NL2001844C2

NL2001844C2 - Control device for aircraft, has processing unit driving braking unit to apply specific braking forces on basis of crosswind, where asymmetrical braking is used during landing of airplane in crosswind

Info

Publication number: NL2001844C2
Application number: NL2001844A
Authority: NL
Inventors: Robertus Gerardus De Boer
Original assignee: Robertus Gerardus De Boer
Priority date: 2008-07-22
Filing date: 2008-07-22
Publication date: 2010-01-25

Abstract

The device has an input unit for inputting a value of crosswind, and a spoiler for influencing the strength of a wing. Another input unit inputs a braking force, and a braking unit is provided for braking of an aircraft (1) on a runway. A processing unit drives the braking unit to apply specific braking forces on the basis of the cross wind, where asymmetrical braking is used during landing of the airplane in the crosswind.

Description

Besturingsinrichting voor een vliegtuig bii dwarswindoperatiesControl device for an aircraft in crosswind operations

De onderhavige uitvinding heeft betrekking op een inrichting voor het besturen van een vliegtuig, en meer in het bijzonder op een systeem welke aërodynamische 5 stuurvlakken van een vliegtuig zodanig aanstuurt dat het vliegtuig tijdens dwarswindcondities beter bestuurbaar wordt, zodat bij meer dwarswind kan worden gestart en geland. Met de uitvinding wordt beoogd de efficiency van de vliegoperatie te verbeteren door startbanen en landingsbanen van vliegvelden bij meer weersomstandigheden te kunnen gebruiken, waardoor vertragingen in de 10 vluchtuitvoering kunnen worden voorkomen. Met de uitvinding wordt tevens beoogd de milieuoverlast van de vliegoperatie te verminderen door milieutechnisch minder belastende startbanen en landingsbanen van vliegvelden bij meer weersomstandigheden te kunnen gebruiken.The present invention relates to a device for controlling an aircraft, and more particularly to a system which controls aerodynamic control surfaces of an aircraft such that the aircraft becomes more controllable during transverse wind conditions, so that more transverse wind can be started and landed . The object of the invention is to improve the efficiency of flight operations by being able to use runways and runways of airports in more weather conditions, whereby delays in flight operations can be prevented. It is also an object of the invention to reduce the environmental nuisance of the flight operation by being able to use runways that are less harmful to the environment and runways of airports in more weather conditions.

15 Luchtvaartmaatschappijen bepalen, onder toezicht van de betreffende luchtvaartautoriteiten, de maximale dwarswind bij welke de piloten van betreffende maatschappij handmatig mogen starten en landen. Voor handmatig, door de piloot, uitgevoerde starts en landingen worden door de vliegtuigfabrikant en de certificerende autoriteiten normaliter geen dwarswindlimieten voor een vliegtuig opgegeven maar een 20 gedemonstreerde dwarswind, een in de praktijk door testvliegers ondervonden dwarswind waarbij is geland en gestart. Voor een door de automatische piloot uitgevoerde landing wordt door de vliegtuigfabrikant en de certificerende autoriteiten wel een gecertificeerde dwarswindlimiet voor een vliegtuig opgegeven, welke normaliter lager ligt dan een limiet voor een handmatig uitgevoerde landing. Daarnaast 25 is een factor in de bepaling van de genoemde maatschappijlimieten de eenvoud waarmee het vliegtuig kan worden gestart en geland bij dwarswind en daarmee samenhangend de vereiste vaardigheid en (recente) geoefendheid van de piloot: mogelijk is het vliegtuig bij een bepaalde dwarswind startbaar en/of landbaar, maar genereert de soort operatie onvoldoende geoefendheid of teveel vermoeidheid, door 30 bijvoorbeeld tijdsverschillen en nachtdiensten, om een start of een landing bij veel dwarswind met voldoende zekerheid te kunnen uitvoeren. Deze dwarswindlimieten 2 zorgen er op regelmatige basis voor dat startbanen of landingsbanen van vliegvelden niet kunnen worden gebruikt, hetgeen vertragingen of geluidsoverlast resulteert.15 Under the supervision of the relevant aviation authorities, airlines determine the maximum crosswind at which the pilots of the airline concerned may take off and land manually. For takeoffs and landings carried out manually, by the pilot, the aircraft manufacturer and the certifying authorities do not normally specify crosswind limits for an aircraft, but a demonstrated crosswind, a crosswind experienced in practice by landing and starting. For a landing performed by the autopilot, the aircraft manufacturer and the certifying authorities do specify a certified crosswind limit for an aircraft, which is normally lower than a limit for a manually performed landing. In addition, a factor in the determination of the stated company limits is the simplicity with which the aircraft can be started and landed in crosswind and, consequently, the required skill and (recent) skill of the pilot: the aircraft can be started with a certain crosswind and / or landable, but the type of operation does not generate sufficient skill or too much fatigue, for example due to time differences and night shifts, to be able to carry out a start or a landing with a lot of crosswind with sufficient certainty. These transverse wind limits 2 ensure that runways or runways of airports cannot be used on a regular basis, resulting in delays or noise pollution.

Een begrenzing voor een maximale dwarswind waarbij kan worden gestart en/of 5 geland is de maximale gecontroleerde sliphoek die met het richtingsroer kan worden aangebracht. De maximaal te genereren aërodynamische kracht door het richtingsroer, en daarmee de maximaal aan te brengen sliphoek, is afhankelijk van de grootte van het richtingsroer. Tijdens de kruisvlucht wordt het richtingsroer en het bijbehorende verticale staartvlak alleen gebruikt door de slingerdemperautomaat om de natuurlijke 10 slingerbeweging van het vliegtuig tegen te gaan. Hiervoor is een relatief klein roeroppervlak benodigd. De rest van het richtingsroer en het bijbehorende verticale staartvlak genereren bij een normale kruisvlucht slechts weerstand. Vergroting van het richtingsroer werkt negatief op de overige vliegtuigprestaties, het vliegtuiggewicht, het brandstofverbruik en de uitstoot van schadelijke stoffen.A limit for a maximum transverse wind at which starting and / or landing is possible is the maximum controlled slip angle that can be applied with the directional rudder. The maximum aerodynamic force to be generated by the direction rudder, and therefore the maximum slip angle to be applied, depends on the size of the direction rudder. During the cruise the directional rudder and the associated vertical tail plane are only used by the pendulum damper machine to counteract the natural pendulum movement of the aircraft. A relatively small stirring surface is required for this. The rest of the rudder and the associated vertical tail plane only generate resistance in a normal cruise. Increasing the directional rudder has a negative effect on other aircraft performance, aircraft weight, fuel consumption and the emission of harmful substances.

