NL8302177A

NL8302177A - Stelsel voor het meten van het zwaartepunt van een vliegtuig tijdens zijn vlucht.

Info

Publication number: NL8302177A
Application number: NL8302177A
Authority: NL
Original assignee: Sundstrand Data Control
Priority date: 1982-06-18
Filing date: 1983-06-17
Publication date: 1984-01-16
Also published as: SE8303431L; FR2528978A1; GB2122355B; GB8316417D0; IT1201068B; AU1536183A; FR2528978B1; US4545019A; JPS5910827A; IL68915A; CA1211567A; SE8303431D0; IT8348538A0; GB2122355A; DE3321922A1; AU544746B2; NZ204481A

Description

4 P & C t Λ

LW 5560-15 Ned.M/EvF

r

P

Korte aanduiding: Stelsel voor het meten van het zwaartepunt van een vliegtuig tijdens zijn vlucht.

De uitvinding heeft betrekking op het gebied van stelsels voor het meten van de ligging van het zwaartepunt van een vliegtuig tijdens zijn vlucht en in het bijzonder op zodanige stelsels, waarbij men gebruik maakt van traagheidscomponenten.

5 Er zijn een aantal redenen waarom het gewenst geacht wordt de exacte plaats van het zwaartepunt van een vliegtuig tijdens zijn vlucht te kunnen localiseren, waaronder veiligheidsoverwegingen. De ligging van het zwaartepunt kan bijvoorbeeld de regelingsstabiliteit van het vliegtuig beïnvloeden. Daarnaast kan de positie van het zwaartepunt in het vliegtuig 10 worden gerelateerd aan brandstofverbruik aangezien het prestatievermogen van het vliegtuig wordt beïnvloed door het gedrag en de koplastigheid van het vliegtuig. In het geval van een vliegtuig met vaste vleugels is het bijvoorbeeld dikwijls mogelijk brandstof te besparen door het zwaartepunt naar achteren te verplaatsen, hetgeen de vereiste neerwaartse 15 belasting van de stabilisator vermindert en dus de stromingsweerstand.

Een nauwkeurige kennis van het zwaartepunt van het vliegtuig naast de mógelijkheid voor de bemanning om op nauwkeurige wijze de besturings- en stabiliteitsmarges van het vliegtuig te taxeren, zal de bemanning of een automatisch systeem in staat stellen de geschikte 20 instellingen te maken in de ligging van het zwaartepunt, bijvoorbeeld door brandstof van de ene tank in de andere te pompen om het kiepen van het vliegtuig om een horizontale dwarsas zo optimaal mogelijk te maken.

In een eerste benadering voor het bepalen van het zwaartepunt tijdens de vlucht wordt de ligging nagegaan van het zwaartepunt van het 25 vliegtuig, terwijl het zich op de grond bevindt ofwel door het zwaartepunt te berekenen door gebruik te maken van het gewicht en de plaatsing van de passagiers, vracht en in het vliegtuig opgenomen brandstof danwel door een automatisch gewicht en balanssysteem te gebruiken zoals het systeem, dat geopenbaard is in het Amerikaanse octrooischrift 4.312.042 van 30 Bateman. Vervolgens wordt de ligging en hoeveelheid verbrande brandstof geverifieerd teneinde de ligging van het zwaartepunt tijdens zijn vlucht bij te werken. Echter zijn deze typen systemen onderhevig aan belangrijke fouten, die ontstaan uit onnauwkeurigheden in de berekening van verbrande brandstof en verschuivingen in passagiers- en vrachtplaatsen alsmede 35 fouten die kunnen optreden in de aanvankelijke meting van het zwaartepunt, toen het vliegtuig nog op de grond stond.

De uitvinding beoogt dan ook het verschaffen van een stelsel 8302177 t - 2 - r * ’ < voor het metèn' van het zwaartepunt van een vliegtuig tijdens zijn vlucht onder toepassing van op traagheid berustende instrumenten voor het meten van de rotatie van het vliegtuig om een as door het zwaartepunt van het vliegtuig.

