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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Flugzeug, bei dem die während des
Flugs auf sein Tragwerk, insbesondere auf die Wurzel der Flügel wirkenden
Belastungen vermindert sind. Sie bezieht sich auf Flugzeuge, die
ein Kopfleitwerk besitzen, das im Allgemeinen als Ente bezeichnet
wird und teilweise oder vollständig
durch einen Flugbefehlrechner gesteuert werden kann, wie dies beispielsweise
in den Schriften EP-A-0 193 442, FR-A-2 449 592 oder FR-A-2 719
548 beschrieben wird, das als der am nahesten liegende Stand der
Technik betrachtet wird.
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Durch
die Patentschrift US-A-5 186 416 ist bereits ein System zur Verminderung
der auf das Tragwerk eines Flugzeugs wirkenden Belastungen und der
auf die Wurzel dieses Tragwerks wirkenden Belastungen bekannt. In
diesem bekannten System werden mit dem Tragwerk verbundene aerodynamische
Flächen
verwendet, um den Ansatzpunkt des Gesamtauftriebs des Tragwerk näher an den
Flugzeugrumpf zu bringen und so das Biegungsmoment zu verringern,
das die Struktur des Flugzeugs an der Wurzel des Tragwerks aushalten
muss, wenn das Flugzeug einer vertikalen Beschleunigung ausgesetzt
ist, die über
einem vorher festgelegten Schwellenwert liegt. Dieses bekannte System
ist anwendbar, sowohl wenn eine Bö auf das Flugzeug einwirkt als
auch wenn es als Reaktion auf eine willkürliche Handlung des Piloten
ein Manöver,
wie beispielweise eine Hilfsaktion, durchführt.
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Da
die Funktion dieses bekannten Systems auf dem Ausschlag der mit
dem Tragwerk verbundenen aerodynamischen Flächen beruht, ergibt sich eine
Begrenzung durch die Anzahl der zu diesem Zweck verfügbaren aerodynamischen
Flächen.
Im Übrigen
ist die maximale Ausfederung jeder dieser aerodynamischen Flächen des
verwendeten Tragwerks im Allgemeinen aus Schwingungsgründen („buffeting" – Rütteln) oder Gründen des
Effektivitätsverlusts über einem
bestimmten Schwellenwert begrenzt.
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Gegenstand
der vorliegenden Erfindung ist die Beseitigung dieser Nachteile
durch bestmögliche Nutzung
der tragenden aerodynamischen Flächen eines
Flugzeugs mit einem Kopfleitwerk, um die gewünschte Manövrierbarkeit (Lastfaktor) zu
erzielen.
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Erfindungsgemäß ist dazu
das Flugzeug, das Folgendes umfasst:
- – ein Haupttragwerk,
- – aerodynamische
Höhensteuerungsflächen, die durch
ein Organ zur willkürlichen
Steuerung (Knüppel,
Miniknüppel)
gesteuert werden, das dem Piloten zur Verfügung steht und einen Ausschlagbefehl
dm für
die aerodynamischen Höhensteuerungsflächen erzeugt,
und
- – ein
Kopfleitwerk (Ente), dessen Flächen
durch die Wirkung von Betätigungselementen,
die von Rechenmitteln gesteuert werden, gekoppelt in der Winkelausrichtung
teilweise oder vollständig
verstellbar sind,
dadurch bemerkenswert, dass die genannten
Rechenmittel:
- – dauernd
Folgendes erhalten:
- – den
vom Organ zur willkürlichen
Steuerung erzeugten Ausschlagbefehl dm,
- – den
Messwert des Anstellwinkels αc
des Kopfleitwerks,
- – den
Messwert der Machzahl M des Flugzeugs,
- – den
Messwert der Flughöhe
Zp des Flugzeugs, und
- – den
Messwert der vertikalen Beschleunigung nz (Lastfaktor) des Flugzeugs;
- – Folgendes
im Speicher haben:
- – einen Überziehungsschwellenwert
dms für
den Ausschlagbefehl dm, der vom Organ zur willkürlichen Steuerung erzeugt wird,
- – die
aerodynamischen Kennwerte des Kopfleitwerks, und
- – einen
ersten Schwellenwert nz1 der vertikalen Beschleunigung für den Messwert
der vertikalen Beschleunigung nz des Flugzeugs;
- – für das Kopfleitwerk
einen Ausschlagbefehl dic berechnen, der einer Erhöhung von
dessen Auftrieb entspricht, wenn gleichzeitig der vom Betätigungsorgan
erzeugte Ausschlagbefehl dm den Überziehungsschwellenwert
dms überschreitet und
der Messwert der vertikalen Beschleunigung nz des Flugzeugs den
ersten Schwellenwert nz1 der vertikalen Beschleunigung überschreitet;
und
- – mittels
der genannten Betätigungselemente
den so berechneten Ausschlagbefehl dic auf das Kopfleitwerk anwenden.
