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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und ein System zur
Steuerung einer Steuerfläche eines
Flugzeugs, insbesondere eines Transportflugzeugs, wobei die Steuerfläche an einem
Stabilisierungselement des Flugzeugs angebracht ist.
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Um
die Leistungen eines Flugzeugs (Treibstoffverbrauch, Lärmpegel,
etc.) zu verbessern, ohne die beförderte Nutzlast zu verringern,
sind die Konstrukteure dazu angehalten, die Masse des Flugzeugs
so weit wie möglich
zu verringern, das heißt die
Masse der Struktur, von Bauteilen, von Ausstattungen, etc. des Flugzeugs.
Hierzu kann es von Vorteil sein, die Masse von Stabilisierungselementen
wie zum Beispiel des Seitenleitwerks, eines Höhenleitwerks oder einer Tragfläche zu verringern.
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Es
ist bekannt, dass Stabilisierungselemente von Flugzeugen unter Berücksichtigung
der maximalen Belastungen dimensioniert sind, denen das Flugzeug
bei seinen verschiedenen Flugkonfigurationen ausgesetzt sein kann.
Um die Masse eines solchen Stabilisierungselements und somit auch
die Masse des Flugzeugs möglichst
klein zu halten, besteht eine Lösung
folglich darin, die Belastungen zu reduzieren, denen dieses Stabilisierungselement
während
eines Flugs ausgesetzt sein kann.
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Zu
diesem Zweck kennt man beispielsweise aus der Patentschrift FR-2
809 373 der Anmelderin eine elektrische Steuervorrichtung für Seitenruder von
Flugzeugen, mit der es möglich
ist, die seitlichen Belastungen zu beschränken, die beim Manövrieren auf
das Seitenruder einwirken, und somit die Abmessungen und die Masse
des Seitenruders zu reduzieren, ohne jedoch die Flugqualitäten des
Flugzeugs oder die Flugsicherheit zu verschlechtern.
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Dazu
weist die bekannte Steuervorrichtung auf:
- – einen
Steuerknüppel,
der von dem Piloten betätigt
wird und mit einem Umformer verbunden ist, der einen elektrischen
Lenkbefehl liefert, der die Betätigung
des Steuerknüppels
durch den Piloten repräsentiert;
- – einen
Stellantrieb, der einen aus dem Lenkbefehl hergeleiteten Steuerbefehl
empfängt
und das Seitenruder um seine Drehachse herum verstellt; und
- – zwischen
dem Steuerknüppel
und dem Stellantrieb angeordnete Filtervorrichtungen des Typs Tiefpassfilter,
die den Lenkbefehl des Umformers empfangen und den Steuerbefehl
für den
Stellantrieb erzeugen, wobei die Zeitkonstante der Filtervorrichtungen
umso größer ist,
je größer der Bruchteil
des Maximalwerts des Steuerruderausschlags ist, dem die Amplitude
des Lenkbefehls entspricht.
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Diese
bekannte Steuervorrichtung leitet also in den Lenkbefehlen am Steuerknüppel eine
nichtlineare Filterung ein, die von dem möglichen Ausschlag des Seitenruders
abhängt,
wobei diese Filterung umso stärker
ist, je weiter sich das Seitenruder den Anschlägen nähert, die den maximalen Ausschlag
begrenzen, was die Belastungen beschränkt, die auf das Ruder einwirken
und es somit erlaubt, die Abmessungen und die Masse des Ruders zu
reduzieren.
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Diese
bekannte Steuervorrichtung weist allerdings einen erheblichen Nachteil
auf, insbesondere wenn es in Großraumtransportflugzeugen zum Einsatz
kommt. Für
diese bekannte Vorrichtung ist nämlich
aufgrund der sehr hohen Kräfte,
denen das Ruder insbesondere im Falle eines schweren Flugzeugs ausgesetzt
ist, ein leistungsfähiger
und sehr teurer Stellantrieb erforderlich, um das Ruder auslenken
zu können.
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Der
vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diese Nachteile
zu beseitigen. Sie betrifft ein Verfahren, bei dem Flugzeugruder
derart angesteuert werden, dass die induzierten Belastungen reduziert
werden, denen die Stabilisierungselemente des Flugzeugs, an denen
die Ruder angebracht sind, ausgesetzt sind.
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Aus
der Patentschrift US-A-4796192 ist ein Verfahren bekannt, mit dem
die Belastungen an Flugzeugtragflächen reduziert werden sollen.
