DE602005003219T2 - Verfahren zur Steuerung eines Flugzeugs - Google Patents

Description

• Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zum Steuern eines Flugzeugs beim Fliegen und insbesondere, aber nicht ausschließlich, auf ein Verfahren zur Verringerung von Schleppwirbeln, die hinter dem Flugzeug entstehen. Das Verfahren zum Steuern eines Flugzeugs beim Fliegen umfasst die Schritte: Steuern von Flugzeugtriebwerken, um einen gewünschten Vortrieb und eine vorgegebene Geschwindigkeit gegenüber Luft zu erreichen, und Einstellen von Auftriebselementen und Steuerflächen, so dass das Flugzeug einer gewünschten Trajektorie folgt.
• Flugzeugflügel umfassen im Allgemeinen Auftriebselemente und Steuerflächen, die unabhängig voneinander einstellbar sind, um die Auftriebskraft, die auf den jeweiligen Flügel, die Auftriebselemente und Steuerflächen wirkt, zu definieren und so die Steuerung des Flugzeugs bei einem Steig- oder Sinkflug bzw. bei einer Rollbewegung zu ermöglichen. Als Teil der Steuerflächen sind bei jedem Flügel Spoiler vorgesehen, die beim Stand der Technik dazu verwendet werden, entweder die Rollbewegung des Flugzeugs (durch asymmetrische Einstellung der Spoiler an beiden Flügeln) oder die Bewegung des Flugzeugs im Falle eines steilen Sinkfluges zu unterstützen (durch symmetrische Einstellung der Spoiler an beiden Flügeln).
• Beim Flug entstehen Schleppturbulenzen hinter dem Flugzeug. Derartige Schleppturbulenzen bestehen hauptsächlich aus Wirbeln, die sich als direkte Folge der Auftriebskraft ausgehend von den hinteren Kanten des Flügels an den Flügeln aufrollen. Diese Wirbel hinter dem Flugzeug können andere Flugzeuge, die folgen, treffen, und sie können für diese unter Umständen sogar gefährlich werden. Daher ist in der Vergangenheit bereits vorgeschlagen worden, Warnsysteme für Flugzeuge in der Nähe von Flughäfen wie auch Leitsysteme für Flugzeuge, die sich Flughäfen nähern, zu installieren.
• Aus US 6 177 888 ist ein solches Warn- und Alarmsystem sowie ein entsprechendes Verfahren für Schleppturbulenzen bekannt. Bei diesem System wird die Schlepptrajektorie eines nahen Flugzeuges berechnet, und Warnfunktionen werden an Bord des geschützten Flugzeuges implementiert.
• In WO 00/10064 wird ein Anflugverfahren und Instrumentenlandesystem für Flugzeuge zum Umsetzen des Verfahrens beschrieben. Jedes Flugzeug, das sich einem Flughafen nähert, wird auf einer individuellen Trajektorie geleitet. Diese Trajektorien, die jeweils einen individuellen Steigwinkel aufweisen, sorgen für höhere Landersten, wobei gleichzeitig Probleme mit den Schleppturbulenzen vermieden werden, die anderenfalls einen ausreichenden Abstand zwischen aufeinander folgenden landenden Flugzeugen erforderlich machen würden.
• Es ist im Stand der Technik bekannt und war bereits Gegenstand von Untersuchungen, dass Flug-Spoiler Auswirkungen auf die Erzeugung und das Zerfallen von derartigen Schleppwirbeln haben. In "Liftgenerated wakes of subsonic transport aircraft", Progress in Aerospace Science 35, 1999, wurde von V. Rossow berichtet, dass Spoiler, die Schubkraft und Vorrichtungen, die Turbulenzen erzeugen, hauptsächlich einen Effekt auf die Reduzierung der Rotationsgeschwindigkeiten in der Nähe des Wirbelkerns haben.
• In "Evaluation of Flight Spoilers for Vortex Alleviation", Journal of Aircraft, August 1977, wurde von D. R. Croom berichtet, dass Flug-Spoiler eines Flugzeugs möglicherweise die nachziehenden Wirbel abschwächen könnten.
• In "Ground-Based Measurements of the Wake Vortex Characteristics of a B-747 Aircraft in Various Configurations", AIAA-Veröffentlichung 77–9, 1977, wurde von J. Hallock et al. berichtet, dass durch das Ausfahren von Spoilern Schleppwirbel mit großen Kernen erzeugt werden und in nahen Schleppwirbeln der Zerfallsprozess der tangentialen Wirbelspitzengeschwindigkeit verstärkt wird.