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Wenn
der Pilot des Flugzeugs das Flugzeug manövriert, indem er das Organ
zur willkürlichen
Betätigung
betätigt,
um ein Überziehungsnickmoment des
Flugzeugs herbeizuführen
(das heißt,
dass der Pilot am Steuerknüppel
zieht), wodurch der Anstellwinkel, der Gesamtauftrieb und die vertikale
Beschleunigung des Flugzeugs erhöht
werden, wird der Auftrieb des Kopfleitwerks des Flugzeugs selbst
erhöht
und gewährleistet
einen Teil der Erhöhung
des Gesamtauftriebs. Die Erhöhung
des Auftriebs des Kopfleitwerks trägt also dazu bei, am Flugzeug
die Erhöhung
des Auftriebs des Tragwerks und folglich der auf es und insbesondere
auf seine Wurzel wirkenden Belastungen zu begrenzen.
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Es
ist zu beachten, dass die Verringerung der auf das Tragwerk wirkenden
Belastungen entsprechend der vorliegenden Erfindung während eines
willkürlichen
Manövers
des Piloten (der Höhenausschlagbefehl
liegt über
dem ersten Schwellenwert) und über
einer bestimmten vertikalen Beschleunigung des Flugzeugs (die über dem
Schwellenwert nz1 liegt) erfolgt. So findet der Schutz des Tragwerks
gemäß der vorliegenden
Erfindung tatsächlich
nur Anwendung, wenn die auf das Tragwerk und insbesondere auf dessen
Wurzel wirkenden Belastungen einen kritischen Wert erreichen können, der
die Unversehrtheit der Struktur des Tragwerks oder des Rumpfs gefährden kann,
wenn das Flugzeug ein Flugmanöver
durchführt.
Dieser Schutz gemäß der vorliegenden
Erfindung erfolgt also nur, um die maximalen Belastungen zu verringern
und ist während
des normalen Flugs nicht aktiv, um eine übermäßige Verwendung der dem Kopfleitwerk
zugeordneten Betätigungselemente
sowie eine Erhöhung
des Luftwiderstands des Flugzeugs zu vermeiden.
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So
gestattet die vorliegende Erfindung in einem Flugzeug mit Kopfleitwerk
die bestmögliche
Nutzung aller tragenden Flächen,
um den gewünschten Lastfaktor
und somit die gewünschte
Manövrierbarkeit
zu erzielen.
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Im
Gegensatz zur vorstehend angeführten vorherigen
Technik, bei der der Ansatzpunkt der aerodynamischen Flächen des
Tragwerks verschoben wird, verringert die vorliegende Erfindung
den Gesamtauftrieb des Tragwerks, indem die Auftriebsdifferenz auf
das Kopfleitwerk übertragen
wird.
