WO2009040102A1 - Automatische steuerung eines hochauftriebssystems eines flugzeugs - Google Patents

Automatische steuerung eines hochauftriebssystems eines flugzeugs Download PDF

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WO2009040102A1
WO2009040102A1 PCT/EP2008/008075 EP2008008075W WO2009040102A1 WO 2009040102 A1 WO2009040102 A1 WO 2009040102A1 EP 2008008075 W EP2008008075 W EP 2008008075W WO 2009040102 A1 WO2009040102 A1 WO 2009040102A1
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WO
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configuration
lift
speeds
control unit
operating
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Application number
PCT/EP2008/008075
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English (en)
French (fr)
Inventor
Martin Berens
Jürgen QUELL
August KRÖGER
Original Assignee
Airbus Deutschland Gmbh
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Publication date
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Priority to US12/679,624 priority patent/US8356776B2/en
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Priority to RU2010115967/11A priority patent/RU2478520C2/ru
Priority to JP2010525269A priority patent/JP2010540305A/ja
Priority to EP08802554.9A priority patent/EP2195235B1/de
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency

Definitions

  • the invention relates to a device for automatic control of a high-lift system of an aircraft according to the preamble of claim 1.
  • high-lift systems which serve to increase the maximum lift on the wing of aircraft for takeoff, landing and slow flight. These are used in civilian transport and other transport aircraft, but also in business travel and motorized sports aircraft. In civilian transport and other transport aircraft, high-lift systems with wing leading edge flaps and wing trailing edge flaps have become established as essential aerodynamically effective high lift elements. Wing leading edge flaps are usually designed with or without a gap between flap and main wing, trailing edge flaps as single or multiple gap trailing edge flaps.
  • flaps or high-lift elements are currently usually done manually via an operating lever in the cockpit, wherein in a flap control unit of the lever position corresponding electrical signals are generated, which control the flap position by electrical or hydraulic actuators.
  • the flaps or high lift elements are deployed for takeoff, hold, and landing while retracted in cruise to reduce aerodynamic drag. Since take-off, landing and possibly N angles with regard to flight performance and noise generation are optimal, different positions can be selected.
  • leading edge high lift aids as protection against overload when exceeding a critical
  • the system allows all three flap positions to be selected via the flap lever at backpressures below the dynamic pressure threshold, whereby the selected configurations are taken immediately. Above the threshold value, regardless of the flap lever position, a transition to the retracted position is always initiated.
  • Limiting the maximum operating speed serves to avoid flight conditions in which impermissibly high structural loads can occur on the high-lift flaps. By limiting the operating speeds, the expected loads are reduced, and thus, with appropriate dimensioning, the structure weight can be limited to an optimum dimension in the sense of the overall design.
  • the flap is thus brought into the retracted state, at medium back pressures, which are typical for the take-off of the aircraft, initial climb, landing and landing, the flap is extended or left in the extended state .
  • Disadvantage of the known automatic flap switching is that only the control of two flap positions (retracted or extended
  • the difference is that the control is clearly different for both flight phases.
  • the aim is to reduce noise emissions from the aircraft during take-off and landing. At the start should be by the automatic one in comparison to the conventional manual operation earlier retraction of the
  • Flaps take place after take-off, whereby the aerodynamic resistance is reduced and the rate of climb should be increased early.
  • the automatic should allow the aircraft to be brought later in the landing configuration, as is customary with manual selection of the flap position by a pilot.
  • the flaps are extended manually before starting with actuation via a flap lever.
  • the flap lever is then moved to the position up to which the automatic system should automatically retract the flaps after starting. Further explanations of the necessary switching logic are not made.
  • the automatic retraction of the flaps after starting takes place depending on the airspeed, after the landing gear has been retracted.
  • the speed at which the retraction of the flaps begins is preselected by the cockpit crew prior to take-off.
  • the longitudinal acceleration of the aircraft is integrated twice to determine the distance from the start of the launching process. When a preselected distance is reached, a cockpit display is provided, giving the crew the point to reduce the engine thrust N indicates.
  • the pitch angle of the aircraft is reduced so much that the aircraft accelerates at a significantly reduced rate of climb despite the lower propulsion and thus finally reaches the switching speed for retracting the flaps.
  • the known system provides an approach with continuous deceleration, in which the flaps are continuously brought from the retracted position to the landing position. Both the engine thrust and the setting angle of a trimmable horizontal stabilizer are adjusted via pilot control functions to the respective flap position. The drive command for the propulsion controller is adjusted depending on the flap position. In the case of a final approach speed entered by the pilot as the lower limit, the landing flap configuration is finally achieved.
  • EP 1 684 144 A1 proposes, in addition to a pilot assisting function which includes a signal for an indication of the extension of the high lift flaps at an optimum point of approach trajectory, alternatively the use of said assist signal for automatic deployment of the aircraft High lift flaps in front.
  • the automatic function should preferably be implemented in a flight management system.
  • a navigation system based on the pre-planning of lateral and vertical flight path profiles will serve this purpose.
  • Switching conditions for the transition from one path section to another, but also for generating a signal, which causes the high-lift flaps are brought to a position corresponding to the pre-planning are in the form of heights, flight speeds or lateral positions of the aircraft or a Combination of these parameters. If the state parameters required for switching reach or exceed the switching conditions, then the high-lift means are brought into the position assigned according to the planning.
  • the object of the invention is to provide a device for the automatic control of high-lift systems of an aircraft, which allows a reduction in the workload of the pilot or pilots of the aircraft in ground-level flight phases.
  • the flight safety should be increased by reducing the possibility of incorrect operation.
  • the flight performance of the aircraft should be improved primarily at takeoff and in climb.
  • the invention provides a device for automatically controlling a high-lift system of an aircraft, which high-lift elements that are adjustable in a retracted and multiple extended configurations for cruise, waiting, takeoff or landing, a flap control unit, which functionally effective via a control connection with a drive system the high-lift elements is connected and connected to the flap control unit operating unit for N
  • Input of the setting of the high-lift elements influencing operating commands includes.
  • the flap control unit is provided for calculating switching speeds associated with the respective configurations and the directions of the configuration change for adjusting the high-lift elements as a function of flight state data and / or other flight operational data, and the flap control unit is provided with the commands commanding the configuration change as a function of automatically generate the airspeed and / or other flight condition data.
  • the flap control unit is additionally provided for an automatic switchover of operating modes for take-off or landing approach.
  • Figure 1 is a schematic representation of an aircraft with high-lift elements in the form of arranged on the wing front and rear edge flaps.
  • Fig. 2 is a block diagram showing a device for automatically controlling a high-lift system of an aircraft according to an embodiment of the invention together with other components that are important to the operation of the system;
  • Fig. 3 is a diagram useful for understanding speed definitions used in the following;
  • FIG. 4 is a plan view of an operating unit of a
  • FIG. 5 is a timing diagram showing timing diagrams of state and control parameters during startup according to an embodiment of the invention.
  • FIG. 6 is a graph showing a power-optimal working curve for a speed-controlled device for automatically controlling a lift-up system of an aircraft at take-off according to an embodiment of the invention, and associated flap configurations as a function of speed;
  • FIG. 7 is a diagram showing time histories of state and control parameters during approach, landing and during roll after landing in accordance with an embodiment of the invention:
  • Fig. 8 is a diagram showing a working curve for a speed-controlled device for automatic N
  • FIG. 9 is a diagram showing timing diagrams of state and control parameters during the transition from approach to climb in a go-around maneuver
  • Fig. 10 is a diagram showing the transition from the working curve for the approach to the working curve for the start in the start-through case
  • Fig. 11 is a diagram showing the transition from the working curve for the start to the working curve for the approach;
  • Subroutine containing essential elements of the control logic
  • Fig. 15 is a program flow chart of a mode switching logic
  • 16 is a program flow diagram of a subroutine that determines a parameter that controls the automatic or manual retraction of the high lift flaps on the ground, and
  • 17 shows a program flow diagram for a logic which determines configuration change speeds and generates signals for extending or retracting the high-lift flaps on the basis of the configuration command currently available and the instantaneous airspeed and optionally the altitude.
  • FIG. 1 shows part of a high-lift system arranged on the wing 20 of an aircraft, which comprises high-lift elements in the form of leading edge flaps 21 and trailing edge flaps 22. These are each extendable and retractable in a manner known per se by means of a drive system 23, 24 shown in FIG. 2, which generally comprises at least two drive units 23 and mechanical drive connections coupled to the flaps 21, 22.
  • the control of the high-lift flaps 21, 22 takes place by means of a flap control unit 26 shown in FIG. 2, which is operatively connected to the drive system 23, 24 via a control connection 25, around the high-lift elements, which in FIG. 2 denote a reference numeral 21, 22 summarized are to be adjusted in dependence on received control commands via said suitable mechanical connections 24.
  • the flap control unit 26 can be software-implemented part of an on-board computer 28, which in addition to other functions 27 'also functions for detecting, processing and forwarding of for the flight N business operation relevant data includes.
  • the latter functions are summarized under the reference numeral 27.
  • An operating unit 7 connected to the flap control unit 26 serves to set the start configuration of the high-lift flaps 21, 22, the preselection of the landing configuration and to input further operating commands influencing the automatic control.
  • the high lift system of the aircraft is illustrated in FIG. 1 with leading edge flaps 21 and trailing edge flaps 22. However, this is only to be understood as an example.
  • the high-lift system can also be provided in other ways, for example, only with trailing edge flaps 22, by continuously variable in their curvature flexible
  • Wing areas or in any other suitable manner. This is to be expressed by the term "high-lift elements".
  • the invention is not limited to high lift systems in which leading edge flaps 21 and trailing edge flaps 22 are combined.
  • the control link 25 between the flap control unit 26 and the drive system 23, 24 comprises on the one hand the transmission of common commands for setting the leading edge flaps 21 and the trailing edge flaps 22 in the respective desired positions, which are collectively referred to as configurations according to the table on the first image sheet and on the other hand the transmission of feedback to the flap control unit 26 via the configuration adopted by the high lift flaps 21, 22.
  • the table on sheet 1 of the figures contains exemplary combinations of possible deflection angles ⁇ s of the wing leading edge flaps 21 and 5F of the wing trailing edge flaps 22, referred to in combinations as configurations.
  • the drive system 23 assigns the commanded positions of the front and rear edge flaps associated with the respective configuration specifications of the flap control unit 26 in accordance with the table.
  • the table also contains the assignment of the configurations to the individual flight phases for the present embodiment.
  • a calibrated airspeed based on an air data measurement serves as a primary benchmark for the control of the high lift system of the aircraft comprising the high lift flaps 21, 22.
  • a signal representing the airspeed is smoothed before its further use by means of a low-pass filter to compensate for transient disturbances of the signal, such as may be caused by turbulence.
  • Fig. 3 illustrates an example of two adjacent configurations of the high-lift system 21, 22, the location of the individual speeds.
  • both the wing leading edge flaps 21 and the wing trailing edge flaps 22 are in a fully retracted position corresponding to a cruise position.
  • the high-lift flaps 21, 22 are in an extended state, which, as already explained above, is basically of no importance, whether leading edge flaps 21 or trailing edge flaps 22 are extended or a combination of both flap types or other high lift elements are actuated ,
  • the said safety margin is generally defined mostly via factors k : so that
  • VMINOPi k 3 • VSlgi, N
  • i is an index for the individual configurations and the index j denotes various factors k, which depending on the configuration can also assume different values depending on the flight phase.
  • the shaded area 1 indicates a speed band in which both the velocities of the
  • Configuration 0 as well as the configuration 1 are located in the normal operational areas, ie where in both the configuration 1 and the configuration 0 there is sufficient buoyancy for safe flight operations. There is also a maximum operational operating speed in the configuration 0, that is at the upper end of the cruising speed range with fully retracted flaps 21, 22, which, however, has no significance for the automatic control of the high-lift system.
  • FIG. 4 An exemplary embodiment of an operating unit 7 of the described automatic high-lift mechanism is shown in FIG. 4.
  • the operation unit includes a part for specifying a startup configuration (T / 0) 8, a part for the preselection of a landing configuration (LDG) 9, a part for switching from the start mode to the approach mode of the automatic, 18, and a part for additional ones Ground control functions. 10.
  • Individual launch configurations may be selected via keys 11 provided in control panel 8 for startup configuration selection. Accordingly, keys 12 allow preselection of landing configurations in control panel 9 for landing configuration preselection.
  • Numeric displays 15 are provided to indicate the respective values for confirmation of the choice made. In the example shown in FIG. 4, configuration 2 was selected for launch while a landing configuration was not preselected.
  • a provided in the control panel 10 for the ground control functions button 13 allows the retraction of the buoyancy aids on the ground.
  • a change-over switch 14 serves as an automatic lock and, after actuation, prevents the automatic retraction of the high-lift N fold 21, 22 after landing.
  • the switching state of the automatic lock 14 is indicated by a lamp integrated in the switch.
  • a key switch 19 in the control panel switching 18 can be made during the flight an explicit, direct switching from the start mode to the approach mode of the automatic, in the event that approach and landing should take place immediately after takeoff and the airspeed not so far has grown, that a proposed automatic operating mode change takes place.
  • the switch 19 may be covered by a flap to prevent inadvertent actuation.
  • 5 shows the temporal courses of state and control parameters during takeoff preparation, takeoff and climb of the aircraft.
  • the parameter "AUTOMATIC LOCK" is set to the value 1 by the start configuration selection.
  • the execution of the flap control signals of the automatic flap control is inhibited until the signal "AUTOMATIC LOCK" switches to the value zero.
  • the switching of the signal "AUTOMATIC LOCK" to zero occurs when reaching a height above the level of the runway, which corresponds to a predefined value Hnoreconf.
  • the shift point of the automatic lock may also be associated with other conditions or combinations thereof, such as retracting the landing gear after a distance traveled from the point of unrolling on the runway or switching the signal "AM GROUND" to zero.
  • the signal "AM SOIL” is determined in a known manner, for example by a sensor based on the deflection of the main landing gear legs of the aircraft. If the suspension struts out by relieving the lift, this signal is set to zero.
  • the (pre-) choice of a presumably suitable configuration of the high-lift flaps 21, 22 for approach and landing at the intended destination is the configuration 3 (see Fig. 5). If necessary, this choice can be manually adjusted by the crew during the flight to any changing approach conditions (wind, orbit). In order to mitigate the consequences of operating errors, the high-lift flaps 21, 22 brought in the approach mode described later speed-dependent to the usual configuration for the landing, if a manual area code is not done.
  • the parameter "AUTOMATIC LOCK" is set to the value 0.
  • the still valid signal for retracting the high lift flaps 21, 22 from configuration 2 to configuration 1 is now brought to automatic execution at time tnoreconf.
  • This switching condition is achieved at tCCio and a signal is generated which places the high lift flaps 21, 22 in the fully retracted configuration 0 for cruising flight.
  • the signal "START" is set from the value 1 to the value 0.
  • the speed Vssc is the greater of the two speeds VCCio and VCCOI.APPR, the latter of which is defined for the extension of the high lift flaps 21, 22 from the fully retracted to the first extended configuration in the approach mode of the automatic.
  • the slip ratio for a given aircraft mass depends on the speed as well as the high lift and chassis configuration.
  • the ratios shown in Fig. 6 below also change with the Klimachiere, but to a lesser extent.
  • the switching speeds can also be determined based on curves of other quality measures than the slip ratio.
  • Path 2 in Figure 6 shows a favorable combination of configuration rates, i. the speeds of the aircraft in the course of the aircraft acceleration, in which between the individual
  • Configurations is changed or switched over. This is used by way of example for explaining the definition of these speeds, in which the positions of the high-lift flaps 21, 22 are adjusted. These switching or configuration change speeds are set so that the change to the next smaller configuration is made whenever the slip ratio in the follow-up configuration is higher than in the present one.
  • suitable changing speeds are preferably interpolated from an aircraft-specific value table as a function of the current aircraft mass. Alternatively, the data may also be stored depending on the aircraft mass and the altitude or the aircraft mass and the Flugmachiere. In other versions, the current chassis position is also taken into account.
  • the condition is met that the configuration change speeds are always in the overlapping areas I 1 , which are formed by common operational speed bands 1 of two adjacent high-lift configurations and at the same time take into account the additional speed margins 3.
  • speed margins ⁇ Vi + i, i are taken into account, which are identified by the reference numeral 3, which additionally limit the configuration change speeds upwards.
  • speed margins 3 By taking appropriately defined speed margins 3 into account, the risk of exceeding maximum speeds VMAXOP is reduced. Such limitations will become effective if configuration change rates set according to flight performance criteria are beyond the limits.
  • the vertical arrows 16 in Fig. 6 above indicate the configuration change speeds in the "START" mode of the automatic. If the measured and low-pass filtered calibrated airspeed exceeds the configuration change speed at which the high-lift elements or flaps 21, 22 are to be brought into a further retracted position, then a signal is generated which causes the high-lift elements 21, 22 to retract to the next lower one Configuration causes. In the embodiment described here, only the retraction of the high-lift flaps 21, 22 is provided for the starting process, but not an extension. In other embodiments, however, an automatic restart may also be provided. N extension of the high-lift flaps 21, 22 are provided when falling below configuration change speeds for the extension. These configuration change speeds must be less than or equal to the configuration change speeds for the retraction of the high lift flaps 21, 22 without operating mode changeover.
  • Aircraft often have a maximum height HsF, ma ⁇ , at which the high lift flaps 21, 22 may be extended. If such a maximum operating height exists and the high-lift flaps are in extended condition when the height is exceeded, an acoustic and visual warning of the crew is made, together with a corresponding recommendation on the display device intended to increase the airspeed, so that the automatic transmission can operate
  • FIG. 7 shows, analogously to FIG. 5, diagrams with profiles of parameters which are important for the automatic high-lift mechanism described, with the difference that the operating phases approach and landing as well as the ground operation after landing are considered here.
  • the margin to the upper limits of the configurations with the respective next higher index ensures that a sufficient distance to the switching speeds 17 'is maintained, beyond which the gradual retraction of the rear and / or leading edge flaps 21, 22 is caused.
  • the speed margins which also define these switching speeds in relation to the maximum operating speeds are designated in FIG. 8 by ⁇ VI + I, I, APPR and denoted by the reference numeral 5 1 . Since the number of cases where the ride-in functionality is used is expected to be low, the margins 5 'to the maximum operating speeds are preferably small.
  • the configuration change speeds 17 or the values .DELTA.VI, I + I, APPR are also set so that a
  • the configuration change speeds are more in the upper range of the speed band 1, not only does the configuration increase at relatively high speeds, but the resistance is high on average, which may well be desirable to assist the aircraft's deceleration on approach speed ,
  • the configuration change speed which the high lift elements 21, 22 in the for landing
  • N if N has the intended configuration, then it must be greater than the minimum operational speed of the configuration to be changed, plus a speed margin 5 1 1 .
  • the magnitude of this speed margin ⁇ VAPPR, max is derived from aircraft-specific surcharges for wind and turbulence at the reference speed for the final approach. This rule avoids that the configuration change speed that causes the change to the landing configuration is less than the approach speed VAPPR.
  • the high-lift flaps 21, 22 may have to be extended in the waiting flight.
  • a mode of operation defined specifically for the waiting flight is not provided in the present exemplary embodiment. Instead, the speed-dependent extension of the high-lift flaps takes place according to FIG. 8 in the approach mode. Falls below VCCOI, APPR drive the high-lift flaps 21, 22 from the retracted state 0 to the nearest extended position 1. Without the need for a mode change, the high-lift flaps are returned to the configuration zero, when the switching speed VCCIO, APPR is exceeded.
  • a signal for start-up is set.
  • setting the start-up signal may be dependent on other conditions, such as that a positive climb rate must additionally be present, or that the high lift doors 21, 22 must be at least in the first extended configuration. 10 shows the path 6 of the speed during the maneuver together with the switching speeds.
  • the mode of the automatic flap control switches from approach to start (time tssc in FIG. 9), the parameter "START" being set from 0 to 1.
  • the pilot In the special case that the aircraft is approaching shortly after take-off and the aircraft has not yet accelerated to a speed greater than or equal to Vssc, the pilot must manually switch from the start mode to the automatic approach mode by actuating the aircraft Bring in key 19.
  • N In other versions of the automatic control of the high-lift system may possibly. N be dispensed with this manual input, if in addition to the speed-controlled automatic switching an alternative condition is added, the z. B. may be below the value of a predefined threshold by the low-pass filtered rate of climb.
  • the switching is made at a point indicated by the airspeed VSFAMC.
  • the aircraft is initially in the configuration 1.
  • APPR immediately after the switchover, a signal for extending the high-lift flaps in the configuration 2. So that the crew can estimate if and when yes, by how many steps the high-lift elements 21, 22 extend after pressing the shift key 19, the expected at the current speed Klappenstellkommando in the approach mode of the automatic pilot or the pilot on a display device is displayed.
  • VCC23 APPR is further delayed and dropped below, it will switch to configuration 3 if this configuration has been preselected as a landing configuration. If no landing configuration has been selected, then the
  • the automatic control can be provided both as a software and as a hardware-based module of the overall control.
  • the automatic control is preferably implemented in the form of a software program in the assumed digital computer architecture of the flap control unit 26.
  • FIG. 1 A simplified flowchart of such a program is shown in FIG.
  • the program is embedded in a real-time environment and is repeatedly called at certain intervals several times per second.
  • the state of the operating unit 7 and the flight condition parameters required for the switching logic are interrogated from the unit designated by the reference numeral 27.
  • the states of the control parameters are determined, which influence the behavior of the flap automatic.
  • the branching point 31 it is queried at the branching point 31 whether the signal for complete retraction of the flaps is present on the ground or not.
  • the control command "DEFAULT CONFIGURATION” is set to the value 0 in block 32.
  • the branch point 33 queries whether the signal "AUTOMATIC LOCK" has the value 1. If this is the case, the control command "DEFAULT CONFIGURATION" in the N
  • the program exit path marked “NO” is started from the branch 36 and in block 37 the parameter "MAXIMUM LAND CONFIGURATION" is set to the value of the basic setting for the landing configuration.
  • the branch 39 in the further program sequence ensures that the result of the block 35 is not greater than the maximum landing configuration. If the default value for the configuration is above the maximum value for the landing configuration, then the control command "DEFAULT CONFIGURATION" in block 40 is limited to the maximum value for the landing configuration.
  • the control command is transmitted in block 41 for carrying out the adjustment of the high-lift flaps 21, 22. Furthermore, status parameters of the controller are output for the purpose of the display and a feedback message is generated to the operating unit.
  • FIG. 13 shows a simplified program flow diagram of the control logic whose call in the main program (FIG. 12) is identified by the reference numeral 30.
  • the control logic sequentially calls additional subroutines or process steps.
  • the reference numeral 51 is the call of a subroutine for the generation of the signal "AUTOMATIC LOCK" ( Figure 14), which is needed in the branch point 33 of the main program.
  • Block 55 summarizes the processes necessary for the deletion of the selected starting configuration value after start-up, and for making sure that the switches 11 are actuated at a time when the operation is neither provided nor required leads to an undesirable behavior of the high-lift automatic.
  • the result of the operating mode subroutine (FIG.
  • FIG. 16 which is called by the reference numeral 57, is the signal "START" which is used to generate the control target for the high-lift flaps 21, 22 in the main program (FIG 12) is called, which contains the velocity logic ( Figure 17).
  • the following block 59 includes the processes for maintaining or clearing landing configuration presets.
  • the reference numeral 61 is followed by the call of a subroutine (FIG. 16) which can generate a signal which controls the entry of the high-lift elements 21, 22 on the ground and at the branch point with the reference number 31 of the main program (FIG. is used.
  • a program flow diagram for the subprogram "AUTOMATIC LOCKOUT ROUTINE" for evaluating the automatic interlock is in N
  • Fig. 14 shown. At branch point 71 it is checked whether the aircraft is still below a certain altitude Hnoreconf. In the event that the query of branch 71 is answered "YES”, another query is made at branch 75 as to whether a valid boot configuration has been selected. If this is the case, the parameter or the signal "AUTOMATIC LOCK" in the block identified by the reference numeral 77 is set to the value one, or logical true. If one of the two queries 71 or 75 is answered with "NO”, then the signal "AUTOMATIC LOCK" in
  • Process step 73 is set to the value zero, which corresponds logically wrong.
  • the "MODE SWITCHING" subroutine is shown in FIG. A module 91 determines if a start-up signal is set. If this is the case, then in block 93 the parameter "START" is set to the value one. If there is no signal for start-up at the input of module 91, the branch takes place to query 95, in which it is determined whether the parameter "START" already has the value one. If this is the case, it is checked in block 97, whether a signal from the pressure switch for switching to approach mode 19 is present. If this is not the case, the last check in 99 is whether the current airspeed is the speed for the automatic one
  • Fig. 16 shows a flowchart for a subroutine which controls the retraction of the high lift flaps 21, 22 on the ground.
  • a branch is made in block 111 as a function of the signal "AM GROUND". If the aircraft is not on the ground, the parameters "AUTOMATIC RETRACT” in block 115 and "MANUAL RETRACT” in block 121 are set to NULL.
  • the program sequence follows in a first branch, in which the conditions for setting a signal for the automatic retraction of the high-lift flaps on the ground is checked and which starts with the branch 112 and in a second branch, the conditions for the manual retraction Check the flaps on the ground and start branching 119.
  • the automatic control branch begins with the query at block 112 as to whether the velocity V is less than or equal to the maximum velocity VCCfret envisaged for entry. If so, it is further queried in 113 whether the value for the parameter "AUTOMATIC LOCK 11 is one.” If this is not the case and there is no signal from the automatic function interrupter on the ground 14 in branch 117, the parameter " AUTOMATIC INJECTION "is set to the value one in block 118. If the changeover switch 14 is pressed and the corresponding signal is one, then the automatic retraction of the high-lift aids on the ground is to be omitted and the parameter" AUTOMATIC CLOSING "becomes N in the block with the reference numeral 115 set to zero.
  • the same execution step 115 takes place if the check of the switching condition at the branching points 111 or 112 results in "NO", ie the aircraft is either in the air or the speed on the ground is still high. If neither is the case, but the signal "AUTOMATIC LOCK" is set to one, which leads to a positive answer to the query in block 113, the execution of 115 is also carried out. In the latter case, the aircraft is in the phase of the start preparation or the start rolling operation.
  • Signal "INAPPLE” is set to the value one in block 135. If there is no signal for the manual retraction, the check is made in 133 as to whether the signal for automatically retracting the high lift flaps 21, 22 is set and corresponding to the truth value, branches to block 135 or in the event that the high lift flaps 21, 22 are not to be retracted, to block 137.
  • a very important element of the invention is the speed switching logic, for which a program flow diagram is shown in FIG.
  • the configuration change speeds VCC in module 141 are first determined as a function of the current aircraft mass from a table 143 with the aid of an interpolation routine.
  • the program sequence in the branch 145 is directed to the corresponding branch marked "YES”. If the control command for the configuration "DEFAULT CONFIGURATION" has the value 3, then the program flow is forwarded in branch 157 for checking the speed switching condition in branch block 159. The tracking of this branch is only relevant in the start-up case, since the configuration 3 is not intended for start in the present embodiment. If the speed V is greater than the configuration change speed VCC32, the value "DEFAULT CONFIGURATION" in the block indicated by the reference numeral 161 is set to the value 2, which
  • High-lift flaps 21, 22 should therefore be retracted to a configuration level. If that is not the case, then N the present value 3 of the "DEFAULT CONFIGURATION" control command is retained and the system returns to the main program.
  • the interrogations of the input configuration specifications 2 and 1 are carried out by the reference numerals 157a and 157b, respectively, with a completely analogous check of the speed switching conditions in 159a or 159b and, if necessary, the setting of new, changed specifications in 161a or 161b. Since increasing the configuration is not provided in the start mode, a branch for the configuration 0 is omitted.
  • the program flow in the branch 145 is directed to the branch marked "NO".
  • the check in branch 147 also takes place whether the parameter "DEFAULT CONFIGURATION" has the value 3. If the result is positive and if the speed is greater than the configuration change speed VCC32, APPR for retracting the high lift flaps 21, 22 from the most advanced configuration 3 to the configuration 2, as checked in the branch block labeled 149 If, at block 151, the parameter "DEFAULT CONFIGURATION" is set to the value 2.
  • Suitable take-off and landing configurations for the high-lift aids are determined in the usual, known manner depending on the takeoff power calculation for the runway and dependent on the landing power calculation for the planned runway at the destination. These two configurations will be done manually via the
  • An advantage of the present invention is also that special cases are considered in the operation of an aircraft, which relate to the control of the high-lift system.
  • the explicit consideration of the fürstartfalls should be mentioned, for which no fully automatic process has been described. Since in this case, in principle, an increased workload of the cockpit crew can be assumed, a significant relief is achieved by the automatic transmission according to the invention, which likewise leads to an increase in flight safety.
  • Switching the operating modes also allows a largely independent determination of one of the switching conditions for the retraction of the high-lift flaps after start and on the other hand, the switching conditions for the extension of the high-lift flaps during the approach before landing.
  • This is an essential difference to the initially discussed drive-dependent automatic flap switching according to DE 25 31 799 C3, where such behavior can only be achieved by manual adjustment by the pilot during the flight.
  • the switch 19 for the transition from the start to the approach mode. However, this only has to be operated during special operating procedures. The same applies to the manual control of the flap system for retracting the flaps on the ground, as well as the switch 14, which prevents the automatic retraction of the flaps 21, 22 on the ground.
  • the actual function of the high-lift automatic is based on a limited number of flight state parameters, of which the calibrated airspeed and an estimate for the current mass of the aircraft are the most important, thus taking up the simple concept of airspeed dependent control of the high lift flaps 21, 22.
  • the determination of the configuration change speeds of the aircraft takes place in contrast to known drive-dependent flap switching automatic US 2 350 751 or DE 25 31 799 C3 but in the way that speed margins are maintained at the operating limit speeds.
  • the invention also makes a contribution to increasing the N
  • Flight safety For the optimization of the switching points with regard to special requirements of different phases of flight, a further parameter is required, which allows the corresponding operating modes to be distinguished.
  • a signal is provided in the exemplary embodiment described above, which indicates whether the aircraft is in the start or the start-up phase or not.
  • a height signal is required, which is related to a fixed reference level or pressure surface.
  • the said flight condition parameters are supplemented by a ground signal and a signal about the current configuration of the high lift flaps 21, 22. Since all these signals are of fundamental importance to the operation of today's large aircraft, the corresponding components for generating these signals have a very high operational reliability.
  • the automatic control system proposed here differs from systems whose function is based on flight planning and navigation data, as in US Pat. No. 4,042,197 or EP 1 684 144 A1, since their signals generally have a substantially lower availability.
  • Preset value 38 Set the maximum landing configuration

