DE69502538T2

DE69502538T2 - Transportflugzeug mit Vorderhöhenruder

Info

Publication number: DE69502538T2
Application number: DE69502538T
Authority: DE
Inventors: Thierry F-31170 Tournefeuille Bilange; Yvon F-31770 Colomiers Vigneron
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1994-05-03
Filing date: 1995-04-24
Publication date: 1998-11-26
Anticipated expiration: 2015-04-25
Also published as: CA2148393A1; JPH07300095A; ES2117364T3; EP0680877A1; EP0680877B1; US5722615A; DE69502538D1; CA2148393C; FR2719548A1; JP3501871B2; FR2719548B1

Description

Die üblichen Transportflugzeuge haben bekanntlich ein Haupttragwerk für den Auftrieb und aerodynamische Höhenleitwerksflächen, beispielsweise einen Heckhöhenstabilisator mit verstellbaren Höhenrudern (bei Unterschallflugzeugen) oder Hinterkantenelevons am Haupttragwerk (bei überschallflugzeugen ohne Höhenleitwerk). Bei diesen bekannten Transportflugzeugen werden das Nickgleichgewicht und die Flugstabilität in jeder Schwerpunktiage durch die Einstellung der aerodynamischen Höhenleitwerksflächen erzielt, die je nachdem einen Auf- oder Abtrieb bewirken, der zur Erzeugung eines Moments ausreicht, durch das das vom Haupttragwerk erzeugte Moment kompensiert werden kann.
Das Zusammenwirken zwischen dem Haupttragwerk und den aerodynamischen Höhenleitwerksflächen ist im Hinblick auf das Nickgleichgewicht voll zufriedenstellend. Dies ist jedoch nicht der Fall bei den aerodynamischen Leistungen und bei der Masse des Flugzeugs.
Die aerodynamischen Höhenleitwerksflächen erzeugen einen hohen Luftwiderstand. Außerdem muß der Abtrieb der aerodynamischen Höhenleitwerksflächen ausgeglichen werden, indem an das Haupttragwerk ein zusätzlicher Auftrieb angelegt wird, der zu einer Zunahme der aerodynamischen Belastungen des Haupttragwerks und damit seiner Masse führt.
Natürlich führen diese zusätzlichen aerodynamischen Belastungen ebenfalls zu einer Zunahme des Luftwiderstandes.
Zur Beseitigung dieser Nachteile, d.h. zur Verringerung des Luftwiderstands und zur Erhöhung des Auftriebs des Flugzeugsbei gleichzeitiger Entlastung des Haupttragwerks wurde bereits vorgeschlagen, vorne am Flugzeug ein Vorderhöhenleitwerk vorzusehen. Flugzeuge mit Vorderhöhenleitwerk sind beispielsweise in den französischen Patenten FR-A-1 032 665 und FR-A-2 473 466 sowie in der Zeitschrift FLIGHT INTERNATIONAL vom 23. Juli 1988, Seite 22 ff. beschrieben.
Zur Erzielung eines einem Abtriebs-Heckleitwerk entsprechenden Moments erzeugt ein derartiges Vorderhöhenleitwerk einen Auftrieb, der zum Gesamtauftrieb des Flugzeugs hinzukommt, so daß das Haupttragwerk leichter als ohne Vorderhöhenleitwerk ausgeführt werden kann. Daraus resultiert eine Verringerung der Masse und des Luftwiderstands. Die Anbringung eines Vorderhöhenleitwerks ermöglicht somit:
- entweder bei gegebenem Rumpf die Reduzierung des Haupttragwerks eines Flugzeugs
- oder die Vergrößerung des Flugzeugrumpfs ohne Zunahme des Haupttragwerks des Flugzeugs.
Auf den ersten Blick scheint die Anbringung eines Vorderhöhenleitwerks am Flugzeug also zahlreiche Vorteile zu bieten.
In der Realität können diese Vorteile jedoch nicht voll genutzt werden, da ein Vorderhöhenleitwerk bekanntlich zu einer Verlagerung des Auftriebsmittelpunkts des Haupttragwerks nach vorne führt, wobei die Größe dieser Vorverlagerung vom Wert des Auftriebsgradienten und vom Hebelarm des Vorderhöhenleitwerks abhängig ist. Daraus folgt, daß sich die Vorverlagerung des Angriffspunkts des zusätzlichen Auftriebs des Haupttragwerks, wenn das Flugzeug Windböen ausgesetzt ist und sich der Auftriebswert des Vorderhöhenleitwerks in weiten Grenzen verändert, ebenfalls stark ändert und das Flugzeug instabil wird.
Um zu verhindern, daß das Flugzeug durch ein derartiges Ungleichgewicht unkontrollierbar wird, muß das Vorderhöhenleitwerk also klein genug sein, damit sein Auftrieb nur Werte annehmen kann, die für die Stabilität des Flugzeugs nicht gefährlich werden können. Dann kann der Gesamtwiderstand des Flugzeugs jedoch nicht optimiert werden.