Das Verfahren unterscheidet sich insofern von der vorliegenden Erfindung,
als man den Ausschlagwinkel jenes Ruderelements verkleinert, das
in einer besonderen Phase des Flugzeugs, in der ein Grenzwert der
Belastungen an der Tragfläche
möglicherweise überschritten
wird, die größte Belastung
erzeugt.
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Das
erfindungsgemäße Verfahren
zeichnet sich dadurch aus, dass man das Ruder in Form von wenigstens
zwei ansteuerbaren Ruderelementen ausführt, wobei jedes der Ruderelemente
um eine Achse drehbar angebracht ist, um entsprechend einem Befehl
einen beliebigen Ausschlagwinkel innerhalb eines Ausschlagbereichs
einnehmen zu können,
und dass die Ruderelemente geeignet sind, auf unterschiedliche Weise
angesteuert zu werden.
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Da
also wenigstens zwei Stellantriebe vorgesehen sind, um das Ruder
auszulenken (ein Stellantrieb pro Ruderelement des Ruders), kann
man leistungsschwächere
und somit platzsparendere, leichtere und vor allem kostengünstigere
Stellantriebe verwenden.
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Für wenigstens
eine besondere Flugphase des Flugzeugs steuert man prioritär ein erstes
der Ruderelemente an, das eine Belastung an dem Stabilisierungselement
erzeugt, die geringer ist als die Belastung, die bei gleichem Ausschlagwinkel
des ersten und des zweiten Ruderelements von dem zweiten Ruderelement
erzeugt wird.
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Dank
der Erfindung steuert man also jenes Ruderelement an, das es erlaubt,
die geringste Belastung an dem Stabilisierungselement zu erzeugen, und
dies wenigstens in der besonderen Flugphase. Vorzugsweise ist die
besondere Flugphase des Flugzeugs eine Flugphase, in der die auf
das Stabilisierungselement einwirkende Belastung sehr hoch ist und
größer ist
als ein Belastungsgrenzwert, der einem vorherbestimmten Prozentsatz
einer Maximalbelastung des Stabilisierungselements entspricht. Dank
der vorliegenden Erfindung reduziert man also die hohen Belastungen
(Maximalbelastungen), die möglicherweise
auf das Stabilisierungselement einwirken, was es erlaubt, die Abmessungen
und die Masse des Stabilisierungselements zu reduzieren.
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In
einer Ausführungsvariante
steuert man ein zweites der Ruderelemente, das eine Belastung an dem
Stabilisierungselement erzeugt, die größer ist als die Belastung,
die bei gleichem Ausschlagwinkel des ersten und des zweiten Ruderelements
von einem ersten Ruderelement erzeugt wird, zeitverzögert an.
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In
einer bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung definiert man:
- – einen
ersten Steuermodus, in dem man die (wenigstens) zwei Ruderelemente
auf gleiche Weise ansteuert; und
- – einen
zweiten Steuermodus, in dem man die (wenigstens) zwei Ruderelemente
auf unterschiedliche Weise ansteuert,
und man schaltet
für die
Dauer des gesamten Flugs des Flugzeugs in den ersten Steuermodus,
mit Ausnahme der besonderen Flugphase, für die man in den zweiten Steuermodus
schaltet.
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Diese
bevorzugte Ausführungsform
erlaubt es:
- – einerseits, die auf das Stabilisierungselement einwirkenden
Belastungen zu beschränken,
indem man, falls sich dies als nötig
erweist, in den zweiten Steuermodus schaltet, in dem man hauptsächlich,
oder je nach Situation sogar ausschließlich, jenes Ruderelement ansteuert,
das die geringste Belastung an dem Stabilisierungselement erzeugt;
und
- – andererseits
die Beanspruchung und die Alterung der Ruderelemente zu reduzieren,
indem man bei normalem und gewöhnlichem
Betrieb (doch außer
in der besonderen Flugphase, die oben erwähnt wurde und auf die im Folgenden
anhand von besonderen Ausführungsbeispielen
der Erfindung näher
eingegangen wird) stets in den ersten Steuermodus schaltet, in dem
die Ruderelemente auf gleiche Weise angesteuert werden, was es erlaubt,
die verschiedenen Belastungen auf die Gesamtheit der Ruderelemente
zu verteilen und somit die entsprechende Beanspruchung zu verringern.