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Abstract

Einrichtung zur automatischen Steuerung eines Systems von Hochauftriebselementen (21, 22) eines Flugzeugs, welche in eine eingefahrene und mehrere ausgefahrene Konfigurationen für Reiseflug, Warteflug, Start oder Landung einstellbar sind, die eine Klappensteuerungseinheit (26), welche über eine Steuerverbindung (25) funktionswirksam mit einem Antriebssystem (23, 24) mit den Hochauftriebsklappen (21, 22) verbunden ist, und eine an die Klappensteuerungseinheit (26) angeschlossene Bedieneinheit (7) zur Eingabe von die Einstellung der Hochauftriebselemente (21, 22) beeinflussenden Bedienkommandos umfasst. Erfindungsgemäß ist die Klappensteuerungseinheit (26) dazu vorgesehen, den jeweiligen Konfigurationen der Hochauftriebselemente (21, 22), der Richtung der Konfigurationsänderung und den Betriebsarten der Automatik zugeordnete Schaltgeschwindigkeiten für die Verstellung der Hochauftriebselemente (21, 22) in Abhängigkeit von Flugzustandsdaten und weiteren flugbetriebsrelevanten Daten zu berechnen, wobei die Klappensteuerungseinheit (26) zusätzlich auch eine Umschal tung der Betriebsarten für Start bzw. Landeanflug automatisch vornehmen kann, und dazu vorgesehen ist, die den Konfigurationswechsel kommandierenden Befehle in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit automatisch zu erzeugen.