15 Een andere begrenzing voor een maximale dwarswind waarbij kan worden gestart en geland is de benodigde rolroeruitslag bij een aangebrachte sliphoek. De asymmetrische aanstroming van de lucht over de romp en de vleugels van het vliegtuig tijdens een sliptoestand heeft afscherming van een gedeelte van de vleugel aan de lijzijde van het vliegtuig (de zijde waar de wind naartoe waait) tot gevolg, en daarmee 20 afname van de draagkracht van deze vleugel. Daarnaast wijzigt de draagkracht van beide vleugels door een andere aanstroomhoek. Deze draagkrachtwijzigingen resulteren in een draagkrachtverschil tussen beide vleugels, waarbij de vleugel aan de loefzijde (de zijde waar de wind inkomt) meer draagkracht levert dan de vleugel aan de lijzijde. Om het door de asymmetrische draagkracht ontstane rolmoment te compenseren wordt een 25 rolroeruitslag aangebracht om het vliegtuig in een stabiele sliptoestand te houden. Bij verdere vergroting van de sliphoek, en daarmee de benodigde rolroeruitslagen, worden tevens spoilers (verstoorders) van de vleugel aan de loefzijde omhoog gebracht om de rolroeren te ondersteunen door de draagkracht van de vleugel aan de loefzijde te doen afnemen. Problemen bij de bestaande wijze van uitslag van rolroeren en spoilers om een 30 stabiele sliptoestand bij een start en/of een landing te handhaven zijn drieledig: enerzijds neemt, door een voor een sliphoek benodigde constante rolroeruitslag de resterende rolroeruitslag en daarmee de rolbestuurbaarheid van het vliegtuig naar de loefzijde af; 3 daarnaast neemt bij een spoileruitslag de weerstand van het vliegtuig toe, hetgeen voor de acceleratie tijdens de start nadelig is; en als laatste wordt door een weerstand van een uitgeslagen spoiler op de vleugel aan de loefzijde van het vliegtuig een aërodynamische weerstand aangebracht welke het richtingsroer bij een start en een landing bij 5 dwarswind tegenwerkt. Vergroting van de rolroeren verstoort de aërodynamische eigenschappen van de vleugels en vereist een steviger en daarmee zwaardere vleugelconstructie hetgeen een negatieve bijdrage levert aan de overige vliegtuigprestaties, het brandstofverbruik en de uitstoot van schadelijke stoffen.Another limit for a maximum transverse wind at which it is possible to start and land is the required aileron deflection with an applied slip angle. The asymmetrical flow of air over the fuselage and wings of the aircraft during a slip state results in the shielding of a part of the wing on the leeward side of the aircraft (the side to which the wind blows), and thereby a decrease in the carrying capacity of this wing. In addition, the bearing capacity of both wings changes due to a different approach angle. These bearing capacity changes result in a bearing capacity difference between both wings, whereby the wing on the windward side (the side where the wind enters) provides more bearing capacity than the wing on the lee side. In order to compensate for the rolling moment created by the asymmetrical carrying capacity, a rolling rudder deflection is provided to keep the aircraft in a stable slip state. With a further increase in the slip angle, and with it the required ailerons, also spoilers (disruptors) of the wing on the windward side are raised to support the ailerons by reducing the bearing capacity of the wing on the windward side. Problems with the existing method of rolling out rudders and spoilers in order to maintain a stable slip state at take-off and / or landing are three-fold: on the one hand, due to a constant roll rudder deflection required for a slip angle, the remaining rudder rudder takes over and thus the roll controllability of the aircraft. down to the windward side; 3 in addition, with a spoiler deflection, the resistance of the aircraft increases, which is disadvantageous for the acceleration during take-off; and finally an aerodynamic resistor is provided by a resistor of a deflected spoiler on the wing on the windward side of the aircraft which counteracts the rudder at a take-off and a landing at transverse wind. Increasing the ailerons disrupts the aerodynamic properties of the wings and requires a more robust and therefore heavier wing construction, which makes a negative contribution to the other aircraft performance, fuel consumption and the emission of harmful substances.

Bij kleine vliegtuigen kunnen welvingskleppen en rolroeren worden 10 gecombineerd, zogeheten flaperons: welvingsklep en rolroer vormen in een vluchtfase, al dan niet configuratieafhankelijk, één geheel waarbij tijdens start en landing betreffende stuurvlakken neerwaarts worden uitgeslagen en rolbesturing plaatsvindt middels alle genoemde stuurvlakken. Flaperons leveren een grotere rolautoriteit dan gescheiden rolroeren en welvingskleppen doordat het totale oppervlak beschikbaar voor 15 de rolbesturing wordt vergroot. Bij grote vliegtuigen worden flaperons niet toegepast wegens de grootte van de welvingskleppen: de besturingselementen van deze welvingskleppen en de bijbehorende vleugelconstructie zouden een orde grootte zwaarder moeten worden uitgevoerd om de benodigde reactiesnelheid voor een rolbesturing te verkrijgen. De kosten van een dergelijke constructieve verzwaring en het 20 additionele brandstofverbruik door een toegenomen gewicht resulteren in een scheiding van rolroeren en welvingskleppen bij grote verkeersvliegtuigen.With small aircraft, curvature valves and ailerons can be combined, so-called flaperons: curvature valve and aileron, in a flight phase, whether or not configuration-dependent, form a whole whereby during takeoff and landing relevant control surfaces are knocked down and roll control takes place by means of all said control surfaces. Flaperons provide greater roll authority than separate ailerons and curvature valves by increasing the overall area available for roll control. For large aircraft, flaperons are not used due to the size of the curvature valves: the controls of these curvature valves and the associated wing structure should be made an order of magnitude in order to obtain the required reaction speed for a roll control. The costs of such a structural weighting and the additional fuel consumption due to an increased weight result in a separation of ailerons and vault valves on large commercial aircraft.

Het is daarom de bedoeling van onderhavige uitvinding een inrichting te verschaffen welke de (automatische) piloot bij meer dwarswind kan laten starten en/of 25 landen zonder grote constructieve wijzigingen van het vliegtuig.It is therefore the intention of the present invention to provide a device which can allow the (automatic) pilot to start and / or land with more crosswind without major structural changes to the aircraft.

Deze doelstelling wordt bereikt door bij een start en/of een landing bij dwarswind een asymmetrische vliegtuigconfïguratie te gebruiken, en meer in het bijzonder door instelbare stuurvlakken, zoals welvingskleppen en spoilers, asymmetrisch uit te slaan, 30 waarbij de uitslagafhankelijke weerstand van deze aërodynamische stuurvlakken wordt gebruikt voor het ondersteunen van het richtingsroer in het aanbrengen en/of het vergroten van een sliptoestand, en/of de uitslagafhankelijke draagkracht van deze 4 aërodynamische stuurvlakken wordt gebruikt voor het ondersteunen van de rolroeren in het voorkomen van een rolbeweging van het vliegtuig door een aangebrachte sliptoestand.This objective is achieved by using an asymmetrical aircraft configuration at a take-off and / or a crosswind landing, and more particularly by asymmetrically deflecting adjustable control surfaces, such as curvature valves and spoilers, whereby the deflection-dependent resistance of these aerodynamic control surfaces is used for supporting the rudder in applying and / or increasing a slip state, and / or the impact-dependent bearing capacity of these 4 aerodynamic control surfaces is used for supporting the rudders in preventing a rolling movement of the aircraft by a mounted slip state.