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Es
ist jedenfalls zu beachten, dass die vorliegende Erfindung mit dieser
vorherigen Technik kompatibel ist und es eventuell möglich ist,
beide gleichzeitig an ein und demselben Flugzeug mit Kopfleitwerk
anzuwenden, wobei eine der Techniken (die vorherige Technik) mit
dem Tragwerk verbundene aerodynamische Flächen nutzt und die andere (die vorliegende
Erfindung) auf das Kopfleitwerk wirkt.
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Der
durch die Rechenmittel auf das Kopfleitwerk angewandte Ausschlagbefehlerzeugt
ein Nickmoment, dem sofort durch einen auf die aerodynamischen Höhensteuerungsflächen oder
jegliche andere Flächen,
die im Normalbetrieb des Flugzeugs ein Nickmoment entwickeln können, angewandten
entsprechenden Befehls entgegengewirkt werden kann. Wenn das Flugzeug
eine hintere Stabilisierungstragfläche (waagerechtes Leitwerk)
besitzt, kann diese hintere Fläche
allein zur Stabilisierung des Flugzeugs ausreichen, indem sie dem
durch das Kopfleitwerk erzeugten Nickmoment durch eine Erhöhung ihres
eigenen Auftriebs entgegenwirkt. Eine solche stabilisierende Aktion
trägt somit
auch zur Verringerung des Auftriebs des Tragwerks und somit der
auf das Tragwerk wirkenden Belastungen und des auf dessen Wurzel
wirkenden Moments bei.
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In
einer vorteilhaften Ausführungsart
der vorliegenden Erfindung haben die Rechenmittel einen zweiten
Schwellenwert nz2 der vertikalen Beschleunigung für den Messwert
der vertikalen Beschleunigung nz im Speicher, wobei dieser zweite
Schwellenwert nz2 größer ist
als der erste Schwellenwert nz1, und entspricht der genannte Ausschlagbefehl
dic für das
Kopfleitwerk zum einen einer zumindest annähernd linearen Veränderung
des Auftriebs des Kopfleitwerks in Abhängigkeit von der vertikalen
Beschleunigung nz, wenn diese zwischen dem ersten und dem zweiten
Schwellenwert nz1 und nz2 der vertikalen Beschleunigung liegt, und
zum anderen einer maximalen Auftriebsstufe Czcs, die unabhängig von der
vertikalen Beschleunigung nz ist, wenn diese über dem zweiten Schwellenwert
nz2 liegt.
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So
können
die Rechenmittel also:
- – ausgehend von den aerodynamischen
Kennwerten den Auftriebskoeffizienten Czαc und den Nullauftriebsanstellwinkel αoc des Kopfleitwerks für die gemessene
Machzahl M und die gemessene Höhe
Zp bestimmen:
- – ausgehend
vom so bestimmten Auftriebskoeffizienten und dem Nullauftriebsanstellwinkel
und ausgehend vom genannten Messwert des Anstellwinkels αc des Kopfleitwerks
dessen Auftriebskoeffizienten Czc berechnen;
- – die
maximale Auftriebsstufe Czcs für
die gemessene Machzahl M und die gemessene Höhe Zp bestimmen; und
- – den
Ausschlagbefehl dic mit der Formel: dic = (Czcs – Czc)/Czα × (nz – nz1)/(nz2 – nz1)berechnen.
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Vorzugsweise
betragen der erste und der zweite Schwellenwert der vertikalen Beschleunigung 2g
beziehungsweise 2,5g (wobei g die Erdbeschleunigung ist).
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Es
ist vorteilhaft, dass die Rechenmittel im Speicher einen Hysteresewert
der vertikalen Beschleunigung Δnz
haben, um die Abnahme des Auftriebs des Kopfleitwerks in Abhängigkeit
von der Abnahme der vertikalen Beschleunigung nz zwischen dem ersten
und dem zweiten Schwellenwert nz2 und nz1 zu verzögern.