5 Daarnaast beoogt de uitvinding het verschaffen van een stelsel voor het meten van het zwaartepunt van een vliegtuig tijdens- zijn vlucht onder gebruikmaking van twee versnellingsmeters die zich bevinden vóór en achter' het zwaartepunt, waarbij de signalen' van de versnellingsmeters wordengecombineerd voor het produceren van één signaal dat componenten 10 omvat, die zowel de ligging van het zwaartepunt alsook de rotatie van het vliegtuig om het zwaartepunt, èn een ander signaal dat juist de versnellingscomponenten bevat. Deze twee signalen worden gecombineerd op een wijze waarbij nagenoeg de rotatiecomponenten worden geëlimineerd, waardoor een signaal verschaft wordt dat de ligging van het zwaartepunt 15 weergeeft.

Een verder oogmerk van de uitvinding is het verschaffen van een stelsel voor het meten .van het zwaartepunt van een vliegtuig tijdens zijn vlucht, omvattende een paar versnellingsmeters, waarvan, er één gelegen is voorwaarts van het zwaartepunt van het vliegtuig en de andere na het 20 zwaartepunt zodanig dat de gevoelige as van elke versnellingsmeter zodanig uitgericht is dat er een signaal geproduceerd wordt dat de rotatie van het vliegtuig om een as weergeeft, bij voorkeur de gieras, door het zwaartepunt van het vliegtuig. De van de versnellingsmeters afkomstige signalen worden opgeteld voor het produceren van een sommatiesignaal 25 en het signaal afkomstig van één versnellingsmeter wordt afgetrokken van het andere voor het verkrijgen van een verschilsignaal, waarbij het gesommeerde signaal vermenigvuldigd wordt met het verschilsignaal teneinde een eerste gecombineerd signaal te verkrijgen, terwijl het verschilsignaal gequadrateerd wordt ter verkrijging van een tweede gecombineerd 30 signaal. Een signaal dat de ligging van het zwaartepunt weergeeft binnen het vliegtuig wordt verkregen door het eerste gecombineerde signaal te delen door het tweede gecombineerde signaal.

De uitvinding zal hieronder aan de hand van de figuren der bijgaande tekening nader worden toegelicht.

35 Fig. 1 geeft een bovenaanzicht van een vliegtuig, waarbij de ligging van het zwaartepunt is weergegeven ten opzichte van de verschillende assen, waarover het vliegtuig kan stampen, rollen of gieren; 8302177 t Λ > - 3 - en fig. 2 is een blokschema van een schakeling voor het opwekken van een signaal, dat de ligging weergeeft van het zwaartepunt van het vliegtuig.

5 In fig. 1 is het bovenaanzicht weergegeven van een vliegtuig 10, waarbij traagheidssensoren voor een stelsel voor het meten van het zwaartepunt van een vliegtuig tijdens zijn vlucht een eerste versnellings-meter 12 bevatten, die bij voorkeur zo ver mogelijk naar voren in het vliegtuig vastgemaakt is, en een tweede versnellingsmeter 14, die 10 bij voorkeur zo ver mogelijk naar achteren in het vliegtuig bevestigd is. Het zwaartepunt van het vliegtuig is in fig. 1 aangegeven door de cirkel 16, waardoor heen de met lijn 18 aangegeven rolas alsmede de door lijn 20 aangegeven stampas van het vliegtuig elkaar snijden. De gieras, die loodrecht staat op zowel de rolas 18 als de stampas 20, snijdt 15 eveneens het zwaartepunt 16.

In de voorkeursuitvoeringsvorm van de uitvinding zoals geïllustreerd in fig. 1 en 2, zijn de gevoelige assen van elk der versnellingsmeters 12 en 14 uitgericht in een evenwijdige richting teneinde een rotatiebeweging van het vliegtuig 10 om de gieras in het 20 vlak bepaald door de stanzas 20 en de rolas 18 te detecteren. De uitrichting van de gevoelige as van de versnellingsmeters 12 en 14 in het vlak loodrecht op de gieras wordt geacht de voorkeursopstelling te zijn aangezien deze de neiging heeft de invloeden van zwaartekracht op de uitgangssignalen van de versnellingsmeters zo klein mogelijk te maken.