5 Door een welvingsklep aan de lijzijde van het vliegtuig gedurende een landing of een start bij dwarswind meer uit te slaan dan een (symmetrische) welvingsklep aan de loefzijde, ontstaat een verschil in de aërodynamische weerstand tussen de afzonderlijke vleugels en daarmee een moment om de topas (verticale as door het zwaartepunt) van het vliegtuig. Deze asymmetrische welvingsklepuitslagen worden door de inrichting 10 volgens onderhavige uitvinding gebruikt voor het aanbrengen en/of het vergroten van een sliphoek. Door asymmetrische welvingsklepuitslagen te gebruiken naast een richtingsroeruitslag kan een grotere sliphoek worden aangebracht dan bij uitsluitend een richtingsroeruitslag.5 By knocking out a curvature valve on the lee side of the aircraft more than a (symmetrical) curvature valve on the windward side during a landing or take-off in the case of a crosswind, a difference in the aerodynamic resistance between the individual wings is created and thus a moment around the top axis (vertical axis through the center of gravity) of the aircraft. These asymmetrical curvature valve strokes are used by the device 10 according to the present invention for applying and / or increasing a slip angle. By using asymmetrical curvature valve strokes in addition to a directional rudder angle, a greater slip angle can be applied than with a directional rudder angle only.

Door asymmetrische welvingsklepuitslagen ontstaat een verschil in draagkracht 15 tussen beide vleugels. Deze welvingsklepasymmetrie kan het verlies aan draagkracht van de vleugel aan de lijzijde door een sliptoestand (deels) compenseren. Hierdoor is geen of minder constante rolroeruitslag benodigd om een stabiele sliptoestand te handhaven en wordt de rolroerautoriteit naar de loefzijde vergroot, waardoor effectiever op een verstoring door bijvoorbeeld een windvlaag kan worden gereageerd. Tevens kan 20 een sliptoestand eenvoudiger worden ingezet en gehandhaafd omdat de piloot minder gecoördineerde rolroeruitslag nodig heeft bij het aanbrengen van een sliptoestand. Een bijkomend voordeel is dat door een afname van de rolroeruitslag het niet nodig is dat spoilerpanelen op de vleugel aan de loefzijde van het vliegtuig worden uitgeslagen, althans verkleint het de benodigde spoileruitslagen, waardoor de spoileruitslag het 25 richtingsroer niet, althans minder, tegenwerkt, alsmede de acceleratie tijdens een start kan verbeteren door een afgenomen weerstand van de vleugels door verminderde spoileruitslag(en).Asymmetrical curvature valve strokes result in a difference in bearing capacity between the two wings. This curvature valve symmetry can (partially) compensate for the loss of bearing capacity of the wing on the lee side due to a slip state. As a result, no or less constant aileron deflection is required to maintain a stable slip state and the aileron authority on the windward side is increased, so that a disturbance by, for example, a gust of wind can be responded to more effectively. A slip state can also be more easily deployed and maintained because the pilot requires less coordinated aileron rudder when applying a slip state. An additional advantage is that due to a decrease in the aileron deflection, it is not necessary that spoiler panels on the wing on the windward side of the aircraft are knocked out, at least reduces the required spoiler deflections, as a result of which the spoiler deflection does not obstruct the directional rudder, at least less, and the acceleration during a start can improve due to a decreased resistance of the wings due to reduced spoiler deflection (s).

De besturingselementen van de welvingskleppen en de vleugelconstructie behoeven bij de inrichting volgens onderhavige uitvinding niet te worden versterkt 30 omdat de welvingkleppen alleen bij een start en/of een landing asymmetrisch worden uitgeslagen en niet als rolroer worden gebruikt en daarmee ook niet de bijbehorende reactiesnelheid behoeven te hebben.The control elements of the curvature valves and the wing construction need not be strengthened in the device according to the present invention because the curvature valves are knocked out asymmetrically only at a start and / or a landing and are not used as a rudder, and therefore do not have to have the associated reaction speed either. to have.

55

In een uitvoeringsvorm kan een welvingsklepasymmetrie groter worden dan benodigd voor de rolroerondersteuning behorende bij de ingestelde sliptoestand. Om het hierdoor ontstane rolmoment naar de loefzijde tegen te gaan wordt in deze 5 uitvoeringsvorm door de inrichting een of meerdere spoilerpanelen op de vleugel aan de lijzijde uitgeslagen althans meer uitgeslagen dan andere spoilerpanelen. Weliswaar heeft deze (vergrote) spoileruitslag een aërodynamische weerstandverhoging tot gevolg, maar deze weerstand wordt nu aangebracht op de vleugel aan de lijzijde waardoor het richtingsroer wordt ondersteund en de sliphoek verder kan worden vergroot. Uit het 10 oogpunt van de toegenomen aërodynamische weerstand wordt deze uitvoeringsvorm bij voorkeur niet tijdens een start gebruikt.In one embodiment, a curvature valve symmetry can become greater than required for the aileron support associated with the set slip state. In order to counteract the resulting rolling moment on the windward side, in this embodiment one or more spoiler panels are knocked out at least on the lee side by the device, or at least more knocked out than other spoiler panels. Although this (enlarged) spoiler deflection results in an aerodynamic resistance increase, this resistance is now applied to the wing on the lee side, so that the rudder is supported and the slip angle can be further increased. From the viewpoint of the increased aerodynamic resistance, this embodiment is preferably not used during a start.

Naast het bij een start en/of een landing bij dwars wind aanbrengen van een sliphoek van het vliegtuig heeft het richtingsroer nog een tweetal functies: 15 slingerdemping, het dempen van de natuurlijke slingerbeweging van het vliegtuig tijdens de vlucht, en het compenseren van een moment om de topas veroorzaakt door het verlies van stuwkracht van één of meer buiten de langsas van het vliegtuig gelegen motoren. In een uitvoeringsvorm kan een indicatie voor de stuwkracht van een motor van een motorbesturingscomputer worden verkregen, waarna deze kan worden 20 gecombineerd met een verkregen vliegsnelheid en andere atmosferische gegevens ter bepaling van de benodigde richtingsroeruitslag om eventuele stuwkrachtasymmetrie te compenseren. De richtingsroeruitslag aangebracht voor de slingerdemping kan direct uit de slingerdemperautomaat worden verkregen. De inrichting herkent richtingsroeruitslag voor elk van beide functies en voorkomt asymmetrische stuurvlakuitslagen voor de uit 25 deze functies resulterende richtingsroeruitslagen.In addition to applying a slip angle of the aircraft at a take-off and / or landing with a crosswind, the rudder also has two functions: pendulum damping, damping the natural pendulum motion of the aircraft during the flight, and compensating for a moment about the top axis caused by the loss of thrust of one or more engines located outside the longitudinal axis of the aircraft. In one embodiment, an indication of the thrust of an engine can be obtained from an engine control computer, after which it can be combined with an obtained flight speed and other atmospheric data to determine the required rudder deflection to compensate for any thrust asymmetry. The directional rudder deflection arranged for pendulum damping can be obtained directly from the pendulum damper automat. The device recognizes directional rudder deflection for each of both functions and prevents asymmetrical control surface deflection for the directional rudder deflection resulting from these functions.