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Wenn
das Flugzeug eine Hauptvorrichtung zur Steuerung des genannten Kopfleitwerks über die Betätigungselemente
umfasst, an die die genannte Hauptvorrichtung einen Ausschlagbefehl
dicn sendet, ist es vorteilhaft, eine erste Zwischenvorrichtung des
Typs Addieren oder Umschalter vorzusehen, deren Ausgang die Betätigungselemente
steuert und deren zwei Eingänge
den von den Rechenmitteln berechneten Ausschlagbefehl dic und den
von der Hauptsteuervorrichtung erzeugten Ausschlagbefehl dicn erhalten.
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So
wird der Auftrieb des Kopfleitwerks, wenn die Bedingungen zur Verringerung
der Tragwerksbelastungen vorliegen, entweder durch die Summe der Befehle
dic und dicn oder durch den Befehl dic gesteuert.
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Das
Flugzeug kann außerdem
eine zweite Zwischenvorrichtung ebenfalls vom Typ Addierer oder
Umschalter umfassen, deren Ausgang die aerodynamischen Höhensteuerungsflächen steuert
und deren zwei Eingänge
einen von den Rechenmitteln erzeugten Ausschlagbefehl dqc, um dem
durch das Kopfleitwerk erzeugten Nickmoment entgegenzuwirken, beziehungsweise
den Ausschlagbefehl erhalten, der vom Organ zur willkürlichen
Steuerung kommt.
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Die
vorliegende Erfindung bezieht sich sowohl auf ein vollständig als
auch ein teilweise verstellbares Kopfleitwerk. Dazu können sich
die Flächen
des Kopfleitwerks um eine Achse drehen, die quer zur Längsachse
des Flugzeugs liegt, und/oder sie können mit Hinterkantenrudern
versehen sein.
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Die
Figuren der beigefügten
Zeichnung erleichtern das Verständnis
dafür,
wie die Erfindung ausgeführt
werden kann. In diesen Figuren werden gleiche Elemente mit identischen
Bezugszahlen bezeichnet.
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1 ist eine Perspektivansicht
eines Transportflugzeugs mit erfindungsgemäßem Entenkopfleitwerk.
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2 ist das Übersichtsschema
eines Ausführungsbeispiels
des Systems zum Schutz des Tragwerks des Transportflugzeugs vor übermäßigen Belastungen.
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3 ist ein Diagramm, dass
in Abhängigkeit
von der vertikalen Beschleunigung die Veränderung des Auftriebs des Entenkopfleitwerks
des Transportflugzeugs veranschaulicht,
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4 veranschaulicht eine Ausführungsvariante
des Entenkopfleitwerks.
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Das
der vorliegenden Erfindung entsprechende Transportflugzeug 1,
das in 1 dargestellt ist,
umfasst einen Rumpf 2 mit der Längsachse X-X, an dem unter
anderem zwei das Haupttragwerk bildende Flügel 3G und 3D,
ein waagerechtes hinteres Leitwerk, das von zwei Stabilisierungsflächen 4G und 4D gebildet
wird, und ein Entenkopfleitwerk mit zwei Entenflächen 5G und 5D,
befestigt sind. Die beiden Flügel 3G und 3D,
die beiden hinteren Stabilisierungsflächen 4G und 4D und
die beiden vorderen Entenflächen 5G und 5D sind
in Bezug auf die Längsachse
X-X jeweils zueinander symmetrisch.
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Die
Flügel 3G und 3D tragen
(nicht dargestellte) Klappen, Querruder, Schnäbel usw. sowie Antriebsmotoren
(die dargestellt, jedoch nicht bezeichnet sind).
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Jede
der hinteren Stabilisierungsflächen 4G und 4D ist
mit einem Höhenruder 6G oder 6D versehen
und kann eventuell in der Winkelausrichtung durch Drehung um eine
Querachse P-P, die senkrecht zur Längsachse X-X liegt, verstellt
werden, wobei die hinteren Stabilisierungsflächen 4G und 4D rotationsgekoppelt
sind.
