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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Sicherung eines
Flugzeuges, das sich im Horizontalflug mit niedriger Geschwindigkeit
befindet, nahe der kleinsten Geschwindigkeit VLS (engl.: Lower Selectable
Speed), die für
die aktuelle Konfiguration der beweglichen aerodynamischen Flächen (Vorflüge) und/oder
Hinterkantenklappen) seiner Flügel
zugelassen ist.
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Die
Druckschrift
FR 2747204 offenbart
ein Verfahren zur Sicherung eines Flugzeuges im Horizontalflug,
insbesondere bei einer niedrigen Geschwindigkeit nahe der kleinsten
Geschwindigkeit, die für
die aktuelle Konfiguration der beweglichen aerodynamischen Flächen seiner
Flügel
zugelassen ist, wobei die Steuerung der Nicklage des Flugzeuges durch
die Betätigung
der an der Höhenflosse
des Flugzeuges angelenkten Höhenruder
seitens des Piloten erfolgt.
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Es
ist bekannt, dass in einer solchen stabilen Flugphase mit niedriger
Geschwindigkeit der Auftrieb, den das Flugzeug durch seine Flügel und
durch die beweglichen aerodynamischen Flächen erfährt, sehr groß sein muss,
so dass dieser große
Auftrieb (eventuell verstärkt
durch das Anströmen
der Flügel durch
die Propeller der Triebwerke und eventuell unterstützt durch
die Zugkraft der Letzteren) ein großes kopflastiges Moment bezogen
auf den Schwerpunkt des Flugzeuges erzeugt.
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Um
das Flugzeug auszubalancieren, lenkt der Pilot die Höhenruder
des Flugzeuges nach oben aus, so dass diese, bezogen auf den Schwerpunkt des
Flugzeuges, ein schwanzlastiges Moment erzeugen, das geeignet ist,
dem großen
kopflastigen Moment entgegenzuwirken.
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Wenn
das Flugzeug jedoch in einer solchen stabilen Flugphase mit niedriger
Geschwindigkeit einem anderen Flugzeug unerwartet nach unten ausweichen
muss, um einen Zusammenstoß zu
verhindern, lenkt der Pilot die Höhenruder abrupt voll nach unten
aus. Nach dem Ausweichmanöver
werden dann die Höhenruder
aus ihrer voll nach unten ausgelenkten Position zurück in eine
nach oben ausgelenkte Position gebracht, die es dem Flugzeug erlaubt,
in den Steigflug überzugehen.
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Es
leuchtet ein, dass für
den Erfolg eines solchen Manövers
die Höhenruder
und ihre im Allgemeinen hydraulischen Antriebsmittel groß dimensioniert sein
müssen.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diesen Nachteil
zu beseitigen.
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Das
Verfahren zur Sicherung eines Flugzeuges im Horizontalflug mit einer
niedrigen Geschwindigkeit, die nahe der kleinsten Geschwindigkeit
VLS ist, die für
die aktuelle Konfiguration der beweglichen aerodynamischen Flächen seiner
Flügel
zugelassen ist, wobei die Steuerung der Nicklage des Flugzeuges
auf übliche
Weise durch die Betätigung
der an der Höhenflosse
des Flugzeuges angelenkten Höhenruder
seitens des Piloten erfolgt, zeichnet sich zu diesem Zweck gemäß der Erfindung
dadurch aus, dass man:
- – einen unteren Geschwindigkeitsgrenzwert
für das
Flugzeug vorgibt;
- – die
aktuelle Geschwindigkeit des Flugzeuges misst; und
- – die
aktuelle Geschwindigkeit mit dem Grenzwert vergleicht, und wenn
die aktuelle Geschwindigkeit bis auf den Grenzwert abfällt, die
Steuerung der abwärts
gerichteten Nickbewegung des Flugzeuges auf ein Lastvielfaches größer als
0g begrenzt.
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Die
vorliegende Erfindung basiert auf der Beobachtung, dass es für den Erfolg
des oben genannten Ausweichmanövers
nicht nötig
ist, insbesondere aufgrund der Trägheit des Flugzeuges, Lastvielfache nahe
0g zu erreichen (voll kopflastig), sondern dass es ausreicht, größere Lastvielfache
einzuhalten, zum Beispiel zwischen 0,3g und 0,7g, vorzugsweise 0,5g.
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Dank
einer solchen Begrenzung des Lastvielfachen kann man also eine Überdimensionierung der
Höhenruder
und ihrer Antriebsmittel vermeiden.
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Außerdem ist
es 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. In diesem Fall bilden die
Höhenruder
die Hinterkante der verstellbaren Höhenflosse und sind an diese
angelenkt.
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Eine
verstellbare Höhenflosse
kann so ausgelenkt werden, dass das Flugzeug schwanzlastig oder
kopflastig wird, und es wird unter anderem dazu verwendet, das Flugzeug
im stabilen Flug auszubalancieren (wobei sich die Höhenruder
im Allgemeinen in aerodynamischer Verlängerung der verstellbaren Höhenflosse
befinden), indem ein schwanzlastiges Moment erzeugt wird, das dem
hauptsächlich
durch den Auftrieb bedingten kopflastigen Moment entgegenwirkt (wie
oben beschrieben).