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In
einer Ausführungsform,
in der das Stabilisierungselement einem Höhenleitwerk entspricht und das
Ruder wenigstens ein innen angeordnetes Ruderelement und ein außen angeordnetes
Ruderelement (relativ zur Längsachse
des Flugzeugs) aufweist, schaltet man in den zweiten Steuermodus,
in dem man prioritär
das innen angeordnete Ruderelement ansteuert, wenn einer der folgenden
Fälle A und
B vorliegt:
- A/ der Schwerpunkt des Flugzeugs
ist nach vorne verlagert und das Ruder ist nach oben ausgelenkt;
- B/ der Schwerpunkt des Flugzeugs ist nach hinten verlagert und
die folgenden Bedingungen sind gleichzeitig erfüllt:
a) die gewünschte Ausschlagrichtung
des Ruders ist der Bewegung des Flugzeugs entgegengerichtet;
b)
der Absolutwert des Lastvielfachen des Flugzeugs ist größer als
ein vorherbestimmter Wert; und
c) das Fahrwerk und die Klappen
des Flugzeugs sind eingefahren.
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In
einer Variante der Erfindung tritt der Fall A dann ein, wenn zusätzlich zu
den oben genannten Bedingungen die folgende Bedingung β erfüllt ist: Das
Fahrwerk und die Klappen des Flugzeugs sind eingefahren.
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In
einer anderen Variante der Erfindung tritt der Fall A dann ein,
wenn zusätzlich
zu den oben genannten Bedingungen die folgende Bedingung β erfüllt ist:
Die Ausschlaggeschwindigkeit eines Steuerorgans des Flugzeugs, beispielsweise
eines Sidesticks, ist größer als
ein vorherbestimmter Wert. Dieser vorherbestimmte Wert kann beispielsweise
so gewählt
sein, dass er halb so groß ist
wie die maximale Ausschlaggeschwindigkeit des Steuerorgans. Das
Hinzufügen
dieser Bedingung â erlaubt
es, dass der aktuelle Flugbereich des Flugzeugs durch die Aktivierung
des zweiten Steuermodus des Ruders nicht beeinträchtigt wird. Ein hoher Wert
der Ausschlaggeschwindigkeit des Steuerorgans entspricht nämlich im
Allgemeinen hohen Belastungen des Ruders, die durch die Aktivierung
des zweiten Steuermodus reduziert werden sollen.
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Des
Weiteren tritt der Fall A in einer Variante dann ein, wenn zusätzlich zu
den als erstes genannten Bedingungen (der Schwerpunkt des Flugzeugs ist
nach vorne verlagert und das Ruder ist nach oben ausgelenkt) auch
die vorhergehend genannten Bedingungen á und â erfüllt sind (gleichzeitig).
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Darüber hinaus
gilt vorteilhafterweise im Fall B:
- – die Bedingung
a) ist erfüllt,
wenn das Vorzeichen des Produkts aus dem vertikalen Lastvielfachen
und dem Ausschlagwinkel positiv ist; und/oder
- – die
Bedingung b) ist vorzugsweise erfüllt, wenn das vertikale Lastvielfache
größer als
+ 1,5 g oder kleiner als – 0,5
g ist, wobei g die Erdbeschleunigung ist; und/oder
- – die
Bedingung c) ist erfüllt,
wenn keine übliche Auftriebsvorrichtung
des Flugzeugs aktiviert ist.
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Außerdem schaltet
man in einer anderen Ausführungsform
mit einem Stabilisierungselement, das einem Seitenleitwerk entspricht,
und einem Ruder, das wenigstens ein oberes Ruderelement und ein
unteres Ruderelement aufweist, dann in den zweiten Steuermodus,
in dem man prioritär
das untere Ruderelement ansteuert, wenn das Produkt Fδ.Fβ kleiner
ist als null, wobei Fδ und
Fβ die aerodynamischen
Kräfte
sind, die durch den Ruderausschlag beziehungsweise das Schieben
auf das Seitenleitwerk ausgeübt
werden.
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Wenn
das Stabilisierungselement einem Seitenleitwerk entspricht und das
Ruder wenigstens ein oberes Ruderelement und ein unteres Ruderelement aufweist,
schaltet man darüber
hinaus alternativ oder ergänzend
in den zweiten Steuermodus, in dem man prioritär das obere Ruderelement ansteuert,
wenn die beiden folgenden Bedingungen gleichzeitig erfüllt sind:
- – das
Produkt Fδ.Fβ ist größer als
null, wobei Fδ und
Fβ die aerodynamischen
Kräfte
sind, die durch den Ruderausschlag beziehungsweise das Schieben
auf das Seitenleitwerk ausgeübt
werden; und
- – der
Absolutwert des Schiebewinkels ist größer als ein vorherbestimmter
Wert, beispielsweise halb so groß wie der Absolutwert des Ausschlagwinkels
des Ruders. Außerdem
führt man
das Ruder in einer besonderen Ausführungsart in Form von wenigstens
drei ansteuerbaren Ruderelementen aus, und man steuert die Ruderelemente nach
Prioritätsgruppen
an, wobei jede der Prioritätsgruppen
jeweils wenigstens ein Ruderelement aufweist.