In een voorkeursuitvoering wordt bij een bepaling van een stuurvlakuitslag gebruik gemaakt van een invoerpaneel waarmee de piloot voor een start of een landing een waarde invoert voor een ingestelde dwarswind. Onder een ingestelde dwarswind 30 wordt hierbij tenminste een richting van een wind of een dwarswind verstaan, in een uitvoeringsvorm aangevuld met een waarde voor, of representatief voor, een grootte van een wind of een dwarswind. De ingestelde dwarswind geeft een door de piloot gewenste 6 mate van dwarswindondersteuning door de inrichting bij het besturen van het vliegtuig gedurende de start of de landing weer; de ingestelde dwarswind kan een heersende dwarswind zijn, maar ook kan een dwarswindondersteuning kleiner dan een heersende dwarswind worden ingevoerd. De piloot kan voor aanvang van een start of een landing 5 een heersende wind verkrijgen van een verkeersleiding, een meteorologische dienst, en/of een andere dienst middels telecommunicatiemiddelen of door eigen observaties zoals een windzak.In a preferred embodiment, in a control plane deflection, use is made of an input panel with which the pilot enters a value for a set transverse wind before a start or a landing. Herein, an adjusted transverse wind 30 is understood to mean at least a direction of a wind or a transverse wind, in an embodiment supplemented with a value for, or representative of, a magnitude of a wind or a transverse wind. The set transverse wind indicates a degree of transverse wind support desired by the pilot during the operation of the aircraft during take-off or landing; the set transverse wind can be a prevailing transverse wind, but a transverse wind support smaller than a prevailing transverse wind can also be introduced. Before the start of a take-off or landing, the pilot can obtain a prevailing wind from a traffic control, a meteorological service, and / or another service by means of telecommunication means or by his own observations such as a windsock.

In een uitvoeringsvorm wordt bij een bepaling van een stuurvlakuitslag gebruik gemaakt van een automatische windbepaling tijdens een eindnadering voor een landing 10 of tijdens een grondoperatie voor een start. Tijdens een eindnadering vindt in een uitvoeringsvorm een automatische windbepaling plaats op een vastgestelde hoogte boven de grond, zoals bijvoorbeeld afkomstig van een radiohoogtemeter. Bij een start vindt in een uitvoeringsvorm een automatische windbepaling plaats bij een vastgestelde gebeurtenis, bijvoorbeeld bij het indrukken van een startschakelaar van de automatische 15 motoraansturingsinstallatie om de start aan te vangen, of bij een vastgestelde snelheid, zoals bijvoorbeeld afkomstig van een snelheidsmeter of navigatiesysteem.In an embodiment, in determining a control surface deflection, use is made of an automatic wind determination during a final approach for a landing 10 or during a ground operation for a start. In one embodiment, during a final approach an automatic wind determination takes place at a determined height above the ground, such as, for example, originating from a radio altimeter. At a start, in one embodiment, an automatic wind determination takes place at a determined event, for example when a start switch of the automatic motor control installation is pressed to start the start, or at a determined speed, such as, for example, originating from a speedometer or navigation system.

In een uitvoeringsvorm wordt een externe bron, zoals een windmeter op het vliegveld, gebruikt voor een geautomatiseerde bepaling van een heersende wind waarna de heersende wind middels datacommunicatie, zoals een draadloze datatransmissie, aan 20 de inrichting volgens onderhavige uitvinding wordt geleverd. In een uitvoeringsvorm wordt een heersende wind verkregen van een geautomatiseerd intern vliegtuigsysteem welke de windgegevens middels datacommunicatie, zoals een databus, aan de inrichting volgens onderhavige uitvinding levert. Vanuit de geleverde windgegevens bepaalt de inrichting de heersende dwarswind, welke wordt gebruikt voor een bepaling van de 25 ingestelde dwarswind en/of ter foutdetectie van de ingestelde dwarswind. In een uitvoeringsvorm wordt een opstuurhoek bij een eindnadering zoals afkomstig van een navigatiesysteem, een voetenstuuruitslag, een richtingsroeruitslag, op stuwdruk gebaseerde middelen als een pitotbuis en/of een horizontaal geplaatste invalshoekmeter gebruikt voor een bepaling van de ingestelde dwarswind en/of ter foutdetectie van de 30 ingestelde dwarswind.In one embodiment, an external source, such as an anemometer at the airport, is used for an automated determination of a prevailing wind after which the prevailing wind is supplied to the device according to the present invention by means of data communication, such as a wireless data transmission. In one embodiment, a prevailing wind is obtained from an automated internal aircraft system which supplies the wind data to the device according to the present invention through data communication, such as a data bus. From the supplied wind data, the device determines the prevailing transverse wind, which is used for a determination of the set transverse wind and / or for error detection of the set transverse wind. In one embodiment, a steering angle for a final approach such as from a navigation system, a foot steering stroke, a direction rudder stroke, thrust-based means such as a pitot tube and / or a horizontally placed incidence gauge are used for determining the set transverse wind and / or for error detection of the 30 set crosswind.

In een uitvoeringsvorm wordt door de inrichting volgens onderhavige uitvinding een waarschuwing naar de piloot gegenereerd indien bij genoemde foutdetectie een 7 (mogelijk) foutief ingestelde dwarswind door de inrichting is vastgesteld. Deze waarschuwing kan diverse uitvoeringsvormen aannemen, waaronder een lichtsignaal, een geluidssignaal en/of een tekstuele of schematische boodschap op een beeldscherm.In one embodiment, a warning is generated by the device according to the present invention if, in the case of said error detection, a 7 (possibly) incorrectly set crosswind has been detected by the device. This warning can take various embodiments, including a light signal, an audio signal and / or a textual or schematic message on a screen.

5 De inrichting bepaalt op basis van de ingestelde dwarswind de bij de landing te gebruiken uitslagen voor elk van de betreffende stuurvlakken of stuurvlakcombinaties, waarbij bij een ingestelde dwarswind een asymmetrische vliegtuigconfiguratie wordt gebruikt, en stuurt bij aanvang van de landingsrol de betreffende stuurvlakken of de stuurvlakcombinaties aan op basis van de bepaalde uitslagen.The device determines on the basis of the set transverse wind the results to be used during the landing for each of the relevant control surfaces or control surface combinations, whereby an asymmetrical aircraft configuration is used with a set transverse wind, and controls the control surfaces or control surface combinations concerned at the start of the landing roll. based on the determined results.

10 In een voorkeursuitvoering wordt een vastgestelde of ingestelde stuurvlakuitslag, zoals een welvingsklepuitslag, gebruikt bij het aanbrengen van stuurvlakasymmetrie: alleen wanneer een betreffend stuurvlak een uitslag of een instelling heeft welke voor een start of een landing geschikt is kan door de inrichting stuurvlakasymmetrie worden aangebracht.In a preferred embodiment, a determined or adjusted control surface deflection, such as a curvature valve deflection, is used when applying control surface asymmetry: only when a control surface in question has a deflection or a setting suitable for a start or a landing, control surface asymmetry can be applied by the device.

15 In een voorkeursuitvoering is bij een landing de grootte van een stuurvlakasymmetrie afhankelijk van een voetenstuuruitslag, een richtingsroeraansturingssignaal en/of een richtingsroeruitslag: een stuurvlakasymmetrie neemt toe bij het toenemen van, of is een functie van, een richtingsroeruitslag of een aansturing van een richtingsroer. In een voorkeursuitvoering wordt bij een start de 20 volledige bepaalde stuurvlakasymmetrie aangebracht zodra een uitslag of een instelling van een stuurvlak, zoals een welvingsklep, gelijk is aan een ingestelde of vastgestelde startuitslag.In a preferred embodiment, the magnitude of a control surface asymmetry upon landing is dependent on a foot control stroke, a direction rudder control signal and / or a direction rudder stroke: a control plane asymmetry increases with the increase of, or is a function of, a direction rudder stroke or a direction rudder control. In a preferred embodiment, the completely determined control surface asymmetry is applied at a start as soon as a deflection or a setting of a control surface, such as a curvature valve, is equal to a set or determined start deflection.