• Mit dem Beweis, dass statisch ausgefahrene Spoiler Auswirkungen auf Schleppwirbel haben, scheint es naheliegend, Spoiler für die Abschwächung von Wirbeln einzusetzen. Auf der anderen Seite wäre es hochgradig unökonomisch, mit konstant ausgefahrenen Spoilern zu fliegen. Daher muss ein Kompromiss gefunden werden zwischen minimaler Störung der Flugeigenschaften des Flugzeugs und einer maximalen Abschwächung der Schleppwirbel, d. h. man muss die Spoilereinstellungen optimieren, um einerseits den standardmäßigen, kommerziellen Betrieb von Flugzeugen zu ermöglichen und andererseits reduzierte Sicherheitsabstände auf Grund von Schleppturbulenzen zu erreichen.
• In EP 1 145 954 werden eine Vorrichtung und ein Verfahren zum Reduzieren von Wirbeln, die beim Landeanflug hinter einem Flugzeug nachlaufen, beschrieben. Die Vorrichtung umfasst einen Turbulenzgenerator im Bereich der rückwärtigen Kante an jedem Flugzeugflügel, der sich in der Nähe der äußeren Landeklappen des Flügels befindet. Die Turbulenzgeneratoren dienen dazu, interferierende Turbulenzen zu erzeugen, um damit die von dem Flugzeug erzeugten Turbulenzen zu eliminieren. Die Turbulenzgeneratoren liegen vorzugsweise als zusätzliche Klappen vor, deren Fußpunkte in einem Bereich von 10% der halben Breite der äußeren Landeklappenenden des Flügels und 60% der Profiltiefe des Flügels liegen. Diese Klappen können eingeklappt werden, wenn sie nicht gebraucht werden.
• Es ist Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein Verfahren zum Steuern eines Flugzeugs anzugeben, um den Effekt von Schleppturbulenzen insbesondere auf Flugzeuge, die dem Flugzeug folgen, das sie erzeugt, oder die seine Trajektorie kreuzen, abzuschwächen.
• Diese Aufgabe wird gelöst durch das Verfahren zum Steuern eines Flugzeugs beim Fliegen gemäß Anspruch 1. Bevorzugte Ausführungsformen der Erfindung sind Gegenstand der abhängigen Ansprüche.
• Die Erfinder haben herausgefunden, dass Wirbel mit bestimmten Eigenschaften weniger gefährlich für ein betroffenes Flugzeug sind als Wirbel mit anderen Eigenschaften. Diejenigen Eigenschaften der Wirbel, die gewünscht werden, werden dadurch erreicht, dass die Spoiler bei den Flugzeugflügeln bis zu demjenigen Grad ausgefahren werden, bei dem sich die Schleppwirbeleigenschaften signifikant ändern. Mit anderen Worten, die optimale Spoilereinstellung muss so gewählt werden, dass Flugstörungen minimiert werden und die Wirbelabschwächung maximiert wird, indem spezielle Wirbeleigenschaften geändert werden. Untersuchungen haben ergeben, dass sich z. B. die tangentiale Kernspitzengeschwindigkeit dazu eignet, einen Wirbel zu charakterisieren. Die Wirbelkernspitzengeschwindigkeit muss verringert werden, um weniger gefährliche Wirbel zu erzeugen. Ein anderer charakteristischer Wert der Wirbel ist der Kernradius des Wirbels, der vergrößert werden muss, um die Wirbel weniger gefährlich zu machen. Beide Effekte werden gleichzeitig erreicht, indem die Spoiler bzw. der Spoiler entsprechend eingestellt werden bzw. wird. Die optimale Spoilereinstellung wird in Abhängigkeit von der Flugphase vorgegeben und wird während der betrachteten Flugphase konstant gehalten.
• Dementsprechend wird erfindungsgemäß ein Verfahren zum Steuern eines Flugzeugs beim Fliegen angegeben, das die Schritte nach Anspruch 1 aufweist.
• Vorzugsweise weist das Verfahren die folgenden Merkmale auf:
  der Schleppwirbelparameter ist eine tangentiale Wirbelkernspitzengeschwindigkeit;
  der Schleppwirbelparameter ist ein Wirbelkernradius;
  der Schleppwirbelparameter ist ein Wirbelabstand;
  die gewünschte Trajektorie deckt die Startphase und/oder Landephase des Flugzeugs ab.