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Gemäß der Erfindung
sind in diesem Fall alle möglichen
Steuerungsarten denkbar: beispielsweise alle Ruderelemente gemäß einem
einzelnen Prioritätsbefehl
getrennt ansteuern, nur ein einziges Ruderelement in dem zweiten
Steuermodus ansteuern, oder zwei von ihnen ansteuern, etc.
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Außerdem filtert
man vorteilhafterweise die Befehle der Ruderelemente, und man verwendet
für die
Befehle der verschiedenen Ruderelemente jeweils unterschiedliche
Filterungen.
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Die
vorliegende Erfindung betrifft auch eine elektrische Steuervorrichtung
für Flugzeugruder
des Typs, der Folgendes aufweist:
- – eine Steuereinheit,
die wenigstens ein Steuerorgan umfasst, das geeignet ist, von einem
Piloten betätigt
zu werden, und das einen globalen Ausschlagbefehl liefert, der wenigstens
eine Betätigung
des Steuerorgans durch den Piloten repräsentiert; und
- – einen
Stellantrieb, der das Ruder entsprechend einem empfangenen Ausschlagbefehl
auslenkt.
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Gemäß der Erfindung
zeichnet sich die Vorrichtung dadurch aus, dass:
- – das Ruder
wenigstens zwei Ruderelemente aufweist, wobei jedes der Ruderelemente
um eine Achse drehbar angebracht ist, um einen beliebigen Ausschlagwinkel
innerhalb eines Ausschlagbereichs einnehmen zu können;
- – der
Stellantrieb wenigstens zwei Betätigungsmittel
aufweist, wobei jedes der Betätigungsmittel mit
jeweils einem der Ruderelemente verbunden ist und geeignet ist,
das zugehörige
Ruderelement entsprechend einem individuellen empfangenen Ausschlagbefehl
auszulenken; und
- – die
Vorrichtung ferner aufweist:
– erste Mittel zum Ermitteln
einer besonderen Flugphase des Flugzeugs; und
– zweite
Mittel, die zwischen der Steuereinheit und den Betätigungsmitteln
angeordnet sind, und die, wenn von den ersten Mitteln die besondere Flugphase
ermittelt wird, entsprechend dem globalen, von der Steuereinheit
empfangenen Ausschlagbefehl individuelle differenzierte Ausschlagbefehle
für die
Betätigungsmittel
erzeugen, beispielsweise in der Weise, dass prioritär jenes Ruderelement
angesteuert wird, das die geringste Belastung an dem Stabilisierungselement
erzeugt.
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Vorteilhafterweise
weisen die ersten Mittel Messfühler
auf, um die Werte der verschiedenen Parameter zu messen, und eine
Rechnereinheit, um anhand der von den Messfühlern gemessenen Werte die
besondere Flugphase zu ermitteln. Da solche Messfühler im
Allgemeinen bei den meisten Flugzeugen, und insbesondere bei Passagierflugzeugen,
bereits vorhanden sind, ist die erfindungsgemäße Vorrichtung einfach und
kostengünstig
auszuführen.
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Aus
den Figuren der beifolgenden Zeichnungen ist ersichtlich, wie die
Erfindung ausgeführt
sein kann. Ähnliche
Elemente sind in diesen Figuren mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet.
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1 ist
das Blockdiagramm einer Steuervorrichtung gemäß der Erfindung.
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2 zeigt
ein Passagierflugzeug, in dem als Beispiel eine Steuervorrichtung
gemäß der Erfindung
eingesetzt wird.
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3 zeigt
ein Seitenruder, das an einem Seitenleitwerk angebracht ist und
gemäß einer
besonderen Ausführungsform
der Erfindung ausgeführt ist.
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4 zeigt
Ruder, die an Höhenleitwerken angebracht
sind und gemäß einer
besonderen Ausführungsform
der Erfindung ausgeführt
sind.
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5 ist
eine vergrößerte Ansicht
eines Teils von 4, die ein Ruder zeigt, das
an einem Höhenleitwerk
angebracht ist.
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Die
elektrische Steuervorrichtung 1, die der vorliegenden Erfindung
entspricht und in 1 dargestellt ist, ist für das Betätigen eines
Ruders 2 eines Flugzeugs 3 bestimmt, das an einem
teilweise dargestellten Stabilisierungselement 4 des Flugzeugs 3 angebracht
ist.