Gedurende een normale, symmetrische, vluchttoestand wordt geen asymmetrische 25 aanstroming van de vleugels ondervonden en moeten asymmetrische stuurvlakuitslagen worden tegengegaan door een rolroer en een richtingsroer, hetgeen negatief uitwerkt op de vliegtuigprestaties; op een zeker ogenblik gedurende een startfase of een doorstart wordt het verschil in uitslag tussen de betreffende stuurvlakken vereffend om te komen tot een symmetrische vluchttoestand.During a normal, symmetrical flight condition, no asymmetrical flight of the wings is experienced and asymmetrical control surface deflections must be prevented by a roller rudder and a direction rudder, which has a negative effect on aircraft performance; at a certain moment during a start-up phase or a restart, the difference in deflection between the relevant control surfaces is adjusted to arrive at a symmetrical flight state.

30 In een uitvoeringsvorm wordt voor het vereffenen van een stuurvlakasymmetrie een vlucht-grond sensor gebruikt. Een voorbeeld van een vlucht-grond sensor is een sensor welke aan de hand van een uitvering van een hydraulische schokdemper aan een 8 (neus)landingsgestel bepaalt of het vliegtuig zich op de grond of in de lucht bevindt. Na het loskomen van een (neus)landingsgestel van een startbaan bij een start van een vliegtuig bij dwarswind worden alle betreffende stuurvlakken door de inrichting naar de ingestelde uitslag aangestuurd.In one embodiment, a ground-to-ground sensor is used to compensate for a control surface asymmetry. An example of a flight-ground sensor is a sensor which determines on the basis of an extension of a hydraulic shock absorber on an 8 (nose) landing gear whether the aircraft is on the ground or in the air. After the release of a (nose) landing gear from a runway at the start of an aircraft with a crosswind, all the control surfaces concerned are driven by the device to the set-up position.

5 In een uitvoeringsvorm worden voor het bepalen van het tijdstip of de gebeurtenis, de methode en/of de snelheid van vereffenen van de betreffende stuurvlakuitslagen gegevens gebruikt, zoals maar niet beperkt tot, een tijdsmeting, een neusstand bijvoorbeeld afkomstig van een navigatiecomputer, een hoogte bijvoorbeeld afkomstig van een radiohoogtemeter of een luchtgegevenscomputer, een voetenstuuruitslag, een 10 richting sroeruitslag of een aansturingsignaal van een richtingsroer, een snelheid bijvoorbeeld afkomstig van een luchtgegevenscomputer, een klimsnelheid bijvoorbeeld afkomstig van een luchtgegevenscomputer of een navigatiesysteem, en/of een invalshoek bijvoorbeeld afkomstig van een invalshoeksensor.In one embodiment, for determining the time or the event, the method and / or the speed of settlement of the respective control plane results, data is used, such as but not limited to, a time measurement, a nose position, for example from a navigation computer, a height for example originating from a radio altimeter or an air data computer, a foot steer result, a direction rudder result or a control signal from a direction rudder, a speed for example from an air data computer, a climbing speed for example from an air data computer or a navigation system, and / or an angle of incidence for example from an angle sensor.

In een uitvoeringsvorm worden de betreffende stuurvlakuitslagen door de 15 inrichting geheel of gedeeltelijk vereffend gedurende een startrol tussen de beslissingssnelheid en de rotatiesnelheid: bij het toenemen van de snelheid neemt de effectiviteit van het richtingsroer en de rolroeren toe en kan de stuurvlakasymmetrie bij gelijkblijvende benodigde richtingsroeruitslag en rolroeruitslagen afnemen. In een uitvoeringsvorm wordt de rotatiesnelheid verhoogd om een groter deel van de 20 betreffende stuurvlakuitslagen te kunnen vereffenen.In one embodiment, the control surface results in question are fully or partially compensated by the device during a starting roller between the decision speed and the rotational speed: as the speed increases, the effectiveness of the rudder and rudders increases and the control surface asymmetry can be maintained with the required rudder deflection and reduce rudder rudder results. In one embodiment, the rotation speed is increased in order to be able to compensate for a larger part of the relevant control plane results.

In het volgende zal de inrichting volgens onderhavige uitvinding in meer detail worden uitgelegd aan de hand van een uitvoeringsvorm, met verwijzing naar bijgevoegde tekeningen, waarin 25 fig. 1 een weergave toont van een landend vliegtuig in een sliploze toestand net voor de landing; en hetzelfde vliegtuig in sliptoestand tijdens de transitie van de vluchtfase naar de landingsrol bij een dwarswind van bakboord met de relevante uitgeslagen roeren en welvingsklepuitslagen; en fïg. 2 een weergave toont van het bij fïg. 1 genoemde landende vliegtuig in een 30 sliptoestand van boven gezien; en fïg. 3 een weergave toont van het bij fig. 1 genoemde landende vliegtuig in een sliptoestand van achteren gezien; en 9 fig. 4 een weergave toont van de rechtervleugel van het bij fig. 1 genoemde landende vliegtuig in een sliptoestand van de zijkant gezien; en fig. 5 een schematische weergave toont van het bij fig. 1 genoemde vliegtuig met de afzonderlijke delen van de inrichting volgens onderhavige uitvinding.In the following, the device according to the present invention will be explained in more detail with reference to an embodiment, with reference to the accompanying drawings, in which Fig. 1 shows a landing aircraft in a non-slip state just before landing; and the same aircraft in slip state during the transition from the flight phase to the landing roll in a port crosswind with the relevant blown-out rudders and vault valve turns; and FIG. 2 shows a representation of the FIG. 1, said landing plane in a slip state viewed from above; and FIG. 3 shows a representation of the landing aircraft mentioned in FIG. 1 in a slip state viewed from the rear; and Fig. 4 shows a representation of the right wing of the landing aircraft mentioned in Fig. 1 in a slip state viewed from the side; and Fig. 5 shows a schematic representation of the aircraft mentioned in Fig. 1 with the individual parts of the device according to the present invention.

55

De uitvinding heeft betrekking op een inrichting voor het besturen van een vliegtuig 1, en meer in het bijzonder op een systeem welke de welvingskleppen 12 en 22 en de spoilers 14 en 24 gedurende een landing op landingsbaan D bij een wind C, waarbij door asymmetrische uitslagen van genoemde stuurvlakken de bestuurbaarheid 10 van het vliegtuig 1 bij dwarswind wordt vergroot, waardoor de piloot bij meer dwarswind kan landen dan bij bestaande technieken.The invention relates to a device for controlling an aircraft 1, and more in particular to a system comprising the curvature valves 12 and 22 and the spoilers 14 and 24 during a landing on runway D at a wind C, whereby asymmetrical results of said control surfaces, the controllability 10 of the aircraft 1 with crosswind is increased, whereby the pilot can land with more crosswind than with existing techniques.

Tijdens een landing van een vliegtuig 1 bij dwarswind C maakt het vliegtuig 1 de transitie van de aanvlucht in een sliploze toestand Y met de langsas L van het vliegtuig 15 1 in een opstuurhoek A met de baanas E, naar een slippende toestand Z met de langsas L in de richting van de baanas E van landingsbaan D (zie fig. 1 en 2).During a landing of an aircraft 1 with a crosswind C, the aircraft 1 makes the transition from the landing to a slipless state Y with the longitudinal axis L of the aircraft 1 in a steering angle A with the runway axis E, to a slipping condition Z with the longitudinal axis L in the direction of the runway axis E of runway D (see Figs. 1 and 2).

