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Die
vorliegende Erfindung betrifft eine Einrichtung und ein Verfahren
zur Steuerung mindestens einer Trimmklappe eines Flugzeugs während der
Startphase.
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Um
ein Flugzeug zu starten, beschleunigt bekanntermaßen der
Pilot dieses Flugzeug auf der Startbahn, bis es (zu einer Zeit tr)
eine Geschwindigkeit Vr erreicht, zu der er ein Steuerorgan des
Flugzeugs betätigt,
beispielsweise einen Joystick. Diese Betätigung bewirkt eine Verstellung
der Trimmklappen (des Typs Höhenrudertrimmklappen),
wodurch das Flugzeug, dessen Bugfahrwerk sich vom Boden abhebt,
nach oben zieht, wobei das Flugzeug mit Hilfe seines Hauptfahrwerks
auf der Startbahn weiterrollt. Das Flugzeug befindet sich zu diesem
Zeitpunkt immer noch in der Beschleunigungsphase, wobei seine Längsachse
mit der Startpiste einen Trimmwinkel θ bildet. Wenn das Flugzeug
bei einer Zeitdauer T nach der Betätigung des Steuerorgans eine
Geschwindigkeit Vlof erreicht, verlassen auch die Räder des
Hauptfahrwerks die Startpiste, und die Startphase ist beendet.
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Vor
der Beendigung der Startphase, solange das Flugzeug noch auf der
Startpiste rollt, besteht jedoch die Gefahr, dass das Flugzeug mit
dem hinteren Teil seines Rumpfes die Startpiste berührt, wenn
der Wert des Trimmwinkels zu groß ist.
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Im
Allgemeinen ändert
sich der Trimmwinkel θ zwischen
den Zeiten tr und tr + T entsprechend einer speziellen Vorgabefunktion,
der gemäß der Trimmwinkel θ in Abhängigkeit
von der Zeit größer wird.
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Wenn
der Pilot das Steuerorgan bei einer niedrigen Geschwindigkeit Vr
betätigt,
ist daher die Zeit T wichtig, die nötig ist, um die Geschwindigkeit
Vlof zu erreichen, so dass man, da der Trimmwinkel θ in Abhängigkeit
von der Zeit größer wird,
einen Wert des Trimmwinkels θ erreichen
kann, der zur Zeit tr + T sehr groß ist und der so beschaffen
sein kann, dass der hintere Teil des Rumpfes den Boden berührt.
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Um
die Startstrecke zu verkürzen,
kann sich der Pilot außerdem
dazu veranlasst sehen, mit Mindestgeschwindigkeiten Vr und Vlof
zu starten, wodurch das Flugzeug durch Vergrößern des Trimmwinkels noch weiter
nach oben gezogen werden muss. Dies vergrößert natürlich die Gefahr, dass das
Flugzeug mit dem hinteren Teil des Rumpfes den Boden berührt.
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Diese
Gefahr ist umso größer, je
länger
das Flugzeug und somit je größer der
Abstand L zwischen seinem Hauptfahrwerk und dem hinteren Teil des
Rumpfes ist. In der Tat wird bei einer gegebenen Fahrwerkhöhe der kritische
Winkel θq,
bei dem der hintere Teil des Flugzeugs den Boden berührt, mit
zunehmendem Abstand L kleiner. Zum Beispiel ist bei einem Flugzeug
des Typs „Airbus
A340" der kritische
Winkel θq
in der Größenordnung
von 13,5° bis
14°, wobei θ beim Start
mit einer Mindestgeschwindigkeit Vr je nach Konfiguration des Flugzeugs
einen Wert in der Größenordnung
von 12° bis
12,5° hat.
Daraus ergibt sich beim Start eine Toleranzspanne für den Trimmwinkel θ in der
Größenordnung
von nur 1,5°.
Daher muss die Gefahr berücksichtigt
werden, dass das Flugzeug mit dem hinteren Teil des Rumpfes den
Boden berührt
und dadurch beschädigt
wird.
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Aus
dem Patent FR-2 711 257 ist ein System zur Steuerung der Höhenruder
eines Flugzeugs bekannt, das Vorrichtungen aufweist, mit denen das
Steuersignal der Ruder in Abhängigkeit
vom Trimmwinkel θ des Flugzeugs
abgeschwächt
werden kann. Die Abschwächung
nimmt bis zu einem bestimmten Schwellenwert zu, wenn sich der Winkel è vergrößert. Indem
ein derartiges System die Vergrößerung von θ in Abhängigkeit von
der Zeit mindert, verringert es die Gefahr, dass das Flugzeug mit
dem hinteren Teil des Rumpfes den Boden berührt.