25 Bij het berekenen van de ligging van het zwaartepunt 16 in het vliegtuig 10 wordt een willekeurige datumlijn of nullijn, zoals aangegeven door de stippellijn 22 in fig. 1, gebruikt als referentie van waaruit de afstand d van het zwaartepunt wordt gemeten. Tevens is in fig. 1 weergegeven de afstand van de eerste versnellingsmeter 12 30 langs de rol- of langsas 18 van het vliegtuig 10 naar de datumlijn 22, aangegeven met 1^ en de afstand van de tweede versnellingsmeters 14 naar de datumlijn 22, aangegeven met l^.

In fig. 2 van de tekening is een blokschema weergegeven ter illustratie van een stelsel om uit het ingangssignaal A^ van de eerste 35 versnellingsmeter 12 en het uitgangssignaal van de tweede versnellingsmeter 14 een signaal te berekenen, dat de afstand d weergeeft, die dient om de ligging van het zwaartepunt 16 ten opzichte van de datumlijn 22 te localiseren. De versnellingssignalen A^ en A^ 8302177 ] - 4 - worden eerst aangelegd over lijnen 24 en 26 naar een eerste sommerings-circuit 28 voor het produceren van een gesommeerd signaal aan de leiding 30 die gelijk is aan + A^. Deze signalen worden eveneens aangelegd over de lijnen 24 en 26 naar een aftrekketen 32 voor het produceren 5 van een geschilsignaal aan de leiding 34 gelijk aan A. - A„. Een | 1 2 paar banddoorlaatfilters 36 en 38 ontvangen de signalen over leidingen 30 resp. 34. Beide banddoorlaatfilters 36 en 38 worden afgestemd op de "dutch roll" frequentie van het vliegtuig, welke de natuurlijke frequentie is waarmede het vliegtuig neigt om te roteren om de gier-10 en rolas.

Uitgangen van beide banddoorlaatfilters 36 en 38 over de leidingen 40 resp. 42 worden aangelegd aan een vermenigvuldigingsketen 44, hetgeen resulteert in een uitgang over de leiding 46, die bij benadering gelijk is aan (A^ + A^), (A^ - A^). Tezelfdertijd wordt de 15 uitgang van het banddoorlaatfilter 38 door middel van leiding 42 aangelegd aan een quadrateerketen 48, hetgeen resulteert in een uitgang 2 over de leiding 50, die de grootheid (A^ - A^) . voorstelt.

Op de leidingen 46 en 50 is een paar laagdoorlaatfliters 52 resp. 54 aangesloten, die essentieel als fasedetectoren fungeren en 20 hij een typerende vliegtuigtoepassing een laagdoorlaatfrequentie kunnen hebben in de orde van 1 radiaal per seconde met een dempingsfactor van 0,8. De uitgang van het laagdoorlaatfilter 52 over de leiding 56 zal de relatieve fasehoek tussen A^ + A^ en A^ - A2weergeven en bevat als zodanig een component, die d weergeeft alsmede een component, die 25 afhankelijk is van de amplitude van de en A^ signalen, 'die resulteert uit rotatie van het vliegtuig om de gieras. Aan de andere kant is de uitgang van het laagdoorlaatfilter 54 over de leiding 58 nagenoeg onafhankelijk van d maar is afhankelijk van de amplitude van de A^ en A2 signalen.

