DE69421279T2

DE69421279T2 - System zur frequenzabhangigen modenunterdruckung fur flugzeuge

Info

Publication number: DE69421279T2
Application number: DE69421279T
Authority: DE
Inventors: Chuong Tran; Stephen White
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1993-06-28
Filing date: 1994-06-01
Publication date: 2000-02-03
Anticipated expiration: 2014-06-02
Also published as: EP0706681B1; EP0706681A1; US5860625A; DE69421279D1; US5452865A; JPH08511752A; WO1995000891A1; AU7050894A

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein System für Flugzeugmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückung, umfassend:
Steuer- bzw. Regelservicemittel, die auf Eingangssteuer- bzw. -regelsignale ansprechen;
an die Steuer- bzw. Regelservicemittel angekoppelte Filtermittel zum Formen eines Eingangssteuer- bzw. -regelsignals;
Zentralmittel, die an die Filtermittel zum Erzeugen eines Erregungssignals, welches für die Erregung des Körpers bzw. Rumpfs zu wenigstens einem Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. wenigstens einer Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart des Flugzeugs repräsentativ ist, angekoppelt sind.
Windstoßinduzierte Hinterrumpflateralschwingungen in langen schlanken Flugzeugen können den Komfort und die Flugqualität in dem rückwärtigen Abschnitt der Passagierkabine beeinträchtigen. Ein früher von Boeing erfundenes System für die Flugzeugmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückung, das in dem der Boeing Company zugeeigneten US-Patent 5 072 893 offenbart ist, benutzte eine Gierungsdämpfung, um Lateralschwingungen zu unterdrücken und Körper- bzw. Rumpfbiegemodi bzw. -schwingungsarten zu steuern bzw. zu kontrollieren. Das System gemäß dem US-Patent 5 072 893 ersetzte den Kreisel mit zwei Freiheitsgraden durch einen Beschleunigungsmesser für die Detektion der Lateralbewegung.
Ein Nachteil des Systems besteht darin, daß es Körper- bzw. Rumpfbiegemodi bzw. -schwingungsarten nicht vollständig kompensiert, wenn sich das Flugzeuggewicht aufgrund des Kraftstoffverbrauchs von dem Auslegungsbrutto- bzw. -gesamtgewicht (DGW) unterscheidet.
Demgemäß ist es ein Ziel der vorliegenden Erfindung, ein Flugzeugmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystem zur Verfügung zu stellen, welches Körper- bzw. Rumpfbiegemodi bzw. -schwingungsarten kompensiert, wenn sich das Flugzeuggewicht aufgrund des Kraftstoffverbrauchs und Nehmens des Brutto- bzw. Gesamtgewichts (GW) von dem Auslegungsbrutto- bzw. -gesamtgewicht (DGW) unterscheidet.
Demgemäß ist es ein Ziel der vorliegenden Erfindung, ein Flugzeugmodal- bzw. -schwingungartenunterdrückungssystem zur Verfügung zu stellen, welches Gewichtsänderungen durch Verändern des Gierungsdämpferausgangs zum Unterdrücken von Körper- bzw. Rumpfbiegemodi bzw. -schwingungsarten gemäß einem Gewichtssignal, das von dem Flugmanagement- bzw. -leitcomputer (FMC) abgeleitet worden ist, kompensiert.
Das System für Flugzeugmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückung ist daher dadurch gekennzeichnet, daß an die genannten Filtermittel angekoppelte Gewichtsmittel zum Liefern eines Brutto- bzw. Gesamtgewichtssignals, welches für das Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs repräsentativ ist, vorgesehen sind; und
daß die Filtermittel ein variables Filter umfassen, welches in Ansprechung auf das Brutto- bzw. Gesamtgewichtssignal wenigstens ein vorbestimmtes Koeffizienten- und Verstärkungsfaktorprogramm bzw. eine vorbestimmte Koeffizienten- und Verstärkungsfaktortabelle auswählt, so daß dadurch eine Phase bewirkt wird, welche der Phasenänderung der Körper- bzw. Rumpfbiegemodi bzw. -schwingungsarten des Flugzeugs entspricht bzw. an diese Phasenänderung angepaßt ist.
Gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung umfaßt das Gewichtsmittel einen Flugmanagement- bzw. -leitcomputer (FMC).
Gemäß einer anderen Ausführungsform der Erfindung umfassen die variablen Filtermittel ein Kerb- bzw. Sperrfilter, das eine Frequenz und Breiten und Tiefen hat, welche gemäß dem Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs variieren.
Gemäß einer anderen bevorzugten Ausführungsform umfassen die variablen Filtermittel ein Kerb- bzw. Sperrfilter, das einen Frequenzbereich hat, der durch das Wobbeln des Rotors des Flugzeugs bei dem schwersten und leichtesten Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs bestimmt wird bzw. ist.
Gemäß einer anderen bevorzugten Ausführungsform umfaßt das System außerdem ein variables Gierungsdämpferkerb- bzw. -sperrfilter.
Gemäß einer anderen bevorzugten Ausführungsform der Erfindung umfaßt das System außerdem:
Mittel zum Vorsehen eines gemeinsamen Festfilterbeschleunigungsmessersignals;
ein variables Filter, das auf das gemeinsame Festfilterbeschleunigungsmessersignal anspricht;
wobei das genannte variable Filter eine Filterauswahl bzw. -selektion hat, die auf das Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs anspricht; und
wobei das genannte variable Filter einen Ausgang hat, der durch ein Summiermittel an einen Gierungsdämpferbefehl zum Steuern bzw. Regeln des Flugzeugs angekoppelt ist.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN