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Wie
anhand des Beispiels eines in 2 dargestellten
Passagierflugzeuges 3 zu sehen ist, kann das Ruder 2 im
Rahmen der vorliegenden Erfindung insbesondere:
- – ein Seitenruder 2A sein,
das an einem Seitenleitwerk 4A (Stabilisierungselement)
angebracht ist;
- – eines
der Höhenruder 2B, 2C sein,
die an Höhenleitwerken 4B, 4C (Stabilisierungselemente) angebracht
sind, die am hinteren Teil des Flugzeugs 3 in Höhe des Schwanzes 5 vorgesehen sind;
und
- – eines
der Querruder 2D, E2 sein, die an den Tragflächen 4D, 4E (Stabilisierungselemente)
des Flugzeugs 3 vorgesehen sind, an denen sich die Triebwerke 7 befinden.
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Die
elektrische Steuervorrichtung 1 ist von dem bekannten Typ,
der Folgendes aufweist:
- – eine Steuereinheit 9,
umfassend:
– ein
Steuerorgan 10, beispielsweise ein Steuerknüppel oder
ein Sidestick, das geeignet ist, von einem Flugzeugpiloten betätigt zu
werden, und das mit einem Umformer 11 verbunden ist, der
einen elektrischen Steuerbefehl liefert (relativ zum Ausschlag des
Ruders 2), der die Betätigung
des Steuerorgans 10 repräsentiert; und
– ein Rechenmittel 12,
das mittels einer Verbindung 8 mit dem Umformer 11 verbunden
ist und einen globalen Ausschlagbefehl liefert, der wenigstens die
Betätigung
des Steuerorgans 10 durch den Piloten repräsentiert;
und
- – einen
Stellantrieb 13, der das Ruder 2 entsprechend
einem empfangenen Ausschlagbefehl auslenkt.
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Gemäß der Erfindung:
- – weist
das Ruder 2 wenigstens zwei Ruderelemente 14, 15, 16 auf,
wobei jedes der Ruderelemente 14, 15, 16 in
der Weise, wie es symbolisch durch einen Doppelpfeil F dargestellt
ist, in beide Richtungen um eine Achse Z-Z drehbar angebracht ist,
um einen beliebigen Ausschlagwinkel innerhalb eines Ausschlagbereichs
einnehmen zu können.
Wie mit Hilfe von Trennungszeichen zwischen den Ruderelementen 15 und 16 in 1 dargestellt,
kann das Ruder 2 gemäß der Erfindung
eine beliebige Anzahl n (zwei, drei, vier, ...) von Ruderelementen
aufweisen, wobei n eine Ganzzahl größer oder gleich 2 ist;
- – weist
der Stellantrieb 13 wenigstens zwei Betätigungsmittel 17, 18, 19 auf,
wobei jedes der Betätigungsmittel 17, 18, 19 mit
einem der Ruderelemente 14, 15, 16 verbunden
ist und geeignet ist, das zugehörige
Ruderelement entsprechend einem individuellen empfangenen Ausschlagbefehl auszulenken;
und
- – weist
die Vorrichtung 1 ferner auf:
– Mittel 20, um wenigstens
eine besondere Flugphase des Flugzeugs zu ermitteln, auf die im
Folgenden näher
eingegangen wird; und
– Mittel 21,
die mittels Verbindungen 22 und 23 mit der Steuereinheit 9 beziehungsweise
den Mitteln 20 verbunden sind, und die, wenn von den Mitteln 20 die
besondere Flugphase ermittelt wird, entsprechend dem globalen Ausschlagbefehl,
der von der Steuereinheit 9 empfangen wird, individuelle
differenzierte Ausschlagbefehle für die Betätigungsmittel 17, 18, 19 erzeugen.
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In
einer bevorzugten ersten Ausführungsvariante
erzeugen die Mittel 21 individuelle differenzierte Ausschlagbefehle
in einer Weise, dass prioritär
jenes Ruderelement angesteuert wird, das die geringste Belastung
an dem Stabilisierungselement 4 erzeugt. Zu diesem Zweck
sind die Mittel 21 mittels einer Mehrfachverbindung 24 mit
den Betätigungsmitteln 17, 18, 19 verbunden.
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Gemäß der Erfindung
ist die besondere Flugphase des Flugzeugs 3, die von den
Mitteln 20 ermittelt wird, eine Flugphase (Flug, Einstellung
des Schwerpunkts, Manöver,
etc.), in der die Belastung Eeff, die auf das Stabilisierungselement 4 einwirkt, größer ist
als ein Belastungsgrenzwert Elim, der einem vorherbestimmten Prozentsatz,
beispielsweise 90 %, einer bekannten Maximalbelastung Emax des Stabilisierungselements 4 entspricht.