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Die
Gefahr ist jedoch nicht vollständig
beseitigt. In der Tat kann trotz dieser Minderung bei einer sehr großen Zeit
T der Trimmwinkel θ den
vorstehend genannten kritischen Wert θq erreichen. Außerdem hat
dieses bekannte System den Nachteil, dass es in allen Fällen den
Rotationsgrad (oder Änderung
der Fluglage in Abhängigkeit
von der Zeit) mindert, auch dann, wenn die Geschwindigkeit Vr groß genug
ist, um die Gefahr auszuschließen,
dass das Flugzeug mit dem hinteren Teil des Rumpfes den Boden berührt. In
diesem Fall verlängert
dieses bekannte System unnötigerweise
den Zeitraum, der nötig
ist, um den Wert des Trimmwinkels θ zu erreichen, der die Ausführung des
Starts erlaubt, was natürlich
zur Folge hat, dass sich die benötigte
Startstrecke vergrößert.
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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Steuerung mindestens
einer Trimmklappe eines Flugzeugs während der Startphase, mit dem
die vorstehend genannten Nachteile beseitigt werden können.
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Zu
diesem Zweck zeichnet sich das Verfahren gemäß der Erfindung dadurch aus,
dass man bei der Beschleunigung des Flugzeugs, das zum Zwecke des
Startens auf dem Boden rollt, sobald ein Pilot ein Steuerorgan betätigt, um
die Trimmklappe so zu steuern, dass sich der Trimmwinkel zwischen
der Längsachse
des Flugzeugs und dem Boden vergrößert, wenn es mit einer Geschwindigkeit
Vr auf dem Boden rollt:
- a) eine Geschwindigkeit
Vlofmin bestimmt, bei der die letzten Räder des Flugzeugs den Boden
verlassen, wenn es sich um einen Start handelt, bei dem der Trimmwinkel
gemäß einer
nominalen Vorgabefunktion gesteuert wird und bei dieser Geschwindigkeit
Vlofmin einen Nennwert θnom
aufweist, der um eine vorher definierte Toleranzspanne kleiner ist
als ein kritischer Wert θq
des Trimmwinkels, bei dem das Flugzeug mit einem hinteren Teil seines
Rumpfes den Boden berührt;
- b) die Zeitdauer T bestimmt, die das Flugzeug benötigt, um
von der Geschwindigkeit Vr auf diese Geschwindigkeit Vlofmin zu
kommen;
- c) diese Zeitdauer T mit einer Nennzeitdauer Tnom vergleicht,
die der Zeitdauer entspricht, die das Flugzeug benötigt, um
gemäß einer
nominalen Vorgabefunktion von einem Trimmwinkel beim Rollvorgang θr (bei der
Geschwindigkeit Vr) zu einem Trimmwinkel mit dem Nennwert θnom zu gelangen;
und
- d) aus diesem Vergleich eine Vorgabefunktion für den Trimmwinkel
ableitet, die man auf das Flugzeug anwendet und die:
- – wenn
die Zeitdauer T kleiner oder gleich der Nennzeitdauer Tnom ist,
der nominalen Vorgabefunktion entspricht; und
- – wenn
die Zeitdauer T größer ist
als die Nennzeitdauer Tnom, einer geänderten Vorgabefunktion entspricht,
die so ausgelegt ist, dass bei einer Zeitdauer T nach der Betätigung des
Steuerorgans durch den Piloten der Trimmwinkel des Flugzeugs ungefähr genauso
groß ist
wie der Nennwert θnom.
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Dank
der Erfindung wendet man also, wenn die Gefahr besteht, dass der
Rumpf des Flugzeugs den Boden berührt, wenn die Trimmklappe durch
eine nominale (theoretische) Vorgabefunktion gesteuert wird, eine
geänderte
Vorgabefunktion auf die Trimmklappe an, die solch einen Bodenkontakt
verhindert.
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Folglich
besteht keine Gefahr des Bodenkontakts mehr, was natürlich einen
bedeutenden Vorteil im Bezug auf die Sicherheit darstellt.
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Außerdem wird
die nominale Vorgabefunktion, im Gegensatz zu der Lösung, die
im vorstehend genannten Patent FR-2 711 257 vorgeschlagen wird,
nur dann geändert,
wenn dies aus Sicherheitsgründen
tatsächlich
notwendig ist. Andernfalls wird das Flugzeug stets gemäß der nominalen
Vorgabefunktion gesteuert, was den Vorteil hat (wie im Folgenden
zu sehen ist), dass die Betätigung
des Steuerungsorgans durch den Piloten getreuer wiedergegeben wird.