Description

N
Automatische Steuerung eines Hochauftriebssystems eines Flugzeugs
Die Erfindung betrifft eine Einrichtung zur automatischen Steuerung eines Hochauftriebssystems eines Flugzeugs nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Es ist eine Vielzahl von Hochauftriebssystemen bekannt, welche zur Erhöhung des Maximalauftriebs am Tragflügel von Flugzeugen für Start, Landung und Langsamflug dienen. Diese kommen bei zivilen Verkehrs- und sonstigen Transportflugzeugen, aber auch bei Geschäftsreise- und motorgetriebenen Sportflugzeugen zum Einsatz. Bei zivilen Verkehrs- und sonstigen Transportflugzeugen haben sich Hochauftriebssysteme mit Flügelvorderkantenklappen und Flügel- hinterkantenklappen als wesentliche aerodynamisch wirksame Hochauftriebselemente durchgesetzt. Flügelvorderkantenklappen werden dabei mit und ohne Spalt zwischen Klappe und Haupt- flügel, Hinterkantenklappen meist als Einfach- oder Mehrfach- spalthinterkantenklappen ausgeführt .
Die Betätigung solcher Klappen oder Hochauftriebselemente erfolgt derzeit in der Regel manuell über einen Bedienhebel im Cockpit, wobei in einer Klappensteuerungseinheit der Hebelstellung entsprechende elektrische Signale erzeugt werden, die durch elektrische oder hydraulische Aktuatoren die Klappenstellung steuern. Üblicherweise werden die Klappen oder Hochauftriebselemente für Start, Warteflug und Landung ausgefahren, während sie im Reiseflug eingefahren sind, um den aerodynamischen Widerstand zu verringern. Da für Start, Landung und ggf. Warteflug unterschiedlich große Ausschlag- N winkel hinsichtlich Flugleistung und Lärmerzeugung optimal sind, lassen sich verschiedene Stellungen anwählen.
Weiter gibt es Konzepte, Vorderkantenhochauftriebshilfen als Überziehschutz bei Überschreitung eines kritischen
Anstellwinkels bzw. bei Unterschreitung einer vorgegebenen Fluggeschwindigkeitsgrenze automatisch auszufahren, so dass ein Strömungsabriss und der damit verbundene Auftriebsverlust vermieden wird. Auch gibt es Systeme, die eine strukturelle Überlastung der Vorder- oder Hinterkantenklappen bei Überschreitung einer oberen vorgegebenen Grenzfluggeschwindigkeit durch Einfahren verhindern sollen.
Es sind auch Konzepte bekannt, die darauf abzielen, die Steuerung von Hochauftriebssystemen zu automatisieren. Bei diesen kann unterschieden werden zwischen solchen, die einer Flugleistungsoptimierung dienen sollen, was insbesondere für den Start relevant ist, und solchen, bei denen es in erster Linie darum geht, das Flugzeug vor Beschädigungen oder dem Eintreten unkontrollierter Flugzustände zu schützen.
Aus der US 2 350 751 ist ein System bekannt, bei dem sowohl die Ansteuerung als auch das Aus- und Einfahren von Hinterkantenklappen mittels eines Motors elektrisch vorgenommen werden. Der Klappenausschlag soll so gesteuert werden, dass der Maximalauftrieb des Flugzeugflügels erhöht wird. Ein Klappenhebel erlaubt die manuelle Wahl von drei verschiedenen Ausschlagwinkeln, nämlich einem, bei dem der Ausschlagwinkel Null ist (im weiteren auch als "eingefahrener Zustand" oder "Reisestellung" bezeichnet) , einem für den Start, und einem für die Landung. Das bekannte System ist dazu vorgesehen, die Klappen nach dem Start automatisch einzufahren, wenn ein N gewisser Staudruck überschritten wird. Gemäß einer während des Flugs über den Klappenhebel gewählten Klappenhebel- Stellung fahren die Klappen bei Unterschreiten des von der gewählten Konfiguration unabhängigen Staudruckschwellwerts in die korrespondierende Start- oder Landestellung aus.
Das System erlaubt es, bei Staudrücken unterhalb des Staudruckschwellwerts alle drei Klappenpositionen über den Klappenhebel zu wählen, wobei die gewählten Konfigurationen unmittelbar eingenommen werden. Oberhalb des Schwellwerts wird unabhängig von der Klappenhebelstellung stets ein Übergang in die eingefahrene Position veranlasst.
Bei dem bekannten System ist nachteiligerweise nur ein einziger Schaltstaudruck vorgesehen. Geeignete Geschwindigkeiten für das Zurücksetzen der Klappen von der Start- in die Reisestellung sind aufgrund aerodynamischer, strukturmechanischer und flugleistungsbedingter Randbedingungen von Hochauftriebssystemen moderner Großflugzeuge bezüglich der Geschwindigkeit für das Ausfahren der Klappen von der Reisein die Landeanflugstellung stark verschieden. Bei den üblichen manuell betätigten Klappensystemen dieser Flugzeuge wird dem durch eine Kaskade sich überlappender Geschwindigkeitsbereiche benachbarter diskreter Klappenausschlagwinkel, d.h. Klappenstellungen, Rechnung getragen. Die Veränderung der Klappenkonfiguration von der Reise- in die Landestellung erfolgt mit Zwischenschritten in Stufen. Um ausreichend große Geschwindigkeitsüberlappungen bei einem großen Verkehrsflugzeug zu erhalten, benötigt man mehr als nur zwei oder drei verschiedene Stellungen für die Hochauftriebsklappen, wenn gleichzeitig die maximalen Betriebsgeschwindigkeiten in den einzelnen Konfigurationen begrenzt sind. Beim Airbus A320 N gibt es beispielsweise sechs verschiedene Stellungen (0, 1, 1+F, 2, 3, Füll) . Die Begrenzung der maximalen Betriebsgeschwindigkeit dient der Vermeidung von Flugzuständen, bei denen unzulässig hohe strukturelle Lasten an den Hoch- auftriebsklappen auftreten können. Durch Limitierung der Betriebsgeschwindigkeiten reduzieren sich die zu erwartenden Lasten und somit kann bei entsprechender Dimensionierung das Strukturgewicht auf ein im Sinne des Gesamtentwurfs optimales Maß limitiert werden.
Die DE 25 31 799 C3 beschreibt eine fahrtabhängige Klappenschaltautomatik, die eine weitgehend automatische Klappensteuerung umfasst. Ziel ist es, Unfälle zu vermeiden, die auf Unterlassung des Klappensetzens durch die Besatzung des Flugzeugs zurückzuführen sind. Im Unterschied zu der vorher genannten bekannten Einrichtung sind hier nur zwei Klappenstellungen vorgesehen, statt drei. Dagegen ist weiterhin eine Geschwindigkeitshysterese vorgesehen, die im Flug dazu führt, dass die Klappen bei einer höheren Fluggeschwindigkeit eingefahren und bei einer im Vergleich dazu geringeren
Fluggeschwindigkeit erst wieder ausgefahren werden, wenn die Schalterkonfiguration eines bei dieser bekannten Klappenschaltautomatik vorgesehenen Staudruckschalters nicht verändert wird. Befindet sich der dynamische Druck in einem Bereich, der deutlich größer ist als Null, aber geringer als für das Abheben erforderlich, wird ein Kontakt des Staudruckschalters geschlossen, der den elektrischen Klappenantrieb in Einfahrrichtung mit Strom versorgt. Bei Erhöhung des Staudrucks wird dieser Stromkreis unterbrochen. In dem an den Unterbrechungsbereich anschließenden höheren Druckbereich, der unterhalb eines zum Abheben erforderlichen dynamischen Drucks beginnt und bei Werten endet, die für den N
Anfangssteigflug typisch sind, wird ein anderer Kontakt geschlossen, wodurch der Klappenantriebsmotor in Klappenausfahrrichtung mit Strom versorgt wird. Bei einer anderen Ausführungsform dieser bekannten Schaltautomatik wird der Stromkreis zum Ausfahren der Klappen bereits beim Anrollen durch einen an die Drehzahl der Fahrwerksräder angekoppelten Schalter geschlossen. Bei weiterer Erhöhung auf einen für den Reiseflug typischen Staudruck führt das Schließen eines dritten Kontaktes wiederum zum Einfahren der Klappen. Zwischen den einzelnen Staudruckbereichen liegen Zonen, in denen keiner der Stromkreise geschlossen ist. Bei neuerlicher sukzessiver Staudruckverminderung erfolgt der geschilderte Ablauf in umgekehrter Reihenfolge. Bei sehr kleinen und bei großen Fluggeschwindigkeiten entsprechend den anliegenden Staudrücken wird die Klappe also in den eingefahrenen Zustand gebracht, bei mittleren Staudrücken, die typisch für das Abheben des Flugzeugs, Anfangssteigflug, sowie Landeanflug und Landung sind, wird die Klappe ausgefahren oder im ausgefahrenen Zustand belassen. Optional ist es nach der bekannten Lösung auch möglich, die Klappen vor dem Stand manuell auszufahren. Ein geöffneter Unterbrechungsschalter verhindert dann das Einfahren der Klappen während des Startrollvorgangs. Nachteil der bekannten Klappenschaltautomatik ist es, dass lediglich die Ansteuerung zweier Klappenpositionen (eingefahrene bzw. ausgefahrene
Position) möglich ist. Weiterer Nachteil ist, dass sich zwar die Schaltstaudrücke durch Verschiebung der Schleifkontakte des Staudruckschalters modifizieren lassen, jedoch bedarf es hierzu eines Eingriffs seitens des Piloten. Je nach aktueller Masse des Flugzeugs müssen jeweils vor dem Start und vor der Landung die Schaltgeschwindigkeiten eingestellt werden, um N das Einfahren bzw. Ausfahren der Klappen bei geeigneten Geschwindigkeiten herbeizuführen.
Die US 4 042 197 beschreibt eine weitere Hochauftriebs- automatik für Start und Landung eines Flugzeugs, mit dem
Unterschied, dass die Steuerung für beide Flugphasen deutlich voneinander verschieden ist. Ziel ist es, Lärmemissionen am Boden durch das Flugzeug bei Start und Landung zu reduzieren. Beim Start soll durch die Automatik ein im Vergleich zur herkömmlichen manuellen Betätigung früheres Einfahren der
Klappen nach dem Abheben erfolgen, wodurch der aerodynamische Widerstand verringert und die Steigrate frühzeitig erhöht werden soll. Beim Anflug soll die Automatik ermöglichen, dass das Flugzeug später in die Landekonfiguration gebracht wird, als es bei manueller Wahl der Klappenstellung durch einen Piloten üblich ist.
Bei der bekannten Automatik werden die Klappen vor dem Start manuell mit Betätigung über einen Klappenhebel ausgefahren. Anschließend wird der Klappenhebel in die Stellung gebracht, bis zu der die Automatik die Klappen nach dem Start automatisch einfahren soll. Nähere Erläuterungen zur notwendigen Schaltlogik werden nicht gemacht. Das automatische Einfahren der Klappen nach dem Start erfolgt fluggeschwindigkeitsabhängig, nachdem das Fahrwerk eingefahren wurde. Die Geschwindigkeit, bei der das Einfahren der Klappen beginnt, wird vor dem Start durch die Cockpitbesatzung vorgewählt . Die Längsbeschleunigung des Flugzeugs wird zweimal integriert, um den Abstand vom Beginn des Startrollvorgangs zu ermitteln. Bei Erreichen einer vorgewählten Distanz erfolgt eine Cockpitanzeige, die der Besatzung den Punkt zum Reduzieren des Triebwerksschubs N anzeigt. Neben der Zurücknahme des Schubes wird außerdem der Längsneigungswinkel des Flugzeugs so weit reduziert, dass das Flugzeug bei deutlich verringerter Steigrate trotz des geringeren Vortriebs beschleunigt und so schließlich die Schaltgeschwindigkeit zum Einfahren der Klappen erreicht.
Bei dieser bekannten Hochauftriebsautomatik ist in der Anflugphase vorgesehen, die Klappen in Abhängigkeit vom Abstand zum (Soll-) Aufsetzpunkt oder von der fortlaufend gemessenen Höhe auszufahren. Im ersten Fall wird die Entfernungsinformation entweder durch ein
Trägheitsnavigationssystem oder über die Auswertung eines DME-Signals zur Verfügung gestellt. Im zweiten Fall wird die barometrische Höhe verwendet, die explizit der Radiohöhe vorgezogen wird. Sowohl die Betriebsart als auch die
Entfernung bzw. die Höhe, bei der die Landekonfiguration erreicht werden soll, wird von der Cockpitbesatzung über eine Bedieneinheit vorgegeben. Das bekannte System sieht einen Anflug mit kontinuierlicher Verzögerung vor, bei dem auch die Klappen kontinuierlich von der eingefahrenen Stellung in die Landestellung gebracht werden. Sowohl der Triebwerksschub als auch der Einstellwinkel eines trimmbaren Höhenleitwerks werden über Vorsteuerungsfunktionen an die jeweilige Klappenstellung angepasst. Das Fahrtkommando für den Vortriebsregler wird in Abhängigkeit der Klappenstellung angepasst. Bei einer über die Bedieneinrichtung vom Piloten eingegebenen Endanfluggeschwindigkeit als untere Grenze wird schließlich die Landeklappenkonfiguration erreicht.
Nachteil dieser bekannten Hochauftriebsautomatik ist, dass die Piloten vor Beginn des Anflugs manuell angeben müssen, welche Signale zur Steuerung der Automatik für die Hoch- N auftriebsklappen verwendet werden sollen. Die manuelle Vorgabe von Flugführungsparametern (Geschwindigkeit, Distanz, Höhe) durch den Piloten erhöht nicht nur dessen Arbeitsbelastung, sondern birgt auch die Gefahr von Fehleingaben. Eine Durchstartlogik für den Fall, dass aus dem Landeanflug durchgestartet werden soll, ist nicht vorhanden, so dass eine manuelle Bedieneinrichtung parallel zu der beschriebenen Automatik erforderlich ist.
Die EP 1 684 144 Al schließlich schlägt neben einer den bzw. die Piloten unterstützenden Funktion, die ein Signal für eine Anzeige für das Ausfahren der Hochauftriebsklappen an einem optimalen Punkt der Anflugtrajektorie umfasst, alternativ auch die Verwendung des besagten unterstützenden Signals für ein automatisches Ausfahren der Hochauftriebsklappen vor. Es wird angegeben, dass die Automatikfunktion vorzugsweise in einem Flight-Management-System implementiert werden soll. Dazu soll ein Navigationssystem dienen, das auf der Vorplanung von lateralen und vertikalen Flugpfadprofilen basiert. Schaltbedingungen für den Übergang von einem Pfadabschnitt auf einen anderen, aber auch zur Erzeugung eines Signals, welches dazu führt, dass die Hochauftriebsklappen in eine der Vorplanung entsprechende Position gebracht werden, sind in Form von Höhen, Fluggeschwindig- keiten oder lateralen Positionen des Flugzeugs oder einer Kombination aus diesen Parametern festgelegt. Erreichen oder überschreiten die zum Schalten notwendigen Zustandsparameter die Schaltbedingungen, so werden die Hochauftriebsmittel in die laut Planung zugeordnete Position gebracht.
Nachteil dieser Funktionalität ist, dass es nur für die Anflugphase angewendet werden kann. Der automatische Betrieb N der Hochauftriebsklappen ist damit bei der Flugvorbereitung, dem Rollen am Boden, dem Start, im Steig- und Reiseflug, beim Durchstarten aus dem Anflug, bei der Landung, sowie beim Betrieb am Boden nach der Landung nicht vorgesehen. Weiterhin sind für die Führung des Flugzeugs entlang des vorgeplanten Flugpfades entsprechende Navigationsinformationen zwingend erforderlich. Stehen diese Informationen nicht zur Verfügung, so kann das NavigationsSystem nicht arbeiten und somit steht auch die Funktionalität für das automatische Ausfahren der Hochauftriebsklappen nicht zur Verfügung.
Die Aufgabe der Erfindung ist es, eine Einrichtung zur automatischen Steuerung von Hochauftriebssystemen eines Flugzeugs anzugeben, welche eine Verminderung der Arbeits- belastung des oder der Piloten des Flugzeugs in bodennahen Flugphasen ermöglicht. Insbesondere soll die Flugsicherheit durch Verringerung der Möglichkeiten fehlerhafter Bedienung erhöht werden. Auch sollen die Flugleistungen des Flugzeugs vornehmlich beim Start und im Steigflug verbessert werden.