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Da
man also dank der Erfindung (wenigstens) in der besonderen Flugphase
jenes Ruderelement ansteuert, das es erlaubt, die geringste Belastung
an dem Stabilisierungselement 4 zu erzeugen, beschränkt man
die Maximalbelastungen, die auf das Stabilisierungselement 4 einwirken,
was es erlaubt, die Abmessungen und die Masse des Stabilisierungselements 4 zu
reduzieren.
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Darüber hinaus
kann man leistungsschwächere
und somit platzsparendere, leichtere und vor allem kostengünstigere
Stellantriebe 17, 18, 19 verwenden, da
wenigstens zwei Stellantriebe 17, 18, 19 vorgesehen
sind, um das Ruder 2 auszulenken (ein Stellantrieb 17, 18, 19 pro
Ruderelement 14, 15, 16 des Ruders 2).
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In
einer zweiten Ausführungsvariante
steuert die erfindungsgemäße Steuervorrichtung 1 ein
zweites der Ruderelemente, das eine Belastung an dem Stabilisierungselement 4 erzeugt,
die größer ist
als die Belastung, die bei gleichem Ausschlagwinkel des ersten und
des zweiten Ruderelements von einem ersten (zuerst angesteuerten)
Ruderelement erzeugt wird, zeitverzögert an.
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In
einer bevorzugten Ausführungsform
ist vorgesehen:
- – ein erster Steuermodus, in
dem die Mittel 21 die (wenigstens) zwei Ruderelemente 14, 15, 16 auf gleiche
Weise über
die Stellantriebe 17, 18, 19 ansteuern;
und
- – ein
zweiter Steuermodus, in dem die Mittel 21 die (wenigstens)
zwei Ruderelemente 14, 15, 16 auf unterschiedliche
Weise über
die Stellantriebe 17, 18, 19 ansteuern.
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Des
Weiteren schalten die Mittel 21 für die Dauer des gesamten Flugs
des Flugzeugs 3 in den ersten Steuermodus, mit Ausnahme
der besonderen Flugphase, in der sie in den zweiten Steuermodus schalten.
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Diese
bevorzugte Ausführungsform
erlaubt es:
- – einerseits, die auf das Stabilisierungselement 4 einwirkenden
Belastungen zu beschränken,
indem man, falls sich dies als nötig
erweist, in den zweiten Steuermodus schaltet, in dem man vorrangig
(das heißt
hauptsächlich,
oder je nach Situation sogar ausschließlich) jenes der Ruderelemente 14, 15, 16 ansteuert,
das die geringste Belastung an dem Stabilisierungselement 4 erzeugt; und
- – andererseits,
die Beanspruchung und die Alterung der Ruderelemente 14, 15, 16 zu
reduzieren, indem man bei normalem und gewöhnlichem Betrieb (doch außer in der
besonderen Flugphase, die oben erwähnt wurde und auf die im Folgenden anhand
von besonderen Ausführungsbeispielen der
Erfindung näher
eingegangen wird) stets in den ersten Steuermodus schaltet, in dem
die Ruderelemente 14, 15, 16 auf gleiche
Weise angesteuert werden, was es erlaubt, die verschiedenen Belastungen
auf die Gesamtheit der Ruderelemente 14, 15, 16 zu
verteilen und somit die entsprechende Beanspruchung und Abnutzung
dieser Ruderelemente 14, 15, 16 zu verringern.
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Außerdem weisen
die Mittel 20 auf:
- – eine Gesamtheit
von Messfühlern
C1, ..., Cp, wobei p eine Ganzzahl ist, um die Werte der verschiedenen
nachstehend genannten Parameter zu messen; und
- – eine
Rechnereinheit 25, die mittels der Verbindungen I1, ...,
Ip mit dem jeweiligen Messfühler C1,
..., Cp verbunden ist, um anhand der von den Messfühlern C1,
..., Cp gemessenen Werte die besondere Flugphase zu ermitteln.
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Man
wird feststellen, dass die verschiedenen Ruderelemente 14, 15, 16 eines
Ruders 2 so angeordnet sein können, dass sie sich um ein
und die selbe Achse Z-Z drehen, wie dies in 1 dargestellt ist.
Selbstverständlich
ist es aber auch möglich,
dass sich jedes Ruderelement um eine eigene Achse dreht, die sich
von den Achsen der übrigen
Ruderelemente unterscheidet.