Um die Ungleichgewichtsgefahren des Flugzeugs nicht weiter zu erhöhen, ist es dann darüber hinaus erforderlich, die Trimmung des Flugzeugs in engen Grenzen zu halten.
Das Vorderhöhenleitwerk destabilisiert somit das Flugzeug und muß also einen begrenzten Auftrieb bewirken, durch den der Widerstand des Flugzeugs nicht wesentlich verbessert werden kann. Gleichzeitig führt es zu Trimmbeschränkungen, die durch die alte Technik anscheinend nicht gelöst wurden.
Diesbezüglich ist die Feststellung interessant, daß sich das obengenannte französische Patent FR-A-1 032 665 und die Zeitschrift FLIGHT INTERNATIONAL jeweils nur auf ein Reiseflugzeug und ein Geschäftsflugzeug mit kleinem Vorderhöhenleitwerk (beim Geschäftsflugzeug mit festem Anstellwinkel) beziehen, deren Schwerpunktverlagerungen begrenzt sind. Hingegen scheint das Transportflugzeug des französischen Patents FR-A-2 473 466 vor allem dann nicht steuerbar zu sein, wenn ein ordnungsgemäßer Ladebereich erhalten bleiben soll, das heißt wenn sich der Schwerpunkt in einem großen Änderungsbereich nach der Längsachse des Flugzeugs verlagern können soll. Dann müßte ein Vorderhöhenleitwerk mit großen Abmessungen eingesetzt werden, durch das sich die Masse des Flugzeugs erhöhen und zu hohe Start- und Landegeschwindigkeiten entstehen würden. Außerdem würde das Flugzeug durch dieses große Vorderhöhenleitwerk instabil.
Daraus ist also ersichtlich, daß sich bei Flugzeugen mit Vorderhöhenleitwerk eine Antinomie
- einerseits zwischen der Erhöhung des Auftriebs und der Verringerung des Widerstands und
- andererseits zwischen der Gewichtsverringerung der Struktur, dem Gleichgewicht, der Stabilität sowie den Flugleistungen und -eigenschaften bei Start und Landung ergibt.
Wie in der Zeitschrift FLIGHT INTERNATIONAL für Reiseflugzeuge beschrieben wurde, muß deshalb ein Kompromiß in der Form eines kleinen Vorderhöhenleitwerks mit festem Anstellwinkel, der einen zusätzlichen Auftrieb und eine Verringerung des Luftwiderstands bewirkt, gesucht werden, das nicht optimal ist, jedoch zu keiner Instabilität und zu keiner Erhöhung der Start- und Landegeschwindigkeiten und damit zu einem Flugzeug führt, dessen Trimmung sich sehr wenig verändert.
Diese Erfindung, deren Gegenstand die Beseitigung der obengenannten Nachteile ist, bezieht sich auf ein Transportflugzeug, das gleichzeitig folgende Vorteile aufweist:
- optimaler Luftwiderstand, der zu einem verringerten Treibstoffverbrauch führt;
- verbesserte Flugleistungen und -eigenschaften bei niedrigen Geschwindigkeiten (Start und Landung);
- Gewichtsverringerung der Struktur und
- hohe Flexibilität bei Betrieb (geringe Empfindlichkeit gegenüber der Ladetrimmung, einwandfreie Manövrierfähigkeit, Erhöhung der Flughöchstgeschwindigkeiten).
Dazu ist das Flugzeug mit einem Haupttragwerk, aerodynamischen Höhenleitwerksflächen und einem Vorderhöhenleitwerk, dessen Flächen winklig um eine Achse quer zur Längsachse des Flugzeugs durch Betätigungsorgane verstellbar sind, erfindungsgemäß dadurch bemerkenswert, daß es umfaßt:
- Rechenmittel, an die kontinuierlich mindestens Messungen
der Geschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber Luft,
der Trimmung des Flugzeugs,
der Flughöhe und
der Masse des Flugzeugs
gelangen und die die Winkelstellung der Flächen des Vorderhöhenleitwerks in stabilisierten Flugphasen (Steigflug, Horizontalflug, Sinkflug) ohne atmosphärische Störungen errechnen, damit der Auftrieb des Vorderhöhenleitwerks jederzeit dem kleinstmöglichen Wert des Flugzeugwiderstands entspricht, wobei die Rechenmittel die Betätigungsorgane steuern, damit diese die Flächen des Vorderhöhenleitwerks dementsprechend verstellen, und
- Mittel, durch die dem Vorderhöhenleitwerk ein zumindest annähernd konstanter Auftrieb verliehen wird, wenn sich das Flugzeug während des Fluges nicht in einer stabilisierten Flugphase ohne atmosphärische Störungen befindet.