Die gestellte Aufgabe wird durch eine Einrichtung mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
Durch die Erfindung wird eine Einrichtung zur automatischen Steuerung eines Hochauftriebssystems eines Flugzeugs geschaffen, welches Hochauftriebselemente, die in eine eingefahrene und mehrere ausgefahrene Konfigurationen für Reiseflug, Warteflug, Start oder Landung einstellbar sind, eine Klappensteuerungseinheit, welche über eine Steuer- Verbindung funktionswirksam mit einem Antriebssystem der Hochauftriebselemente verbunden ist und eine an die Klappensteuerungseinheit angeschlossene Bedieneinheit zur N
Eingabe von die Einstellung der Hochauftriebselemente beeinflussenden Bedienkommandos umfasst. Erfindungsgemäß ist die Klappensteuerungseinheit zur Berechnung von den jeweiligen Konfigurationen sowie den Richtungen der Konfi- gurationsänderung zugeordneten Schaltgeschwindigkeiten für die Verstellung der Hochauftriebselemente in Abhängigkeit von Flugzustandsdaten und/oder weiteren flugbetriebsrelevanten Daten vorgesehen und die Klappensteuerungseinheit ist dazu vorgesehen, die den Konfigurationswechsel kommandierenden Befehle in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit und/oder anderen Flugzustandsdaten automatisch zu erzeugen.
Gemäß einer besonders vorteilhaften Ausführung der erfindungsgemäßen Einrichtung zur automatischen Steuerung eines Hochauftriebssystems eines Flugzeugs ist die Klappensteuerungseinheit zusätzlich für eine automatische Umschaltung von Betriebsarten für Start bzw. Landeanflug vorgesehen.
Andere vorteilhafte Ausführungsformen und Weiterbildungen der erfindungsgemäßen Einrichtung sind in den übrigen Unteransprüchen angegeben.
Im folgenden werden Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnung erläutert .
Es zeigt:
Fig. 1 eine schematisierte Darstellung eines Flugzeugs mit Hochauftriebselementen in Form von am Tragflügel angeordneten Vorder- und Hinterkantenklappen; N
Fig. 2 ein Blockdiagramm, welches eine Einrichtung zur automatischen Steuerung eines Hochauftriebssystems eines Flugzeugs gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung zusammen mit weiteren Komponenten zeigt, die für die Funktion des Systems von Bedeutung sind;
Fig. 3 ein Diagramm, welches zum Verständnis von im folgenden verwendeten Geschwindigkeitsdefinitionen dienlich ist;
Fig. 4 eine Draufsicht auf eine Bedieneinheit einer
Einrichtung zur automatischen Steuerung eines Hochauftriebs- systems eines Flugzeugs gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung;
Fig. 5 ein Zeitdiagramm, welches Zeitverläufe von Zustandsund Steuerparametern während des Starts gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung zeigt;
Fig. 6 Diagramme, welche eine steigleistungsoptimale Arbeits- kurve für eine geschwindigkeitsgesteuerte Einrichtung zur automatischen Steuerung eines Hochauftriebssystems eines Flugzeugs beim Start gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung zeigt, sowie zugeordnete Klappenkonfigurationen in Abhängigkeit von der Geschwindigkeit;
Fig. 7 ein Diagramm, welches Zeitverläufe von Zustands- und Steuerparametern während Anflug, Landung und während des Rollens nach der Landung gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung zeigt:
Fig. 8 ein Diagramm, welches eine Arbeitskurve für eine geschwindigkeitsgesteuerte Einrichtung zur automatischen N
Steuerung eines Hochauftriebssystems eines Flugzeugs beim Anflug gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung zeigt;
Fig. 9 ein Diagramm, welches Zeitverläufe von Zustands- und Steuerparametern während des Übergangs vom Anflug in den Steigflug bei einem Durchstartmanöver zeigt;
Fig. 10 ein Diagramm, in welchem der Übergang von der Arbeitskurve für den Anflug in die Arbeitskurve für den Start im Durchstartfall dargestellt ist;
Fig. 11 ein Diagramm, welches den Übergang von der Arbeitskurve für den Start auf die Arbeitskurve für den Anflug darstellt;
Fig. 12 ein vereinfachtes Programmablaufdiagramm einer automatischen Steuerung des Hochauftriebssystems eines Flugzeugs gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung;
Fig. 13 ein vereinfachtes Programmablaufdiagramm eines
Unterprogramms, das wesentliche Elemente der Steuerungslogik enthält;
Fig. 14 ein Programmablaufdiagramm einer Logik die ermöglicht die Bedingungen zu ermitteln, bei denen die Automatik nicht wirksam sein soll;
Fig. 15 ein Programmablaufdiagramm einer Logik zur Betriebsartenumschaltung; N
Fig. 16 ein Programmablaufdiagramm eines Unterprogramms, das einen Parameter ermittelt, der das automatische oder manuelle Einfahren der Hochauftriebsklappen am Boden steuert, und
Fig. 17 ein Programmablaufdiagramm für eine Logik, die Konfigurationswechselgeschwindigkeiten ermittelt und anhand des momentan vorliegenden Konfigurationskommandos und der momentanen Fluggeschwindigkeit sowie gegebenenfalls der Flughöhe Signale zum Ein- oder Ausfahren der Hochauftriebsklappen generiert.
In Fig. 1 ist ein Teil eines am Tragflügel 20 eines Flugzeugs angeordneten Hochauftriebssystems dargestellt, welches Hochauftriebselemente in Form von Vorderkantenklappen 21 und Hinterkantenklappen 22 umfasst. Diese sind jeweils in einer an sich bekannten, geeigneten Weise mittels eines in Fig. 2 abgebildeten Antriebssystems 23, 24 das in der Regel mindestens zwei Antriebseinheiten 23 und mit den Klappen 21, 22 gekoppelte mechanische Antriebsverbindungen 24 umfasst, ausfahrbar und einfahrbar. Die Steuerung der Hochauftriebs- klappen 21, 22 erfolgt mittels einer in Fig. 2 abgebildeten Klappensteuerungseinheit 26, die über eine Steuerverbindung 25 funktionswirksam mit dem Antriebssystem 23, 24 verbunden ist, um die Hochauftriebselemente, die in Fig. 2 unter einem Bezugszeichen 21, 22 zusammengefasst dargestellt sind, in Abhängigkeit von erhaltenen Steuerbefehlen über besagte geeignete mechanische Verbindungen 24 zu verstellen.
Die Klappensteuerungseinheit 26 kann softwaremäßig implementiert Bestandteil eines Bordcomputers 28 sein, welcher neben weiteren Funktionen 27 ' auch Funktionen zur Erfassung, Aufbereitung und Weiterleitung von für den Flug- N zeugbetrieb relevanten Daten umfasst. Letztere Funktionen sind unter dem Bezugszeichen 27 zusammengefasst .
Eine an die Klappensteuerungseinheit 26 angeschlossene Bedieneinheit 7 dient zur Einstellung der Startkonfiguration der Hochauftriebsklappen 21, 22, der Vorwahl der Lande- konfiguration sowie zur Eingabe weiterer, die automatische Steuerung beeinflussender Bedienkommandos.
Das Hochauftriebssystem des Flugzeugs ist in Fig. 1 mit Vorderkantenklappen 21 und Hinterkantenklappen 22 dargestellt. Dies ist jedoch nur beispielhaft zu verstehen. Das Hochauftriebssystem kann auch in anderer Weise vorgesehen sein, beispielsweise nur mit Hinterkantenklappen 22, durch kontinuierlich in ihrer Krümmung veränderbare flexible
Flügelbereiche oder in einer sonstigen geeigneten Weise. Dies soll durch die Bezeichnung "Hochauftriebselemente" zum Ausdruck gebracht werden. Die Erfindung ist nicht beschränkt auf Hochauftriebssysteme, bei welchen Vorderkantenklappen 21 und Hinterkantenklappen 22 kombiniert sind.
Die Steuerverbindung 25 zwischen der Klappensteuerungseinheit 26 und dem Antriebssystem 23, 24 umfasst einerseits die Übertragung von gemeinsamen Kommandos zum Einstellen der Vorderkantenklappen 21 und der Hinterkantenklappen 22 in die jeweils gewünschten Positionen, die zusammenfassend gemäß der Tabelle auf dem ersten Abbildungsblatt als Konfigurationen bezeichnet werden und andererseits die Übertragung von Rückmeldungen an die Klappensteuerungseinheit 26 über die von den Hochauftriebsklappen 21, 22 eingenommene Konfiguration. N
Bei dem hier beschriebenen Ausführungsbeispiel besitzt das Hochauftriebssystem n = 4 diskrete Konfigurationen, bezeichnet mit 0, 1, 2 und 3. Bei anderen Ausführungsbeispielen kann das System aber auch eine hiervon abweichende kleinere oder größere Zahl von Konfigurationen aufweisen. Die Tabelle auf Blatt 1 der Figuren enthält beispielhafte Kombinationen möglicher Ausschlagwinkel δs der Flügelvorderkantenklappen 21 und 5F der Flügelhinterkantenklappen 22, die in Kombinationen als Konfigurationen bezeichnet werden. Das Antriebssystem 23 ordnet die den jeweiligen Konfigurations- vorgaben der Klappensteuerungseinheit 26 zugehörigen kommandierten Positionen der Vorder- und der Hinterkantenklappen gemäß der Tabelle zu. Die Tabelle enthält weiterhin die Zuordnung der Konfigurationen zu den einzelnen Flugphasen für das vorliegende Ausführungsbeispiel.
Zur Beschreibung der automatischen Steuerung der Hochauftriebsklappen 21, 22 ist die Definition von Geschwindigkeiten nützlich, welche im Zusammenhang mit der jeweils von den Hochauftriebsklappen 21, 22 eingenommenen Konfiguration von Bedeutung sind. Eine auf einer Luftdatenmessung basierende kalibrierte Fluggeschwindigkeit dient als primäre Vergleichsgröße für die Steuerung des die Hochauftriebs- klappen 21, 22 umfassenden Hochauftriebssystems des Flugzeugs. Ein die Fluggeschwindigkeit repräsentierendes Signal wird vor seiner weiteren Verwendung mittels eines Tiefpassfilters geglättet, um kurzzeitige Störungen des Signals auszugleichen, wie sie beispielsweise durch Turbulenz verursacht werden können.
Der normale Betriebsbereich eines Flugzeugs ist durch Betriebsgrenzgeschwindigkeiten limitiert, sowohl mit N eingefahrenen, als auch mit ausgefahrenen Klappen des Hochauftriebssystems 21, 22. Fig. 3 verdeutlicht an einem Beispiel zweier benachbarter Konfigurationen des Hochauftriebssystems 21, 22 die Lage der einzelnen Geschwindig- keiten.
In der Konfiguration 0 befinden sich sowohl die Flügelvorderkantenklappen 21 als auch die Flügelhinterkantenklappen 22 in einer vollständig eingefahrenen Position, wie sie einer Reiseflugstellung entspricht. In einer Konfiguration 1 befinden sich die Hochauftriebsklappen 21, 22 in einem ausgefahrenen Zustand, wobei es, wie bereits weiter oben erläutert, grundsätzlich nicht von Bedeutung ist, ob dabei Vorderkantenklappen 21 oder Hinterkantenklappen 22 ausgefahren sind oder eine Kombination beider Klappentypen oder andere Hochauftriebselemente betätigt sind.
Bei der Geschwindigkeit VSlgi reißt die Strömung am Flügel 20 in der Konfiguration 1 ab, wenn der Auftrieb des Flugzeugs dem Flugzeuggewicht entspricht (Lastvielfaches n = 1) . Diese Geschwindigkeit hängt im wesentlichen von der aktuellen Masse des Flugzeugs und weiterhin von der Flugmachzahl ab. Durch Hinzufügen einer Sicherheitsmarge zu VSlgi erhält man die (höhere) minimale operationeile Betriebsgeschwindigkeit VMINOPi für die Konfiguration 1.
Die besagte Sicherheitsmarge ist allgemein meist über Faktoren k: definiert, so dass
VMINOPi = k3 • VSlgi, N wobei i ein Index für die einzelnen Konfigurationen ist und der Index j verschiedene Faktoren k bezeichnet, die je nach Konfiguration aber auch abhängig von der Flugphase verschiedene Werte annehmen können.
Nach oben wird der normale operationeile Betriebsbereich der Konfiguration 1 durch eine Maximalgeschwindigkeit VMAXOPi begrenzt.
Die Definitionen der Geschwindigkeiten VSlgo und VMINOPo in der Reiseflugkonfiguration 0 sind analog zu den Definitionen für VSlgi und VMINOPi in der Konfiguration 1.
Der schraffierte Bereich 1 kennzeichnet ein Geschwindigkeits- band, in welchem sich sowohl die Geschwindigkeiten der
Konfiguration 0 als auch der Konfiguration 1 in den normalen operationellen Bereichen befinden, wo also sowohl in der Konfiguration 1 als auch in der Konfiguration 0 ein ausreichender Auftrieb für einen sicheren Flugbetrieb vorhanden ist. Es existiert auch eine maximale operationelle Betriebsgeschwindigkeit in der Konfiguration 0, also am oberen Ende des Reisefluggeschwindigkeitsbereichs mit vollständig eingefahrenen Klappen 21, 22, die jedoch für die automatische Steuerung des Hochauftriebssystems keine Bedeutung hat .
Für die weitere Beschreibung sollen die folgenden Szenarien betrachtet werden:
- Startvorbereitung, Start und Steigflug
Anflug, Landung, Betrieb des Flugzeugs nach der Landung am Boden N
Warteflug
Durchstarten aus dem Anflugsegment bzw. Durchstarten nach Bodenberührung ("Touch and Go")
Abbruch des Steig- und Beschleunigungsflugs nach dem Start mit unmittelbar anschließendem Landeanflug.
Es wird davon ausgegangen, dass alle Flugzeugsysteme ordnungsgemäß funktionieren.
Ein Ausführungsbeispiel für eine Bedieneinheit 7 der beschriebenen Hochauftriebsautomatik ist in Fig. 4 dargestellt. Die Bedieneinheit umfasst einen Teil für die Vorgabe einer Startkonfiguration (T/0) 8, einen Teil für die Vorwahl einer Landekonfiguration (LDG) 9, einen Teil zur Umschaltung von der Start- in die Anflugbetriebsart der Automatik, 18, und einen Teil für zusätzliche Steuerfunktionen am Boden, 10. Einzelne Startkonfigurationen können über Tasten 11 gewählt werden, die im Bedienfeld 8 zur Startkonfigurationswahl vorgesehen sind. Entsprechend erlauben Tasten 12 die Vorwahl von Landekonfigurationen im Bedienfeld 9 für die LandekonfigurationsVorwahl . Numerische Anzeigen 15 sind vorgesehen, um die jeweiligen Werte zur Bestätigung der vorgenommenen Wahl anzuzeigen. Bei dem in Fig. 4 dargestellten Beispiel wurde die Konfiguration 2 für den Start gewählt, während eine Landekonfiguration nicht vorgewählt wurde .
Eine in dem Bedienfeld 10 für die Bodensteuerfunktionen vorgesehene Taste 13 ermöglicht das Einfahren der Hoch- auftriebshilfen am Boden. Ein Wechselschalter 14 dient als Automatiksperre und ermöglicht nach Betätigung die Unterbindung des automatischen Einfahrens der Hochauftriebs- N klappen 21, 22 nach der Landung. Der Schaltzustand der Automatiksperre 14 wird durch eine im Schalter integrierte Lampe angezeigt. Bei Betätigung eines Tastschalters 19 im Bedienfeld Umschaltung 18 kann während des Flugs eine explizite, direkte Umschaltung von der Startbetriebsart in die Anflugbetriebsart der Automatik vorgenommen werden, für den Fall, dass Anflug und Landung unmittelbar nach dem Start erfolgen sollen und die Fluggeschwindigkeit noch nicht so weit angewachsen ist, dass eine vorgesehene automatische Betriebsartenumschaltung erfolgt. Der Schalter 19 kann durch eine Klappe abgedeckt sein, um eine unbeabsichtigte Betätigung zu verhindern.
Weitere Informationen über den aktuellen Zustand des Systems, insbesondere über die automatisch oder manuell kommandierte Soll-Konfiguration sowie die aktuelle Stellung der Flügelvorderkanten- 21 und Hinterkantenklappen 22, aber auch Informationen über eventuelle Systemstörungen werden der Besatzung über konventionelle Cockpitanzeigevorrichtungen zur Verfügung gestellt, die selbst nicht Gegenstand der Erfindung sind.