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Darüber hinaus
sind gemäß der Erfindung, wenn
das Ruder 2 wenigstens drei Ruderelemente 14, 15, 16 aufweist
(wie dies beispielsweise in 2 für die Querruder 2D und 2E dargestellt
ist, die jeweils die drei Ruderelemente 14D, 15D 16D beziehungsweise 14E, 15E, 16E umfassen),
alle möglichen
Steuerungsarten denkbar.
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Im
Folgenden wird auf die besondere Ausführungsform Bezug genommen,
die teilweise in 3 dargestellt ist, in der das
Stabilisierungselement dem Seitenleitwerk 4A entspricht
und das Ruder 2A ein oberes Ruderelement 14A und
ein unteres Ruderelement 15A aufweist, die vertikal übereinander
angeordnet sind.
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In
dieser Ausführungsform
gibt es zwei besondere Flugphasen, in denen die Vorrichtung 1 in den
zweiten Steuermodus schaltet, das heißt, in denen die Ruderelemente 14A, 15A auf
unterschiedliche Weise angesteuert werden und das Ruderelement,
das die geringste Belastung an dem Seitenleitwerk 4A erzeugt,
prioritär
angesteuert wird. Der unterschiedliche Ausschlag der beiden Ruderelemente 14A, 15A soll
es erlauben, den an dem Seitenleitwerk 4A entstehenden
Lastarm zu ändern
und somit das Biegemoment und den Biegebelastungsbereich zu verkleinern.
Bei dieser Ausführungsform
ist jedoch das prioritäre
Ruderelement in den beiden besonderen Flugphasen nicht das selbe.
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Erstens
schaltet nämlich
die Vorrichtung 1 gemäß der Erfindung
dann in den zweiten Steuermodus, in dem man prioritär das untere
Ruderelement 15A ansteuert (um die Biegung des Seitenleitwerks 4A zu
verringern), wenn das Produkt Fδ.Fβ kleiner
ist als null, wobei Fδ und
Fβ die aerodynamischen
Kräfte
sind, die durch den Ruderausschlag beziehungsweise das Schieben
auf das Seitenleitwerk 4A ausgeübt werden. Selbstverständlich weisen
die Mittel 20 zwei Messfühler Ci und Ci + 1 auf (nicht
speziell dargestellt), um den Schiebewinkel β und den Ausschlagwinkel δ zu messen,
und die Rechnereinheit 25 berechnet anhand dieser Werte
das Vorzeichen des Produkts Fδ.Fβ und vergleicht
es mit null, um die besondere Flugphase zu ermitteln.
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Zweitens
schaltet die Vorrichtung 1 gemäß der Erfindung dann in den
zweiten Steuermodus, in dem man zuerst das obere Ruderelement 14A ansteuert,
wenn die beiden folgenden Bedingungen gleichzeitig erfüllt sind:
- – das
Produkt Fδ.Fβ ist größer als
null, wobei Fδ und
Fβ die aerodynamischen
Kräfte
sind, die durch den Ruderausschlag beziehungsweise das Schieben
auf das Seitenleitwerk 4A ausgeübt werden; und
- – der
Absolutwert des Schiebewinkels ist größer als ein vorherbestimmter
Wert, beispielsweise halb so groß wie der Absolutwert des Ausschlagwinkels
des Ruders.
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Außerdem sieht
die besondere Ausführungsform,
die in den 4 und 5 dargestellt
ist, als Stabilisierungselement das Höhenleitwerk 4B vor, und
ein Ruder 2B mit zwei Ruderelementen 14B, 15B,
das heißt
ein innen angeordnetes Ruderelement 14B (relativ zur Längsachse
des Flugzeugs 3) und ein außen angeordnetes Ruderelement 15B.
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Gemäß der Erfindung
schaltet die Vorrichtung 1 dann in den zweiten Steuermodus,
in dem man prioritär
das innen angeordnete Ruderelement 14B ansteuert, das die
geringste Belastung an dem Höhenleitwerk 4B erzeugt,
wenn einer der folgenden Fälle
A/ und B/ vorliegt:
- A/ der Schwerpunkt des
Flugzeugs 3 ist nach vorne verlagert und das Ruder 2B ist
nach oben ausgelenkt;
- B/ der Schwerpunkt des Flugzeugs 3 ist nach hinten
verlagert und die folgenden Bedingungen sind gleichzeitig erfüllt:
a)
die gewünschte
Ausschlagrichtung des Ruders 2B ist der Bewegung des Flugzeugs 3 entgegengerichtet;
b)
der Absolutwert des Lastvielfachen des Flugzeugs 3 ist
größer als
ein vorherbestimmter Wert; und
c) das Fahrwerk und die Klappen
des Flugzeugs 3 sind eingefahren.