Während der stabilisierten Flugphasen (Steigflug, Horizontalflug, Sinkflug) ohne atmosphärische Störungen ist der Luftwiderstand ebenso wie der Treibstoffverbrauch somit stets minimal. In allen anderen Flugfällen, d.h. bei atmosphärischen Störungen oder Flugmanövern, ist der Auftrieb des Vorderhöhenleitwerks konstant, so daß keinerlei Instabilitätsgefahr mehr besteht. Dem erfindungsgemäßen Flugzeug können dann verbesserte Flugleistungen und -eigenschaften verliehen werden, wie sie dem Flugzeug ohne Vorderhöhenleitwerk entsprechen, jedoch mit dem Vorteil eines weiten Trimmbereichs.
Nach einer ersten Ausführungsart wird das Vorderhöhenleitwerk durch die Mittel, die diesem einen zumindest annähernd konstanten Auftrieb verleihen, gelöst, so daß es sich frei im Wind ausrichten kann.
In einer Variante haben die Mittel, die dem Vorderhöhenleitwerk einen zumindest annähernd konstanten Auftrieb verleihen, Rechenmittel mit dem gespeicherten Auftriebsgradienten des Vorderhöhenleitwerks, an die kontinuierlich Messungen
- des Anstellwinkels der Vorderhöhenleitwerksflächen,
- der Nickgeschwindigkeit des Flugzeugs,
- der voraussichtlichen Geschwindigkeit der luftbezogenen Geschwindigkeit vor dem Flugzeug
gelangen und die die Winkelstellung der Flächen des Vorderhöhenleitwerks errechnen, wenn sich das Flugzeug nicht in einer stabilisierten Flugphase ohne atmosphärische Störungen befindet, damit der Auftrieb des Vorderhöhenleitwerks zumindest annähernd konstant ist, wobei die Rechenmittel die Flächen des Vorderhöhenleitwerks entsprechend steuern.
Im letzten Fall können die Rechenmittel die Flächen des Vorderhöhenleitwerks über Betätigungsorgane steuern.
Es ist jedoch vorteilhaft, wenn die Vorderhöhenleitwerksflächen Hinterkantenruder haben, die durch andere Betätigungsorgane winklig um Achsen verstellbar sind, und wenn die Rechenmittel die Ruder des Vorderhöhenleitwerks über die anderen Betätigungsorgane steuern.
Vorzugsweise bestehen die aerodynamischen Höhenleitwerksflächen aus einem Heckhöhenstabilisator, dessen Flächen winklig um eine Achse quer zur Längsachse des Flugzeugs verstellbar sind, und steuern die Rechenmittel während der stabilisierten Flugphasen ohne atmosphärische Störungen darüber hinaus die Ausrichtung der Flächen des Heckhöhenleitwerks, damit der Tripelwert aus Auftrieb des Haupttragwerks, des Vorderhöhenleitwerk und des Heckhöhenleitwerks jederzeit dem kleinstmöglichen Wert des Flugzeugwiderstands entspricht.
Die Figuren der beigefügten Zeichnung erleichtern das Verständnis dafür, wie die Erfindung ausgeführt werden kann. In diesen Figuren werden ähnliche Elemente mit gleichen Bezugsnummern bezeichnet.
Figur 1 ist eine perspektivische Ansicht eines erfindungsgemäßen Transportflugzeugs mit Vorderhöhenleitwerk.
Figur 2 ist eine schematische Ansicht einer ersten Ausführungsart dieser Erfindung.
Figur 3 veranschaulicht schematisch das System der am Flugzeug der Erfindung während des Fluges angreifenden Kräfte.
Die Figuren 4A und 48 sind Diagramme, die die Änderung der Winkelstellung des Vorderhöhenleitwerks während einer Flugphase im stabilisierten Horizontalflug ohne atmosphärische Störungen sowie während solcher Flugphasen bei Horizontalflug in unterschiedlichen Höhen veranschaulichen.
Die Figuren 5 und 6 sind schematische Ausführungsvarianten der Erfindung.
Figur 7 veranschaulicht die Änderungen der Einstellung des winklig verstellbaren Heckstabilisators in Verbindung mit den Figuren 4A und 4B.
Das in Figur 1 dargestellte erfindungsgemäße Transportflugzeug 1 hat einen Rumpf 2 mit der Längsachse X-X, mit dem unter anderem zwei Flügel 3, die das Haupttragwerk bilden, ein Heckhöhenleitwerk (4, 4) mit zwei Stabilisierungsflächen 4 und ein Vorderhöhenleitwerk (5, 5) mit zwei Vorderhöhenflächen 5 verbunden sind. Die beiden Flügel 3, die beiden Heckstabilisierungsflächen 4 und die beiden Vorderhöhenflächen 5 sind jeweils symmetrisch zueinander und zur Längsachse X-X angebracht.
Die Flügel 3 haben Klappen, Querruder, Flügelnasen usw. (nicht dargestellt) sowie Triebwerke (dargestellt, jedoch ohne Bezugsnummer).