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Vorzugsweise
folgt die geänderte
Vorgabefunktion der nominalen Vorgabefunktion deutlich für eine Zeitdauer
von 3T/4 nach der Betätigung
des Steuerorgans durch den Piloten. Danach weicht sie von dieser nominalen
Vorgabefunktion ab, so dass bei der Zeitdauer T der Trimmwinkel
des Flugzeugs ungefähr
genauso groß ist
wie der Nennwert.
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Die
geänderte
Vorgabefunktion bleibt also für
einen Großteil
der Zeit zwischen tr und tr + T nahe an der nominalen (theoretischen)
Vorgabefunktion. Dies hat für
den Piloten den Vorteil, dass er so lange wie möglich eine Rückmeldung über die
Wirkung der Betätigung
des Steuerorgans erhält.
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Außerdem bestimmt
man vorteilhafterweise den Zustand von mindestens einem Parameter
des Flugzeugs, der einen von mindestens zwei Zuständen annehmen
kann, und man verwendet für
jeden der Zustände des
Parameters eine andere nominale Vorgabefunktion und ein andere geänderte Vorgabefunktion.
In diesem Fall, wenn das Flugzeug mit mindestens zwei Triebwerken
ausgestattet ist, ist der Parameter vorzugsweise relativ zur Funktion
der Triebwerke, wobei einer der Zustände der normalen Funktion aller
Triebwerke entspricht und der andere Zustand einem Ausfall eines
der Triebwerke entspricht.
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Gemäß der Erfindung
bestimmt man in der vorstehend genannten Stufe a) die Zeitdauer
T in Abhängigkeit
von den Flugzeugparametern, der Beschleunigung des Flugzeugs im
Moment der Betätigung
des Steuerorgans durch den Piloten und dem Zustand der Flugzeugtriebwerke.
Dies kann wie folgt durchgeführt
werden:
- – durch
die Lösung
der folgenden Gleichung: wobei gilt:
- • tr
ist der Moment, in dem der Pilot das Steuerorgan betätigt; und
- • Acc
stellt die Beschleunigung des Flugzeugs dar; oder
- – anhand
des folgenden vereinfachten Ausdrucks: T = (Vlofmin – Vr)/Amoy,wobei
Amoy die Durchschnittsbeschleunigung des Flugzeugs zwischen den
Geschwindigkeiten Vr und Vlofmin ist. Man bestimmt diese Durchschnittsbeschleunigung
Amoy vorzugsweise, indem man die Beschleunigung, die in dem Moment
gemessen wird, in dem der Pilot das Steuerorgan betätigt, mit
einem zuvor definierten Koeffizienten k multipliziert, der kleiner
ist als 1.
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Außerdem bestimmt
man vorzugsweise die Geschwindigkeit Vlofmin, die zur Bestimmung
der Zeitdauer T verwendet wird, in Abhängigkeit von der Masse des
Flugzeugs, seiner Konfiguration, dem Zustand seiner Triebwerke und
seiner Umgebung.
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Die
vorliegende Erfindung betrifft ebenso eine Vorrichtung zur Steuerung
mindestens einer Trimmklappe eines Flugzeugs während der Startphase.