• Es ist ein Vorteil der Erfindung, dass die Verkehrsdichte am Flughafen vergrößert werden kann, weil sich die Sicherheitsabstände der Flugzeuge verringern, die andernfalls aus Gründen der Schleppturbulenzen beachtet werden müssten. Auf Grund der Erfindung können so die Abstände zueinander kleiner als diejenigen bleiben, die in den "Wake Turbulence Separation Standards" definiert sind und gegenwärtig bei Flugzeugen angewendet werden, die sich dem Terminalbereich nacheinander nähern. Die existierenden Standards basieren auf der maximalen Startgewichtskategorie des betrachteten vorausfliegenden und nachfolgenden Flugzeugs. Sie werden üblicherweise in nautischen Meilen (NM) angegeben. Die Anwendung der Wake Turbulence Separation Standards beim Flughafen begrenzt die Anzahl der Flugzeuge, die über einen vorgegebenen Zeitraum auf einer vorgegebenen Landebahn landen dürfen. Diese Einschränkung wird immer mehr zu einem wichtigen Faktor, der dazu beiträgt, dass Kapazitätsgrenzen bei Flughäfen mit hohem Verkehrsaufkommen erreicht werden. Darüber hinaus kann das vorgeschlagene Verfahren zur Optimierung der Spoilereinstellungen ohne weiteres implementiert werden und ist damit gleichermaßen anwendbar bei den vorhandenen Flugzeugen.
• Die Erfindung wird im Folgenden unter Bezug auf die beigefügte Zeichnung in Form von Ausführungsbeispielen mit weiteren Einzelheiten erläutert.
• 1 zeigt allgemein einen Flugzeugflügel, bei dem das erfindungsgemäße Verfahren eingesetzt werden kann.
• 2 zeigt den spezifischen Wirbelparameter als Funktion eines Spoiler-Auslenkwinkels als Basis für eine Ausführungsform der Erfindung.
• 3A und 3B zeigen den Effekt, den das Ausfahren des Spoilers auf die Wirbelkernspitzengeschwindigkeit bzw. auf den Wirbelkernradius hat und der mit einer Ausführungsform der Erfindung erreichbar ist.
• Die Zeichnung ist nicht maßstabsgetreu. Ähnliche Elemente und Elemente mit gleicher Funktion haben dieselben Bezugszeichen.
• In 1 ist ein Teil eines Flugzeugflügels 1 dargestellt. Der Flügel 1 umfasst mehrere Auftriebselemente 2. Außerdem sind Spoilerelemente 3 vorgesehen, von denen aus Gründen der Klarheit in 1 nur eines dargestellt ist. Diese Spoiler werden eingesetzt, um die Steuerung des Flugzeugs bei einer Rollbewegung zu unterstützen, wenn sie asymmetrisch ausgefahren werden, das heißt unabhängig voneinander auf beiden Flügeln ausgefahren werden, oder um einen steilen Sinkflug oder einen steilen Steigflug des Flugzeugs zu unterstützen, wenn sie symmetrisch ausgefahren werden.
• Da die Erfinder in Untersuchungen die Auswirkungen der Spoiler auf die Erzeugung und die Entwicklung der Schleppwirbel nachgewiesen haben, ist es Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine optimale Spoilereinstellung beim Landen und Starten von Flugzeugen zu definieren. Mit anderen Worten, es wird ein optimaler Kompromiss zwischen Maximierung des Effekts auf die Abschwächung von Schleppwirbeln, den ein oder mehrere Spoiler haben, und die Minimierung des Einflusses auf die Eigenschaften des Flugzeugs, den ein oder mehrere Spoiler haben, gesucht. Dieser Aspekt wurde im Stand der Technik bisher nicht berücksichtigt.
• 2 zeigt den Einfluss, den das Ausklappen von Spoilern auf Wirbelparameter hat. Der Spoiler-Auslenkwinkel ist in beliebigen Einheiten auf der Abszisse aufgetragen; der Wirbelparameter ist auf der Ordinate dargestellt, ebenfalls in beliebigen Einheiten. Der Wirbelparameter ist als durchgezogene Linie in Abhängigkeit von der Auslenkung des Spoilers gezeigt.
• Allgemein können zwei Bereiche in 2 unterschieden werden. In einem ersten Bereich 4 ist der Wirbelparameter im Wesentlichen unabhängig von den Spoilern und nimmt tatsächlich einen Minimalwert an, der hier als null definiert ist. Dieser Bereich liegt rechts in 2.