Fig. 5 zeigt die zeitlichen Verläufe von Zustands- und Steuerparametern während Startvorbereitung, Start und Steigflug des Flugzeugs.
Im Stand oder beim Rollen am Boden wird die erforderliche Startstellung der Hochauftriebsklappen 21, 22 von einem Piloten manuell über die Tasten 11 des Abschnitts 8 der Bedieneinheit 7 vorgegeben, vgl. Fig. 4. Im Beispiel ist das die Konfiguration 2, vgl. Fig. 5. N
Das Wiedereinfahren der Hochauftriebselemente 21, 22 am Boden ist bei Bedarf durch Betätigung der Taste 13 des Bedienfeldes 10 Bodensteuerfunktionen der Bedieneinheit 7 möglich, wobei das System in den Anfangszustand zurückgesetzt wird.
Um ein zu frühes Einfahren der Klappen beim Startvorgang zu vermeiden, wird der Parameter "AUTOMATIKSPERRE" durch die Startkonfigurationswahl auf den Wert 1 gesetzt.
Bei dem vorliegenden Ausführungsbeispiel wird die Ausführung der Klappenstellsignale der Klappenautomatik so lange unterbunden, bis das Signal "AUTOMATIKSPERRE" auf den Wert Null schaltet. Bei dem vorliegenden Ausführungsbeispiel erfolgt die Umschaltung des Signals "AUTOMATIKSPERRE" auf Null bei Erreichen einer Höhe über dem Niveau der Startbahn, die einem vordefinierten Wert Hnoreconf entspricht.
Bei anderen Ausführungsbeispielen kann der Schaltpunkt der Automatiksperre auch mit anderen Konditionen oder Kombinationen daraus verknüpft sein, etwa dem Einfahren des Fahrwerks, nachdem eine Strecke gemessen vom Punkt des Losrollens auf der Startbahn zurückgelegt ist oder dem Schalten des Signals "AM BODEN" auf Null. Das Signal "AM BODEN" wird in bekannter Art beispielsweise durch einen Sensor anhand der Einfederung der Hauptfahrwerksbeine des Flugzeugs ermittelt. Federt das Fahrwerksbein durch Entlastung beim Abheben aus, so wird dieses Signal auf den Wert Null gesetzt.
Weiterhin ist es denkbar, dass das Umschalten des Parameters "AUTOMATIKSPERRE" erst nach Verstreichen einer Verzögerungs- N zeit nach Eintreten der notwendigen Schaltbedingung bzw. - bedingungen erfolgt .
Vorzugsweise erfolgt bereits vor dem Start, bei t2 über die Tasten 12 des Teils 9 der Bedieneinheit 7 die (Vor-) Wahl einer voraussichtlich geeigneten Konfiguration der Hochauftriebsklappen 21, 22 für Anflug und Landung am vorgesehenen Ziel. Im Beispiel ist das die Konfiguration 3 (vgl. Fig. 5) . Diese Wahl kann bei Bedarf während des Fluges etwaigen sich ändernden Anflugbedingungen (Wind, Bahn) manuell durch die Besatzung angepasst werden. Um die Konsequenzen von Bedienfehlern abzuschwächen, werden die Hochauftriebsklappen 21, 22 im später beschriebenen Anflugmodus geschwindigkeitsabhängig bis in die üblicherweise für die Landung vorgesehene Konfiguration gebracht, falls eine manuelle Vorwahl nicht erfolgt ist.
Mit Setzen des Startschubs zum Zeitpunkt tβR wird ein entsprechendes Signal erzeugt und es erfolgt automatisch eine Umschaltung des Parameters "START" vom Wert Null auf den Wert 1, was der Umschaltung von der Anflug- in die Startbetriebsart entspricht. In dieser Schaltkonfiguration werden die Konfigurationswechselgeschwindigkeiten für den Start verwendet .
Das Flugzeug beschleunigt auf der Piste, bis es bei tu> abhebt. Kurz danach wird bei dem in Fig. 5 dargestellten Beispiel die erste Schaltbedingung zum Einfahren der Klappen von der Konfiguration 2 in die Konfiguration 1 bei tCC2i erreicht. Die Automatiksperre verhindert jedoch, dass das Signal zum Einfahren der Hochauftriebsklappen 21, 22 ausgeführt wird. N
Bei Erreichen der Höhe Hnoreconf wird der Parameter "AUTOMATIKSPERRE" auf den Wert 0 gesetzt. Das immer noch gültige Signal zum Einfahren der Hochauftriebsklappen 21, 22 von der Konfiguration 2 in die Konfiguration 1 wird jetzt zum Zeitpunkt tnoreconf zur automatischen Ausführung gebracht.
Unmittelbar nach Umschalten der Steuervorgabe erfolgt die kontinuierliche Prüfung der nächsten Schaltbedingung, die einen Steuerbefehl für die Konfiguration Null generiert, wenn die Geschwindigkeit auf einen Wert größer als VCCio anwächst.
Diese Schaltbedingung wird bei tCCio erreicht und es wird ein Signal erzeugt, welches die Hochauftriebsklappen 21, 22 in die voll eingefahrene Konfiguration 0 für den Reiseflug bringt.
Im vorliegenden Ausführungsbeispiel wird bei Überschreiten der Geschwindigkeit Vssc das Signal "START" vom Wert 1 auf den Wert 0 gesetzt. Die Geschwindigkeit Vssc ist die größere der beiden Geschwindigkeiten VCCio bzw. VCCOI.APPR, von denen letztere für das Ausfahren der Hochauftriebsklappen 21, 22 von der voll eingefahrenen in die erste ausgefahrene Konfiguration in der Anflugbetriebsart der Automatik definiert ist.
Fig. 6 zeigt in einem Diagramm ein Beispiel, wie Schaltgeschwindigkeiten VCCi+i,i (i=0,...,n-l; n - Index der höchsten Konfiguration, im vorliegenden Beispiel 3) festgelegt werden können, die zu einem möglichst hohen Verhältnis von Auftrieb L zu Widerstand D (Gleitverhältnis) während eines Start- und Steigflugverlaufs, und damit zu möglichst hohen Steiggeschwindigkeiten (im Falle eines idealisierten Propeller- N antriebs) bzw. Steiggradienten (im Falle eines idealisierten Turboluftstrahlantriebs) führen. Das Gleitverhältnis ist für eine gegebene Flugzeugmasse von der Geschwindigkeit als auch von der Hochauftriebs- sowie der Fahrwerkskonfiguration abhängig. Die in Fig. 6 unten gezeigten Verhältnisse verändern sich darüber hinaus mit der Flugmachzahl, jedoch in geringerem Maße. Je nach Antriebscharakteristik und gewünschtem zu optimierendem Leistungsmaß können die Schaltgeschwindigkeiten auch anhand von Kurven anderer Gütemaße als dem Gleitverhältnis festgelegt werden.
Der Pfad 2 in Fig. 6 zeigt eine günstige Kombination von Konfigurationswechselgeschwindigkeiten, d.h. der Geschwindigkeiten des Flugzeugs im Verlauf der Flugzeug- beschleunigung, bei denen zwischen den einzelnen
Konfigurationen gewechselt bzw. umgeschaltet wird. Diese wird beispielhaft für die Erläuterung der Festlegung dieser Geschwindigkeiten verwendet, bei denen die Positionen der Hochauftriebsklappen 21, 22 verstellt werden. Diese Schalt- oder Konfigurationswechselgeschwindigkeiten sind so festgelegt, dass der Wechsel in die nächst kleinere Konfiguration immer dann veranlasst wird, wenn das Gleitverhältnis in der Folgekonfiguration höher ist als in der gegenwärtigen. Für die praktische Ausführung der Automatik werden geeignete Wechselgeschwindigkeiten vorzugsweise in Abhängigkeit der aktuellen Flugzeugmasse aus einer flugzeugspezifischen Wertetabelle interpoliert. Alternativ können die Daten auch abhängig von der Flugzeugmasse und der Flughöhe oder der Flugzeugmasse und der Flugmachzahl abgelegt sein. In weiteren Ausführungen wird darüber hinaus die aktuelle Fahrwerksposition berücksichtigt. N
Beim hier beschriebenen Ausführungsbeispiel soll die Bedingung eingehalten werden, dass sich die Konfigurations- wechselgeschwindigkeiten stets in den Überlappungsbereichen I1 befinden, die durch gemeinsame operationeile Geschwindig- keitsbänder 1 jeweils zweier benachbarter Hochauftriebs- konfigurationen gebildet werden und gleichzeitig die zusätzlichen Geschwindigkeitsmargen 3 berücksichtigen.
Bei der Erstellung der Schaltgeschwindigkeitstabellen für die Automatiksteuerung werden Geschwindigkeitsmargen ΔVi+i,i berücksichtigt die mit dem Bezugszeichen 3 gekennzeichnet sind, welche die Konfigurationswechselgeschwindigkeiten nach oben hin zusätzlich limitieren. Durch die Berücksichtigung geeignet festgelegter Geschwindigkeitsmargen 3 wird das Risiko vermindert, Maximalgeschwindigkeiten VMAXOP zu überschreiten. Solche Begrenzungen werden dann wirksam, wenn nach Flugleistungskriterien festgelegte Konfigurationswechselgeschwindigkeiten über den Grenzen liegen würden.
Die senkrechten Pfeile 16 in Fig. 6 oben kennzeichnen die Konfigurationswechselgeschwindigkeiten in der Betriebsart "START" der Automatik. Überschreitet die gemessene und tiefpassgefilterte kalibrierte Fluggeschwindigkeit die Konfigurationswechselgeschwindigkeit, bei der die Hochauftriebs- elemente bzw. -klappen 21, 22 in eine weiter eingefahrene Position gebracht werden sollen, so wird ein Signal erzeugt, welches das Einfahren der Hochauftriebselemente 21, 22 in die nächst niedrigere Konfiguration veranlasst. Beim hier beschriebenen Ausführungsbeispiel ist für den Startvorgang lediglich das Einfahren der Hochauftriebsklappen 21, 22 vorgesehen, jedoch nicht ein Ausfahren. Bei weiteren Ausführungsarten kann aber auch ein automatisches Wieder- N ausfahren der Hochauftriebsklappen 21, 22 bei Unterschreitung von Konfigurationswechselgeschwindigkeiten für das Ausfahren vorgesehen werden. Diese Konfigurationswechselgeschwindigkeiten müssen ohne Betriebsartenumschaltung kleiner oder gleich den Konfigurationswechselgeschwindigkeiten für das Einfahren der Hochauftriebsklappen 21, 22 sein.
Flugzeuge haben häufig eine maximale Höhe HsF,maχ, bei der die Hochauftriebsklappen 21, 22 ausgefahren sein dürfen. Existiert eine solche maximale Betriebshöhe und befinden sich die Hochauftriebsklappen bei Überschreitung der Höhe in ausgefahrenem Zustand, erfolgt eine akustische und visuelle Warnung der Besatzung verbunden mit einer entsprechenden Empfehlung auf der dafür vorgesehenen Anzeigevorrichtung, die Fluggeschwindigkeit zu erhöhen, damit die Automatik das
Einfahren der Klappen veranlassen kann. Während Signale für das Einfahren der Hochauftriebsklappen 21, 22 stets ausgeführt werden, unterbleibt die Generierung von AusfahrSignalen oberhalb der maximalen Betriebshöhe HsF,ma*.
Fig. 7 zeigt analog zu Fig. 5 Diagramme mit Verläufen von Parametern, die für die beschriebene Hochauftriebsautomatik von Bedeutung sind, mit dem Unterschied, dass hier die Betriebsphasen Anflug und Landung sowie der Bodenbetrieb nach der Landung betrachtet werden.
Nach dem Sinkflug von der Reiseflughöhe mit einer Geschwindigkeit größer als der Konfigurationswechselgeschwindigkeit VCCoi.APPR wird das Flugzeug verzögert, was sowohl in einem Anflugsegment mit konstanter Höhe als auch in einem leichten Sinkflug erfolgen kann. Bei Unterschreitung von VCCOI,APPR bei tCCoi folgt ein Signal zum Ausfahren der Hochauftriebsklappen N
21, 22 von der Konfiguration 0, der Reiseflugstellung, in die erste ausgefahrene Konfiguration 1. Weiteres Verzögern des Flugzeugs führt sukzessive zum Unterschreiten der Konfigurationswechselgeschwindigkeiten VCCI2,APPR und VCC23,APPR, die zum Ausfahren der Hochauftriebsklappen 21, 22 bis in die vorgewählte Landekonfiguration 3 führen. Der Anflug wird dann mit konstanter Konfiguration und Anfluggeschwindigkeit VAPPR weiter fortgeführt bis zum Abfangen und Aufsetzen am Boden bei tτo, wobei das bereits weiter oben beschriebene Signal "AM BODEN" vom Wert 0 auf den Wert 1 gesetzt wird.
Verringert sich die Geschwindigkeit des Flugzeugs unter VCCfret, werden die Klappen 21, 22 vollständig eingefahren. Ein akustisches Signal und eine Textanzeige auf der dafür vorgesehenen Anzeigevorrichtung des Cockpits informieren die Cockpitbesatzung, dass die Klappen jetzt automatisch vollständig eingefahren werden und die Durchführung eines regulären Durchstartmanövers ohne neuerliche Eingabe der Startkonfiguration nicht mehr möglich ist. In einer weiteren Ausführungsvariante kann diese Bedingung auch unter
Verwendung der wahren Geschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber einer erdfesten Referenz erfolgen. Wenn die Hochauftriebs- klappen 21, 22 vollständig eingefahren sind, wird zum Zeitpunkt tfret ein entsprechendes Signal erzeugt und der Wert für die Steuervorwahl für den Anflug gelöscht.
Die für den Anflugmodus geltenden Arbeitskurven sind in Fig. 8 dargestellt. Die Funktionsweise wird anhand des dargestellten Geschwindigkeitspfades 4 erläutert, der dem Teil des in Fig. 7 gezeigten zeitlichen Verlaufs eines
Anflugs bis zum Erreichen von VAPPR widerspiegelt. Die Konfigurationswechselgeschwindigkeiten 17 sind im gezeigten Aus- N führungsbeispiel über individuelle Differenzgeschwindigkeiten ΔVI,I+I,APPR (i=0, ..., n-1) , die sich aus der Summe der mit den Bezugszeichen 5 und 51 gekennzeichneten Bereiche ergeben, bezüglich der Obergrenzen VMAXOPi+i festgelegt. Diese Differenzgeschwindigkeiten sind flugzeug- und konfigurations- spezifisch gewählt.
Der Spielraum zu den Obergrenzen der Konfigurationen mit dem jeweiligen nächst höheren Index gewährleistet, dass ein ausreichender Abstand zu den Schaltgeschwindigkeiten 17' eingehalten wird, bei deren Überschreitung das stufenweise Einfahren der Hinter- und/oder Vorderkantenklappen 21, 22 veranlasst wird. Diese Einfahrfunktionalität vereint bereits bekannte Schutzfunktionen, die das Risiko des Auftretens unzulässig hoher Lasten an den Klappen durch Zurückfahren des Klappenausschlags verringern mit der Operationellen Notwendigkeit, dass in der Anflugbetriebsart, d.h. "START" = 0, die Konfigurationen auch ohne Überschreitung der maximalen Betriebsgeschwindigkeiten VMAXOP verringert werden können. Die Geschwindigkeitsmargen, die diese Schaltgeschwindigkeiten ebenfalls in Bezug zu den maximalen Betriebsgeschwindigkeiten definieren, sind in Fig. 8 mit ΔVI+I,I,APPR bezeichnet und durch das Bezugszeichen 51 gekennzeichnet. Da die Anzahl der Fälle bei denen die Einfahrfunktionalität zum Einsatz kommt als gering zu erwarten ist, sind die Margen 5' zu den maximalen Betriebsgeschwindigkeiten vorzugsweise klein.
Die Konfigurationswechselgeschwindigkeiten 17 bzw. die Werte ΔVI,I+I,APPR sind darüber hinaus so festgelegt, dass ein
Unterschreiten von VMINOP unter Voraussetzung der für die N jeweiligen Konfigurationen typischen Verzögerungsraten sowie dem Einfluss von Böen unwahrscheinlich ist aber dennoch ein ausreichender Hystereseabstand 5 zu den Einfahrgeschwindigkeiten der Anflugbetriebsart gewährleistet ist. Aufgrund des starken Einflusses des Fahrwerks auf den Widerstand ist es sinnvoll, die Fahrwerksposition für die Festlegung dieser Werte zu berücksichtigen.
Liegen die Konfigurationswechselgeschwindigkeiten eher im oberen Bereich des Geschwindigkeitsbandes 1, so erhöht sich nicht nur die Konfiguration bereits bei verhältnismäßig hohen Geschwindigkeiten, sondern der Widerstand ist im Mittel eines Anflugs hoch, was durchaus gewünscht sein kann, um die Verzögerung des Flugzeugs auf die Anfluggeschwindigkeit zu unterstützen.