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Gemäß der Erfindung
zeichnet sich die Vorrichtung des Typs mit:
- – einem
Steuerorgan, beispielsweise einem Joystick, das von einem Piloten
betätigt
werden kann und an eine Vorrichtung angeschlossen ist (insbesondere
einem Positionsmelder), die ein Signal liefert, das solch eine Betätigung wiedergibt;
- – Bordcomputern,
um zumindest ausgehend von dem Signal eine Vorgabefunktion zu bestimmen;
- – Antriebsvorrichtungen,
beispielsweise ein Elektromotor oder ein Zylinder, um die Trimmklappe
in Abhängigkeit
von einer Vorgabefunktion zu steuern, die von den Bordcomputern
empfangen wird,
dadurch aus, dass die Antriebsvorrichtungen
die Trimmklappe steuern, zumindest zwischen dem Moment der ersten
Betätigung
des Steuerorgans durch den Piloten, mit der er die Trimmklappe so
steuert, dass sich der Trimmwinkel zwischen der Längsachse
des Flugzeugs und dem Boden bei einer Geschwindigkeit Vr beim Rollen
auf dem Boden vergrößert, und
dem Moment, in dem die letzten Räder
des Flugzeugs bei einer Geschwindigkeit Vlof den Boden verlassen,
und dass die Bordcomputer Folgendes aufweisen: - – Vorrichtungen,
um die Zeitdauer T zu bestimmen, die nötig ist, damit das Flugzeug
von der Geschwindigkeit Vr zur Geschwindigkeit Vlofmin übergeht;
- – Vorrichtungen,
um diese Zeitdauer T mit einer Nennzeitdauer Tnom zu vergleichen,
die der Zeitdauer entspricht, die nötig ist, damit das Flugzeug
von einem Trimmwinkel θr
beim Rollen (bei der Geschwindigkeit Vr) zu einem Trimmwinkel mit
dem Nennwert θnom
bei einem Nennstart übergeht,
bei dem der Trimmwinkel gemäß einer
nominalen (theoretischen) Vorgabefunktion gesteuert wird, wobei
dieser Nennwert ènom
um eine vorher definierte Toleranzspanne kleiner ist als ein kritischer
Wert θq
des Trimmwinkels, bei dem das Flugzeug mit einem hinteren Teil seines
Rumpfes den Boden berührt;
und
- – Vorrichtungen,
um von diesem Vergleich die Vorgabefunktion für den Trimmwinkel abzuleiten,
die an die Antriebsvorrichtungen übertragen wird, wobei diese
Vorgabefunktion:
- • wenn
die Zeitdauer T kleiner oder gleich der Nennzeitdauer Tnom ist,
der nominalen Vorgabefunktion entspricht; und
- • wenn
die Zeitdauer T größer ist
als die Nennzeitdauer Tnom, einer geänderten Vorgabefunktion entspricht,
die so ausgelegt ist, dass der Trimmwinkel des Flugzeugs bei einer
Zeitdauer T nach der Betätigung des
Steuerorgans durch den Piloten ungefähr genauso groß wie der
Nennwert ist.
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Aus
den Figuren der Zeichnungen im Anhang ist ersichtlich, wie die Erfindung
ausgeführt
sein kann. Ähnliche
Elemente sind in diesen Figuren mit gleichen Bezugszeichen beschriftet.
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1 ist
ein Blockdiagramm einer Vorrichtung gemäß der Erfindung.
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Die 2A bis 2C veranschaulichen
unterschiedliche Positionen eines Flugzeugs, das beim Starten auf
dem Boden rollt.
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3 ist
eine graphische Darstellung, die unterschiedliche Vorgabefunktionen
des Trimmwinkels veranschaulicht und die Wirkung, die durch die
Erfindung erzeugt wird, verständlich
macht.
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Die
Vorrichtung 1, die der Erfindung entspricht und schematisch
in 1 dargestellt ist, dient der Steuerung einer oder
mehrerer Trimmklappen 2, die die Steuerung eines Flugzeugs
Av, insbesondere eines Passagierflugzeugs, das in den 2A bis 2C dargestellt
ist, im Bezug auf die Höhe
kontrollieren.
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Diese
Vorrichtung 1 weist bekanntermaßen Folgendes auf:
- – ein
Steuerorgan 3, beispielsweise als Joystick ausgeführt, das,
wie durch einen Doppelpfeil E dargestellt, von einem Piloten betätigt werden
kann, und das an eine gewöhnliche
Vorrichtung 4 angeschlossen ist, beispielsweise an einen
Positionsmelder, die ein elektrisches Signal liefert, das solch
eine Betätigung
wiedergibt;
- – Bordcomputer 5,
die mittels einer Leitung 6 mit den Vorrichtungen 4 verbunden
sind, um zumindest anhand des elektrischen Signals eine Vorgabefunktion
zu bestimmen; und
- – Antriebsvorrichtungen 7 (beispielsweise
Elektromotor oder Zylinder), um die Trimmklappe 2 zu steuern, damit
sie sich, wie mit einem Doppelpfeil F veranschaulicht, in Abhängigkeit
von einer Vorgabefunktion, die von den Bordcomputern 5 empfangen
wird, um ihre Drehachse 2A dreht.
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Diese
Vorrichtung 1 ist gemäß der Erfindung
weiterentwickelt, um zu verhindern, dass das Flugzeug Av beim Starten
den Boden S berührt.