Vliegtuig 1 is uitgerust met de inrichting volgens onderhavige uitvinding (hierna “de inrichting”) welke een centrale verwerkingseenheid 91 omvat die, op instructie van de (automatische) piloot, de roeren, welvingskleppen en spoilers doet uitslaan, en 20 middels databussen met diverse vliegtuigsystemen en bedieningsorganen communiceert.Aircraft 1 is equipped with the device according to the present invention (hereinafter "the device") which comprises a central processing unit 91 which, on the instruction of the (automatic) pilot, causes the rudders, vault valves and spoilers to break out, and by means of data buses with various aircraft systems and controls.

Voor de landing van vliegtuig 1 op landingsbaan D wordt de benodigde welvingsklepasymmetrie voor de landing door centrale verwerkingseenheid 91 bepaald aan de hand van de ingestelde dwarswind welke door de piloot voor aanvang van de eindnadering is ingevoerd in de inrichting middels invoerpaneel 94. Invoer van een 25 ingestelde dwarswind is alleen mogelijk na invoer van een landingsbaan in het vluchtmanagementsysteem 97; wijziging van landingsbaan doet de ingestelde dwarswind in de inrichting vervallen. Met de invoer van een ingestelde dwarswind zet de piloot de inrichting klaar voor een landing met asymmetrische welvingsklepuitslagen. Op het beeldscherm 93, welke tijdens de vlucht de belangrijkste 30 motorgegevens weergeeft, wordt tijdens de eindnadering en de landing de ingestelde dwarswind weergegeven.For the landing of aircraft 1 on runway D, the required curvature valve symmetry for landing by central processing unit 91 is determined on the basis of the set transverse wind which the pilot has introduced into the device by means of input panel 94 before the start of the final approach. set crosswind is only possible after entering a runway in the flight management system 97; a change of runway cancels the set crosswind in the establishment. With the introduction of a set crosswind, the pilot prepares the device for a landing with asymmetrical solenoid valve strokes. On screen 93, which displays the most important engine data during the flight, the set crosswind is displayed during the final approach and landing.

1010

Aanvang van de landingsfase van het vliegtuig wordt door de centrale verwerkingseenheid 91 gedetecteerd middels de radiohoogtemeter 99. Deze radiohoogtemeter is aangebracht onder de romp van het vliegtuig 1 en bepaalt de hoogte boven de grond. Om de transitie naar sliptoestand Z te bereiken stuurt de centrale 5 verwerkingseenheid 91, op instructie van de (automatische) piloot middels de bedieningsorganen, richtingsroer 40 in de afrondingsfase van de landing naar rechts uit (gezien vanuit de vliegrichting). Indien de hoogte van het vliegtuig 1 boven de grond minder is dan een vastgestelde hoogte en een minimale uitslagwaarde van richtingsroer 40 is overschreden stuurt de centrale verwerkingseenheid 91 in de aangegeven situatie 10 de welvingsklepbesturing van welvingsklep 22 aan zodat deze welvingsklep een grotere uitslag krijgt, waarbij de uitslag van welvingsklep 22 een functie is van de uitslag van richtingsroer 40. Aan de andere vleugel stuurt centrale verwerkingseenheid 91 de welvingsklepbesturing van welvingsklep 12 aan zodat deze een kleinere uitslag krijgt, waarbij de uitslag van welvingsklep 12 eveneens een functie is van de uitslag van 15 richtingsroer 40. Genoemde minimale uitslagwaarde van het richtingsroer 40 is bepaald door de maximale uitslagwaarde zoals kan worden aangebracht door de slingerdemperautomaat 95.Commencement of the landing phase of the aircraft is detected by the central processing unit 91 by means of the radio altimeter 99. This radio altimeter is arranged under the fuselage of the aircraft 1 and determines the height above ground. In order to achieve the transition to slip state Z, the central processing unit 91 sends direction rudder 40 to the right (seen from the flight direction) at the instruction of the (automatic) pilot via the operating means in the completion phase of the landing. If the height of the aircraft 1 above ground is less than a predetermined height and a minimum deflection value of direction rudder 40 has been exceeded, the central processing unit 91 in the indicated situation 10 controls the deflection valve control of deflection valve 22 so that this deflection valve gets a larger deflection, the deflection of curvature valve 22 is a function of the deflection of directional rudder 40. On the other wing, central processing unit 91 controls the curvature valve control of curvature valve 12 so that it has a smaller deflection, the deflection of curvature valve 12 also being a function of the deflection of Directional rudder 40. Said minimum stroke value of the direction rudder 40 is determined by the maximum stroke value as can be applied by the pendulum damper automaton 95.

Bij het overschrijden van een vastgestelde welvingsklepasymmetrie van welvingskleppen 12 en 22 wordt de spoilerbesturing door de centrale 20 verwerkingseenheid 91 aangestuurd, zodat spoiler 24 wordt uitgeslagen (zie fïg. 4). De uitslag van spoilerpaneel 24 wordt onder andere bepaald aan de hand van de uitslagen van richtingsroer 40, welvingsklep 12, welvingsklep 22, de vliegsnelheid en andere atmosferische gegevens afkomstig van luchtgegevenscomputer 96, en de actuele sliphoek A verkregen uit de vluchtmanagementsysteem 97.When a determined curvature valve symmetry of curvature valves 12 and 22 is exceeded, the spoiler control is controlled by the central processing unit 91, so that spoiler 24 is knocked out (see Fig. 4). The deflection of spoiler panel 24 is determined inter alia on the basis of the results of directional rudder 40, curvature valve 12, curvature valve 22, flight speed and other atmospheric data from air data computer 96, and the current slip angle A obtained from flight management system 97.

25 De dwarswindafhankelijke welvingsklepasymmetrie is middels praktijkproeven bepaald op het betreffende vliegtuigtype, waarbij onder andere de richtingsroeruitslag, de vliegsnelheid en andere atmosferische gegevens bepalend kunnen zijn voor de uitslagen van de welvingskleppen en/of spoilers. De (asymmetrische) uitslagen van de welvingskleppen en/of de spoilers zijn zodanig dat de (automatische) piloot geen, 30 althans zo min mogelijk, aanvullende rolinstructies middels de rolroerbesturing behoeft te geven om een dwarshelling van het vliegtuig 1 te handhaven bij een transitie van een sliploze vlucht naar een sliptoestand. Om een vliegbaan te handhaven, brengt de 11 (automatische) piloot naast de sliphoek A een bij sliphoek A behorende dwarshelling B aan (zie fig. 3).The crosswind-dependent curvature valve symmetry has been determined by practical tests on the aircraft type in question, whereby, among other things, the rudder angle, the flight speed and other atmospheric data can determine the results of the curvature valves and / or spoilers. The (asymmetrical) results of the vault valves and / or the spoilers are such that the (automatic) pilot need not give any, at least as little as possible, additional rolling instructions by means of the aileron control to maintain a transverse slope of the aircraft 1 during a transition of a slipless flight to a slip state. To maintain a flight path, the 11 (automatic) pilot applies a transverse slope B belonging to slip angle A next to slip angle A (see Fig. 3).

