DE69707196T2

DE69707196T2 - Ausgleichrudersteuerung für Flugzeuge

Info

Publication number: DE69707196T2
Application number: DE69707196T
Authority: DE
Inventors: Michel Durandeau; Etienne Foch
Original assignee: Aerospatiale Matra
Current assignee: Aerospatiale Matra
Priority date: 1996-05-17
Filing date: 1997-04-30
Publication date: 2002-05-29
Anticipated expiration: 2017-05-01
Also published as: CA2204445C; CN1080226C; CN1176208A; FR2748720A1; DE69707196D1; FR2748720B1; ID16899A; EP0807573B1; CA2204445A1; ES2165001T3; US5913492A; BR9702390A; EP0807573A1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein System zur Steuerung einer Kräfteausgleichsklappe für ein Ruder eines Flugzeugs.
Es ist bekannt, dass es in einem Flugzeug mit mechanischer Steuerung ohne Servosteuerung üblich ist, auf bestimmten aerodynamischen Flächen des genannten Flugzeugs, wie zum Beispiel auf dem Seitenruder, den Höhenrudern, den Querrudern, usw ... eine Ausgleichsklappe vorzusehen. Derartige Ausgleichsklappen sollen dazu dienen, die Manövrierkräfte zu verändern, die der Pilot bei Fehlen von Ausgleichsklappen auf die aerodynamischen Flächen ausüben müsste, um sie einzustellen.
In zahlreichen Arbeiten werden die jeweilige Funktionsweise dieser Vorrichtungen mit Ausgleichsklappen (nach ihrer englischen Bezeichnung häufig "Tab" genannt) sowie die Gleichungen vorgestellt, nach denen die Funktion abläuft und die es gestatten, deren Eigenschaften in Abhängigkeit von der Anwendung auf den präzisen Fall zu berechnen. Von den neuesten Arbeiten soll die Arbeit von 3. ROSKAM "Airplane Flight Dynamics and automatic Flight Controls" angeführt werden, die von Roskam Aviation and Engineering Corporation im Jahre 1979 veröffentlicht wurde.
In den bekannten dem Kräfteausgleich dienenden Systemen des automatischen Typs
- wird eine Ausgleichsklappe drehbar auf der Seite der Hinterkante der zugeordneten aerodynamischen Fläche angelenkt, die wiederum drehbar auf die Struktur des genannten Flugzeugs (Flügel, Seitenflosse, Leitwerk, usw ...) montiert ist;
- wird das Steuerorgan (Steuerknüppel, Steuerrad, Steuerpedal), das dem Flugzeugführer zur Verfügung steht, mechanisch mit der genannten aerodynamischen Fläche so verbunden, dass es den Ausschlag dieser Fläche gegenüber der genannten Struktur steuern kann; und
- verbindet ein mechanisches Gestänge die Ausgleichsklappe mit der Struktur so, dass jedem Wert des Ausschlagwinkels der genannten aerodynamischen Fläche gegenüber der Struktur nach einer bestimmten Gleichung ein Wert des Ausschlagwinkels der Ausgleichsklappe gegenüber der genannten aerodynamischen Fläche entspricht.
Allein aufgrund ihrer im Wesentlichen mechanischen Ausführung können derartige bekannte Systeme nicht alle Parameter, die für eine geeignete Anpassung der Kräfte an alle Flugbedingungen erforderlich wären, berücksichtigen. Folglich kann ihre Wirkung nicht im gesamten Flugbereich und unabhängig vom Ausschlag der aerodynamischen Fläche optimal sein, denn sie ist zwangsläufig das Ergebnis eines Kompromisses. Bestimmte Flugbedingungen, wie beispielsweise die bei einem Motorausfall oder bei der Rotation des Flugzeugs beim Abheben auftretenden Bedingungen, führen dazu, dass ein hoher Ausgleichsgrad angenommen wird, um den geltenden Vorschriften gerecht zu werden.
Übrigens würden die beim Marschflug bei hoher Geschwindigkeit auftretenden und auf die Struktur einwirkenden Kräfte einen geringeren Ausgleich, ja selbst einen Ausgleich mit negativem Vorzeichen, erfordern.
Zum anderen ist ein zu starker Ausgleich die Quelle von aerodynamischen Anomalien, vom Typ des Ansaugens des Ruders zum Beispiel.
In bestimmten Fällen müssen zusätzliche Schutzvorrichtungen angebracht werden.
Der Hauptgegenstand der vorliegenden Erfindung ist eine Ausgleichsrudersteuerung die auf dem Prinzip der Ausgleichsklappenvorrichtungen vom Typ des verformbaren Parallelogramms beruht, die es gestattet, zahlreiche Parameter, die bisher nicht in die vorgenannten Systeme integriert werden konnten, zu berücksichtigen.
Zu diesem Zweck wird gemäß der Erfindung das System zur Steuerung einer Ausgleichsklappe eines Flugzeugs des zuvor beschriebenen Typs dadurch gekennzeichnet, dass es umfasst:
- einen ersten Sensor, der den Wert des Ausschlagwinkels der genannten aerodynamischen Fläche gegenüber der genannten Struktur erfasst;