Fig. 1 ist ein früheres Flugzeugmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystem, welches ein festes Steuer- bzw. Regelgesetz für alle Flugzeugkonfigurationen hat;
Fig. 2 ist ein schematisches Blockschaltbild des vorliegenden Flugzeugfrequenzadaptivmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystems, welches das Brutto- bzw. Gesamtgewichtssignal in das Steuer- bzw. Regelgesetz inkorporiert, um mit der Variation in der Frequenz von dem Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. von der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart aufgrund der Variation des Gewichts des Flugzeugs fertigzuwerden;
Fig. 3 ist exemplarisch für das vorliegende variable Kerb- bzw. Sperrfilter, das in Abhängigkeit von dem Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs variiert;
Fig. 4 ist die generelle Form des variablen Abschnitts des Adaptivmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystems;
Fig. 5 ist die Frequenzansprechungskurve der Lateralbeschleunigung an der hinteren Station für das Schwergewichtsflugzeug;
Fig. 6 ist die Frequenzansprechungskurve der Lateralbeschleunigung an der hinteren Station für das Leichtgewichtsflugzeug;
Fig. 7 ist die Phasenkurve der Lateralbeschleunigung an der hinteren Station für das Schwergewichtsflugzeug;
Fig. 8 ist die Phasenkurve der Lateralbeschleunigung an der hinteren Station für das Leichtgewichtsflugzeug; und
Fig. 9 und 10 sind die Frequenzansprechungskurven in der Größe, welche die Verbesserung in der Lateralbeschleunigung an der hinteren Station veranschaulichen.