Jede Heckstabilisierungsfläche 4 hat ein Höhenruder 6 und kann gegebenenfalls durch Drehung um eine senkrecht zur Längsachse X-X verlaufende Querachse P-P winklig verstellt werden, wobei die Heckstabilisierungsflächen 4 bei Drehung miteinander gekoppelt sind.
Jede Vorderhöhenfläche 5 kann durch Drehung um eine senkrecht zur Längsachse X-X verlaufende Querachse C-C winklig verstellt werden.
In den schematischen Ausführungsbeispielen der Figuren 2, 5 und 6 ist jede Vorderhöhenfläche 5 dazu mit einer Welle 7 verbunden, die mit ihren Zapfen frei in fest am Flugzeug 1 angebrachten Lagern 8 angeordnet ist.
Im speziellen Beispiel von Figur 2 kann jede Welle 7 durch eine gesteuerte Kupplung 9 mit einer Welle 10 mit einem Zapfen 11 gekoppelt werden. Die Zapfen 11 sind gelenkig an Betätigungsorganen 12, beispielsweise Zylindern, angebracht.
Die Vorrichtung von Figur 2 hat darüber hinaus einen Rechner 14 an Bord des Flugzeugs 1, der die beiden Kupplungen 9 und die beiden Betätigungsorgane 12 über Verbindungen 15 bzw. 16 und einen Steuerschalter 17 synchron steuern kann.
Im Rechner 14 sind die aerodynamischen Eigenschaften CA der Vorderhöhenflächen 51 die Referenzfläche 5 des Flugzeugs 1, die Fallbeschleunigung sowie die Abszissen an der X-X-Achse der Angriffspunkte des Auftriebs der Flügel 3, des Auftriebs der Heckstabilisierungsflächen 4 und des Auftriebs der Vorderhöhenflächen 5 gespeichert. Außerdem gelangen an den Rechner 14 als Parameter:
- die augenblickliche Geschwindigkeit V des Flugzeugs 1, die beispielsweise durch ADIRS (Air Data Inertial Reference System) des Flugzeugs (nicht dargestellt) errechnet wurde;
- die Trimmung des Flugzeugs, d.h. die Lage seines Schwerpunkts CDG an der Längsachse X-X. Die Trimmung kann von einem System, wie es in den amerikanischen Patenten US-A-4 937 754 und US-A-4 949 269 beschrieben wurde, oder durch Anwendung der bekannten Methode ermittelt werden, die darin besteht, daß das Flugzeug am Boden gewogen wird, die Treibstoffmengen in den einzelnen Behältern gemessen, das Gewicht der Fluggäste und der aufgenommenen Fracht gemessen oder geschätzt und diese Daten in einem Masse- und Trimmdiagramm zusammengefaßt und anschließend ständig vervollständigt werden, um die Entwicklung der Schwerpunktlage zu verfolgen. Im letzten Fall werden diese verschiedenen Arbeitsgänge entweder von Hand oder mit Hilfe eines Rechners unter Berücksichtigung der Ausgangsdaten und unter ständiger Eingabe der Masseänderungen infolge Treibstoffabnahme und - übernahme während des Fluges ausgeführt;
- die Flugzeughöhe H, die wie bekannt von einem Höhenmesser oder Höhensonden (nicht dargestellt) abgegeben wird, und
- die Masse des Flugzeugs, die zum Beispiel durch das FMS- System (Flight Management System) des Flugzeugs (nicht dargestellt) berechnet oder kontinuierlich nach einer Bodenwägung, wie sie oben für die Trimmung beschrieben wurde, geschätzt wird.
Im Schema von Figur 3 wurden die verschiedenen Kräfte dargestellt, die am Flugzeug 1 während des Fluges angreifen. Dabei handelt es sich um:
- den vom Haupttragwerk 3,3 erzeugten Hauptauftrieb CZV;
- den von den Heckstabilisierungsflächen 4,4 erzeugten Auftrieb CZH;
- den von den Vorderhöhenflächen 5,5 erzeugten Auftrieb CZC und
- das Gewicht des Flugzeugs, geteilt durch den am Schwerpunkt CDG des Flugzeugs 1 angreifenden kinetischen Druck ½ SV², mit = Masse des Flugzeugs, = Fallbeschleunigung, = Dichte der Luft, S = Referenzfläche des Flugzeugs 1 und V = augenblickliche Geschwindigkeit des Flugzeugs 1 gegenüber der Luft.
Der Auftrieb des Flugzeugs 1 während des Fluges erfordert, daß
(1) CZV + CZH + CZC = mg/½ PSV ist, während für das Nickgleichgewicht des Flugzeugs
(2) CZV x LV + CZH x LH + CZC x LC =
sein muß. Dabei sind LV, LH und LC jeweils die Abstände (oder Hebelarme) zwischen dem Schwerpunkt CDG des Flugzeugs und den Angriffspunkten des Auftriebs CZV der Flügel 3, des Auftriebs CZH der Stabilisierungsflächen 4 und des Auftriebs CZC der Vorderhöhenflächen 5.