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In
der Flugphase mit niedriger Geschwindigkeit, auf die sich die vorliegende
Erfindung bezieht, muss daher dieses schwanzlastige Ausgleichsmoment
sehr groß sein,
so dass der lokale Anstellwinkel an der verstellbaren Höhenflosse
stark negativ ist. Folglich besteht die Gefahr, dass bei dem oben
genannten Ausweichmanöver
nach unten der lokale Anstellwinkel der verstellbaren Höhenflosse
größer wird
als deren kritischer Anstellwinkel, so dass in dem Moment, in dem
der Pilot das Manöver
beenden will und die Höhenruder
nach oben auslenkt, die verstellbare Höhenflosse möglicherweise ihre Wirksamkeit
verloren hat. Das Flugzeug wäre
dann nicht in der Lage, in den Steigflug überzugehen, was zum Absturz
des Flugzeugs führen
könnte.
Auch hier muss die verstellbare Höhenflosse aufgrund des oben
genannten Ausweichmanövers
größer dimensioniert
sein als es für
die anderen Flugphasen des Flugzeuges unbedingt nötig ist.
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Um
eine solche Überdimensionierung
zu vermeiden, blockiert man gemäß der Erfindung
und zusätzlich
zu der oben genannten Begrenzung des Lastvielfachen bei abwärts gerichteten
Nickbewegungen die Aufwärtsneigung
der verstellbaren Höhenflosse
bei dem Wert, den diese in dem Moment aufweist, in dem die aktuelle
Geschwindigkeit des Flugzeuges auf den unteren Geschwindigkeitsgrenzwert
abgefallen ist.
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In
der stabilen Flugphase mit niedriger Geschwindigkeit werden somit
bei der horizontalen Ausbalancierung des Flugzeuges auch die Höhenruder schwanzlastig
trimmend ausgestellt, sobald der untere Geschwindigkeitsgrenzwert
erreicht ist. Der lokale Anstellwinkel an der verstellbaren Höhenflosse
ist also weniger negativ, so dass der Spielraum bis zum Strömungsabriss
an der verstellbaren Höhenflosse während des
Ausweichmanövers
größer ist.
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Nach
dem Blockieren der Aufwärtsneigung der
verstellbaren Höhenflosse
ist es von Vorteil, wenn die verstellbare Höhenflosse falls nötig frei kopflastig
trimmend ausgelenkt werden kann.
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Vorteilhafterweise
kann der untere Geschwindigkeitsgrenzwert so gewählt werden, dass er gleich
der niedrigsten Geschwindigkeit VLS ist.
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Aus
den Figuren der beifolgenden Zeichnungen ist ersichtlich, wie die
Erfindung ausgeführt
sein kann. Ähnliche
Elemente sind in diesen Figuren mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet.
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1 ist
eine Seitenansicht eines Flugzeuges, auf das sich die vorliegende
Erfindung anwenden lässt,
während
des Fluges.
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2 ist
eine Draufsicht des Flugzeuges von 1.
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3 ist
ein vereinfachtes Blockschaltbild der Steuerungen der verstellbaren
Höhenflosse
und der Höhenruder
des Flugzeuges der 1 und 2.
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4 ist
ein schematisches Diagramm, das die Änderung des Lastvielfachen
zeigt, das in Abhängigkeit
von dem Steuerbefehl für
die Nickbewegung auf das Flugzeug der 1 und 2 wirkt.
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5 zeigt
die Positionen der verstellbaren Höhenflosse und der Höhenruder
im normalen stabilen Flug des Flugzeuges der 1 und 2.
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6 zeigt
die Positionen der verstellbaren Höhenflosse und der Höhenruder
im stabilen Flug gemäß der Erfindung
nach dem Erreichen des unteren Geschwindigkeitsgrenzwertes.
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Das
in den 1 und 2 schematisch dargestellte Transportflugzeug 1 weist
eine Längsachse
X-X auf und hat zwei symmetrische Flügel 2, die jeweils
zwei Triebwerke 3 mit Propeller 4 tragen. Die
Hinterkanten der Flügel 2 sind
mit angelenkten Klappen 5 versehen.
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In
seinem hinteren Bereich ist das Flugzeug 1 mit einem Seitenleitwerk 6 versehen,
das an seinem oberen Ende eine Höhenflosse 7 trägt, die
neigungsverstellbar ist, was in 1 mit dem
Doppelpfeil 8 veranschaulicht ist. Die Hinterkante der
verstellbaren Höhenflosse 7 wird
von Höhenrudern 9 gebildet,
die an diese angelenkt sind.
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Wie
in 3 schematisch dargestellt, wird der Ausschlag
der Höhenruder 9 von
einer Steuervorrichtung 10 gesteuert, die von einem Steuerknüppelsystem 11,
das dem Piloten des Flugzeuges 1 zur Verfügung steht,
einen Steuerbefehl δm
erhält,
während
der Ausschlag der verstellbaren Höhenflosse 7 von einem
Flugrechner 12 gesteuert wird, der ebenfalls den Steuerbefehl δm erhält, auch
wenn dies nicht dargestellt ist.