GENERELLE BESCHREIBUNG

Die Körper- bzw. Rumpfbiegemodi- bzw. -schwingungsarten sind die dominanten strukturellen Modi bzw. Schwingungsarten des Flugzeugs in der lateralen Achse. Für Flugzeuge mit langen und schlanken Körpern bzw. Rümpfen, insbesondere jenen von gestreckten Versionen, ist das Vibrationsniveau der strukturellen Modi bzw. Schwingungsarten ziemlich hoch, derart, daß sie Flugdiskomfort bewirken. Zahlreiche Versuche, um das Flugqualitätsproblem vor der Ausführungsform des vorliegenden Verfahrens der Erfindung zu lösen sind: Das MSAS-System, in welchem ein Kreisel zum Messen der Gierungsrate für die Rückkopplung in den 70ern verwendet wurde; die Verwendung eines einzigen Festfrequenzkerb- bzw. -sperrfilters, das in dem Ausgang des grundlegenden Gierungsdämpfers lokalisiert ist, genannt das passive Steuer- bzw. Regelsystem 1985; das mehrfache Festfrequenzkerb- bzw. -sperrfilter in Verbindung mit den Festfrequenzaktivfiltern, genannt Flugzeugmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystem, das 1987, 1988 und 1989 entwickelt wurde.
Fig. 1 ist ein detailliertes Blockschaltbild, welches das gegenwärtige Modal- bzw. Schwingungsartenunterdrückungssystem veranschaulicht, das in Flugzeugen verwendet wird. Das gegenwärtige Modal- bzw. Schwingungsartenunterdrückungssystem ist nicht vollständig zufriedenstellend bei der Unterdrückung der Körper- bzw. Rumpfbiegemodi bzw. -schwingungsarten, wenn sich das Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs von dem Auslegungsbrutto- bzw. -gesamtgewicht unterscheidet, weil:
a) Das Festfrequenzkerb- bzw. -sperrfilter in dem grundlegenden Gierungsdämpfer nicht verhindern kann, daß der grundlegende Gierungsdämpfer die Körper- bzw. Rumpfbiegemodi bzw. -schwingungsarten erregt.
b) Die Verstärkungsfaktor- und Phasencharakteristika des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart variieren, was das Festfrequenzaktivfilter weniger wirksam macht.
Die Frequenz des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart variiert in Abhängigkeit von dem Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs. Die Differenz in dem Brutto- bzw. Gesamtgewicht zwischen dem leichtesten und schwersten Langstreckenflugzeug ist mehr als 200.000 lbs. Infolgedessen variiert die Frequenz seines ersten Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. seiner ersten Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart von etwa 2,8 bis 3,5 Hz. Das vorliegende Frequenzadaptivmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystem, wie es hier nachstehend beschrieben wird, wird mit der Variation in der Frequenz des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart, welche zu einer Variation in der Phase führt, fertig. Die vorliegende bevorzugte Ausführungsform der Erfindung bringt das Flugzeugbrutto- bzw. -gesamtgewichtssignal aus dem Flugmanagement- bzw. -leitcomputer herein, welche Aktion sowohl das passive als auch das aktive Steuer- bzw. Regelsystem zur genauen Anpassung an die Frequenz der Körper- bzw. Rumpfbiegemodi bzw. -schwingungsarten und zu Erzeugung der präzisen Steuer- bzw. Regelsignale befähigt.
Fig. 2 ist das detaillierte Blockschaltbild, welches das bevorzugte Einzel- bzw. Einbeschleunigungsmessermodalunterdrückungssystem gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung veranschaulicht. Obwohl die Frequenz (Koeffizienten) des grundlegenden Gierungsdämpferkerb- bzw. -sperrfilters (3,5 Hz-Kerb- bzw. -Sperrfilter) in dem gegenwärtigen grundlegenden Flugzeuggierungsdämpfer auf 3,5 Hz fixiert ist, sind die Koeffizienten K1, K2 und K3 (siehe-Tabelle 1) des grundlegenden Gierungsdämpferkerb- bzw. -sperrfilters gemäß einer bevorzugten Ausführungsform dieser Erfindung in Abhängigkeit von dem Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs tabelliert. Dieses ermöglicht es nicht nur, daß sich die Frequenz (K3), sondern auch die Breite und Tiefe (K1/K2) des Kerb- bzw. Sperrfilters entsprechend dem Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs verändert. Der Frequenzbereich der Körper- bzw. Rumpfbiegemodi bzw. -schwingungsarten (der gleiche wie der Frequenzbereich des Kerb- bzw. Sperrfilters) wird durch Wobbeln des Seitenruders des Flugzeugs bei dessen schwerstem und leichtestem Brutto- bzw. Gesamtgewicht bestimmt. Das schwerste Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs hat den ersten Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. die erste Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart mit der niedrigsten Frequenz; das leichteste Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs hat den ersten Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. die erste Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart mit der höchsten Frequenz. Der Wobblungsprozeß wurde durch Verwenden eines Frequenzfunktionsgenerators (FFG) zum Antreiben der Gierungsdämpferservoeinrichtung mit einem in der Frequenz variierenden (entweder