Damit ist zu sehen, daß zur Gewährleistung der beiden Vorgaben Auftrieb und Gleichgewicht drei Parameter: der Hauptauftrieb OZV, der Auftrieb CZH des Heckhöhenleitwerks und der Auftrieb CZC des Vorderhöhenleitwerks vorhanden sind. Es ist also möglich, den für das Flugzeug 1 günstigsten Widerstand bei einem gegebenen ausgeglichenen Gesamtauftrieb durch Optimierung aller drei Auftriebskräfte CZV, CZH und CZC zu gewährleisten. Dies führt zu einer Minimierung des Gesamtwiderstands des Flugzeugs 1 durch Entlastung der Flügel 3 durch die Leitwerke 4 und/oder 5.
Bekanntlich kann der Gesamtwiderstand RX des Flugzeugs 1 zumindest in erster Näherung in folgender Form geschrieben werden:
(3) RX RX0 + $ PSV² [A.CZV² + B.CZH² + C.CZC² + D.CZV.CZH + E.CZV.OZC + F.CZH.CZC].
In diesem Ausdruck sind RXO und A, B, C, D, E und F Konstanten, die von der geometrischen Gestalt des Flugzeugs 1 abhängig sind.
Die Gleichungen (1) und (2) für Auftrieb und Nickgleichgewicht können also eingehalten werden, wenn der Widerstand RX durch Angleichung des Auftriebs CZC des Vorderhöhenleitwerks 5 (und, wie später zu sehen sein wird, gegebenenfalls des Auftriebs CZH des Heckstabilisators 4) minimiert wird.
Entsprechend den obigen Darlegungen funktioniert die Vorrichtung der Figur 2 wie folgt:
1. Wenn das Flugzeug 1 gesteuert wird und/oder atmosphärische Störungen durchfliegt, ist der Steuerschalter 17 geöffnet (die in Figur 2 gezeigte Stellung), so daß weder die Kupplungen 9 noch die Betätigungsorgane 12 vom Rechner 14 gesteuert werden. Die Wellen 7 laufen frei in ihren Lagern 8. Folglich sind die Vorderhöhenflächen 5 gelöst und stellen sich spontan unter Drehung um die Achse C-C frei im Wind ein, so daß ihr Moment gegenüber der Achse null ist. Das Vorderhöhenleitwerk erzeugt also einen Auftrieb CZC mit konstantem Wert, der das Flugzeug 1 nicht destabilisieren kann, da der Auftriebsgradient des Vorderhöhenleitwerks null ist.
II. Während des stabilisierten Flugs (zum Beispiel in der konstanten Höhe H) von Flugzeug 1, das keinen atmosphärischen Störungen ausgesetzt ist, geht der Steuerschalter 17 manuell oder automatisch von seiner geöffneten in die geschlossene Stellung (Pfeil F) über. Daraus ergibt sich, daß die Verbindung 15 die Kupplungen 9 so steuert, daß diese die Wellen 7 und die Wellen 10 bei Drehung um die Achse C-C miteinander koppeln. Außerdem werden die Betätigungsorgane 12 über die Verbindung 16 durch den Rechner 14 gesteuert.
In diesem Fall errechnet der Rechner 14 aus den Parametern V, c, H, m, CA, und g den Einstellwert ΘC der Vorderhöhenflächen 5 (Winkelstellung ΘC dieser Flächen um die C-C-Achse) 1 der dem Wert des Auftriebs CZC des Vorderhöhenleitwerks für den geringsten Luftwiderstand RX entspricht. Dazu wendet der Rechner 14 die obigen Gleichungen (1), (2) und (3) an, da die Höhe H für die Dichte p der Luft repräsentativ ist und die Trimmung die Bestimmung der Abstände LV, LM und LC ermöglicht.
Dieser Einstellwert ΘC der Vorderhöhenflächen 5 wird durch die Betätigungsorgane 12, die durch Zug oder Druck auf die Zapfen 11 die Wellen 10 und damit die durch die Kupplungen 9 mit ihnen gekoppelten Wellen 8 in Drehung versetzen, durch den Rechner 14 vorgegeben.
So kann bei einem derartigen stabilisierten Flug der Luftwiderstand des Flugzeugs 1 und somit sein Treibstoffverbrauch jederzeit minimiert werden.
Es ist zu bemerken, daß, da die Masse m durch den Treibstoffverbrauch mit der Zeit abnimmt und alle anderen Parameter als konstant angenommen werden, der Gesamtauftrieb des Flugzeugs während eines Horizontalflugs abnimmt, so daß der Auftrieb CZC des Vorderhöhenleitwerks ebenfalls abnehmen muß. Dies trifft also auch auf die Winkelstellung ΘC des Vorderhöhenleitwerks zu.
Während des Streckenfluges kann der Pilot durch die Abnahme der Masse von Flugzeug 1 eine oder mehrere Horizontalflugänderungen zu einer größeren Höhe vornehmen, um den Treibstoffverbrauch zu optimieren.