De stuwkracht van de motoren 10 en 20 wordt bepaald aan de hand van gegevens afkomstig van de elektronische motorbesturingen van elk van de motoren. Niet 5 aangestuurd stuwkrachtverschil tussen vleugelmotoren 10 en 20, door bijvoorbeeld een motorstoring, genereert een moment om de topas van het vliegtuig 1 en vereist een uitslag van het richtingsroer 40 om een stabiele (vlieg)toestand te creëren of te behouden. De inrichting detecteert niet-aangestuurd stuwkrachtverschil tussen de motoren 10 en 20. Bij richtingsroeruitslag ten gevolge van een stuwkrachtverschil 10 tussen de motoren 10 en 20 wordt door de inrichting deze richtingsroeruitslag herkend, en asymmetrische welvingsklepuitslagen en spoileruitslagen voor deze richtingsroeruitslag bij de landing onderdrukt.The thrust of the motors 10 and 20 is determined on the basis of data from the electronic motor controls of each of the motors. Uncontrolled thrust difference between wing motors 10 and 20, for example due to a motor failure, generates a moment around the top axis of the aircraft 1 and requires a deflection of the rudder wheel 40 to create or maintain a stable (flying) condition. The device detects uncontrolled thrust difference between the motors 10 and 20. In the case of a directional rudder due to a thrust difference 10 between the motors 10 and 20, the device recognizes this directional rudder deflection and suppresses asymmetrical curvature valve turns and spoiler turns for this directional rudder stroke at the landing.

Tot een vastgestelde hoogte tijdens de landingsaanvlucht, wordt de ingestelde dwarswind vergeleken met de heersende windrichting en windsterkte, verkregen van 15 vluchtmanagementsysteem 97: bij een heersende dwarswind welke kleiner is dan de ingestelde dwarswind, of een heersende dwarswind uit een andere richting komt dan de ingestelde dwarswind en voldoende significant is, wordt middels een waarschuwingssysteem 92 een waarschuwing gegenereerd, waarop de piloot de landingsaanvlucht kan afbreken. Deze waarschuwing wordt, afhankelijk van de mate 20 van afwijking, middels een lichtsignaal afkomstig van een waarschuwingslamp, een geluidssignaal en/of een tekstboodschap op een van de cockpitbeeldschermen weergegeven. Na het aanbrengen van een welvingsklepasymmetrie wordt de waarschuwing niet (langer) weergegeven.Up to a predetermined height during the landing flight, the set crosswind is compared with the prevailing wind direction and wind strength, obtained from flight management system 97: with a prevailing transverse wind that is smaller than the set transverse wind, or a prevailing transverse wind comes from a different direction than the set one crosswind and sufficiently significant, a warning is generated by means of a warning system 92, on which the pilot can abort the landing flight. Depending on the degree of deviation, this warning is displayed on one of the cockpit displays by means of a light signal from a warning lamp, an audio signal and / or a text message. After applying a solenoid valve symmetry, the warning is no longer displayed.

25 In de startfase van een vlucht is de werking van de inrichting volgens onderhavige uitvinding in hoofdlijnen analoog aan de werking bij de landing. Voor aanvang van een start van het vliegtuig 1, zoals bepaald door centrale verwerkingseenheid 91 op basis van gegevens afkomstig van radiohoogtemeter 99 en luchtgegevenscomputer 96, wordt de benodigde welvingsklepasymmetrie door centrale verwerkingseenheid 91 bepaald 30 aan de hand van een ingestelde dwarswind welke door de piloot is ingevoerd op invoerpaneel 94. Invoer van een ingestelde dwarswind voor de start is alleen mogelijk na invoer van een startbaan in het vluchtmanagementsysteem 97; wijziging van de 12 ingevoerde startbaan doet de ingestelde dwarswind in de inrichting automatisch vervallen. Met de invoer van een ingestelde dwarswind zet de piloot de inrichting klaar voor een startmethode met asymmetrische welvingsklepuitslagen. De dwarswindafhankelijke welvingsklepasymmetrie is middels praktijkproeven bepaald op 5 het betreffende vliegtuigtype analoog aan de wijze bij de landingsfase. Om de acceleratie van het vliegtuig gedurende de start niet te verminderen worden tijdens de startfase van het vliegtuig 1 spoilers 14 en 24 niet door de inrichting uitgeslagen en is de mogelijke welvingsklepasymmetrie beperkt tot de maximale welvingsklepasymmetrie zonder spoileruitslag. Zodra de welvingskleppen door de piloot in een vastgestelde 10 startpositie zijn geselecteerd, zoals bepaald uit de stand van de bedieningsorganen, wordt door centrale verwerkingseenheid 91 de welvingsklepasymmetrie aangebracht. Op het beeldscherm 93 worden voor en tijdens een start de ingestelde dwarswind en de bijbehorende welvingsklepuitslagen weergegeven.In the take-off phase of a flight, the operation of the device according to the present invention is broadly analogous to the operation at the landing. Before starting a take-off of the aircraft 1, as determined by central processing unit 91 on the basis of data originating from radio altimeter 99 and air data computer 96, the required curvature valve symmetry is determined by central processing unit 91 on the basis of a set transverse wind which is controlled by the pilot entered on input panel 94. Entry of a set crosswind before the start is only possible after entry of a runway into the flight management system 97; a change in the 12 runway entered automatically cancels the set crosswind in the establishment. With the input of a set crosswind, the pilot prepares the device for a starting method with asymmetrical solenoid valve strokes. The crosswind-dependent curvature valve symmetry is determined by practical tests at the relevant aircraft type analogous to the manner at the landing phase. In order not to reduce the acceleration of the aircraft during the take-off, during the take-off phase of the aircraft 1, spoilers 14 and 24 are not knocked out by the device and the possible curvature valve symmetry is limited to the maximum curvature valve symmetry without spoiler deflection. As soon as the pilot valves are selected by the pilot in a predetermined starting position, as determined from the position of the operating members, the pilot valve 91 applies the pilot valve symmetry. On screen 93, the set crosswind and the corresponding curve valve results are displayed before and during a start.

Aanvang van de vluchtfase van het vliegtuig na de start wordt door centrale 15 verwerkingseenheid 91 gedetecteerd middels een vlucht-grond sensor 30 op het neuslandingsgestel. Vanaf de aanvang van de vluchtfase volgens genoemde sensor wordt de welvingsklepasymmetrie vereffend, waarbij de welvingsklepasymmetrie een functie is van de uitslag van richtingsroer 40 en is vereffend wanneer het richtingsroer 40 de maximale uitslagwaarde zoals kan worden aangebracht door de 20 slingerdemperautomaat 95 heeft bereikt. Analoog aan de landingsfase wordt een richtingsroeruitslag ten gevolge van een niet-aangestuurd stuwkrachtverschil tussen motoren 10 en 20 gecompenseerd in het vereffenen van de welvingsklepasymmetrie . Op het beeldscherm 93 wordt de vereffening van de welvingsklepasymmetrie weergegeven. Tijdens de vereffeningfase kan de welvingsklepasymmetrie uitsluitend 25 afnemen.Commencement of the flight phase of the aircraft after take-off is detected by central processing unit 91 by means of a flight-ground sensor 30 on the nose landing gear. From the commencement of the flight phase according to said sensor, the curvature valve symmetry is compensated, wherein the curvature valve symmetry is a function of the deflection of the directional rudder 40 and is compensated when the directional rudder 40 has reached the maximum deflection value as can be applied by the pendulum damper automaton 95. Analogous to the landing phase, a rudder angle due to an uncontrolled thrust difference between motors 10 and 20 is compensated in compensating for the curvature valve symmetry. The equalization of the solenoid valve symmetry is displayed on the screen 93. During the liquidation phase, the curvature valve symmetry can only decrease.