30 Ter verkrijging van een signaal dat d weergeeft, worden de signalen over de leidingen 56 en 58 ingevoerd in een verdelerketen 60, die nagenoeg de effecten verwijdert van de amplituden van A^ en A2 door het signaal over de leiding 56 te delen door het signaal over de leiding 58. Het over de leiding 62 resulterende uitgangssignaal wordt 35 aangelegd aan een quotiëntbegrenzingsketen 64 en vervolgens aan een laagdoorlaatfilter 66. In het geval dat de waarden van 1^ en 1^ niet gelijk zijn, kan het gewenst zijn om de uitgang van het laagdoorlaatfilter 66 over de leiding 68 op schaal te brengen door een terugdrijf- 8302177 - 5 - signaal aan de ingang toe te voeren door middel van een sommerings-keten 70 aan ‘het signaal over de leiding 68 en de uitgang over de leiding 72 te vermenigvuldigen met een versterkingsfactor in een versterkingsketen 74. De uitgang aan de leiding 76 zal dan een nauwkeurige 5 maat van de grootheid d verschaffen. Geschikte waarden van en worden gegeven door de volgende betrekkingen: 11 X2 K - - (1)

Xl + 12 10 K * - (2) 15 2 8302177

Claims

1. Stelsel voor het meten van het zwaartepunt van een vliegtuig tijdens zijn vlucht bevattende een aantal traagheidsaftastelementen (sensoren), die bevestigd zijn aan het vliegtuig; en signaalbewerkings- middelen, die werkzaam verbonden zijn met de traagheidssensoren voor het 5 opwekken van een signaal, dat de plaats van het zwaartepunt van het % vliegtuig weergeeft.

2. Stelsel volgensconclusie 1, met het kenmerk, dat de traagheidssensoren signalen opwekken, die rotatie van het vliegtuig om een vooraf bepaalde as door het zwaartepunt van het vliegtuig weergeven.

3. Stelsel volgens conclusie 2, met het kenmerk, dat de traagheids sensoren tenminste twee versnellingsmeters omvatten, die signalen opwekken, die de rotatie van het vliegtuig om de voorafbepaalde as weergeven.

4. Stelsel volgens conclusie 3, met het kenmerk, dat de signaal-bewerkingsmiddelen omvatten: 15 middelen voor het opwekken varueen eerste signaal omvattende een component , die de ligging van het zwaartepunt weergeeft en een component dat de rotatie van het vliegtuig om de vooraf bepaalde as weergeeft; middelen voor het opwekken van een tweede signaal, dat nagenoeg 20 zender een component is, die de rotatie van het vliegtuig weergeeft; en middelen voor het combineren van het eerste en het tweede signaal voor het opwekken van het signaal dat de ligging van het zwaartepunt van het vliegtuig weergeeft.

5. Stelsel volgens één der voorafgaande conclusies, met het kenmerk, 25 dat de voorafbepaalde as de gieras is van het vliegtuig.

6. Stelsel voor het meten van het zwaartepunt van een vliegtuig tijdens zijn vlucht bevattende: eerste middelen voor het meten van de versnelling, welke middelen bevestigd zijn aan het vliegtuig in voorwaartse richting van het zwaartepunt 30 van het vliegtuig voor het opwekken van een eerste versnellingssignaal dat de rotatie van het vliegtuig om een vooraf bepaalde as gaande door het zwaartepunt van het vliegtuig weergeeft; tweede middelen voor het meten van de versnelling bevestigd aan het vliegtuig na het zwaartepunt van het vliegtuig voor het opwekken 35 van een tweede versnellingssignaal dat de rotatie van het vliegtuig om de vooraf bepaalde as weergeeft; eerste combinatiemiddelen die werkzaam verbonden zijn met de eerste en tweede middelen voor het meten van de versnelling voor het 8302177 • - 7 - * combineren van het eerste versnellingssignaal met het tweede versnellings- signaal voor het opwekken van een eerst gecombineerd signaal, dat een t component bezit dat de ligging van het zwaartepunt van het vliegtuig weergeeft en een component dat de rotatie van het vliegtuig weergeeft; 5 tweede combinatiemiddelen die werkzaam verbonden zijn met het eerste en het tweede versnellingsmiddel voor het combineren van het eerste versnellingssignaal met het tweede versnellingssignaal ter opwekking van een tweede gecombineerd signaal dat een component bezit dat de rotatie van het vliegtuig weergeeft maar nagenoeg zonder een compo-10 neut dat de ligging van het zwaartepunt van het vliegtuig weergeeft; derde combinatiemiddelen die werkzaam verbonden zijn met de eerste en de: tweede combinatiemiddelen voor het combineren van de eerste en tweede gecombineerde signalen voor het opwekken van een derde combinatiesignaal dat een component bezit, dat de ligging van het zwaarte-15 punt weergeeft maar nagenoeg zonder componenten, die de rotatie van het vliegtuig weergeven? en zwaartepuntsignaalmiddelen die werkzaam verbonden zijn met de derde combinerende middelen voor het uit het derde gecombineerde signaal opwekken van een zwaartepuntsignaal dat de ligging van het zwaartepunt 20 van het vliegtuig weergeeft.