ansteigend oder absteigend) Sinuswellen (oder anderen Wellenformen)-Signal mit einer vorbestimmten Rate für eine vorbestimmte Zeitdauer erzeugt. Die Servoeinrichtung ihrerseits treibt das Seitenruder des Flugzeugs dahingehend an, daß eine Schwingung überall in dem vorbestimmten Frequenzbereich erzeugt wird. Das Zeitansprechen (Historie) der Beschleunigung der hinteren (und/oder vorderen) Station wird gesammelt und in den Frequenzbereich transformiert, wo die Frequenz des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart gelesen wird. Die zwischenliegenden Frequenzen des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart können durch Verwenden des gleichen Wobbelprozesses für das Flugzeug mit dazwischenliegenden Brutto- bzw. Gesamtgewichten bestimmt werden. Diese zwischenliegenden Frequenzen können auch durch Linearisierung der Frequenzpunkte zwischen der minimalen und maximalen Frequenz erhalten werden, wenn das Wobbeln des Flugzeugs zu teuer wird. Da sich das Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs langsam ändert, kann die Anzahl von Frequenzpunkten zwischen der minimalen und maximalen Frequenz so gewählt werden, daß sie grenzenlos ist. Jedoch wird gewöhnlich ein Inkrement bzw. Zuwachs von 0,1 Hz von der minimalen bis zu der maximalen Frequenz dazu benutzt, die Frequenzpunkte und ihre entsprechenden Brutto- bzw. Gesamtgewichtsbereiche (GWR) auszuwählen, wie nachstehend gezeigt wird.
In diesem Falle können acht Frequenzpunkte, beginnend bei 2,8 Hz und endend bei 3,5 Hz oder acht Brutto- bzw. Gesamtgewichtsbereiche, gewählt werden, wie in Tabelle 1, Fig. 3 gezeigt ist. Die Fig. 5 und 6 stellen den Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. die Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart des Flugzeugs bei schwerem bzw. leichtem Brutto- bzw. Gesamtgewicht dar. Es ist ersichtlich, daß die Frequenz des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart brutto- bzw. gesamtgewichtsabhängig ist.
Die Fig. 7 und 8 zeigen, daß die Phase des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart dramatisch in Abhängigkeit von dem Gewicht des Flugzeugs variiert. Die Phasendifferenz des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart zwischen diesem besonders leichten und schweren Flugzeug beträgt 72 Grad bei 3 Hz. Dieses ist kritisch, da die Steuer- bzw. Regeltheorie hinter dem Flugzeugmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystem auf den Phasenbeziehungen des Steuer- bzw. Regelgesetzes und des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart zum Erzeugen des Steuer- bzw. Regelsignals basiert. Wenn die Phase des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart variiert, während die Phase des Filters fest ist, ist das Modal- bzw. Schwingungsartenunterdrückungssystem nicht fähig, die Leitfläche bzw. Steuer- bzw. Regeloberfläche in der richtigen Zeit anzutreiben, um die Beschleunigung zu unterdrücken. Das Antreiben der Leitfläche bzw. der Steuer- bzw. Regeloberfläche in einer falschen Zeit kann die Modi bzw. Schwingungsarten erregen oder bewirken, daß das Flugzeug instabil wird, und zwar in Abhängigkeit von der Größe des Steuer- bzw. Regelsignals. Indem man das Brutto- bzw. Gesamtgewichtssignal als eine Verstärkungsfaktortabelle für die Koeffizienten Ao, ..., Ap und Bo, ..., Bq (siehe Fig. 2 und Fig. 4, Tabelle 2) einbringt, wird das aktive Filter fähig, seine Phase an die Phasenänderung der Körper- bzw. Rumpfbiegemodi bzw. -schwingungsarten anzupassen, so daß das angemessene bzw. richtige Steuer- bzw. Regelsignal zum Unterdrücken der Körper- bzw. Rumpfbiegemodi bzw. -schwingungsarten erzeugt wird. Die Verstärkungsfaktortabellierung der Koeffizienten ist nicht auf das vorliegende Flugzeugfrequenzadaptivmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystem mit einem einzigen Beschleunigungsmesser beschränkt, sondern kann auf mehr als einen Beschleunigungsmesser wie auch Filter vieler Ordnungen ausgedehnt werden, und zwar in Abhängigkeit von der Speichergröße und Geschwindigkeit des Mikroprozessors, welcher für das Frequenzadaptivmodal- bzw. -schwingungsunterdrückungssystem verwendet wird. Gr ist ein Mehrfach-Verstärkungsfaktorprogramm bzw. eine Mehrfach-Verstärkungsfaktortabelle, das bzw. die aus G1 bis Gn für n Brutto- bzw. Gesamtgewichtsbereiche besteht. Mit anderen Worten, jedes GWR hat ein aktives Filter mit dessen entsprechendem G-Verstärkungsfaktor. Jedoch beschränkt dieses nicht zwei oder mehr Brutto- bzw. Gesamtgewichtsbereiche darauf, ein gemeinsames Filter oder einen gemeinsamen Gr-Verstärkungsfaktor gemeinsam zu nutzen. Das gesamte gemeinsame Festfilter oder ein Teil von demselben kann stromabwärts hinter das Modal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystem und die grundlegende Gierungsdämpfersummierung und vor den 3 Grad-Begrenzer bewegt werden, wenn das notwendig ist.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG

Fig. 1 ist ein detailliertes Blockschaltbild, welches das frühere Flugzeugmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystem und den grundlegenden Gierungsdämpfer veranschaulicht, die gleichartig bzw. ähnlich den Fig. 5 und 6 des US-Patents 5 072 893 sind, wobei die Details hiervon durch Bezugnahme hierin einbezogen werden, wobei in Fig. 2 hierin entsprechen de Bezugszeichen für entsprechende Schaltungselemente verwendet werden.
Fig. 2 ist ein detailliertes Blockschaltbild, welches das Modal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystem und den grundlegenden Gierungsdämpfer gemäß der bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung veranschaulicht. Die Differenzen zwischen der vorliegenden Erfindung und dem im US-Patent 5 072 893 gezeigten System werden nachstehend detaillierter erörtert. Die vorliegende Erfindung beinhaltet das Brutto- bzw. Gesamtgewichtssignal 28 von dem Flugmanagement bzw. -leitcomputer an Bord des Flugzeugs. Dieses Signal wird durch ein 0,5 rad/s-Tiefpaßfilter 30 hindurchgeschickt, um irgendwelches Hochfrequenzrauschen auszufiltern. Das gefiltere Brutto- bzw. Gesamtgewichtssignal wird dann zu dem variablen Filter 34, der Mehrfach-Verstärkungsfaktortabelle bzw. dem Mehrfach-Verstärkungsfaktorprogramm 36 und dem variablen Kerb- bzw. Sperrfilter 72 zum Filter- und Verstärkungsfaktorwählzweck geschickt. Das Analogausgangssignal von dem Beschleunigungsmesser 10 wird, wie in dem US-Patent 5 072 893 beschrieben ist, digitalisiert und dann durch ein Anti- Aliasing-Filter 12 geschickt, welches so ausgebildet ist, daß es die Aliasing-Wirkung der Digitalisierung ausschaltet. Das digitale Ausgangssignal von dem Anti-Aliasing-Filter 12 wird zu einem gemeinsamen festen Filter 32 jter Ordnung geschickt, worin j nur durch die Rahmenzeit des an Bord befindlichen Mikroprozessors begrenzt ist. Das gemeinsame feste Filter 32 ist der gemeinsame Faktor, welcher aus dem variablen Filter 34, das als Mehrwegfilter bezeichnet wird, herausgezogen wird, um die Gesamtordnung des Modal- bzw. Schwingungsunterdrückungssystems zu reduzieren. Das Beschleunigungsmessersignal 32 des gemeinsamen festen Filters wird dann zu einem variablen Filter 34 geschickt, wo ein Umschalten (Filterauswahl) stattfindet, und zwar basierend auf dem Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs (detailliert in Fig. 4), Das Ausgangssignal des variablen Filters 34 wird zu dem Mehrfach- Verstärkungsfaktortabellen- bzw. -programmblock 36 (detail liert in Fig. 4) geschickt, wo nur die entsprechende Verstärkungsfaktortabelle bzw. das entsprechende Verstärkungsfaktorprogramm aktiviert wird, bevor es mit dem grundlegenden Gierungsdämpferbefehl summiert wird.