Bei einer solchen Horizontalflugänderung kann der Auftrieb, da die Höhe zunimmt und die anderen Parameter nahezu konstant bleiben, unverändert bleiben. Der Auftriebskoeffizient des Flugzeugs nimmt jedoch zu, da die Dichte der Luft abnimmt. Die Winkelstellung des Vorderhöhenleitwerks 5, 5 muß also vergrößert werden.
In den Figuren 4A und 4E wurde ein Streckenflugbeispiel dieser Art in Abhängigkeit von der Zeit dargestellt. Zwischen den Zeitpunkten to und t1 fliegt das Flugzeug 1 im stabilisierten Horizontalflug in einer Höhe H gleich H1, dann geht das Flugzeug im Zeitpunkt t1 in einen stabilisierten Horizontalflug mit der Höhe H2 größer als H1, danach im Zeitpunkt t2 in einen stabilisierten Horizontalflug mit der Höhe H3 größer als H2 usw. über (Figur 4A). Figur 4B zeigt, wie während jedes stabilisierten Horizontalflugs mit der Höhe H1, H2, H3 usw. die Winkelstellung ΘC des Vorderhöhenleitwerk abnimmt, daß diese Winkelstellung jedoch zunimmt, wenn das Flugzeug von einem Horizontalflug zu einem höheren Horizontalflug übergeht.
Während der Flugmanöver für den Horizontalflugübergang ist der Steuerschalter 17 geöffnet, damit die Vorderhöhenflächen 5 aerodynamisch pendeln können.
Verändert sich während des Streckenflugs die Trimmung oder die Geschwindigkeit V, würde sich auch die Winkelstellung ΘC verändern, um den Luftwiderstand jederzeit zu optimieren.
III. Treten beim stabilisierten Flug von Flugzeug 1 im Horizontalflug H1, H2, H3 usw. atmosphärische Störungen wie Böen auf, wird der Steuerschalter 17 manuell oder automatisch (entgegengesetzte Richtung von Pfeil F) geöffnet, damit die Vorderhöhenflächen 5 pendeln können und ein Ungleichgewicht des Flugzeugs 1 vermieden wird. Diese Steuerung löst eine Übergangsphase aus, in der der Auftrieb des Höhenleitwerks 5, 5 nach dem Gleichgewichtsauftrieb mit dem Moment null strebt. Daraus ergibt sich eine rasche Änderung der Auftriebsverteilung, der durch das Heckleitwerk 4, 4 entgegengewirkt werden muß. Dieser Nachteil kann durch die nachstehende Ausführungsvariante korrigiert werden.
Die schematisch in Figur 5 veranschaulichte Ausführungsvariante der Erfindung ermöglicht die kontinuierliche Steuerung der Winkelstellung der Flächen 5 des Vorderhöhenleitwerks auch bei Flugmanövern und Windböen. Gegenüber der Ausführung von Figur 2:
- sind die Wellen 7, die Lager 8, die Zapfen 11, die Betätigungsorgane 12, der Rechner 14 und die Leitung 16 zur Steuerung der Betätigungsorgane 12 während des Horizontalflugs erhalten geblieben;
- sind die Kupplungen 9 und die Wellen 10 weggefallen, und die Zapfen 11 wurden direkt mit den Wellen 7 verbunden;
- enthält der Speicher von Rechner 14 zusätzlich zu den Informationen V, c, H, m, S, g und CA den Auftriebsgradienten CZαC des Vorderhöhenleitwerks 5, 5, der eine charakteristische Konstante desselben ist und zum Beispiel durch Flugversuche oder im Windkanal bestimmt wird, und gelangen an den Rechner 14:
die Messung des Anstellwinkels αC der Vorderhöhenflächen 5 beispielsweise durch eine Anstellwinkelsonde (nicht dargestellt)
die Messung der Nickgeschwindigkeit des Flugzeugs beispielsweise durch dessen Trägheitsnavigationsanlage (nicht dargestellt) ; und
der voraussichtliche Meßwert Vp der Flugzeuggeschwindigkeit gegenüber Luft vor dem Flugzeug beispielsweise einer Laser-Geschwindigkeitsfernmeßvorrichtung (nicht dargestellt)
- errechnet der Rechner 14 die Menge
(4) Q = CZCCC (αC q/Vp XLC),
die den Auftrieb CZC des Vorderhöhenleitwerks 5, 5 darstellt, und bestimmt er dann den Wert 1 der Winkelstellung ΘC, bei der die Menge Q konstant ist; und
- gibt der Rechner 14 diesen Einstellwert 1 über die Verbindung 18 an die Betätigungsorgane 12, so daß diese die Einstellung des Vorderhöhenleitwerks ändern, damit der Auftrieb CZC während eines gesamten Flugmanövers oder der gesamten Dauer einer atmosphärischen Störung konstant bleibt.
Die Vorderhöhenflächen 5 unterliegen somit einer doppelten Steuerung:
- einer ersten langsamen langen Steuerung, die dem Flugzeug die bestmögliche Aerodynamik gewährleistet und sich auf den horizontalen Streckenflug, wie für die Vorrichtung von Figur 2 beschrieben, bezieht; und