• In einem zweiten Bereich 5 kommt es zu einer signifikanten Änderung der Wirbelparameter bei einer kleinen Änderung des Spoiler-Auslenkwinkels, und schließlich nähert sich der Wirbelparameter im Bereich 5 seinem Maximum. Dieser Bereich liegt links in 2. In Tests am Boden und im Flug wurde nachgewiesen, dass das symmetrische Ausfahren von Spoilern im Bereich 5 möglicherweise die Schleppturbulenzen abschwächt, wenn der Spoiler-Auslenkwinkel größer als 40° wird. Derartig große Auslenkwinkel würden jedoch die Gesamteigenschaften des Flugzeugs beeinträchtigen und würden daher die Spoilereinstellung von einer allgemeinen Anwendung im Flug ausschließen, insbesondere weil die Verwendung von Spoilern (beim Bremsmanöver in der Luft) zu Auftriebsverlust und höherem Luftwiderstand führt. Obgleich diese Eigenschaften bei Bremsmanövern in der Luft oder steilem Landeanflug bewusst eingesetzt werden können, müssen die Spoiler-Auslenkwinkel in standardmäßigen Landeanflug-/Landephasen minimiert werden.
• Erfindungsgemäß besteht das Optimum für diejenigen Spoilereinstellungen, mit denen Auswirkungen der Wirbel auf ein nachfolgendes Flugzeug soweit wie möglich zu reduzieren sind, darin, den Spoiler-Auslenkwinkel auf den Wert am Übergang zwischen den Bereichen 4 und 5 einzustellen. Hier kann der Wirbelparameter mit kleinen Änderungen des Auslenkwinkels schnell geändert werden, und somit lässt sich das Optimum ohne weiteres auffinden; auf der anderen Seite werden die Flugeigenschaften so wenig wie möglich beeinträchtigt, da sich der tatsächliche Wirbelparameter nach wie vor in der Nähe seines Minimums befindet. Zusammengefasst werden der erste und zweite Bereich 4 bzw. 5 der Spoilereinstellwinkel dadurch definiert, dass der spezifische Wirbelparameter nach dem Spoilereinstellwinkel differenziert wird. Wenn die erste Ableitung im Wesentlichen null ist, wird der Bereich als der erste Bereich 4 angesehen; wenn die erste Ableitung nicht null ist, d. h. sich signifikant von null unterscheidet, wird der Bereich als der zweite Bereich 5 angesehen. Das Optimum für die Spoilereinstellung wird an dem Schnittpunkt 6 des ersten und zweiten Bereichs 4 und 5 aufgefunden, wobei es sich eher um einen schmalen Bereich von Spoilerwinkeln als um einen einzelnen Punkt handelt.
• Der Effekt der Veränderung des Spoilers auf verschiedene Wirbelparameter wird mit Bezug auf 3A und 3B erläutert.
• 3A und 3B zeigen die Entwicklung der spezifischen Schleppwirbeleigenschaften in Abhängigkeit vom Abstand "x" hinter einem Flugzeugmodell mit der Spannweite "b" als Funktion des Auslenkwinkels eines einzelnen Spoilersegments. Als Wirbeleigenschaften wurden die tangentiale (Umfangs-)Wirbelkernspitzengeschwindigkeit und der Wirbelkernradius gemessen. Andere Wirbeleigenschaften können jedoch genauso gut verwendet werden, z. B. der Wirbelabstand.
• 3A zeigt eine aufgenommene Kurve der tangentialen Wirbelkernspitzengeschwindigkeit. Die Kurve 9 zeigt die Wirbelgeschwindigkeit mit eingezogenen Spoilern, d. h. Kurve 9 entspricht der Einstellung bei "A" in 2. Diese Geschwindigkeit ist relativ hoch, und entsprechend können derartige Wirbel für die nachfolgenden Flugzeuge gefährlich werden. Bei Spoilern mit 20°, Kurve 11, ist die tangentiale Wirbelkernspitzengeschwindigkeit erheblich niedriger. Die Kurve 11 entspricht "C" in 2, das heißt die Spoilerstellung befindet sich bereits in dem Bereich 4. Jedoch hat eine Spoilereinstellung von 20° unökonomische Flugbedingungen zur Folge und ist daher weniger erstrebenswert. Es versteht sich jedoch, dass der Effekt auf die Wirbelspitzengeschwindigkeit jedoch bereits bei einem Spoilerwinkel von 15°, Kurve 10, erreicht wird. Kurve 10 entspricht der Spoilereinstellung bei "B" in 2. Bei einem Spoilerwinkel von 15° sind die Flugbedingungen des Flugzeugs jedoch sehr viel ökonomischer. Die Kurve 10 befindet sich daher innerhalb des gewünschten Schnittbereichs 6 in 2.