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Es
ist bekannt, dass die Startphase insbesondere die folgenden Stufen
umfasst:
- – eine
Beschleunigungsstufe, die in 2A veranschaulicht
wird, in der das Flugzeug Av (mit einer Geschwindigkeit V) auf der
Startpiste rollt, wobei sich die Räder 8 des Bugfahnnrerks 9 und
die Räder 10 des Hauptfahrwerks 11 auf
dem Boden S der Startpiste bewegen, wenn es beschleunigt wird;
- – eine
Stufe, die in 2B veranschaulicht wird, die
zu einer Zeit tr anfängt,
zu der der Pilot das Steuerorgan 3 betätigt, um die Trimmklappe 2 so
zu steuern, dass sich der Trimmwinkel θ des Flugzeugs Av vergrößert, der
dem Winkel zwischen der Längsachse
L des Flugzeugs Av und dem Boden S entspricht, was dazu führt, dass
das Flugzeug Av, dessen Bugfahrwerk 9 vom Boden abhebt,
nach oben zieht, wobei das Flugzeug Av mit Hilfe seines Hauptfahrwerks 11 weiterhin
auf der Startpiste S rollt. Das Flugzeug Av befindet sich zu diesem
Zeitpunkt immer noch in der Beschleunigungsphase. Diese Betätigung findet
statt, wenn das Flugzeug mit einer Geschwindigkeit Vr auf dem Boden
rollt; und
- – eine
Stufe des tatsächlichen
Starts, wenn das Flugzeug Av eine spezielle Geschwindigkeit Vlof
erreicht, wobei nun auch die Räder 10 des
Hauptfahrwerks 11 die Startpiste S verlassen.
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Vor
der Beendigung der Startphase, solange das Flugzeug Av noch auf
der Startpiste S rollt, besteht jedoch die Gefahr, dass das Flugzeug
Av mit dem hinteren Teil 12 seines Rumpfes F die Startpiste
S berührt, wenn
der Wert des Trimmwinkel θ zu
groß ist,
und dass er (größer oder)
gleich einem kritischen Wert θq
des Trimmwinkels ist, bei dem es zu Bodenkontakt kommt. Dieser kritische
Wert θq
wird in 2C veranschaulicht.
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Die
erfindungsgemäße Vorrichtung 1 erlaubt
es, solch eine Gefahr auszuschließen und dadurch zu verhindern,
dass der hintere Teil 12 des Rumpfes F des Flugzeugs Av
beim Starten den Boden S berührt.
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Zu
diesem Zweck weisen die Bordcomputer 5 der Vorrichtung 1 gemäß der Erfindung
Folgendes auf:
- – Vorrichtungen 13,
um die Zeitdauer T zu bestimmen, die nötig ist, damit das Flugzeug
Av von der Geschwindigkeit Vr zur Geschwindigkeit Vlofmin übergeht;
- – Vorrichtungen 14,
um diese Zeitdauer T mit einer Nennzeitdauer Tnom zu vergleichen,
die der Zeitdauer entspricht, die nötig ist, damit das Flugzeug
Av vom Trimmwinkel θr
(nicht explizit dargestellt, aber nahe an null und in dem Beispiel,
das in 3 veranschaulicht wird, sogar etwas kleiner als
null) bei der Geschwindigkeit Vr zu einem Nennwert θnom bei
einem Nennstart übergeht,
bei dem der Trimmwinkel θ gemäß einer nominalen
(theoretischen) Vorgabefunktion gesteuert wird, wobei dieser Nennwert θnom um eine
vorher definierte Toleranzspanne (vorzugsweise 2°) kleiner ist als ein kritischer
Wert θq
des Trimmwinkels, bei dem das Flugzeug Av mit dem hinteren Teil 12 seines
Rumpfes F den Boden S berührt;
und
- – Vorrichtungen 15,
um von diesem Vergleich die Vorgabefunktion des Trimmwinkels θ abzuleiten,
die an die Antriebsvorrichtungen 7 übertragen wird, wobei diese
Vorgabefunktion:
- • wenn
die Zeitdauer T kleiner oder gleich der Nennzeitdauer Tnom ist,
der nominalen theoretischen Vorgabefunktion entspricht; und
- • wenn
die Zeitdauer T größer ist
als die Nennzeitdauer Tnom, einer geänderten Vorgabefunktion entspricht,
die so ausgelegt ist, dass bei einer Zeitdauer T nach der Betätigung des
Steuerorgans 3 durch den Piloten (die bei t = tr stattfindet),
also im Moment t = tr + T, der Trimmwinkel θ des Flugzeugs Av deutlich genauso
groß ist
wie der Nennwert ènom.
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Die
Wirkung der erfindungsgemäßen Vorrichtung 1 ist
gut zu verstehen, wenn man sich die Graphik in 3 ansieht.