7. Stelsel volgens conclusie 6, met het kenmerk, dat het eerste combinerende middel een sommeermiddel omvat teneinde het eerste versnellingssignaal te sommeren met het tweede versnellingssignaal voor het opwekken van een gesommeerd signaal.

8. Stelsel volgens conclusie 7, met het kenmerk, dat het tweede combinerende middel een aftrekmiddel omvat voor het aftrekken van één der versnellingssignalen van liet andere versnellingssignaal voor het opwekken van een verschilsignaal.

9. Stelsel volgens conclusie 6, met het kenmerk, dat het eerste 30 combinerende middel werkzaam verbonden is met het tweede combinerende middel en middelen omvat voor het vermenigvuldigen van het gesommeerde signaal met het verschilsignaal voor het opwekken van het eerste gecombineerde signaal.

10. Stelsel volgens conclusie 7, met het kenmerk, dat het tweede 35 combinerende middel een middel omvat voor het quadrateren van het verschilsignaal ter opwekking van het tweede gecombineerde signaal.

11. Stelsel volgens conclusie 8, met het kenmerk, dat het derde combinerende middel een middel omvat om het eerste gecombineerde signaal 8302177 t - 8 - «Τ' Λ 1 t ·* te delen door het tweede gecombineerde signaal.

12. Stelsel volgens conclusie 5, met het kenmerk, dat het eerste combinerende middel een banddoorlaatfilter omvat, dat een banddoorlaat-frequentie bezit die nagenoeg gelijk is aan de natuurlijke frequentie 5 van rotatie van het vliegtuig om de voorafbepaalde as.

13. Stelsel volgens conclusie 6, met het kenmerk, dat het tweede combinerende middel een banddoorlaatfilter omvat, dat een banddoorlaat-frequentie bezit, die nagenoeg gelijk is aan de natuurlijke frequentie van rotatie van het vliegtuig om de voorafbepaalde as.

14. Stelsel volgens conclusie 6, met het kenmerk, dat het zwaarte- puntmiddel schaalmiddelen omvat om aan het zwaartepuntssignaal een bepaalde schaal te geven.

15. Stelsel volgens conclusie 14, met het kenmerk, dat de schaalmiddelen middelen omvatten om een terugdrijfsignaal toe te voegen aan 15 het derde gecombineerde signaal.

16. Stelsel volgens conclusie 15, met het kenmerk, dat de schaalmiddelen middelen omvatten om de combinatie van het terugdrijfsignaal en het derde gecombineerde signaal te vermenigvuldigen met een voorafbepaalde versterkingsfactor.

17. Stelsel volgens conclusie 16, met het kenmerk, dat de waarde van het terugdrijfsignaal en de voorafbepaalde versterkingsfactor geselecteerd worden als functie van de relatieve liggingen van het eerste en het tweede versnellingsmetende middel vanuit een voorafbepaalde datumlijn in het vliegtuig.

18. Stelsel volgens conclusie 6, met het kenmerk, dat het zwaartepuntmiddel quotiëntbegrenzingsmiddelen omvat om de mate van toename en afname van het derde gecombineerde signaal te begrenzen.

19. Stelsel volgens conclusie 18, met het kenmerk, dat het zwaartepuntmiddel een laagdoorlaatfilter omvat, dat werkzaam verbonden 30 is. met het quotiëntbegrenzingsmiddel.

20. Stelsel volgens één der conclusies 6-19, met het kenmerk, dat de voorafbepaalde as de gieras van het vliegtuig is. 35 8302177