• Die Effekte der Spoilereinstellungen auf die tangentialen Wirbelkernspitzengeschwindigkeiten werden durch Messungen der entsprechenden Wirbelkernradien bestätigt. In 3B sind die Radien der Wirbel bei denselben Spoilereinstellungen wie in 3A aufgetragen. Der kleinste Wirbelradius wird bei vollständig eingeklappten Spoilern, Kurve 12, erreicht, was der Spoilereinstellung bei "A" in 2 entspricht. Der Wirbelradius wird umso größer, je größer der Spoiler-Auslenkwinkel ist. Jedoch gilt auch für die Wirbelradien, dass sich die Auswirkung auf den Radius zwischen einem Spoilerwinkel von 15°, Kurve 13 bei "B", und einem Spoilerwinkel von 20°, Kurve 14 bei "C" nicht mehr so viel ändert. Somit gilt auch dann, wenn Wirbelradien als charakteristischer Wert für den Schleppwirbel herangezogen werden, dass der beste Kompromiss für Spoilereinstellungen bei 15°, "B", liegt, was bei diesem Beispiel dem Schnittbereich 6 in 2 entspricht.
• Die Änderungen der spezifischen Wirbeleigenschaften in Abhängigkeit vom Spoiler-Auslenkwinkel wurden bei diesem Experiment bis zu einem Auslenkwinkel von 20° gemessen. Es wurde gefunden, dass die Spoilereinstellung optimal bei etwa 15° in diesem speziellen Fall liegt. Die optimale Einstellung hängt jedoch von dem Typ des Flugzeugs und der Konfiguration des Flugzeugs ab, wobei letztere direkt mit der Flugphase zusammenhängt.
• Wie aus 3A und 3B ersichtlich, kann entweder die maximale Wirbelkerngeschwindigkeit oder die Wirbelkernspitzengeschwindigkeit als spezifischer Wirbelparameter herangezogen werden. Andere Wirbelparameter können der Wirbelkernradius oder auch der Wirbelabstand sein. Jede dieser Wirbeleigenschaften und insbesondere Wirbelgeschwindigkeiten können z. B. durch ein LIDAR-(Light Detection And Ranging)System, einen Laser-Doppler-Geschwindigkeitsmesser, eine Anordnung von monostatischen Schallgebern und eine Anordnung von Propeller-Anemometern oder sonstigen Systemen gemessen werden. Diese Vorrichtungen werden vorzugsweise am Boden installiert, und Messungen werden durchgeführt, wenn ein Testflug an ihnen vorbeifliegt. Die sich dabei ergebende Relation zwischen Spoiler-Auslenkwinkel und dem jeweiligen charakteristischen Wirbelparameter wird aufgezeichnet und abgespeichert, und nach Bearbeitung der Relation wird diese im Flugzeug abgespeichert und kann eingesetzt werden, wenn Auswirkungen der Schleppwirbel auf die nachfolgenden Flugzeuge beseitigt oder abgeschwächt werden sollen.
• Alternativ lässt sich die Beziehung zwischen dem Auslenkwinkel der Spoiler und einem spezifischen Wirbelparameter durch luftgestützte Testgeräte anstelle von Testgeräten am Boden bestimmen. In diesem Fall können die Geräte auf anderen Flugzeugen oder auf dem getesteten Flugzeug selbst installiert werden.
• Auf Grund der obigen Erläuterung sollte klar geworden sein, dass die Erfindung entweder bei der Verwendung von einem Spoiler oder bei der Verwendung von mehreren Spoilern einsetzbar ist. Dies hängt nur von dem jeweiligen Flugzeug sowie von der aktuellen Flugsituation ab. Die Auswahl von Spoilersegmenten, die eingesetzt werden sollen, lässt sich auch anhand von Flugtests ermitteln.
• Auf Grund der Erfindung ist es nunmehr möglich, dass Flugzeuge je nach ihrer jeweiligen Gewichtskategorie von reduzierten Wake Turbulence Separation Standards profitieren, wenn das Flugzeug mit einer Schleppturbulenzverringerungsvorrichtung wie Spoilern oder anderen Einrichtungen und dem erfindungsgemäßen Schleppturbulenzverminderungsverfahren ausgestattet ist. Tatsächlich ist zu erwarten, dass die Erfindung zu einer erheblichen Reduzierung der Wake Turbulence Separation Standards für jedes beliebige Paar von vorausfliegenden und nachfolgenden Flugzeugen führt.