- einer zweiten schnellen kurzen Steuerung, die einen konstanten Auftriebswert des Vorderhöhenleitwerks gewährleistet, wobei dieser konstante Wert hinsichtlich des Luftwiderstandes des Flugzeugs 1 sicher nicht optimal ist, jedoch eine Destabilisierung des Flugzeugs während eines Flugmanövers oder einer Bö verhindert.
Zur Realisierung dieser zweiten Steuerung werden also (zum Beispiel durch die obengenannte Geschwindigkeitsfernmeßvorrichtung) die Geschwindigkeitsänderungen (Größe und Richtung) vor dem Flugzeug 1 so rechtzeitig gemessen, daß der Rechner 14 genügend Zeit hat, die Menge Q nach der Gleichung (4) zu berechnen und den Vorderhöhenflächen 5 den Einstellwert I vorzugeben. Die Messungen dieser Änderungen erfolgen natürlich sequentiell, und die Abtastgenauigkeit reicht zur Nachbildung und Darstellung der Bö oder des Flugmanövers aus, damit der Einstellwert I zu jedem Zeitpunkt des Flugmanövers oder beim Durchfligen der Bö einen Wert des Auftriebs CZC abgibt, der so konstant wie möglich ist.
In der Ausführungsvariante von Figur 6 verfügen die Vorderhöhenflächen 5 über Hinterkantenruder 19, die durch die Betätigungsorgane 20 um L-L-Achsen gedreht werden können. In diesem Fall steuert die Verbindung 16 (wie bei den Ausführungsarten der Figuren 2 und 5) die Betätigungsorgane 12, während die Verbindung 18 die Betätigungsorgane 20 (und nicht mehr wie in Figur 5 dargestellt die Betätigungsorgane 12) steuert.
Die langsame lange Steuerung wird somit für die Flächen 5, die schnelle kurze Steuerung hingegen für die Ruder 19 angewandt.
Handelt es sich beim Heckstabilisator 4, 4, wie in Figur 1 dargestellt, um ein solches des PHR-Typ, das also winklig um eine P-P-Achse quer zur Längsachse X-X verstellt werden kann, hat der Rechner 14 einen Ausgang 21, durch den die Einstellung OH des Heckstabilisators 4, 4 während der Phasen des horizontalen Streckenflugs ohne atmosphärische Störungen gesteuert werden kann. Der Rechner 14 kontrolliert dann die zur Einstellung des Heckstabilisators vorgesehenen üblichen spezifischen Betätigungsorgane (nicht dargestellt).
Wie oben bereits im Hinblick auf die Gleichungen (1) und (2) erwähnt, sind für die Flugsteuerung drei Parameter, die Auftriebe CZV, CZH und CZC, von Bedeutung, um die beiden Vorgaben Auftrieb und Nickgleichgewicht, die durch die Gleichungen (1) und (2) dargestellt werden, zu gewährleisten. Zur Erfüllung der Vorgaben für Auftrieb und Nickgleichgewicht gibt es also unendlich viele Tripeiwerte aus Auftrieb CZV der Flügel 3, Auftrieb CZH des Heckstabilisators 4, 4 und Auftrieb CZC des Vorderhöhenleitwerks 5,5.
Wie oben dargelegt, kann jedoch lediglich der Tripelwert aus CZV, CZH und CZC zur Minimierung des Luftwiderstands und damit des Verbrauchs beim Streckenflug bestimmt werden.
Ähnlich wie oben im Hinblick auf den Auf trieb CZC beschrieben, ist der Auftrieb CZH. des Heckstabilisators 4, 4 eine Funktion der Masse m, der Trimmung , der Geschwindigkeit V und der Höhe H. Wenn die aerodynamischen Eigenschaften des Heckstabilisators bekannt sind, ist es deshalb möglich, mit dem Rechner 14 den Wert für die Einstellung ΘH der Flächen 4 zu bestimmen, damit diese den den entsprechenden Auftriebswerten CZV und CZC zugeordneten Auftriebswert CZH zur Minimierung des Luftwiderstandes erzeugen.
In Figur 7 wurden die Änderungen der OH-Einstellung für den in Figur 4A dargestellten Flug schematisch dargestellt (analog zu Figur 4B).
Oben wurden in bezug auf die Figuren 2, 5 und 6 zwar Ausführungsarten beschrieben, bei denen die Vorderhöhenflächen 5 zur Winkelverstellung gekoppelt sind, doch ist eine derartige Kopplung nicht unbedingt erforderlich, und die Vorderhöhenflächen 5 können einzeln gesteuert werden.
Auch wenn es sich bei dem in Figur 1 dargestellten Flugzeug um ein Unterschallflugzeug handelt, ist doch leicht verständlich, daß diese Erfindung einschränkungslos für Überschall- Transportflugzeuge gilt. In diesem Fall sind die aerodynamischen Höhenleitwerksflächen 4 Hinterkantenelevons des Haupttragwerks.