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Jede
der vorderen Entenflächen 5G und 5D kann
in der Winkelausrichtung durch Drehung um eine Querachse C-C, die
senkrecht zur Längsachse X-X
liegt, verstellt werden.
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Wie
in 2 zu sehen ist, ist
dazu jede Entenfläche 5G, 5D fest
mit einer Welle 7G, 7D verbunden, die frei in
fest mit dem Flugzeug 1 verbundenen Lagern 8G, 8D rotiert.
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Im
Beispiel der 2 trägt jede
Welle 7G, 7D einen Zapfen 9G, 9D,
wobei die Zapfen jeweils gelenkig an Betätigungsorganen 10G, 10D,
beispielsweise Zylindern, befestigt sind.
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Ferner
umfasst das Transportflugzeug 1 auf übliche Weise ein Organ zur
willkürlichen
Betätigung 11 des
Typs Knüppel
oder Miniknüppel,
das dem Piloten zur Verfügung
steht und einen Höhenbefehl
dm erzeugen kann. Dieser Höhenbefehl
wird zu einer Höhensteuerungsvorrichtung 12 übertragen,
die den Höhenrudern 6G und 6D und/oder
anderen (nicht dargestellten) aerodynamischen Flächen des Flugzeugs 1,
die dieses in der Höhe
steuern können,
ein Höhensignal
dq sendet.
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Das
Flugzeug 1 umfasst ebenfalls eine Vorrichtung 13,
beispielsweise die in der Schrift FR-A-2 719 548 beschriebene Vorrichtung,
die einen Nennausschlagbefehl dicn für die vorderen Entenflächen 5G und 5D erzeugt,
der auf die Zylinder 10G und 10D angewandt wird.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung ist außerdem
ein Rechner 14 vorgesehen, der einen Sicherheitsausschfagbefehl
dic für
die vorderen Entenflächen 5G und 5D berechnet,
der zum Nennausschlagbefehl dicn hinzugesetzt werden soll. Dazu
ist in der Verbindung 15 zwischen den Zylindern 10G und 10D zum
einen und der Vorrichtung 13 und dem Rechner 14 zum
anderen ein Addierer 16 zwischengeschaltet. Im Übrigen berechnet
der Rechner 14 eventuell einen Ausschlagbefehl dqc für die Höhenruder 6G und 6D,
um dem durch die vorderen Entenflächen 5G und 5D erzeugten
Nickmoment entgegenzuwirken. Dieser Ausschlagbefehl dqc wird zu
einem Addierer 17 geleitet, der in der Verbindung 18 zwischen
der Höhensteuervorrichtung 12 und
den Höhenrudern 6G und 6D eingefügt ist.
Der Rechner 14 kann ebenfalls einen Befehl zur Veränderung
der Winkelausrichtung der Stabilisierungsflächen 4G und 4D erzeugen,
wenn diese um die Achse P-P verstellbar sind.
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Der
Rechner 14 erhält
dauernd:
- – den
Ausschlagbefehl dm, der vom Organ zur willkürlichen Höhenbetätigung 11 erzeugt
wird;
- – den
Messwert des Anstellwinkels αc
des Kopfleitwerks 5G, 5D, der beispielsweise von
einem (nicht dargestellten) Anstellwinkelmessfühler geliefert wird;
- – den
Messwert der Machzahl M, der von einem (nicht dargestellten) Machzahlmesser
geliefert wird;
- – den
Messwert der Höhe
Zp, der auf bekannte Weise von einem Höhenmesser oder (nicht dargestellten)
Höhenmesssonden
geliefert wird;
- – den
Messwert der vertikalen Beschleunigung nz, der auf bekannte Weise
von einem Beschleunigungsmesser oder einem Gyrometer (die nicht dargestellt
sind) geliefert wird.