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In
dieser 3 veranschaulicht die Kurve A die nominale Vorgabefunktion
des Trimmwinkels θ.
Gemäß dieser
nominalen Vorgabefunktion ändert
sich der Trimmwinkel θ in
Abhängigkeit
von der Zeit t ab dem Moment tr (Betätigung des Steuerorgans 3 durch
den Piloten), in dem der Winkel θ etwas
kleiner ist als null, da sich das Flugzeug Av zu diesem Zeitpunkt
vorne leicht nach unten neigt. Des Weiteren nimmt der Trimmwinkel θ zum Zeitpunkt
t = tr + Tnom den Nennwert θnom
an, der definitionsgemäß kleiner
ist als der kritische Wert θq,
bei dem der hintere Teil 12 des Rumpfes F des Flugzeugs
Av den Boden S berührt.
Natürlich
hängt der
kritische Wert θq
von der Höhe
des Hauptfahrwerks 11 und dem Abstand zwischen dem Teil 12 und
dem Hauptfahrwerk 11 ab und lässt sich für jedes Flugzeug Av leicht
bestimmen.
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Gemäß der Erfindung,
wenn die Zeitdauer T (Zeitdauer zwischen der Betätigung des Steuerorgans 3 und
dem Moment, in dem das Flugzeug Av den Boden S verlässt) kleiner
ist als die Zeitdauer Tnom (oder genauso groß), ist der maximale Trimmwinkel,
den man zur Zeit t = tr + T erhält,
wenn das Flugzeug den Boden verlässt,
kleiner als (oder genauso groß wie)
der Nennwinkel θnom.
In diesem Fall besteht also keine Kontaktgefahr mit dem Boden S.
Daher kann man in diesem Fall in aller Ruhe die nominale Vorgabefunktion
A verwenden.
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Wenn
die Zeitdauer T hingegen, wie in 3 als Beispiel
dargestellt, größer ist
als die Zeitdauer Tnom, muss eine geänderte Vorgabefunktion verwendet
werden, wie beispielsweise die Funktion B. In der Tat nimmt im Beispiel
der 3 der Trimmwinkel θ gemäß der Funktion A bei einer
Zeit t = tr + Tq (das heißt
vor der Zeit t = tr + T, zu der das Flugzeug Av den Boden verlässt) den
Wert θq
an, der den Bodenkontakt veranschaulicht.
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Wenn
man jedoch zur Zeit t = tr + T die geänderte Vorgabefunktion B verwendet,
nimmt der Trimmwinkel den Nennwert θnom an. Der Start erfolgt also
ohne Gefahr, dass es zu Kontakt mit dem Boden S kommt, wenn diese
geänderte
Vorgabefunktion B verwendet wird.
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Vorzugsweise
verwendet man jedoch die geänderte
Vorgabefunktion C, die, wie in 3 zu sehen
ist, für
eine bedeutende Zeitdauer nach der Betätigung des Steuerorgans 3 durch
den Piloten, beispielsweise in der Größenordnung 3T/4, deutlich der
nominalen Vorgabefunktion A folgt und dann von dieser nominalen
Vorgabefunktion A abweicht, so dass bei der Zeitdauer T (Zeit t
= tr + T) der Trimmwinkel θ des
Flugzeugs Av deutlich genauso groß ist wie der Nennwert θnom.
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Die
geänderte
Vorgabefunktion C bleibt also für
einen Großteil
der Zeit zwischen t = tr und t = tr + T nahe an der nominalen (theoretischen)
Vorgabefunktion A. Dies hat für
den Piloten den Vorteil, dass er so lange wie möglich eine Rückmeldung über die
Wirkung der Betätigung
des Steuerungsorgans 3 erhält.
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Um
ein Beispiel zu nennen, kann die Kurve A einer Vorgabefunktion entsprechen,
wie sie beispielsweise im Patent FR-2 711 257 vor der Abschwächung verwendet
wird. Die Kurve B wird im Vergleich zur Kurve A abgeschwächt, indem
auf diese beispielsweise ein Koeffizient CO < 1 angewendet wird. Und die Kurve C kann
beispielsweise wie folgt definiert werden:
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In
einer besonderen Ausführungsform
bestimmt man den Zustand von mindestens einem Parameter des Flugzeugs
Av, der einen von mindestens zwei Zuständen annehmen kann, und man
verwendet für
jeden der Zustände
des Parameters eine andere nominale Vorgabefunktion und eine andere
geänderte
Vorgabefunktion. In diesem Fall, wenn das Flugzeug Av mit mindestens
zwei, hier nicht dargestellten Triebwerken ausgestattet ist, ist
der Parameter vorzugsweise relativ zur Funktion der Triebwerke,
wobei einer der Zustände
der normalen Funktion aller Triebwerke entspricht und der andere
Zustand einem Ausfall eines der Triebwerke entspricht.