1

Flugzeugflügel

2

Auftriebs(klappe)

3

Spoilerelement

4

Bereich ohne Änderung von Wirbelparameter

5

Bereich mit erheblicher Änderung von Wirbelparameter

6

optimaler Bereich zur Veränderung von Wirbelparameter

7

maximaler Effekt von Spoiler auf Wirbelparameter

8

minimaler Effekt von Spoiler auf Wirbelparameter

9

tangentiale Wirbelkernspitzengeschwindigkeit bei eingeklapptem Spoiler

10

tangentiale Wirbelkernspitzengeschwindigkeit bei Spoilern bei 15°

11

tangentiale Wirbelkernspitzengeschwindigkeit bei Spoilern bei 20°

12

Wirbelkernradius bei eingeklappten Spoilern

13

Wirbelkernradius bei Spoilern bei 15°

14

Wirbelkernradius bei Spoilern bei 20°

"A"

Spoiler vollständig eingezogen (Bereich 5)

"B"

Spoiler bei 15° (Bereich 6)

"C"

Spoiler bei 20° (Bereich 4)

Claims (5)

1. Verfahren zum Steuern eines Flugzeugs beim Fliegen mit den Schritten: Steuern von Flugzeugtriebwerken, um einen gewünschten Vortrieb und eine vorgegebene Geschwindigkeit gegenüber Luft zu erreichen, und Einstellen von Auftriebselementen (2) und Steuerflächen, so dass das Flugzeug einer gewünschten Trajektorie folgt, gekennzeichnet durch Festlegen eines Schleppwirbelparameters in Abhängigkeit von einem Spoilereinstellwinkel mit: einem ersten Bereich (4) der Spoilereinstellwinkel, in dem die erste Ableitung des spezifischen Wirbelparameters nach dem Spoilereinstellwinkel im Wesentlichen null ist, und einem zweiten Bereich (5) der Spoilereinstellwinkel, in dem die erste Ableitung des spezifischen Wirbelparameters nach dem Spoilereinstellwinkel ungleich null ist, und Einstellen des Spoilereinstellwinkels auf einen Schnittpunkt (6) zwischen dem ersten und zweiten Bereich (4, 5).
2. Verfahren nach Anspruch 1, bei dem der Schleppwirbelparameter eine tangentiale Wirbelkernspitzengeschwindigkeit ist.
3. Verfahren nach Anspruch 1, bei dem der Schleppwirbelparameter ein Wirbelkernradius ist.
4. Verfahren nach Anspruch 1, bei dem der Schleppwirbelparameter ein Wirbelabstand ist.
5. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, bei dem die gewünschte Trajektorie den Landeanflug des Flugzeugs abdeckt.