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Ferner
hat der Rechner 14 Folgendes im Speicher:
- – einen Überziehungsschwellenwert
dms für
den Ausschlagbefehl dm, wobei der genannte Schwellenwert dms zum
Beispiel der Hälfte
des Hubs des Organs zur willkürlichen
Betätigung 11 in
Richtung der Überziehung
entspricht;
- – die
aerodynamischen Kennwerte CA des Kopfleitwerks 5G, 5D,
die zumindest den Auftriebskoeffizienten Czαc und den Nullauftriebsanstellwinkel αoc umfassen.
Diese aerodynamischen Kennwerte liegen beispielsweise in Form von
Tabellen vor, die ihren Wert in Abhängigkeit von der Machzahl M
und der Höhe
Zp geben;
- – einen
Schwellenwert nz1 für
die vertikale Beschleunigung nz des Flugzeugs 1, wobei
dieser Schwellenwert nz1 beispielsweise gleich 2g ist (wobei g die
Erdbeschleunigung ist);
- – einen
Schwellenwert nz2 für
die vertikale Beschleunigung nz des Flugzeugs 1, wobei
dieser Schwellenwert nz2 größer als
der Schwellenwert nz1 und beispielsweise gleich 2,5g ist; und
- – einen
Hysteresewert der vertikalen Beschleunigung Δnz, der beispielsweise gleich
0,15g ist.
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Der
Rechner 14 funktioniert folgendermaßen:
- – er bestimmt
ausgehend von Tabellen, die die aerodynamischen Kennwerte CA des
Kopfleitwerks 5G, 5D enthalten, die Werte des
Auftriebskoeffizienten Czαc
und von dessen Nullauftriebsanstellwinkel αoc, die den Messwerten der Machzahl
M und der Höhe
Zp entsprechen;
- – er
berechnet ausgehend vom Messwert des Anstellwinkels αc des Kopfleitwerks 5G, 5D und
den vorstehend bestimmten Werten der Auftriebskoeffizienten Czαc und des
Nullauftriebsanstelfwinkels αoc
den Auftriebskoeffizienten Czc des Kopfleitwerks;
- – er
bestimmt ausgehend von Tabellen, die die aerodynamischen Kennwerte
CA des Kopfleitwerks 5G, 5D enthalten, den maximal
möglichen
Auftrieb des Kopfleitwerks in Abhängigkeit vom Flugfall, von
der Machzahl und der Höhe
Zp. Er zieht von diesem maximalen Auftrieb eine Sicherheitsspanne
ab, die so definiert ist, dass man sich von den atmosphärischen
Störungen
freimacht, die während
des Manövers
auftreten und das Kopfleitwerk in Ablösungs- oder Rüttelzustände bringen
können,
sodass man einen maximal zulässigen
Auftrieb Czcs für
das Kopfleitwerk erhält.
Der maximal zulässige
Auftrieb Czcs wird zum Beispiel so gewählt, dass er gleich 90% des
maximal möglichen
Auftriebs ist;
- – er
berechnet in dem Fall, in dem die gemessene vertikale Beschleunigung
nz den Schwellenwert nz1 überschreitet,
einen Ausschlagbefehl dic für das
Kopfleitwerk, sodass dic = (Czcs – Czc)/Czαc × (nz – nz1)/(nz2 – nz1);
- – und,
wenn der vom Organ zur willkürlichen
Betätigung
ausgegebene Ausschlagbefehl dm über dem Überziehungsschwellenwert
dms liegt, wendet er diesen Ausschlagbefehl dic auf das Kopfleitwerk 5G, 5D an.
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Wenn
die vertikale Beschleunigung nz des Flugzeugs 1 den Schwellenwert
nz1 überschreitet und
diese Beschleunigung vom Piloten gewünscht wird (da dm größer ist
als dms), schwenkt das System der 2 so
das Kopfleitwerk 5G, 5D, um dessen Auftrieb bis
zum zulässigen
Maximalwert Czcs zu erhöhen,
der für
den Wert nz2 der vertikalen Beschleunigung nz erreicht wird.
