hinterkantenklappen (7) und Vorflügel (8) sowie eine verstellbare Höhenflosse (2) aufweist, an die Höhenruder (4) angelenkt sind, gemäß dem man: – einen Wert VR für die Geschwindigkeit des Flugzeuges, die sogenannte Rotationsgeschwindigkeit, vorgibt, bei dem die Rotation beim Start beginnen muss, wobei dieser Wert VR innerhalb eines Bereichs von Geschwindigkeitswerten liegen muss, der durch Vorschriften festgelegt ist; und – zur Starthilfe die Nicklage des Flugzeuges (1) steuert, indem man die verstellbare Höhenflosse (2) um einen Winkel ausschlägt, dessen Wert vorgegeben ist, dadurch gekennzeichnet, dass man: – aus dem Bereich der Geschwindigkeitswerte eine beliebige Referenzgeschwindigkeit VRref auswählt und für diese Referenzgeschwindigkeit VRref den Wert (iH1) des Ausschlagwinkels der verstellbaren Höhenflosse einzig in Abhängigkeit von der Längsposition (cg) des Schwerpunktes (CG) des Flugzeuges beim Start bestimmt; – die Abweichung zwischen der Rotationsgeschwindigkeit VR und der Referenzgeschwindigkeit VRref bestimmt; und – die Steuerung der Nicklage zur Starthilfe in Abhängigkeit von der Geschwindigkeitsabweichung korrigiert, um von einem Start zum anderen ein ähnliches Verhalten des Flugzeuges bei der Rotation zu erhalten.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Korrektur der Steuerung der Nicklage zur Starthilfe mit Hilfe der verstellbaren Höhenflosse (2) erfolgt.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Korrektur der Steuerung der Nicklage zur Starthilfe mit Hilfe der Höhenruder (4) erfolgt.
Verfahren nach den Ansprüchen 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Korrektur der Steuerung der Nicklage zur Starthilfe teilweise mit Hilfe der verstellbaren Höhenflosse (2) und teilweise mit Hilfe der Höhenruder (4) erfolgt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Geschwindigkeitsabweichung zwischen den Werten VR und VRref durch das Verhältnis zwischen ihnen berechnet wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Geschwindigkeitsabweichung zwischen den Werten VR und VRref durch die Differenz zwischen ihnen berechnet wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass als Referenzgeschwindigkeit VRref der kleinste Geschwindigkeitswert aus dem Bereich gewählt wird.
Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Referenzgeschwindigkeit VRref gleich dem Produkt KxVS1g ist, in dem K ein Koeffizient größer als 1 ist und VS1g die Geschwindigkeit ist, bei der das Flugzeug (1) überzieht, wenn es sich im Horizontalflug befindet und seine Vorflügel (8) und Hinterkantenklappen (7) ähnlich konfiguriert sind wie beim Start.
Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass der Koeffizient K von dem Verhältnis zwischen dem Schub des Flugzeuges (1) beim Start und dem Gewicht des Flugzeuges abhängt.
Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass der Koeffizient K einen Mittelwert von etwa 1,11 hat.
Verfahren nach den Ansprüchen 2, 6 und 8, dadurch gekennzeichnet, dadurch gekennzeichnet, dass der vorgegebene Wert (iH1) des Ausschlagwinkels der verstellbaren Höhenflosse (2) um einen zusätzlichen Wert ΔiH erhöht wird, des Typs: ΔiH = K1 ×(VR – K × VS1g),wobei in diesem Ausdruck K1 ein Koeffizient ist, der von der Referenzgeschwindigkeit VRref, von der Längsposition (cg) des Schwerpunktes (CG) und von der Konfiguration der Hinterkantenklappen (7) und der Vorflügel (8) abhängt.
Verfahren nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass der Mittelwert von K1 in der Größenordnung von 0,16°/kt liegt.
Verfahren nach den Ansprüchen 3, 6 und 8, dadurch gekennzeichnet, dass die Höhenruder (4) um einen zusätzlichen Winkel δq2 mit einem Wert des folgenden Typs ausgeschlagen werden: δq2 = K2 × (VR – K × VS1g),wobei in diesem Ausdruck KZ ein Koeffizient ist, der von der Referenzgeschwindigkeit VRref, von der Längsposition (cg) des Schwerpunktes (CG) und von der Konfiguration der Hinterkantenklappen (7) und der Vorflügel (8) abhängt.
Verfahren nach den Ansprüchen 11 und 13, angewendet auf ein Flugzeug (1), in dem die verstellbare Höhenflosse (2) in Hinblick auf die Steuerung der Nicklage n-Mal wirksamer ist als die Höhenruder (4), dadurch gekennzeichnet, dass K2 = n × K1.
Verfahren nach Anspruch 13, in dem die Kennlinie (C, P), die mit dem Flugzeug (1) verbunden ist und den Ausschlag (δq) der Höhenruder (4) in Abhängigkeit von dem Ausschlagbefehl (δm) der Höhenruder (4) angibt, einen kopflastig trimmenden Teil (P) und einen schwanzlastig trimmenden Teil (C) aufweist, die in einem Nullpunkt (N) miteinander verbunden sind, dadurch gekennzeichnet, dass man die Kennlinie (C, P) verändert, indem man den zusätzlichen Winkel δq2 hinzufügt.
Verfahren nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, dass der zusätzliche Winkel δq2 an wenigstens einem Punkt des schwanzlastig trimmenden Teils (C) hinzugefügt wird.