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Das
Lastvielfache FC, das in Abhängigkeit von
dem Steuerbefehl δm
auf das Flugzeug wirkt (siehe 4), weist üblicherweise
einen schwanzlastig trimmenden Teil C auf, für den das Lastvielfache FC
bei einer Änderung
von δm zwischen
0 und einem Maximum –δmmax zwischen
1g und ng variiert (wobei n in der Größenordnung von 2 oder 3 liegt),
und einen kopflastig trimmenden Teil P, für den das Lastvielfache FC
bei einer Änderung
von δm zwischen
0 und einem Maximum +δmmax
zwischen 1g und 0g variiert. In 4 ist der
normale kopflastig trimmende Teil P teilweise mit einer Volllinie
(von Punkt 0,1g zu Punkt +δm1,
fg) und teilweise gestrichelt (von Punkt +δm1, fg zu Punkt +δmmax, Og) dargestellt.
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Im
stabilen Flug wird das von dem Auftrieb L der Flügel 2 ausgeübte und
eventuell durch andere Kräfte
verstärkte
kopflastige Moment bezogen auf den Schwerpunkt CG durch das von
dem Abtrieb D der verstellbaren Höhenflosse 7 erzeugte
schwanzlastige Moment bezogen auf den Schwerpunkt CG ausgeglichen.
In diesem Fall ist die verstellbare Höhenflosse 7, wie in 5 dargestellt,
um einen Winkel iH bezogen auf die Achse X-X nach oben geneigt, und
die Höhenruder 9 befinden
sich vorteilhafterweise in aerodynamischer Verlängerung der verstellbaren Höhenflosse 7.
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Die
Steuervorrichtung 10 weist neben den bereits beschriebenen
Elementen 10, 11 und 12 eine Vergleichsvorrichtung 13 auf,
welche die aktuelle Geschwindigkeit V des Flugzeuges 1 und
einen unteren Geschwindigkeitsgrenzwert S, beispielsweise gleich VLS,
empfängt.
Selbstverständlich
könnte
die Vergleichsvorrichtung 13, auch wenn sie getrennt von der
Steuervorrichtung 10 und von dem Flugrechner 12 dargestellt
ist, in die eine und/oder die andere dieser beiden zuletzt genannten
Vorrichtungen eingebaut sein. Ebenso versteht es sich von selbst,
dass die Steuervorrichtung 10 und der Flugrechner 12 in ein
und demselben Rechner zusammengefasst sein können.
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Solange
die aktuelle Geschwindigkeit V größer ist als der Grenzwert S,
hat die Vergleichsvorrichtung 13 keinerlei Einwirkung auf
die Steuervorrichtung 10 oder auf den Flugrechner 12,
und die verstellbare Höhenflosse 7 und
die Höhenruder 9 befinden sich
in der Position von 5.
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Sobald
die aktuelle Geschwindigkeit V hingegen auf den Grenzwert S abgefallen
ist:
- – blockiert
die Vergleichsvorrichtung 13 einerseits mit Hilfe des Flugrechners 12 die
Höhenflosse 7, die
schwanzlastig trimmend ausgeschlagen ist, wobei der Winkel der Aufwärtsneigung
iH auf den Wert eingefroren ist, den er zu dem Zeitpunkt aufwies,
als die aktuelle Geschwindigkeit V den Grenzwert S angenommen hatte,
so dass ab diesem Zeitpunkt das Ausbalancieren des Flugzeuges 1 auch
durch die Höhenruder 9 sichergestellt wird
(wie dies in 6 dargestellt ist), die dazu beitragen,
dem durch den Auftrieb L bedingten kopflastigen Moment entgegenzuwirken;
und
- – begrenzt
die Vergleichsvorrichtung 13 andererseits mit Hilfe der
Steuervorrichtung 10 das Lastvielfache FC bei abwärts gerichteten
Nickbewegungen des Flugzeuges 1 auf einen Bruchteil f von
g, wobei f zwischen 0,3 und 0,7 beträgt, zum Beispiel 0,5, so dass
das Lastvielfache FC, wie in 4 gezeigt,
gleich fg ist zwischen dem Befehl für eine abwärts gerichtete Nickbewegung
+δm1 (der
fg entspricht) und dem Befehl füe
ein maximale abwärts
gerichtete Nickbewegung +δmmax. Wenn
also der Pilot das Steuerknüppelsystem 11 für ein plötzliches
Ausweichmanöver
nach unten voll nach vorne drückt,
werden die Höhenruder nach
unten ausgelenkt, wie dies in 6 durch den
Pfeil 14 symbolisiert wird, wobei verhindert wird, dass
auf das Flugzeug 1 ein Lastvielfaches null (0g) oder nahe
null wirkt.
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Wie
oben angegeben vermeidet man es dank der soeben beschriebenen Maßnahmen,
die verstellbare Höhenflosse 7 und
die Höhenruder 9 nur wegen
dem Ausweichmanöver
nach unten bei niedriger Geschwindigkeit überdimensionieren zu müssen.