In weiteren Ausführungsformen kann auch eine Festlegung der Konfigurationswechselgeschwindigkeiten 17 nach Flugleistungs- gesichtspunkten erfolgen, wie sie für die Festlegung der Schaltgeschwindigkeiten 16 für die Startbetriebsart der Automatik bereits diskutiert wurden. Hierdurch ließen sich besonders Widerstands- und damit kraftstoffverbrauchsarme bzw. lärmarme Anflüge realisieren.
Welchem der beiden zuletzt geschilderten Ansätze schließlich der Vorzug zu geben ist, hängt in erster Linie vom Anflugverfahren ab, d. h. von den gewählten Anflughilfen und der Bahnführung, gekennzeichnet durch das zu erfliegende Höhen- und Geschwindigkeitsprofil.
Die Konfigurationswechselgeschwindigkeit, die die Hochauftriebselemente 21, 22 in die für die Landung N vorgesehene Konfiguration bringt, muss darüber hinaus größer sein als die minimale Operationelle Geschwindigkeit der Konfiguration, in die gewechselt wird, zuzüglich einer Geschwindigkeitsmarge 51 1. Die Größe dieser Geschwindigkeits- marge ΔVAPPR,max ergibt sich aus flugzeugspezifisch erforderlichen Zuschlägen für Wind und Turbulenz zur Referenzgeschwindigkeit für den Endanflug. Durch diese Regel wird vermieden, dass die Konfigurationswechselgeschwindigkeit, die den Wechsel in die Landekonfiguration bewirkt, geringer ist als die Anfluggeschwindigkeit VAPPR.
Abhängig von der Flugzeugmasse und den Geschwindigkeits- anforderungen im Warteflug kann es erforderlich sein, dass die Hochauftriebsklappen 21, 22 im Warteflug ausgefahren werden müssen. Eine eigens für den Warteflug definierte Betriebsart ist im vorliegenden Ausführungsbeispiel nicht vorgesehen. Stattdessen erfolgt das geschwindigkeitsabhängige Ausfahren der Hochauftriebsklappen gemäß Fig. 8 in der Anflugbetriebsart. Bei Unterschreitung von VCCOI,APPR fahren die Hochauftriebsklappen 21, 22 von dem eingefahrenen Zustand 0 in die nächstgelegene ausgefahrene Stellung 1. Ohne die Erfordernis eines Betriebsartenwechsels werden die Hochauftriebsklappen wieder in die Konfiguration Null zurückgefahren, wenn die Schaltgeschwindigkeit VCCIO,APPR überschritten wird.
Im folgenden soll die Funktionsweise der Automatik beim Übergang aus dem Anflug in die Durchstartphase anhand der in Fig. 9 gezeigten Zeitverläufe erläutert werden. Wird der Schub auf einen für das Durchstarten vorgesehenen Wert erhöht, was in Fig. 9 zum Zeitpunkt toA erfolgt, so wird ein Signal für das Durchstarten gesetzt. In anderen Ausführungs- N beispielen kann das Setzen des Durchstartsignals von weiteren Bedingungen abhängig sein, wie der, dass zusätzlich eine positive Steigrate vorliegen muss oder dass sich die Hochauftriebsklappen 21, 22 zumindest in der ersten ausgefahrenen Konfiguration befinden müssen. Fig. 10 zeigt den Pfad 6 der Geschwindigkeit während des Manövers zusammen mit den Schalt- geschwindigkeiten. Sobald das Durchstartsignal vorliegt, erfolgt die Umschaltung der Betriebsart der Klappenautomatik von Anflug auf Start (Zeitpunkt tssc in Fig. 9) , wobei der Parameter "START" von 0 auf 1 gesetzt wird. Da im vorliegenden Beispiel die aktuelle Geschwindigkeit V zu diesem Zeitpunkt höher ist als VCC32 und VCC21, wird ein Signal erzeugt, das dazu führt, dass die Hochauftriebsklappen 21, 22 in die Konfiguration 1 eingefahren werden. Beschleunigt das Flugzeug auf eine Geschwindigkeit größer gleich VCCio, so werden die Klappen beginnend bei tCCio vollständig eingefahren. Bei Überschreitung von Vssc zum Zeitpunkt tssc1 erfolgt schließlich eine Umschaltung von der Betriebsart Start zurück in die Betriebsart Anflug.
Der geschilderte Ablauf ist entsprechend auch für den Fall anwendbar, bei dem das Flugzeug bereits am Boden aufgesetzt hat und die Geschwindigkeit nicht unter VCC.ret gefallen ist.
In dem besonderen Fall, dass das Flugzeug kurz nach dem Start in den Anflug übergeht und das Flugzeug noch nicht auf eine Geschwindigkeit größer oder gleich Vssc beschleunigt hat, muss der Pilot den Wechsel von der Betriebsart Start in die Betriebsart Anflug der Automatik manuell durch Betätigung der Taste 19 herbeiführen. In weiteren Ausführungen der automatischen Steuerung des Hochauftriebssystems kann ggfs . N auf diese manuelle Eingabe verzichtet werden, wenn neben der geschwindigkeitsgesteuerten automatischen Umschaltung eine alternative Bedingung hinzugefügt wird, die z. B. das Unterschreiten eines vordefinierten Schwellwerts durch die tiefpassgefilterte Steigrate sein kann.
In dem in Fig. 11 dargestellten Diagramm erfolgt die Umschaltung an einem Punkt, der durch die Fluggeschwindigkeit VSFAMC gekennzeichnet ist. Das Flugzeug befindet sich dabei zunächst in der Konfiguration 1. Da die aktuelle Geschwindigkeit aber kleiner als die Konfigurationswechselgeschwindigkeit VCCI2,APPR ist, erfolgt unmittelbar nach der Umschaltung ein Signal zum Ausfahren der Hochauftriebsklappen in die Konfiguration 2. Damit die Besatzung einschätzen kann, ob und wenn ja, um wie viele Stufen die Hochauftriebselemente 21, 22 nach Betätigung der Umschalttaste 19 ausfahren, wird das bei der aktuellen Geschwindigkeit zu erwartende Klappenstellkommando in der Anflugbetriebsart der Automatik dem oder den Piloten auf einer Anzeigevorrichtung angezeigt.
Entsprechend dem normalen Verhalten in der Anflugbetriebsart wird bei weiterer Verzögerung und Unterschreiten von VCC23,APPR in die Konfiguration 3 gewechselt, wenn diese Konfiguration als Landekonfiguration vorgewählt wurde. Sollte keine Landekonfiguration vorgewählt worden sein, so fahren die
Hochauftriebselemente 21, 22 dennoch bei Unterschreitung von VCC23,APPR in die Konfiguration 3, wenn diese als Basiseinstellung vorgesehen ist, wovon im vorliegenden Ausführungsbeispiel ausgegangen wird.
Wird die Entscheidung zur Landung revidiert, so kann der Wechsel von der Anflugbetriebsart zurück in die N
Startbetriebsart entsprechend dem zuvor für das Durchstarten geschilderten Prozess erfolgen.
Da eine Implementierung der automatischen Steuerung des Hoch- auftriebssystems sowohl in eine Analog- als auch in eine Digitalrechnerarchitektur erfolgen kann, werden die Bezeichnungen Signal und Parameter im folgenden als synonyme Begriffe verwendet. Die automatische Steuerung kann sowohl als Software- als auch als hardwaremäßiges Modul der GesamtSteuerung vorgesehen sein. Die automatische Steuerung wird gemäß dem Ausführungsbeispiel aber vorzugsweise in Form eines Softwareprogramms in die angenommene Digitalrechnerarchitektur der Klappensteuerungseinheit 26 implementiert.
Ein vereinfachtes Ablaufschema eines solchen Programms ist in Fig. 12 dargestellt. Das Programm ist in eine Echtzeitumgebung eingebettet und wird in bestimmten Zeitabständen mehrmals pro Sekunde wiederholt aufgerufen.
Zunächst werden in Block 29 der Zustand der Bedieneinheit 7 und die für die Schaltlogik erforderlichen Flugzustands- parameter aus der mit dem Bezugszeichen 27 gekennzeichneten Einheit abgefragt. In der Steuerungslogik 30 werden die Zustände der Steuerparameter ermittelt, die das Verhalten der Klappenautomatik beeinflussen. In der Folge wird an der Verzweigungsstelle 31 abgefragt, ob das Signal zum vollständigen Einfahren der Klappen am Boden vorliegt oder nicht. Im ersteren Fall wird der Steuerbefehl "VORGABE KONFIGURATION" in Block 32 auf den Wert 0 gesetzt. Im zweiten Fall wird an der Verzweigungsstelle 33 abgefragt, ob das Signal "AUTOMATIKSPERRE" den Wert 1 besitzt. Ist dies der Fall, so wird der Steuerbefehl "VORGABE KONFIGURATION" im N
Programmschritt mit dem Bezugszeichen 34 auf den manuell vorgewählten Wert für die Startkonfiguration gesetzt. Ist das Ergebnis von Block 33 logisch falsch, gekennzeichnet durch den Ausgang "NEIN", wird die Geschwindigkeitsschaltlogik 35 aufgerufen, die einen neuen Wert für den Steuerbefehl "VORGABE KONFIGURATION" in Abhängigkeit des beim Aufruf vorliegenden Wertes dieses Parameters, der Flugzeugmasse, der momentanen Betriebsart, der kalibrierten Fluggeschwindigkeit V und der auf die Standarddruckfläche bezogenen Höhe erzeugt. In der Verzweigung 36 wird geprüft ob ein gültiger Wert "VORWAHL LANDEKONFIGURATION" verfügbar ist, d. h. eine Konfiguration, die manuell über die Schalter 12 der Bedieneinheit 7 gewählt wurde. Ist das der Fall, wird der Parameter "MAXIMALE LANDEKONFIGURATION" in Block 38 auf den Wert "VORWAHL LANDEKONFIGURATION" gesetzt. Ist kein
Vorwahlwert verfügbar, so wird der mit "NEIN" gekennzeichnete Programmabiaufpfad ausgehend von der Verzweigung 36 beschritten und in Block 37 der Parameter "MAXIMALE LANDEKONFIGURATION" auf den Wert der Basiseinstellung für die Landekonfiguration gesetzt. Durch die Verzweigung 39 im weiteren Programmablauf wird sichergestellt, dass das Ergebnis des Blocks 35 nicht größer ist als die maximale Landekonfiguration. Liegt der Vorgabewert für die Konfiguration über dem Maximalwert für die Landekonfiguration, so wird der Steuerbefehl "VORGABE KONFIGURATION" im Block mit dem Bezugszeichen 40 auf den Maximalwert für die Landekonfiguration begrenzt. Der Steuerbefehl wird in Block 41 zur Ausführung der Verstellung der Hochauftriebsklappen 21, 22 übermittelt. Weiterhin werden Zustandsparameter der Steuerung zum Zwecke der Anzeige ausgegeben und eine Rückmeldung an die Bedieneinheit generiert. N
Fig. 13 zeigt ein vereinfachtes Programmablaufdiagramm der Steuerungslogik, deren Aufruf im Hauptprogramm (Fig. 12) mit dem Bezugszeichen 30 gekennzeichnet ist. Die Steuerungslogik ruft ihrerseits sequenziell weitere Unterprogramme bzw. Prozessschritte auf . In der Reihenfolge der Abbildung ist das unter dem Bezugszeichen 51 der Aufruf einer Subroutine für die Generierung des Signals "AUTOMATIKSPERRE" (Fig. 14) , welches in der Verzweigungsstelle 33 des Hauptprogramms benötigt wird. Der Block mit dem Bezugszeichen 55, fasst die Prozesse zusammen, die zum einen für die Löschung des gewählten Startkonfigurationswertes nach dem Start erforderlich sind und zum anderen dafür sorgen, dass eine Betätigung der Schalter 11 zu einem Zeitpunkt an dem die Betätigung weder vorgesehen noch erforderlich ist zu einem ungewünschten Verhalten der Hochauftriebsautomatik führt. Das Ergebnis der Subroutine zur Betriebsartenumschaltung (Fig. 16), deren Aufruf unter dem Bezugszeichen 57 erfolgt, ist das Signal "START", welches für die Generierung der Steuervorgabe für die Hochauftriebsklappen 21, 22 in der unter dem Bezugszeichen 35 aus dem Hauptprogramm (Fig. 12) aufgerufenen Subroutine benötigt wird, die die Geschwindigkeitslogik enthält (Fig. 17) . Der folgende Block 59 umfasst die Prozesse zum Beibehalten oder Löschen der Lande- konfigurationsvorgäbe . Abschließend folgt unter dem Bezugs- zeichen 61 der Aufruf einer Subroutine (Fig. 16) , die ein Signal generieren kann, welches das Einfahren der Hochauftriebselemente 21, 22 am Boden steuert und in der Verzweigungsstelle mit dem Bezugszeichen 31 des Hauptprogramms (Fig. 12) verwendet wird.
Ein Programmablaufdiagramm für das Unterprogramm "AUTOMATIK- SPERRSUBROUTINE" zur Auswertung der Automatiksperre ist in N
Fig. 14 dargestellt. Im Verzweigungspunkt 71 wird geprüft, ob sich das Flugzeug noch unterhalb einer gewissen Höhe Hnoreconf befindet. In dem Fall, dass die Abfrage der Verzweigung 71 mit "JA" beantwortet wird, erfolgt eine weitere Abfrage bei der Verzweigung 75, ob eine gültige Startkonfiguration gewählt wurde. Ist dies der Fall, so wird der Parameter bzw. das Signal "AUTOMATIKSPERRE" in dem mit dem Bezugszeichen 77 gekennzeichneten Block auf den Wert eins, oder logisch wahr gesetzt. Wird eine der beiden Abfragen 71 bzw. 75 mit "NEIN" beantwortet, so wird das Signal "AUTOMATIKSPERRE" im
Prozessschritt 73 auf den Wert Null gesetzt, was logisch falsch entspricht.
Die Subroutine "BETRIEBSARTENUMSCHALTUNG" ist in Fig. 15 dargestellt. Ein Modul 91 stellt fest, ob ein Signal für das Durchstarten gesetzt ist. Ist das der Fall, so wird in Block 93 der Parameter "START" auf den Wert eins gesetzt. Liegt am Eingang von Modul 91 kein Signal für das Durchstarten vor, so erfolgt die Verzweigung zur Abfrage 95, worin festgestellt wird, ob der Parameter "START" bereits den Wert eins besitzt. Ist das der Fall, so wird in Block 97 geprüft, ob ein Signal vom Druckschalter für die Umschaltung in die Anflugbetriebsart 19 vorliegt. Ist auch dies nicht der Fall erfolgt als letztes in 99 die Prüfung ob die aktuelle Fluggeschwin- digkeit die Geschwindigkeit für die automatische
Betriebsartenumschaltung VSSc bereits erreicht oder überschritten hat. Befindet sich die Automatik also in der Betriebsart "START", liegt kein Signal des Schalters 19 vor und wurde die Geschwindigkeit VSSc noch nicht erreicht, so erfolgt der Rücksprung in die aufrufende Routine ohne, dass der Wert des Parameters "STAR" verändert wurde. Der Wert "START" kann in Block 101 auf Null gesetzt werden, was bedeu- N tet, dass sich die automatische Steuerung des Hochauftriebs- systems in der für den Anflug vorgesehenen Betriebsart befindet bzw. in diese Betriebsart wechselt. Dies geschieht dann, wenn der Programmablauf nach der Abfrage an Block 95 dem mit "NEIN" gekennzeichneten Zweig folgt bzw. den am Ausgang von Verzweigung 97 oder 99 mit "JA" gekennzeichneten Zweigen.
Fig. 16 zeigt ein AblaufSchema für eine Subroutine, die das Einfahren der Hochauftriebsklappen 21, 22 am Boden steuert. Zunächst wird in Block 111 in Abhängigkeit des Signals "AM BODEN" verzweigt. Befindet sich das Flugzeug nicht am Boden, werden die Parameter "AUTOMATISCHES EINFAHREN" in Block 115 und "MANUELLES EINFAHREN" in Block 121 auf NULL gesetzt. Im anderen Fall folgt der Programmablauf in einem ersten Zweig, in dem die Bedingungen für das Setzen eines Signals für das automatische Einfahren der Hochauftriebsklappen am Boden geprüft werden und der mit der Verzweigung 112 beginnt sowie in einem zweiten Zweig, der die Bedingungen für das manuelle Einfahren der Klappen am Boden prüft und mit der Verzweigung 119 beginnt. Der Zweig zur automatischen Steuerung beginnt mit der Abfrage in Block 112, ob die Geschwindigkeit V kleiner oder gleich der für das Einfahren vorgesehenen Höchstgeschwindigkeit VCCfret ist. Wenn ja, so wird in 113 weiter abgefragt, ob der Wert für den Parameter "AUTOMATIKSPERRE11 eins ist. Wenn dies nicht der Fall ist und kein Signal des Wechselschalters für die Unterbindung der Automatikfunktion am Boden 14 in Verzweigung 117 vorliegt, wird der Parameter "AUTOMATISCHES EINFAHREN" in Block 118 auf den Wert eins gesetzt. Ist der Wechselschalter 14 gedrückt und das dem entsprechende Signal eins, so soll das automatische Einfahren der Hochauftriebshilfen am Boden unterbleiben und der Parameter "AUTOMATISCHES EINFAHREN" wird N im Block mit dem Bezugszeichen 115 auf Null gesetzt. Der gleiche Ausführungsschritt 115 erfolgt, wenn die Prüfung der Schaltbedingung in den Verzweigungspunkten 111 oder 112 "NEIN" ergibt, das Flugzeug sich also entweder in der Luft befindet oder die Geschwindigkeit am Boden noch hoch ist. Ist beides nicht der Fall, das Signal "AUTOMATIKSPERRE" aber auf eins gesetzt, was zu einer positiven Beantwortung der Abfrage in Block 113 führt, erfolgt ebenfalls die Ausführung von 115. In letzterem Fall befindet sich das Flugzeug also in der Phase der Startvorbereitung oder des Startrollvorgangs.