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Dies
wird durch das Diagramm der 3 veranschaulicht,
die zeigt, dass
- – wenn die vertikale Beschleunigung
nz unter dem Schwellenwert nz1 liegt, der Auftrieb des Kopfleitwerks 5G, 5D auf
einem Niveau Czcn liegt, das von der Vorrichtung 13 bestimmt
wird;
- – wenn
die vertikale Beschleunigung nz den Schwellenwert nz1 überschreitet,
der Auftrieb des Kopfleitwerks 5G, 5D zunimmt,
bis er den Wert Czcs beim Schwellenwert nz2 erreicht;
- – wenn
die vertikale Beschleunigung über
nz2 ansteigt, wird der Auftrieb des Kopfleitwerks 5G, 5D weiter
auf dem Niveau des maximal zulässigen Werts
Czcs stabil gehalten;
- – wenn
die vertikale Beschleunigung nz abnimmt, wird die Abnahme des Auftriebs
des Kopfleitwerks 5G, 5D um den Hysteresewert Δnz verzögert, sodass
diese Abnahme erst beginnt, wenn der Wert der vertikalen Beschleunigung
gleich nz2–Δnz ist, und
endet, wenn der Wert der vertikalen Beschleunigung gleich nz1–Δnz ist.
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Die
auf die Verzögerung Δnz zurückzuführende Hysterese,
die vom Rechner 14 eingeführt wurde, soll der Stabilität des Flugzeugs 1 bei
Manövern
mit einem nicht stabilisierten Lastfaktor nicht schaden. In der
Tat wirkt sich die Veränderung
des Auftriebs der Ente sofort auf die Stabilität des Flugzeugs aus und man
will sich von einer eventuellen Verzögerung der Höhenstabilisierung
freimachen.
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Es
ist zu beachten, dass das hintere waagerechte Leitwerk 4G, 4D eine
passive Stabilisierungshöhenwirkung
ausübt,
wenn sich der Auftrieb des Kopfleitwerks 5G, 5D verändert. Wenn
diese passive Stabilisierungswirkung nicht ausreicht, kann der Rechner
mit Hilfe des Addierers 17 und der Verbindung 18 an
die Höhenruder 6G, 6D und
eventuell das hintere waagerechte Leitwerk 4G, 4D,
wenn dieses in der Ausrichtung verstellbar ist, einen Höhenstabilisierungsbefehl
dqc richten.
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In
der vorstehenden Beschreibung wurde angenommen, dass die Vorrichtungen 16 und 17 Addierer
waren, die die Befehle dicn und dic beziehungsweise die Befehl dqc
und dq summieren. Es ist leicht zu verstehen, dass die Vorrichtungen 16 und 17 Schalter
sein könnten,
die an das Kopfleitwerk 5G, 5D den Befehl dic
oder den Befehl dicn beziehungsweise an die Höhenruder 6G, 6D (und
eventuell an das hintere Leitwerk 4G, 4D) den
Befehl dq oder den Befehl dqc richten.
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Im Übrigen ist
in den 1 und 2 gezeigt worden, dass die
Flächen 5G und 5D des
Kopfleitwerks im Block um die Querachse C-C schwenkbar waren. In 4 ist eine Ausführungsvariante
dargestellt, in der die Flächen 5G1 und 5D1 des
Kopfleitwerks fest, aber mit Hinterkantenrudern 19G beziehungsweise 19D versehen
sind, die durch Zylinder 20G und 20D betätigt werden,
die die Befehle dic und/oder dicn erhalten.
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Obwohl
diese zweite Variante nicht dargestellt ist, können die schwenkbaren Flächen 5G und 5D des
Kopfleitwerks der 2 natürlich ebenfalls mit
Hinterkantenrudern versehen sein, die den Rudern 19G und 19D ähneln.