Fig. 3 veranschaulicht das variable Kerb- bzw. Sperrfilter der vorliegenden Erfindung. Während das Kerb- bzw. Sperrfilter 70 in Fig. 1 auf die Frequenz von 3,5 Hz fixiert ist, wird das variable Kerb- bzw. Sperrfilter auf vorbestimmte Frequenzen entsprechend dem Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs eingestellt. Die Tabelle 1 ist ein Beispiel des Konzepts des variablen Kerb- bzw. Sperrfilters mit n 8 Brutto- bzw. Gesamtgewichtsbereichen. Durch Zuweisen der Werte des Koeffizienten K3 zu vorbestimmten Brutto- bzw. Gesamtgewichtsbereichen verändert sich die Frequenz des Kerb- bzw. Sperrfilters entsprechend, und durch Einstellen des Verhältnisses K1/K2 des Kerb- bzw. Sperrfilters auf die vorbestimmten Brutto- bzw. Gesamtgewichtsbereiche variieren auch die Tiefe und Breite des Kerb- bzw. Sperrfilters entsprechend.
Fig. 4 ist die Ausdehnung der generellen Form des Mehrfach- Verstärkungsfaktorprogramms 10 bzw. der Mehrfach-Verstärkungsfaktortabelle 10 und des variablen Kerb- bzw. Sperrfilters 20. Dieses ist grundsätzlich ein Mehrfachweg, worin jeder Weg, der durch ein Filter und dessen entsprechendem Verstärkungsfaktorprogramm bzw. dessen entsprechender Verstärkungsfaktortabelle repräsentiert wird, einem Brutto- bzw. Gesamtgewichtsbereich zugewiesen und ausgewählt wird, wenn das gefilterte Brutto- bzw. Gesamtgewichtssignal in den Gewichtsbereich fällt. Ein einzelner Weg kann durch Ausfüllen der generellen Form 20 mit einem Unterkoeffizienten a0,122, a1,124, ... ap,128 b0,130, b1,132, ... bq,136 konstruiert werden. Obwohl die Form von jedem Weg durch sein variables Filter geändert werden kann, ist es die Hauptfunktion des variablen Filters, die richtige Phase für das System vorzusehen, um mit der Änderung in der Frequenz des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart fertig zu werden. Da das schwere Flugzeug mehr Kraft zum Steuern bzw. Regeln als das leichte Flugzeug erfordert, werden n Sätze des Verstärkungsfaktorprogramm- bzw. -tabellen-G1 ... Gn-Signals von dem Modal- bzw. Schwingungsartenunterdrückungssystem zu dem Seitenruder des Flugzeugs geschickt, und da die durch das Seitenruder erzeugte Kraft eine Funktion des Stoßdrucks qc ist, welcher eine Funktion der Geschwindigkeit, Höhe und Temperatur ist, wird das Beschleunigungssignal durch einen Verstärkungsfaktor G(1, oder ... n), welcher im Wert abnimmt, wenn der Stoßdruck qc zunimmt, verstärkungsfaktorverstärkt.
Fig. 5 ist die Frequenzansprechungskurve in der Größe der lateralen Beschleunigung an der hinteren Station, welche zeigt, daß die Frequenz bei der Spitze des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart des schweren Flugzeugs bei 2,85 Hz ist.
Fig. 6 zeigt, daß das gleiche Flugzeug bei leichtem Gewicht die Spitze des Körper- bzw. Rumpfbiegemodus bzw. der Körper- bzw. Rumpfbiegeschwingungsart bei 3,4 Hz hat.
Fig. 7 ist die Phasenkurve der Lateralbeschleunigung an der hinteren Station für das schwere Gewicht, welche einen Phasenwinkel von -72º bei 3 Hz hat.
Fig. 8 zeigt die Variation in der Phase von dem Schwergewichts- zu dem Leichtgewichtsflugzeug. Das gleiche Flugzeug hat bei leichtem Gewicht die Phase von 0º bei 3 Hz.
Fig. 9 und 10 sind die Frequenzansprechungskurven in der Größe, welche die Verbesserung in der Lateralbeschleunigung sowohl für das Schwer- als auch das Leichtgewichtsflugzeug veranschaulichen, wenn das vorliegende Flugzeugfrequenzadaptivmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückungssystem verwendet wird.

