NL2001844C2 - Besturingsinrichting voor een vliegtuig bij dwarswindoperaties. - Google Patents

Description

Besturingsinrichting voor een vliegtuig bii dwarswindoperaties

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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).

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.

5

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.

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 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 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 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 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.

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.

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.

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.

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.

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.

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 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 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.

5

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.

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).

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.

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.

10

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.

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.

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).

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.

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.

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.

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.

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.

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.

15

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.

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..

Claims (14)

1. Besturingsinrichting voor een vliegtuig, omvattende invoermiddelen voor het invoeren van een ingestelde dwarswind, waarbij de 5 ingestelde dwarswind een door de piloot gewenste dwarswindondersteuning door de inrichting gedurende een start of een landing van het vliegtuig weergeeft; aërodynamische stuurvlakken voor het beïnvloeden van de draagkracht van een vleugel; invoermiddelen of bedieningsorganen voor het invoeren van een ingestelde 10 stuurvlakuitslag; verwerkingsmiddelen die zijn verbonden met genoemde invoermiddelen, bedieningsorganen en stuurvlakken, waarbij de verwerkingsmiddelen zijn ingericht om op basis van de ingestelde dwarswind en de ingestelde stuurvlakuitslag de uitslagen voor de stuurvlakken te bepalen en de stuurvlakken aan te sturen aan de hand van de 15 bepaalde uitslagen; met het kenmerk dat tijdens een start en/of een landing bij een dwarswind een asymmetrische vliegtuigconfiguratie wordt gebruikt. la. Besturingsinrichting volgens conclusie 1, waarbij voor een stuurvlak een 20 welvingsklep wordt gebruikt. lb. Besturingsinrichting volgens conclusie 1, waarbij voor een stuurvlak een spoiler (verstoorder) wordt gebruikt.

2. Besturingsinrichting volgens conclusie 1, la en/of lb, omvattende middelen ter bepaling van een richtingsroeruitslag, waarbij een stuurvlakuitslag afhankelijk is van een uitslag van een richtingsroer.

3. Besturingsinrichting volgens conclusie 1, la en/of lb, omvattende middelen ter 30 bepaling van een voetenstuuruitslag, waarbij een stuurvlakuitslag afhankelijk is van een uitslag van een voetenstuur.

4. Besturingsinrichting volgens conclusie 1, la en/of lb, omvattende middelen ter bepaling van een richtingsroeraansturingsignaal, waarbij een stuurvlakuitsiag afhankelijk is van een richtingsroeraansturingssignaal.

5. Besturingsinrichting volgens een der voorgaande conclusies, waarbij een sliphoekmeter wordt gebruikt.

6. Besturingsinrichting volgens een der voorgaande conclusies, waarbij een traagheidsnavigatiesysteem wordt gebruikt. 10

7. Besturingsinrichting volgens een der voorgaande conclusies, waarbij een satelietnavigatiesysteem wordt gebruikt.

8. Besturingsinrichting volgens een der voorgaande conclusies, waarbij een 15 radiohoogtemeter wordt gebruikt.

9. Besturingsinrichting volgens een der voorgaande conclusies, waarbij een luchtgegevenscomputer wordt gebruikt. 20

10 Besturingsinrichting volgens een der voorgaande conclusies, waarbij een vlucht- grond sensor wordt gebruikt.

11. Besturingsinrichting volgens een der voorgaande conclusies, waarbij een startknop (“TOGA-button”; een knop waarmee de piloot aan de geautomatiseerde 25 systemen doorgeeft dat een start of een doorstart wordt ingezet) wordt gebruikt.

12. Besturingsinrichting volgens een der voorgaande conclusies, omvattende middelen ter bepaling van een rolroeruitslag, waarbij de verwerkingsmiddelen zijn ingericht om een beweging van een stuurvlak te onderbreken bij een, aan de beweging 30 van een stuurvlak tegengestelde rolroeruitslag.

13. Besturingsinrichting volgens voorgaande conclusie, omvattende middelen ter waarschuwing van een piloot, waarbij de waarschuwingsmiddelen zijn ingericht om een onderbreking van een beweging van een stuurvlak ten gevolge van een tegengestelde rolroeruitslag weer te geven. 5

14. Besturingsinrichting volgens voorgaande conclusie, waarbij de waarschuwingsmiddelen geluidsmiddelen, lichtmiddelen en/of schematische waarschuwingen op een beeldscherm omvatten.