Claims

1. Transportflugzeug (1) mit einem Haupttragwerk (3), aerodynamisch wirksamen Höhenleitwerksflächen (4) und einem Vorderhöhenleitwerk, dessen Flächen (5) winklig um eine Achse (C-C) quer zur Längsachse (X-X) des Flugzeugs (1) durch Betätigungsorgane (12) verstellt werden können, wobei das Flugzeug (1) außerdem Rechenmittel (14) hat, an die kontinuierlich Messungen der Geschwindigkeit (V) des Flugzeugs gegenüber der Luft und der Flughöhe (H) gelangen und die die Winkelstellung der Flächen (5) des Vorderhöhenleitwerks errechnen, damit der Auftrieb des Vorderhöhenleitwerks jederzeit dem kleinstmöglichen Wert der Luftwiderstands des Flugzeugs entspricht, wobei die Rechenmittel die Betätigungsorgane (12) steuern, damit diese die Flächen (5) des Vorderhöhenleitwerks entsprechend steuern,

dadurch gekennzeichnet, daß:

- die Rechenmittel (14) außerdem kontinuierlich mindestens Messungen:

des Mittelpunkts (c) des Flugzeugs (1) und

der Masse (m) des Flugzeugs

erhalten und an die Flächen (5) des Vorderhöhenleitwerks die in stabilisierten Flugphasen ohne atmosphärische Störungen errechneten Winkelstellung anlegen; und

- Mittel (9; 12, 14, 18; 14, 18, 20) vorgesehen sind, um dem Vorderhöhenleitwerk einen zumindest annähernd konstanten Auftrieb zu verleihen, wenn sich das Flugzeug während des Fluges nicht in einer stabilisierten Flugphase ohne atmosphärische Störungen befindet.

2. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel (9), durch die dem Vorderhöhenleitwerk (5, 5) ein zumindest annähernd konstanter Auftrieb verliehen wird, das Vorderhöhenleitwerk lösen, so daß es sich frei im Wind ausrichten kann.

3. Flugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Mittel (12, 14, 18; 14, 18, 20), die dem Vorderhöhenleitwerk (5, 5) einen zumindest annähernd konstanten Auftrieb verleihen, Rechenmittel (14) mit dem gespeicher ten Auftriebskoeffizienten (CZαC) des Vorderhöhenleitwerks (5, 5) haben, an die kontinuierlich Messungen

- des Ansteliwinkeis (αC) des Kopfleitwerks (5)

- der Nickgeschwindigkeit (q) des Flugzeugs,

- der voraussichtlichen Geschwindigkeit (Vp) der Geschwindigkeit des Flugzeugs (1) gegenüber der Luft vor dem Flugzeug gelangen und die Winkelstellung der Flächen (5) des Vorderhöhenleitwerks errechnen, wenn sich das Flugzeug nicht in einer stabilisierten Flugphase ohne atmosphärische Störungen befindet, damit der Auftrieb des Vorderhöhenleitwerks zumindest annähernd konstant ist, wobei die Rechenmittel (14) die Flächen (5) des Vorderhöhen-leitwerks entsprechend steuern.

4. Flugzeug nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenmittel (14) die Flächen (5) des Vorderhöhenleitwerks über Betätigungsorgane (12) steuern.

5. Flugzeug nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Flächen des Vorderhöhenleitwerks (5) Hinterkantenruder (19) haben, die unter der Wirkung anderer Betätigungsorgane (20) winklig um Achsen (L-L) verstellbar sind, und daß die Rechenmittel (14) die Ruder (19) des Vorderhöhenleitwerks über die anderen Betätigungsorgane (20) verstellen.

6. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 5, bei dem die aerodynamisch wirksamen Höhenleitwerksflächen aus einem hinteren Höhenstabilisator bestehen, dessen Flächen (4) winkhg um eine Achse (P-P) quer zur Längsachse (X-X) des Flugzeugs (1) verstellbar sind,

dadurch gekennzeichnet, daß die Rechenmittel (14) außerdem während der stabilisierten Flugphasen ohne atmosphärische Störungen die Ausrichtung der Flächen (4) des hinteren Höhenleitwerks steuern, damit der Tripelwert aus Auftrieb des Haupttragwerks (3, 3), Auftrieb des Vorderhöhenleitwerks (5, 5) und Auftrieb des hinteren Höhenleitwerks (4, 4) jederzeit dem kleinstmöglichen Wert des Luftwiderstandes des Flugzeugs entspricht.

7. Flugzeug nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß es sich dabei um ein Überschallflugzeug handelt und daß die aerodynamisch wirksamen Höhenleitwerksflächen (4) Hinterkantenelevons des Haupttragwerks (3, 3) sind.