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Außerdem wird
gemäß der Erfindung
die für
die Berechnung von T berücksichtigte
Geschwindigkeit Vlofmin gemäß einem
gewöhnlichen,
den Luftfahrtspezialisten bekannten Rechenverfahren bestimmt, bei
dem die Masse des Flugzeugs Av, seine Konfiguration (Stellung der
Klappen, etc.), der Zustand der Triebwerke (AEO: „All Engine
Operative": alle
Triebwerke funktionieren/OEI: „One Engine
Inoperative": ein
Triebwerk ist ausgefallen) und seine Umgebung (atmosphärische Bedingungen,
Piste, etc.) berücksichtigt
werden.
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Außerdem kann
die Zeitdauer T gemäß der folgenden
Methode berechnet werden:
- – für t > tr erhält man:wobei V für die Geschwindigkeit steht
und Acc die momentane Beschleunigung des Flugzeugs Av ist,
- – beim
Starten (t = T) erhält
man auch: V(T) =
Vlofmin (2)
- – von
den beiden vorstehenden Gleichungen (1) und (2) leitet man wie folgt
ab:
- – diese
letzte Gleichung (3) kann auch wie folgt umgeschrieben werden:
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Mit
der Lösung
dieser Gleichung (4) kann die Zeitdauer T berechnet werden. Dazu
muss man natürlich die
Entwicklung der Beschleunigung Acc von tr zu T kennen. Diese Entwicklung
der Beschleunigung hängt
von zahlreichen Parametern ab, die den Luftfahrtspezialisten bekannt
sind und an Bord des Flugzeugs Av zur Verfügung stehen, wie zum Beispiel
der Schub der Triebwerke und die Stellung der Ruder 2 (diese
Parameter resultieren aus der Anwendung der Vorgabefunktion), die
Geschwindigkeit Vr, die Beschleunigung Acc(tr), die atmosphärischen
Bedingungen, die Masse des Flugzeugs Av, etc.
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Falls
man die Berechnung der Zeitdauer T vereinfachen möchte, kann
ein Näherungswert
dieser Zeitdauer berechnet werden, indem man den folgenden Ausdruck
verwendet: T = (Vlofmin – Vr)/Amoy (5)wobei Amoy
die durchschnittliche Beschleunigung auf das Zeitintervall [tr;
tr + T) ist, das heißt
wenn die Geschwindigkeit von Vr zu Vlofmin übergeht. In der Praxis kann
diese durchschnittliche Beschleunigung Amoy geschätzt werden,
indem man auf die Beschleunigung Acc(tr), gemessen im Moment tr
bei einer Geschwindigkeit Vr, einen Koeffizienten k < 1 anwendet. Bei
einem modernen Passagierflugzeug mit vier Strahltriebwerken des
Typs „Airbus
A340" zum Beispiel
zeigen die Berechnungen, dass ein Durchschnittswert von k ≈ 0,8 in der
Praxis den Betriebsbedingungen gerecht wird. Der Koeffizient k kann
jedoch, falls nötig,
eine Variable von einigen sehr einflussreichen Parametern sein.
Dieser Koeffizient k erlaubt es, die Abnahme der Beschleunigung
nach dem Moment tr aufgrund des Anstiegs des aerodynamischen Widerstands
des Flugzeugs Av, die durch den Trimmwinkel θ des Flugzeugs bedingt ist,
und die Entwicklung des Triebwerkschubs mit der Geschwindigkeit
zu berücksichtigen.
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Man
wird feststellen, dass die Durchschnittsgeschwindigkeit Amoy neu
berechnet wird, wenn die Parameter des Flugzeugs während der
Startphase zwischen tr und tr + T wechseln (beispielsweise aufgrund
eines Triebwerkausfalls), um einen neuen Wert für T zu bestimmen und nötigenfalls
die Vorgabefunktion zu ändern.