Claims

1. System für Flugzeugmodal- bzw. -schwingungsartenunterdrückung, umfassend:

Leitflächen- bzw. Steuer- bzw. Regeloberflächenmittel, die auf Eingangssteuer- bzw. -regelsignale ansprechen;

an die Leitflächen- bzw. Steuer- bzw. Regeloberflächenmittel angekoppelte Filtermittel zum Formen eines Eingangssteuer- bzw. -regelsignals;

Sensormittel, die an die Filtermittel zum Erzeugen eines Erregungssignals, welches für die Erregung des Rumpfs zu wenigstens einem Rumpfbiegemodus bzw. wenigstens einer Rumpfbiegeschwingungsart des Flugzeugs repräsentativ ist, angekoppelt sind;

dadurch gekennzeichnet, daß an die Filtermittel angekoppelte Gewichtsmittel (28) zum Liefern eines Brutto- bzw. Gesamtgewichtssignals, welches für das Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs repräsentativ ist, vorgesehen sind; und/oder

daß die Filtermittel ein variables Filter (34, 36, 72) umfassen, welches in Ansprechung auf das Brutto- bzw. Gesamtgewichtssignal wenigstens ein vorbestimmtes Koeffizienten- und Verstärkungsfaktorprogramm bzw. eine vorbestimmte Koeffizienten- und Verstärkungsfaktortabelle auswählt, so daß dadurch eine Phase bewirkt wird, welche der Phasenänderung der Rumpfbiegemodi bzw. -schwingungsarten des Flugzeugs entspricht.

2. System gemäß Anspruch 1, worin die Gewichtsmittel (28) einen Flugmanagement- bzw. -leitcomputer umfassen.

3. System gemäß Anspruch 1 oder 2, worin die variablen Filtermittel ein Kerb- bzw. Sperrfilter (72) umfassen, das eine Frequenz und Breite und Tiefe hat, welche sich gemäß dem Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs ändern.

4. System gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, worin die variablen Filtermittel ein Kerb- bzw. Sperrfilter (72) umfassen, das einen Frequenzbereich hat, der bestimmt ist bzw. wird durch das Wobbeln der Leitfläche bzw. der Steuer- bzw. Regeloberfläche des Flugzeugs bei dem schwersten und leichtesten Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs.

5. System gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, außerdem umfassend ein variables Gierungsdämpferkerb- bzw. -sperrfilter (72).

6. System gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, umfassend:

Mittel (32) zum Vorsehen eines gemeinsamen Festfilterbeschleunigungsmessersignals;

ein variables Filter (34), das auf das gemeinsame Festfilterbeschleunigungsmessersignal anspricht;

wobei das variable Filter eine Filterauswahl bzw. -selektion hat, die auf das Brutto- bzw. Gesamtgewicht des Flugzeugs anspricht; und

wobei das variable Filter (34) einen Ausgang hat, der durch ein Summiermittel (74) an einen Gierungsdämpferbefehl zum Steuern bzw. Regeln des Flugzeugs angekoppelt ist.