Parallel wird ein weiterer Verarbeitungszweig verfolgt, der mit der Abfrage 119 beginnt, ob die Hochauftriebsklappen 21, 22 sich bereits in der voll eingefahrenen Position befinden. Ist dies der Fall, so wird in dem mit 121 gekennzeichneten Block der Parameter "MANUELLES EINFAHREN" auf Null gesetzt. Einem negativen Ergebnis der Abfrage 119 folgt im Block 123 die Abfrage des Schalterwerts 13 für das vollständige Einfahren der Hochauftriebsklappen am Boden und die Weiterverzweigung zum Block 125 im positivem Fall. Ist die aktuelle Geschwindigkeit des Flugzeugs V kleiner oder gleich VCCfret, so wird der Parameter "MANUELLES EINFAHREN" in Block 129 auf den Wert eins gesetzt. Bei hoher Geschwindigkeit im anderen Fall verzweigt 125 zum Block 121 und der Parameter "MANUELLES EINFAHREN" erhält den Wert Null. Ist der Schalter 13 nicht gedrückt und das Signal folglich Null, so erfolgt die Verzweigung aus 123 zum Block 127, der kennzeichnet, dass der zu Beginn der Subroutine vorliegende Wert des Parameters "MANUELLES EINFAHREN" beibehalten wird. Die weitere Ausführung des Unterprogramms erfolgt mit der Prüfung des Parameters "MANUELLES EINFAHREN" an der Verzweigungsstelle 131. Sollen die Klappen eingefahren werden, so wird das N
Signal "EINFAHREN" im Block 135 auf den Wert eins gesetzt. Liegt kein Signal für das manuelle Einfahren vor, erfolgt in 133 die Prüfung, ob das Signal zum automatischen Einfahren der Hochauftriebsklappen 21, 22 gesetzt ist und entsprechend dem Wahrheitswert erfolgt eine Verzweigung zum Block 135 oder für den Fall, dass die Hochauftriebsklappen 21, 22 nicht eingefahren werden sollen, zum Block 137.
Ein ganz wesentliches Element der Erfindung ist die Geschwin- digkeitsschaltlogik, für die ein Programmablaufdiagramm in Fig. 17 abgebildet ist. Nach dem Start der Subroutine werden zunächst im Modul 141 die Konfigurationswechselgeschwindigkeiten VCC in Abhängigkeit der aktuellen Flugzeugmasse aus einer Tabelle 143 mit Hilfe einer Interpolationsroutine ermittelt.
Befindet sich die automatische Steuerung des Hochauftriebs- systems in der Betriebsart "START", so wird der Programmablauf in der Verzweigung 145 auf den entsprechenden mit "JA" gekennzeichneten Zweig geleitet. Besitzt der Steuerbefehl für die Konfiguration "VORGABE KONFIGURATION" den Wert 3, so wird der Programmablauf in der Verzweigung 157 zur Prüfung der Geschwindigkeitsschaltbedingung im Verzweigungsblock 159 weitergeleitet. Die Verfolgung dieses Zweiges ist nur im Durchstartfall von Relevanz, da die Konfiguration 3 im vorliegenden Ausführungsbeispiel nicht für den Start vorgesehen ist. Ist die Geschwindigkeit V größer als die Konfigurationswechselgeschwindigkeit VCC32, so wird der Wert "VORGABE KONFIGURATION" in dem mit dem Bezugszeichen 161 gekennzeichneten Block auf den Wert 2 gesetzt, die
Hochauftriebsklappen 21, 22 sollen also um eine Konfigurationsstufe eingefahren werden. Ist das nicht der Fall, so N wird der vorliegende Wert 3 des Steuerbefehls "VORGABE KONFIGURATION" beibehalten und es erfolgt der Rücksprung ins Hauptprogramm. Analog erfolgen die Abfragen der Eingangs- konfigurationsvorgaben 2 und 1 unter den Bezugszeichen 157a, bzw. 157b mit einer ganz analogen Prüfung der Geschwindigkeitsschaltbedingungen in 159a , bzw. 159b und ggfs. das Setzen von neuen, geänderten Vorgaben in 161a, bzw. 161b. Da in der Startbetriebsart das Erhöhen der Konfiguration nicht vorgesehen ist, entfällt eine Verzweigung für die Konfigura- tion 0.
Befindet sich die automatische Steuerung des Hochauftriebs- systems nicht in der Startbetriebsart, sondern in der Anflugbetriebsart ("START" = 0), so wird der Programmablauf in der Verzweigung 145 auf den mit "NEIN" gekennzeichneten Zweig geleitet. Analog zur Abfrage in Block 157 erfolgt auch die Prüfung in der Verzweigung 147 ob der Parameter "VORGABE KONFIGURATION" den Wert 3 besitzt. Bei positivem Ergebnis und wenn die Geschwindigkeit größer ist als die Konfigurations- Wechselgeschwindigkeit VCC32,APPR für das Einfahren der Hochauftriebsklappen 21, 22 von der Vorgabe für die am weitesten ausgefahrene Konfiguration 3 in die Konfiguration 2, was in dem mit dem Bezugszeichen 149 gekennzeichneten Verzweigungsblock geprüft wird, erfolgt in Block 151 das Setzen des Parameters "VORGABE KONFIGURATION" auf den Wert 2. Im Falle, dass "VORGABE KONFIGURATION" den Wert 2 bereits bei Start der Subroutine hatte, wird der Programmablauf an der Verzweigungsstelle 147a zur Verzweigung 149a geleitet. Dort erfolgt eine Prüfung analog zu 149. Für den Fall, dass die aktuelle Fluggeschwindigkeit V nicht größer ist als VCC2I,APPR, was das Einfahren der Hochauftriebsklappen 21, 22 durch Setzen des Parameters "VORGABE KONFIGURATION" auf 1 in Block N
151a bewirken würde, folgt in Block 153a eine Prüfung ob V kleiner ist als VCC23,APPR und weiterhin, ob die aktuelle Höhe kleiner als die maximale Betriebshöhe des Flugzeugs mit ausgefahrenen Hochauftriebsklappen 21, 22 ist. Liefern beide Bedingungen ein logisch wahres Ergebnis wird der Block 155a aufgerufen und "VORGABE KONFIGURATION" auf den Wert 3 setzt.
Die weiteren Programmschritte der Abfragekaskade unter dem Bezugszeichen 147b erfolgt analog zu 147 und 147a, die Verzweigung 149b ist analog zu 149 und 149a formuliert, die Abfragen 153b und 153c analog zu 153a, der Programmschritt 151b analog zu 151 und 151a sowie die Schritte 155b und 155c analog zu 155a. In jedem Fall folgt abschließend der Rücksprung ins Hauptprogramm.
Durch die Reduzierung der erforderlichen Piloteneingaben beim oben beschriebenen Verfahren zur automatischen Steuerung von Hochauftriebssystemen wird das Risiko von manuellen Fehlbedienungen - auch durch Unterlassen - reduziert. Geeignete Start- bzw. Landekonfigurationen für die Hochauftriebshilfen werden in der üblichen, bekannten Weise abhängig von der Startleistungsrechnung für die Startbahn sowie abhängig von der Landeleistungsrechnung für die geplante Landebahn am Ziel ermittelt. Diese beiden Konfigurationen werden vor dem Start manuell über die
Bedieneinheit 7 eingegeben. Während das Steuersignal für die Startkonfiguration unmittelbar umgesetzt wird, wird die Landevorwahl abgespeichert. Lediglich in wenigen Fällen wird eine Revision der Landekonfigurationsvorwahl bei der Anflugvorbereitung aufgrund geänderter Randbedingungen erforderlich sein, was etwa durch einen Wechsel der Landebahn oder eine Änderung des Windes begründet sein kann. Für den N
Normalbetrieb eines Verkehrs- oder Transportflugzeugs ist die Besatzung während des Flugs bis auf die genannte Ausnahme vollständig von der manuellen Bedienung des Hochauftriebs- systems des Flugzeugs entlastet.
Vorteilhaft an der vorliegenden Erfindung ist auch, dass besondere Fälle beim Betrieb eines Flugzeugs berücksichtigt werden, die die Steuerung des Hochauftriebssystems betreffen. Insbesondere ist hier die explizite Berücksichtigung des Durchstartfalls zu nennen, für die bisher kein vollautomatischer Prozess beschrieben wurde. Da in diesem Fall grundsätzlich von einer erhöhten Arbeitsbelastung der Cockpitbesatzung auszugehen ist, wird durch die erfindungsgemäße Automatik eine signifikante Entlastung erreicht, was ebenfalls zu einer Erhöhung der Flugsicherheit führt.
Die Differenzierung zwischen verschiedenen Arbeitskurven für Abflug und Anflug ermöglicht eine erheblich bessere Annäherung an Flugleistungsoptima als eine gemeinsame Arbeitskurve es ermöglichen würde. Darüber hinaus bietet die flugphasenabhängige Umschaltung der Betriebsarten das Potential einer verbesserten Betriebsruhe, da abwechselnde Steuersignale zum Ein- und Ausfahren der Klappen weitgehend vermieden werden, wie sie im Falle transienter Fluktuationen der Fluggeschwindigkeit um eine einzelne Schaltbedingung für das Ein- und Ausfahren der Klappen herum auftreten können. Die Kriterien für die Umschaltung der Betriebsarten selbst sind so formuliert, dass schnell alternierende Wechsel der Kommandos ausgeschlossen sind. Nichtsdestotrotz weist das System für den Regelbetrieb keine Verzögerungselemente auf, so dass die Konfigurationsänderung unmittelbar bei Eintreten der Schaltbedingung ausgeführt wird. Die explizite N
Umschaltung der Betriebsarten ermöglicht weiterhin eine weitgehend voneinander unabhängige Festlegung zum Einen der Schaltbedingungen für das Einfahren der Hochauftriebsklappen nach dem Start und zum Anderen der Schaltbedingungen für das Ausfahren der Hochauftriebsklappen während des Anflugs vor der Landung. Dies ist ein wesentlicher Unterschied zu der eingangs erörterten fahrtabhängigen Klappenschaltautomatik nach DE 25 31 799 C3 , wo ein solches Verhalten nur durch manuelle Verstellung durch den Piloten während des Flugs erzielt werden kann. Während eines normalen Betriebsablaufs werden bei der vorliegenden Erfindung lediglich die Start- und Landekonfiguration über die Bedieneinheit 7 vorgegeben. Ergänzend gibt es den Umschalter 19 für den Übergang von der Start- in die Anflugbetriebsart. Dieser muss jedoch nur bei speziellen Betriebsabläufen betätigt werden. Das Gleiche gilt für die manuelle Ansteuerung des Klappensystems zum Einfahren der Klappen am Boden, sowie den Schalter 14, der das automatische Einfahren der Klappen 21, 22 am Boden unterbindet .
Die eigentliche Funktion der Hochauftriebsautomatik basiert auf einer begrenzten Anzahl von Flugzustandsparametern wovon die kalibrierte Fluggeschwindigkeit und ein Schätzwert für die momentane Masse des Flugzeugs die wichtigsten sind und greift damit das einfache Konzept einer fluggeschwindigkeitsabhängigen Steuerung der Hochauftriebsklappen 21, 22 auf. Die Festlegung der Konfigurationswechselgeschwindigkeiten des Flugzeugs erfolgt im Unterschied zu bekannten fahrtabhängigen Klappenschaltautomatiken US 2 350 751 oder DE 25 31 799 C3 aber in der Art, dass Geschwindigkeitsmargen zu den Betriebs- grenzgeschwindigkeiten erhalten bleiben. Die Erfindung leistet auch aus diesem Grund einen Beitrag zur Erhöhung der N
Flugsicherheit. Für die Optimierung der Schaltpunkte hinsichtlich besonderer Erfordernisse verschiedener Flugphasen ist ein weiterer Parameter erforderlich, der die entsprechenden Betriebsarten erlaubt zu unterscheiden. Für die Betriebsartenumschaltung ist im oben beschriebenen Ausführungsbeispiel ein Signal vorgesehen, das anzeigt, ob sich das Flugzeug in der Start bzw. der Durchstartphase befindet oder nicht. Des weiteren ist ein Höhensignal erforderlich, das auf eine feste Referenzhöhe bzw. Druckfläche bezogen ist.
Die genannten Flugzustandsparameter werden durch ein Bodensignal und ein Signal über die aktuelle Konfiguration der Hochauftriebsklappen 21, 22 ergänzt. Da alle genannten Signale für den Betrieb heutiger Großflugzeuge von fundamentaler Bedeutung sind, besitzen die entsprechenden Komponenten zur Erzeugung dieser Signale eine sehr hohe Betriebszuverlässigkeit. Damit unterscheidet sich die hier vorgeschlagene automatische Steuerung von Systemen, deren Funktion auf Flugplanungs- und Navigationsdaten basiert, wie bei US 4 042 197 oder EP 1 684 144 Al, da deren Signale in der Regel eine wesentlich geringere Verfügbarkeit aufweisen.
N
Bezugszeichenliste
I operationelles Geschwindigkeitsband 1 ' Überlappungsbereich
5 2 Geschwindigkeitspfad
3 Geschwindigkeitsmarge
4 Geschwindigkeitspfad
5 Differenzgeschwindigkeit 51 Differenzgeschwindigkeit
10 5 ' ' Geschwindigkeitsmarge
6 Geschwindigkeitspfad
7 Bedieneinheit
8 Bedienfeld Startkonfigurationswahl
9 Bedienfeld LandekonfigurationsVorwahl 15 10 Bedienfeld Bodensteuerfunktionen
II Tasten Startkonfigurationswahl
12 Tasten Landekonfigurationsvorwahl
13 Taste Einfahren am Boden
14 Sperre Automatik
20 15 numerische Anzeigen
16 Konfigurationswechselgeschwindigkeit
17 Konfigurationswechselgeschwindigkeit 17 ' Konfigurationswechselgeschwindigkeit
18 Bedienfeld Umschaltung 25 19 Taste Direktumschaltung
20 Tragflügel
21 Vorderkantenklappe
22 Hinterkantenklappe
23 Antriebseinheiten
30 24 mechanische Verbindungen
25 Steuerverbindung
26 Klappensteuerungseinheit N
27 Zusammenfassung von Funktionen zur Erfassung,
Aufbereitung und Weiterleitung von Daten
27 weitere im Bordcomputer integrierte Funktionen
28 Bordcomputer
5 29 Abfrage Bedieneinheit und Flugzustandsparameter
30 Aufruf der Steuerungslogik
31 Abfrage ob Signal für das vollständige Einfahren der Hochauftriebsklappen am Boden vorliegt
32 Setzen des Konfigurationsvorgabewerts auf 0
10 33 Verzweigungsstelle
34 Setzen des Konfigurationsvorgabewerts auf Wert für den Start
35 Aufruf der Geschwindigkeitsschaltlogik
36 Verzweigungsstelle
15 37 Setzen der maximalen Landekonfiguration auf
Voreinstellwert 38 Setzen der maximalen Landekonfiguration auf
Vorwahlwert
39 Verzweigungsstelle 20 40 Setzen des maximalen
Landekonfigurationsvorgäbewerts 41 Übermittlung der Stellkommandos und von
Zustandsdaten
51 Aufruf der AUTOMATIKSPERRSUBROUTINE 25 55 Aufruf eines Prozessblocks zur Steuerung der
Startkonfigurationswahl
57 Aufruf BETRIEBSARENUMSCHALTUNG 59 Aufruf eines Prozessblocks zur Steuerung der
Landekonfigurationsvorwahl
30 61 Aufruf EINFAHREN DER HOCHAUFTRIEBSKLAPPEN AM BODEN 71 Verzweigungsstelle 73 Prozessblock N
75 Verzweigungsstelle
77 Prozessblock
91 Verzweigungsstelle
93 Prozessblock
5 95 Verzweigungsstelle
97 Verzweigungsstelle
99 Verzweigungsstelle
101 Prozessblock
111 Verzweigungsstelle
10 112 Verzweigungsstelle
113 Verzweigungsstelle
115 Prozessblock
117 Verzweigungsstelle
118 Prozessblock
15 119 Verzweigungsstelle
121 Prozessblock
123 Verzweigungsstelle
125 Verzweigungsstelle
127 Prozessblock
20 129 Prozessblock
131 Verzweigungsstelle
133 Verzweigungsstelle
135 Prozessblock
137 Prozessblock
25 141 Prozessblock
143 Tabelle
145 Verzweigungsstelle
147 Verzweigungsstelle
147a Verzweigungsstelle
30 147b Verzweigungsstelle
149 Verzweigungsstelle
149a Verzweigungsstelle N
149b Verzweigungsstelle
151 Prozessblock
151a Prozessblock
151b Prozessblock
5 153a Verzweigungsstelle
153b Verzweigungsstelle
153c Verzweigungsstelle
155a Prozessblock
155b Prozessblock
10 155c Prozessblock
157 Verzweigungsstelle
157a Verzweigungsstelle
157b Verzweigungsstelle
159 Verzweigungsstelle
15 159a Verzweigungsstelle
159b Verzweigungsstelle
161 Prozessblock
161a Prozessblock
161b Prozessblock 20