Voor aan vang van de start verifieert de piloot dat de heersende dwarswind overeenkomt of groter is dan de ingestelde dwarswind. Tot een vastgestelde snelheid tijdens de startrol, wordt voor de verificatie van de ingestelde dwarswind de uitslag van het richtingsroer 40 gemeten en gecombineerd met de vliegbaan verkregen van 30 vluchtmanagementsysteem 97; bij een uitslag van het richtingsroer 40 welke gedurende langere tijd tegengesteld is aan de bij de ingevoerde gewenste dwarswindondersteuning behorende uitslag en onvoldoende bijbehorende vliegbaanverandering genereert wordt 13 middels een waarschuwingssysteem 92 een waarschuwing gegenereerd, waarop de piloot de start kan afbreken. Deze waarschuwing wordt, afhankelijk van de mate van afwijking, middels een lichtsignaal afkomstig van een waarschuwingslamp, een geluidssignaal en/of een tekstboodschap op een van de cockpitbeeldschermen 5 weergegeven. Na het bereiken van een vastgestelde snelheid wordt de waarschuwing niet (langer) weergegeven.Before the start, the pilot verifies that the prevailing crosswind corresponds to or is greater than the set crosswind. Up to a predetermined speed during the take-off roll, for the verification of the set transverse wind, the deflection of the rudder wheel 40 is measured and combined with the flight path obtained from flight management system 97; in the case of a rudder of the directional rudder 40 which, for a longer period of time, is opposed to the result associated with the entered desired crosswind support and generates insufficient associated flight path change, a warning is generated by means of a warning system 92, on which the pilot can abort the start. Depending on the degree of deviation, this warning is displayed on one of the cockpit displays by means of a light signal from a warning lamp, an audio signal and / or a text message. After reaching a set speed, the warning is no longer displayed.

De centrale verwerkingseenheid 91 vergelijkt de rolroerinstructies zoals aangeleverd door de (automatische) piloot met de uitslagen van welvingskleppen 22 10 en/of 12. Bij een gedetecteerde langdurige en significante rolroeruitslag conflicterend met de asymmetrische welvingsklepuitslagen stopt verder aanbrengen van een welvingsklepasymmetrie en wordt, bij het overschrijden van een vastgestelde tijdsduur, een waarschuwing middels centrale waarschuwingscomputer 92 gegenereerd en weergegeven op een beeldscherm.The central processing unit 91 compares the aileron instructions as supplied by the (automatic) pilot with the results of curvature valves 22 10 and / or 12. With a detected long-term and significant aileron deflection conflicting with the asymmetrical curvature valve results, further application of a curvature valve is symmetry and, at the exceeding a set duration, a warning generated by central warning computer 92 and displayed on a screen.

1515

In de bovenstaande beschrijving wordt onder een verwerkingseenheid een rekeneenheid verstaan die gegevens verwerkt, zoals een computer onder besturing van software, waar nodig met bijbehorende digitale en/of analoge schakelingen. Een computer kan voorzien zijn van een afzonderlijke verwerkingseenheid, maar tevens van 20 meerdere, eventueel parallel werkende, verwerkingseenheden. Tevens kan een computer voorzien zijn van functionaliteit op afstand, waarbij verwerking van gegevens plaatsvindt op verschillende afstand van elkaar gelegen locaties.In the above description, a processing unit is understood to be a computer unit which processes data, such as a computer under control of software, where necessary with associated digital and / or analog circuits. A computer can be provided with a separate processing unit, but also with several processing units, possibly working in parallel, as well. A computer can also be provided with remote functionality, whereby data processing takes place at different distances from each other.

Voor de deskundige zal het duidelijk zijn dat vele modificaties en wijzigingen mogelijk zijn in de hierboven beschreven voorkeursuitvoering van de inrichting volgens 25 de uitvinding. Voor de deskundige zal het tevens duidelijk zijn dat in de tekst genoemde invoermiddelen voor de inrichting volgens onderhavige uitvinding en beschreven uitvoeringsvorm een groot aantal uitvoeringsvormen kunnen aannemen, waaronder, maar niet beperkt tot, (alfa)numerieke toetsenborden, (draai)schakelaars, handels en andere bedieningsorganen, etc..It will be clear to the skilled person that many modifications and changes are possible in the preferred embodiment of the device according to the invention described above. It will also be clear to the skilled person that input means for the device according to the present invention and described embodiment mentioned in the text can take on a large number of embodiments, including, but not limited to, (alpha) numeric keyboards, (rotary) switches, commercial and other controls, etc ..

Claims

CLAIMS 1. An aircraft control device, comprising input means for inputting a set transverse wind, the set transverse wind representing a transverse wind support desired by the pilot by the device during a take-off or landing of the aircraft; aerodynamic control surfaces for influencing the bearing capacity of a wing; input means or operating members for inputting a set control surface deflection; processing means connected to said input means, operating members and control surfaces, wherein the processing means are adapted to determine the results for the control surfaces on the basis of the set transverse wind and the set control surface result and to control the control surfaces on the basis of the determined results; characterized in that an asymmetrical aircraft configuration is used during a take-off and / or a landing with a crosswind. la. A control device according to claim 1, wherein a curvature valve is used for a control surface. lb. A control device according to claim 1, wherein a spoiler is used for a control surface.

A control device according to claim 1, 1a and / or 1b, comprising means for determining a directional rudder deflection, wherein a control surface deflection is dependent on a deflection of a directional rudder.

3. A control device as claimed in claim 1, 1a and / or 1b, comprising means for determining a foot control result, wherein a control surface result is dependent on a result of a foot control.

A control device according to claim 1, 1a and / or 1b, comprising means for determining a directional rudder control signal, wherein a control surface is dependent on a direction rudder control signal.

A control device according to any one of the preceding claims, wherein a slip angle meter is used.

A control device according to any one of the preceding claims, wherein an inertial navigation system is used. 10

A control device according to any one of the preceding claims, wherein a satellite navigation system is used.

8. A control device according to any one of the preceding claims, wherein a radio altimeter is used.

A control device according to any one of the preceding claims, wherein an air data computer is used. 20

A control device according to any one of the preceding claims, wherein an escape ground sensor is used.

11. Control device as claimed in any of the foregoing claims, wherein a start button ("TOGA button"; a button with which the pilot informs the automated systems that a start or a restart is used) is used.

12. Control device as claimed in any of the foregoing claims, comprising means for determining a roller rudder deflection, wherein the processing means are adapted to interrupt a movement of a control surface with a roller rudder deflection opposite to the movement of a control surface.

Control device according to the preceding claim, comprising means for warning a pilot, wherein the warning means are adapted to display an interruption of a movement of a control surface as a result of an opposite aileron deflection. 5

14. Control device according to the preceding claim, wherein the warning means comprise sound means, light means and / or schematic warnings on a screen.