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In
einer ersten Variante der Erfindung tritt der Fall A dann ein, wenn
zusätzlich
zu den vorhergehend genannten Bedingungen auch die folgende Bedingung δ erfüllt ist:
Das Fahrwerk und die Klappen des Flugzeugs 3 sind eingefahren.
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In
einer zweiten Variante der Erfindung tritt der Fall A dann ein,
wenn zusätzlich
zu den vorhergehend genannten Bedingungen auch die folgende Bedingung β erfüllt ist:
Die Ausschlaggeschwindigkeit des Steuerorgans 10 des Flugzeugs 3,
beispielsweise eines Sidesticks, ist größer als ein vorherbestimmter
Wert. Dieser vorherbestimmte Wert kann beispielsweise so gewählt werden,
dass er halb so groß ist
wie die maximale Ausschlaggeschwindigkeit des Steuerorgans 10.
Das Hinzufügen
dieser Bedingung β erlaubt
es, den aktuellen Flugbereich des Flugzeugs 3 durch die
Aktivierung des zweiten Steuermodus des Ruders 2B nicht
zu beeinträchtigen.
Ein hoher Wert der Ausschlaggeschwindigkeit des Steuerorgans 10 entspricht
nämlich
im Allgemeinen hohen Belastungen des Ruders 2B, die durch
die Aktivierung des zweiten Steuermodus reduziert werden sollen.
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Des
Weiteren tritt der Fall A in einer dritten Variante dann ein, wenn
zusätzlich
zu den zuerst genannten Bedingungen (der Schwerpunkt des Flugzeugs 3 ist
nach vorne verlagert und das Ruder 2B ist nach oben ausgelenkt)
auch die vorhergehend genannten Bedingungen δ und β erfüllt sind (gleichzeitig).
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Außerdem gilt
gemäß der Erfindung
für den Fall
B:
- – die
Bedingung a) ist erfüllt,
wenn das Vorzeichen des Produkts aus dem vertikalen Lastvielfachen
und dem Ausschlagwinkel positiv ist;
- – die
Bedingung b) ist erfüllt,
wenn das vertikale Lastvielfache größer als + 1,5 g oder kleiner
als – 0,5
g ist, wobei g die Erdbeschleunigung ist; und
- – die
Bedingung c) ist erfüllt,
wenn keine übliche, nicht
dargestellte Auftriebsvorrichtung des Flugzeugs aktiviert ist.
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Die
Mittel 20 weisen geeignete Messfühler auf, um die vorhergehend
genannten Parameter zu messen.
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Ferner
verwendet man den Wert des Einstellwinkels des Höhenleitwerks 4B (der
Winkel zwischen der Längsachse
des Flugzeugs 3 und dem Höhenleitwerk 4B), um
die Fälle "Schwerpunkt vorne" von den Fällen "Schwerpunkt hinten" zu unterscheiden.
Wenn sich das Flugzeug 3 im stabilen Horizontalflug befindet,
repräsentiert
diese Einstellung, wo sich der Schwerpunkt des Flugzeugs 3 befindet.
Man kann beispielsweise sagen, dass der Schwerpunkt bei Einstellwinkeln
kleiner als –1,5 ° vorne liegt
und bei Einstellwinkeln größer als –1,5 ° hinten liegt.
Das Vorzeichen dieses Winkels ist derart, dass der Einstellwinkel
bei einem Höhenleitwerk 4B,
dessen Vorderteil nach unten gerichtet ist, negativ ist, und der Einstellwinkel
positiv ist, wenn das Vorderteil nach oben gerichtet ist. Bei einer
kopflastigen Trimmung ist der Schwerpunkt des Flugzeugs 3 zum
vorderen Teil des Flugzeugs 3 verlagert, während der
Schwerpunkt des Flugzeugs 3 bei einer schwanzlastigen Trimmung
zum hinteren Teil dieses Flugzeugs 3 verlagert ist.
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Man
wird feststellen, dass die Verwendung des innen angeordneten Ruderelements 14B es
erlaubt, den Hebelarm der aerodynamischen Kraft, der das Höhenleitwerk 4B unterliegt,
zu verkürzen
und dadurch das Biegemoment zu verkleinern.
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Außerdem filtert
man die Befehle der Ruderelemente 14, 15, 16,
und man verwendet für
die Befehle der verschiedenen Ruderelemente 14, 15, 16 jeweils
unterschiedliche Filterungen.