Claims

Patentansprüche
1. Einrichtung zur automatischen Steuerung eines Hochauftriebssystems eines Flugzeugs, welches Hochauftriebselemente (21, 22) , die in eine eingefahrene und mehrere ausgefahrene Konfigurationen für Reiseflug, Start oder Landung einstellbar sind, eine Klappensteuerungseinheit (26) , welche über eine Steuerverbindung (25) funktionswirksam mit einem Antriebssystem (23, 24) der Hochauftriebselemente (21, 22) verbunden ist, und eine an die Klappensteuerungseinheit (26) angeschlossene Bedieneinheit (7) zur Eingabe von die Einstellung der Hochauftriebselemente (21, 22) beeinflussenden Bedienkommandos umfasst, dadurch gekennzeichnet, dass die Klappensteuerungseinheit (26) zur Berechnung von den jeweiligen Konfigurationen der Hochauftriebselemente (21, 22) sowie den Richtungen der Konfigurationsänderung zugeordneten Schaltgeschwindigkeiten für die Verstellung der Hochauftriebselemente (21, 22) in Abhängigkeit von Flugzustandsdaten und/oder weiteren flugbetriebs- relevanten Daten vorgesehen ist, und dass die Klappensteuerungseinheit (26) dazu vorgesehen ist, die den Konfigurationswechsel kommandierenden Befehle in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit automatisch zu erzeugen.
2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Klappensteuerungseinheit (26) zusätzlich für eine automatische Umschaltung von Betriebsarten für Start bzw. Landeanflug vorgesehen ist.
3. Einrichtung nach Anspruch 1 oder 2 , dadurch gekennzeichnet, dass die Bedieneinheit (7) zur getrennten Eingabe der gewünschten maximalen Auftriebs- erhöhung entsprechenden vorgewählten Konfiguration jeweils für Start und Landeanflug vorgesehen ist.
4. Einrichtung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Bedieneinheit (7) zur getrennten Eingabe von mehreren, verschiedenen Konfigurationen jeweils für Start und Landung vorgesehen ist.
5. Einrichtung nach Anspruch 3 oder 4 , dadurch gekennzeichnet, dass die Bedieneinheit (7) getrennte Bedienfelder (8, 9) jeweils zur Startkonfigurationswahl und zur Landekonfigurationsvorwahl aufweist.
6. Einrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass in den Bedienfeldern (8, 9) zur Startkonfigurationswahl und zur LandekonfigurationsVorwahl jeweils einer jeden Konfiguration zugeordnete getrennte, einzelne Tasten (11, 12) vorgesehen sind.
7. Einrichtung nach Anspruch 3, 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Bedieneinheit (7) den Bedien- feidern (8, 9) zur Startkonfigurationswahl und zur LandekonfigurationsVorwahl zugeordnete getrennte Sichtanzeigen (15) aufweist, welche zur Anzeige der jeweils vorgenommenen KonfigurationsVorwahl vorgesehen sind.
8. Einrichtung nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Bedieneinheit (7) ein Bedienfeld (18) mit einem Betätigungselement (19) zur direkten manuellen Umschaltung zwischen einer Startbetriebsart und einer Anflugbetriebsart der automatischen Steuerung vorgesehen ist, wobei die 5 Klappensteuerungseinheit (26) die Erzeugung der den Konfigurationswechsel kommandierenden Befehle entsprechend der manuell eingegebenen Betriebsart erzeugt .
10 9. Einrichtung nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Bedieneinheit (7) ein weiteres Bedienfeld (10) für Bodensteuerfunktionen mit Bedienelementen (13, 14) zur manuellen Eingabe von Stellbefehlen für die Hochauftriebselemente (21, 22) am Boden
15 umfasst.
10. Einrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass das Bedienfeld (10) für die Bodensteuerfunktionen ein Bedienfeld (13) zum Einfahren der Hochauftriebs- 20 elemente (21, 22) am Boden aufweist, wobei die Klappensteuerungseinheit (26) dazu vorgesehen ist den eingegebenen Befehl nur bei Vorliegen eines entsprechenden FreigäbeSignals auszuführen.
25 11. Einrichtung nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet, dass das Bedienfeld (10) für die Bodensteuerfunktionen ein Bedienelement (14) aufweist, das das automatische Einfahren der Hochauftriebselemente (21, 22) nach der Landung am Boden unterbindet.
30
12. Einrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, dass in dem für die Unterbindung der Automatikfunktion am Boden vorgesehenen Bedienelement (14) eine den Schaltzustand anzeigende optische Anzeigeeinrichtung vorgesehen ist .
13. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass die Klappensteuerungseinheit (26) dazu vorgesehen ist, einen Parameter zu setzen, bis zu dessen Aufhebung ein automatisches Einfahren der Hochauftriebselemente (21, 22) während des Startroll- Vorgangs und des Anfangssteigflugs bis zum Erreichen einer vordefinierten Höhe über dem Niveau der Startbahn nicht erfolgt .
14. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass die Klappensteuerungseinheit (26) zum Setzen eines Parameters "START" mit dem Erzeugen des Start- bzw. des Durchstartschubs vorgesehen ist, der anzeigt, dass die Klappensteuerungseinheit (26) in der Startbetriebsart arbeitet bzw. nach einem Wechsel aus der Anflugbetriebsart in der Startbetriebsart zu arbeiten beginnt .
15. Einrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass die Klappensteuerungseinheit (26) dazu vorgesehen ist, den Parameter "START" zurückzusetzen, wenn eine Geschwindigkeit überschritten wurde, die in der dann automatisch gültigen Anflugbetriebsart nicht zu einem unmittelbaren Ausfahren der Hochauftriebsklappen (21, 22) führt.
16. Einrichtung nach Anspruch 14 oder 15, dadurch gekennzeichnet, dass die Klappensteuerungseinheit (26) dazu vorgesehen ist, den Parameter "START" zurückzusetzen, wenn ein geglättetes Signal für die Steigrate einen vordefinierten Schwellwert unterschreitet.
5 17. Einrichtung nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Klappensteuerungseinheit (26) dazu vorgesehen ist, die Hochauftriebselemente (21, 22) bei Fehlen einer über die Bedieneinheit (7) vorgenommenen Vorwahl automatisch bis in die üblicher- 10 weise für die Landung vorgesehene Konfiguration während des Anflugs zu bringen, wenn die entsprechenden geschwindigkeitsabhängigen Konfigurationswechsel- bzw. Schaltbedingungen erfüllt sind.
15 18. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 17, dadurch gekennzeichnet, dass die den jeweiligen Konfigurationen der Hochauftriebselemente (21, 22) , den jeweiligen Betriebsarten und den Konfigurationsänderungsrichtungen in Abhängigkeit von verschiedenen Flugzeugmassen 0 zugeordneten Schalt- bzw. Konfigurationswechsel- geschwindigkeiten (16, 17, 17') in tabellarischer Form in der Klappensteuerungseinheit (26) abgespeichert sind.
19. Einrichtung nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, 25 dass die Schalt- bzw. Konfigurationswechsel- geschwindigkeiten zusätzlich nach der Flughöhe oder der Flugmachzahl differenziert gespeichert sind.
20. Einrichtung nach Anspruch 18 oder 19, dadurch
30 gekennzeichnet, dass die Schalt- bzw. Konfigurations- wechselgeschwindigkeiten weiterhin in Abhängigkeit verschiedener Fahrwerkspositionen gespeichert sind.
21. Einrichtung nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, dass die Schalt- bzw. Konfigurationswechselgeschwindigkeiten (16) unter Berücksichtigung von Geschwindigkeitsmargen (3) zu den maximalen operationeilen Ge- schwindigkeiten in den jeweiligen Hochauftriebs- konfigurationen festgelegt sind.
22. Einrichtung nach Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, dass die Schalt- bzw. Konfigurationswechselgeschwindig- keiten (17, 17') anhand von Geschwindigkeitsmargen (5, 5 ' ) bezüglich der maximalen operationeilen Geschwindigkeiten sowie nach Maßgabe von als maximal anzusehenden Anfluggeschwindigkeiten in den jeweiligen Konfigurationen der Hochauftriebselemente (21, 22), definiert durch Geschwindigkeitsmargen (51 1) festgelegt sind.
23. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 22, dadurch gekennzeichnet, dass die den jeweiligen Konfigurationen der Hochauftriebselemente (21, 22) zugeordneten Schaltbzw. Konfigurationswechselgeschwindigkeiten (16, 17, 17') über betriebsartspezifische und nach den Konfigurationsänderungsrichtungen differenzierte Gewichtungsfaktoren unter Berücksichtigung von Geschwindigkeitsmargen bzw. Differenzgeschwindigkeiten (3, 5, 5', 51 1) bezüglich der nach momentanen Bedingungen vorliegenden und/oder für andere Hochauftriebskonfigurationen zu erwartenden operationeilen Betriebsgrenzen berechnet werden.
24. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1 bis 22, dadurch gekennzeichnet, dass die den jeweiligen Konfigurationen der Hochauftriebselemente (21, 22) zugeordneten Konfigurationswechselgeschwindigkeiten (16, 17, 17') über spezifische Differenzgeschwindigkeiten bezüglich der für die einzelnen Konfigurationen unter momentanen 5 Flugzustands- und weiteren flugbetriebsrelevanten Daten zu erwartenden Betriebsgrenzen unter Berücksichtigung von Geschwindigkeitsmargen bzw. Differenz- geschwindigkeiten (3, 5, 5', 51 1) festgelegt sind.
10 25. Einrichtung nach Anspruch 18, 23 oder 24, dadurch gekennzeichnet, dass die Gewichtungsfaktoren nach Anspruch 23, die Differenzgeschwindigkeiten bezüglich der Betriebsgrenzen nach Anspruch 24 oder die Konfigurationswechselgeschwindigkeiten nach Anspruch 18 für die
15 Startbetriebsart (16) nach Maßgabe optimaler Steigleistungsmerkmale festgelegt sind.
26. Einrichtung nach Anspruch 18, 23 oder 24, dadurch gekennzeichnet, dass die Gewichtungsfaktoren nach
20 Anspruch 23, die Differenzgeschwindigkeiten bezüglich der Betriebsgrenzen nach Anspruch 24 oder die Konfigurationswechselgeschwindigkeiten nach Anspruch 18 für die Anflugbetriebsart (17) nach Maßgabe eines minimalen Kraftstoffverbrauchs im Anflug festgelegt werden.
25
PCT/EP2008/008075 2007-09-24 2008-09-24 Automatische steuerung eines hochauftriebssystems eines flugzeugs WO2009040102A1 (de)

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BRPI0817689 BRPI0817689A2 (pt) 2007-09-24 2008-09-24 Controle de um sistema de sustentação ascendente de um avião
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CN2008801090934A CN101808896B (zh) 2007-09-24 2008-09-24 飞机的高升力系统的自动控制装置
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JP2010525269A JP2010540305A (ja) 2007-09-24 2008-09-24 航空機の高揚力制御装置
EP08802554.9A EP2195235B1 (de) 2007-09-24 2008-09-24 Automatische steuerung eines hochauftriebssystems eines flugzeugs

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RU (1) RU2478520C2 (de)
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Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102012001268A1 (de) 2012-01-23 2013-07-25 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs, Computerprogrammprodukt, Medium mit einem darauf gespeicherten Landeanflugplan sowie Vorrichtung zur Planung eines Landeanflugs
CN104007766A (zh) * 2014-03-24 2014-08-27 深圳市大疆创新科技有限公司 无人飞行器飞行控制方法及装置
WO2014135945A1 (en) * 2013-03-06 2014-09-12 Bombardier Inc. High lift control method and system for aircraft
CN106741863A (zh) * 2016-11-17 2017-05-31 中国商用飞机有限责任公司 飞机的高升力系统
WO2019104421A1 (en) * 2017-11-30 2019-06-06 Bombardier Inc. System and method for improving a stall margin of an aircraft

Families Citing this family (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009017653A1 (de) * 2009-04-16 2010-10-21 Airbus Deutschland Gmbh Hochauftriebssystem eines Flugzeugs, Flugzeugsystem und Propeller-Flugzeug mit einem Hochauftriebssystem
CN103314336B (zh) * 2011-01-14 2016-08-10 贝尔直升机泰克斯特龙公司 用于控制竖直飞行航迹的飞行控制系统和方法
CN103455036B (zh) * 2012-06-05 2018-04-27 国家电网公司 一种场景空中巡视方法和飞行器
FR2993063B1 (fr) * 2012-07-05 2014-08-22 Thales Sa Procede d'aide a la navigation permettant de gerer une contrainte verticale de maniere anticipee
US20140343765A1 (en) 2012-12-28 2014-11-20 Sean Patrick Suiter Flight Assistant with Automatic Configuration and Landing Site Selection
US9310222B1 (en) * 2014-06-16 2016-04-12 Sean Patrick Suiter Flight assistant with automatic configuration and landing site selection method and apparatus
US10502584B1 (en) * 2012-12-28 2019-12-10 Sean Patrick Suiter Mission monitor and controller for autonomous unmanned vehicles
DE102013101351A1 (de) * 2013-02-12 2014-08-14 Airbus Operations Gmbh Verfahren und Einrichtung zum Ermitteln der Geschwindigkeit eines Luftfahrzeugs
FR3005759B1 (fr) * 2013-05-17 2015-06-05 Airbus Operations Sas Procede et dispositif de determination automatique d'un profil optimise d'approche pour un aeronef.
US11657721B1 (en) 2013-08-26 2023-05-23 Otto Aero Company Aircraft with flight assistant
US9359065B2 (en) * 2013-09-24 2016-06-07 The Boeing Company System and method for optimizing performance of an aircraft
US9180962B2 (en) * 2013-09-24 2015-11-10 The Boeing Company Leading edge variable camber system and method
US9327827B2 (en) 2013-09-24 2016-05-03 The Boeing Company Leading and trailing edge device deflections during descent of an aircraft
US9771141B2 (en) 2013-09-24 2017-09-26 The Boeing Company Leading edge system and method for approach noise reduction
US9296475B2 (en) 2013-09-24 2016-03-29 The Boeing Company System and method for reducing the stopping distance of an aircraft
US9254909B2 (en) * 2013-09-24 2016-02-09 The Boeing Company Optimized flap positioning for go-around operations
US9193440B2 (en) * 2013-09-24 2015-11-24 The Boeing Company Variable camber flap system and method
US9656741B2 (en) * 2013-09-24 2017-05-23 The Boeing Company Control interface for leading and trailing edge devices
FR3012598B1 (fr) * 2013-10-25 2016-02-26 Thales Sa Procede et systeme de gestion de vol
US20150122945A1 (en) * 2013-11-03 2015-05-07 Peter Apostolos Kavounas Passenger aircraft with automatically deployable and/or retractable landing gear
EP2913733A1 (de) 2014-02-27 2015-09-02 Airbus Operations GmbH Steuersystem für Flugzeughochauftriebsvorrichtungen und Verfahren zur Steuerung der Konfiguration von Flugzeughochauftriebsvorrichtungen
US9821903B2 (en) 2014-07-14 2017-11-21 The Boeing Company Closed loop control of aircraft control surfaces
US9703293B2 (en) * 2015-08-31 2017-07-11 The Boeing Company Aircraft stall protection system
US20170283085A1 (en) * 2016-04-04 2017-10-05 The Boeing Company On-board structural load assessment of an aircraft during flight events
US10803755B2 (en) * 2016-06-20 2020-10-13 The Boeing Company Vehicle operation instruction confirmation
US10671090B2 (en) * 2017-09-01 2020-06-02 Embraer S.A. Automatic command for lift control devices
US10816998B2 (en) * 2017-09-18 2020-10-27 The Boeing Company Airplane takeoff trims utilizing both stabilizers and elevators
CN109625248B (zh) * 2018-11-23 2022-04-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 给定高度控制方法
US11193791B2 (en) * 2019-03-14 2021-12-07 The Boeing Company Operational flight envelope management system
CN110667826B (zh) * 2019-09-03 2023-03-24 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 一种高升力分布式电传控制系统
CN110949659A (zh) * 2019-12-06 2020-04-03 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种后缘襟翼控制方法
EP3916698A1 (de) * 2020-05-29 2021-12-01 Volocopter GmbH System und verfahren zur verwaltung des flugzeugbetriebs
US11897596B2 (en) * 2020-07-21 2024-02-13 The Boeing Company Methods and apparatus for automatically extending aircraft wing flaps in response to detecting an excess energy steep descent condition
FR3113166B1 (fr) 2020-07-30 2022-09-09 Airbus Procédé et système de décollage automatique d’un aéronef
DE102020125095B4 (de) * 2020-09-25 2024-02-29 Volocopter Gmbh Verfahren zum Betreiben eines Fluggeräts, Flugsteuerungsvorrichtung für ein Fluggerät und Fluggerät mit mehreren Antriebseinheiten
CN112357060B (zh) * 2020-10-29 2022-08-02 天津腾云智航科技有限公司 一种固定翼无人机襟翼高程收敛控制方法
GB2604182A (en) * 2021-02-26 2022-08-31 Airbus Operations Ltd Aircraft system

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4106730A (en) * 1976-10-01 1978-08-15 The Boeing Company Engine out control system for STOL aircraft
FR2817535A1 (fr) * 2000-12-06 2002-06-07 Eads Airbus Sa Systeme pour commander automatiquement des dispositifs hypersustentateurs d'un aeronef durant le decollage
EP1498794A1 (de) * 2003-07-15 2005-01-19 Airbus France System zur automatischen Steuerung von Hochauftriebsklappen eines Flugzeugs, insbesondere Flügelvorderkanten
US20060049308A1 (en) * 2004-09-08 2006-03-09 Good Mark S Systems and methods for providing differential motion to wing high lift devices
US20070057114A1 (en) * 2004-07-16 2007-03-15 Airbus France Procedure and device for improving the maneuverability of an aircraft during the approach to landing and flare-out phases

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2350751A (en) 1939-10-10 1944-06-06 Gliubich Carlo Control means for aircraft wing flaps
DE2531799C3 (de) 1975-07-14 1980-07-17 Werner Dipl.-Ing. Dr. 1000 Berlin Schuster Vorrichtung zur automatischen Betätigung der Auftriebsklappen von Flugzeugen
US4042197A (en) 1975-09-29 1977-08-16 The Boeing Company Automatic controls for airplane take-off and landing modes
RU2065377C1 (ru) * 1992-12-03 1996-08-20 Авиационный комплекс им.С.В.Ильюшина Система управления закрылками самолета
US5839697A (en) * 1996-05-14 1998-11-24 The Boeing Company Method and apparatus for turn coordination gain as a function of flap position
RU2207968C2 (ru) * 1996-12-10 2003-07-10 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Многоцелевой высокоманевренный сверхзвуковой самолет, его агрегаты планера, оборудование и системы
RU2151714C1 (ru) * 1999-02-22 2000-06-27 АООТ "ОКБ Сухого" Система обеспечения безопасности полета пилотируемого летательного аппарата
CN1218859C (zh) * 2002-07-11 2005-09-14 广州天象地效飞行器股份有限公司 一种动力增升型地效飞行器地效过渡区的操纵装置
EP1684144A1 (de) 2005-01-19 2006-07-26 AIRBUS France Navigationssystem und -verfahren für Luftfahrzeug
CN2913182Y (zh) * 2006-06-02 2007-06-20 江西洪都航空工业集团有限责任公司 飞机后缘襟翼操纵系统的软轴驱动装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4106730A (en) * 1976-10-01 1978-08-15 The Boeing Company Engine out control system for STOL aircraft
FR2817535A1 (fr) * 2000-12-06 2002-06-07 Eads Airbus Sa Systeme pour commander automatiquement des dispositifs hypersustentateurs d'un aeronef durant le decollage
EP1498794A1 (de) * 2003-07-15 2005-01-19 Airbus France System zur automatischen Steuerung von Hochauftriebsklappen eines Flugzeugs, insbesondere Flügelvorderkanten
US20070057114A1 (en) * 2004-07-16 2007-03-15 Airbus France Procedure and device for improving the maneuverability of an aircraft during the approach to landing and flare-out phases
US20060049308A1 (en) * 2004-09-08 2006-03-09 Good Mark S Systems and methods for providing differential motion to wing high lift devices

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102012001268A1 (de) 2012-01-23 2013-07-25 Airbus Operations Gmbh Verfahren zur Planung eines Landeanflugs eines Flugzeugs, Computerprogrammprodukt, Medium mit einem darauf gespeicherten Landeanflugplan sowie Vorrichtung zur Planung eines Landeanflugs
WO2014135945A1 (en) * 2013-03-06 2014-09-12 Bombardier Inc. High lift control method and system for aircraft
US9821902B2 (en) 2013-03-06 2017-11-21 Bombardier Inc. High lift control method and system for aircraft
CN104007766A (zh) * 2014-03-24 2014-08-27 深圳市大疆创新科技有限公司 无人飞行器飞行控制方法及装置
CN106741863A (zh) * 2016-11-17 2017-05-31 中国商用飞机有限责任公司 飞机的高升力系统
WO2019104421A1 (en) * 2017-11-30 2019-06-06 Bombardier Inc. System and method for improving a stall margin of an aircraft
US11505308B2 (en) 2017-11-30 2022-11-22 Bombardier Inc. System and method for improving a stall margin of an aircraft

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