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Bei
einem gegebenen Flugzeugtyp erlaubt es die Anwendung einer Vorgabefunktion θ(t), die
Zeit Tnom zu berechnen, die dem Trimmwinkel θnom entspricht. Da man im Allgemeinen,
je nach Zustand der Triebwerke („AEO"/„OEI"), zwei verschiedene
Steuergesetze anwendet, berechnet man a priori die beiden Werte
von Tnom, die den beiden Zuständen „AEO" und „OEI" der Triebwerke entsprechen
(wenn man dazu veranlasst wird, andere Vorgabefunktionen, je nach
den Parameterwerten des jeweiligen Flugzeugs, zu verwenden, ist
es natürlich
angebracht, genauso viele Werte für Tnom zu berechnen, wie es
mögliche
Vorgabefunktionen gibt). Im Falle eines Passagierflugzeugs mit vier
Strahltriebwerken zum Beispiel kann die Zeit Tnom für die Konfiguration
AEO gleich ca. 5 Sekunden sein und für die Konfiguration OEI gleich
ca. 6 Sekunden.
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In
der in 1 dargestellten bevorzugten Ausführungsform
weisen die Bordcomputer 5 Vorrichtungen 16 auf,
die die Zeitdauer T bestimmen, wenn der Pilot das Steuerorgan 3 (Verbindung 6)
betätigt.
Diese Vorrichtungen 16 berechnen die Zeitdauer T unter
Verwendung der vorstehend genannten Beziehung (5): T
= (Vlofmin – Vr)/Amoy.
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Zu
diesem Zweck sind sie mit Hilfe der Leitung 17 bzw. 19 mit
den folgenden Vorrichtungen verbunden:
- – gewöhnliche
Vorrichtungen 20 zur Bestimmung, insbesondere zur Messung,
der Geschwindigkeit Vr;
- – Vorrichtungen 21,
um auf gewöhnliche
Weise anhand von Informationen (Masse und Konfiguration des Flugzeugs
Av, Zustand der Triebwerke, etc.), die mit Hilfe einer Verbindung 22 empfangen
werden, die Geschwindigkeit Vlofmin zu bestimmen; und
- – Vorrichtungen 23,
um auf gewöhnliche
Weise anhand von Informationen (Zustand der Triebwerke, Beschleunigung
auf die Geschwindigkeit Vr, etc.), die mit Hilfe einer Verbindung 24 empfangen
werden, die Durchschnittsgeschwindigkeit Amoy zu bestimmen.
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Die
Zeitdauer T, die von den Vorrichtungen 16 bestimmt wird,
wird mittels einer Verbindung 25 an eine Vorrichtung 26 übertragen,
die diese, je nach Zustand der Triebwerke, an die folgenden Vorrichtungen überträgt:
- – entweder,
wenn alle Triebwerke funktionieren (Konfiguration „AEO"), mittels einer
Verbindung 28 an eine Vergleichsvorrichtung 27;
- – oder,
bei Ausfall eines Triebwerks (Konfiguration „OEI"), mittels einer Verbindung 30 an
eine Vergleichsvorrichtung 29.
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Die
Vorrichtung 27 vergleicht die Zeitdauer T mit der Nennzeitdauer
Tnom, die der Konfiguration AEO entspricht (beispielsweise 5 Sekunden),
und:
- – wenn
T größer ist
als Tnom, wird ein Befehl an eine Vorrichtung 32 übertragen
(Verbindung 31), damit diese an die Triebwerke 7 eine
geänderte
Vorgabefunktion liefert (Verbindung 33), beispielsweise
die Funktion B oder die Funktion C; und
- – wenn
T kleiner oder gleich Tnom ist, wird ein Befehl an eine Vorrichtung 35 übertragen
(Verbindung 34), damit diese an die Triebwerke 7 die
nominale Vorgabefunktion (Funktion A) liefert.
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Ebenso
vergleicht die Vorrichtung 29 die Zeitdauer T mit der Nennzeitdauer
Tnom für
die Konfiguration OEI, die im Allgemeinen anders ist (beispielsweise
6 Sekunden), und:
- – wenn T größer ist als Tnom, wird ein
Befehl an eine Vorrichtung 38 übertragen (Verbindung 37),
damit diese an die Triebwerke 7 eine geänderte Vorgabefunktion liefert
(Verbindung 39); und
- – andernfalls
wird ein Befehl an die Vorrichtung 35 übertragen (Verbindung 40),
um die Übertragung
der nominalen Vorgabefunktion zu veranlassen.
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Die
Vorrichtungen 16, 20, 21 und 23 entsprechen
den vorstehend genannten Vorrichtungen 13, die Vorrichtungen 26, 27 und 29 entsprechen
den vorstehend genannten Vorrichtungen 14, und die Vorrichtungen 32, 35 und 38 entsprechen
den vorstehend genannten Vorrichtungen 15.