- ein bewegliches und steuerbares Betätigungsorgan, das mit der genannten Struktur verbunden und in der Lage ist, auf das genannte Gestänge einzuwirken, um die genannte Beziehung zwischen den Werten der Ausschlagwinkel der genannten aerodynamischen Fläche und der genannten Ausgleichsklappe zu verändern;
- einen zweiten Sensor, der die Position des genannten Betätigungsorgans ermittelt; und
- eine Steuervorrichtung, die die Informationen des genannten ersten und des genannten zweiten Sensors empfängt und anhand dieser Informationen einen Steuerbefehl für das genannte Betätigungsorgan erzeugt.
Auf diese Weise kann der Ausschlag der genannten Ausgleichsklappe in Abhängigkeit vom Ausschlag der genannten aerodynamischen Fläche auf jeden gewünschten Wen eingestellt werden.
Vorteilhafterweise kann die genannte Steuervorrichtung außerdem mindestens einen vom genannten Flugzeug kommenden Parameter empfangen und diesen Parameter bei der Erzeugung des genannten Steuerbefehls berücksichtigen.
Das genannte bewegliche und steuerbare Betätigungsorgan kann beispielsweise ein Stellantrieb sein, wobei das genannte Organ entweder zwischen die genannte Struktur und das genannte Gestänge eingebracht werden kann, um die Längsposition - eines Verankerungspunktes des Gestänges einzustellen, oder zwischen zwei Teile des genannten Gestänges, um die Länge dieses Gestänges einzustellen.
Man kann sich leicht vorstellen, dass in beiden Fällen die Beziehung zwischen dem Ausschlagwinkel der Ausgleichsklappe und dem Ausschlagwinkel der genannten aerodynamischen Fläche durch die Wirkung des Betätigungsorgans verändert werden kann.
Außerdem können die in der Steuervorrichtung verwendeten genannten Parameter verschiedenartig sein, wie zum Beispiel eine Geschwindigkeit des Flugzeugs, eine repräsentative Information über die Position der Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung, eine Kraft, die vom Piloten auf das Steuerorgan ausgeübt wird, ein Lastfaktor, ein Trimmwinkel des Flugzeugs, ein aerodynamischer Anstellwinkel, eine für eine Konfiguration von Systemen des Flugzeugs repräsentative Information, der Befehl zur Neuorientierung der Kraft (trim), usw ...
Die Steuervorrichtung des genannten Betätigungsorgans kann zweierlei Typs sein:
- beim ersten Typ erzeugt die genannte Steuervorrichtung anhand der vom genannten ersten Sensor gelieferten Informationen einen Sollwert für die Stellung des genannten Betätigungsorgans, wobei dieser Sollwert vom genannten Parameter abhängt und der genannte Steuerbefehl für das Betätigungsorgan das Signal für das Auftreten eines Fehlers zwischen dem genannten Sollwert und den vom genannten zweiten Sensor gelieferten Informationen ist;
beim zweiten Typ erzeugt die genannte Steuervorrichtung anhand des genannten Parameters einen Sollwert für die Position der genannten aerodynamischen Fläche, und der genannte Steuerbefehl für das Betätigungsorgan ist die algebraische Summe aus den Informationen des genannten zweiten Sensors und dem Signal eines zwischen dem genannten Sollwert und den vom genannten ersten Sensor gelieferten Informationen auftretenden Fehlers.
In einer vorteilhaften Ausführung des ersten Typs hat das genannte Betätigungsorgan eine neutrale Position, für die die genannte Beziehung zwischen dem Ausschlagwinkel der Ausgleichsklappe und dem Ausschlagwinkel der aerodynamischen Fläche einen Grundwert aufweist, der einzig und allein durch die Geometrie des genannten mechanischen Gestänges bestimmt wird, wobei der genannte Parameter, der an die Steuervorrichtung geschickt wird, die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs ist und das genannte Betätigungsorgan durch die Einwirkung der genannten Steuervorrichtung eine Operationsposition annimmt, die von der genannten Luftgeschwindigkeit und dem Ausschlagwinkel der aerodynamischen Fläche abhängt und für die die genannte Beziehung einen Operationswert annimmt, der sich vom genannten Grundwert unterscheidet.
Ein System gemäß der Erfindung, das sich auf den oben nochmals angeführten zweiten Typ einer Steuervorrichtung bezieht, umfasst vorteilhafterweise einen Sensor für die vom Piloten auf das genannte Steuerorgan ausgeübten Kräfte, und der genannte, an die Steuervorrichtung geschickte Parameter ist der gemessene Wert der genannten, vom genannten Sensor gelieferten Kräfte, wobei das Betätigungsorgan durch die Wirkung der genannten Steuervorrichtung eine Operationsposition einnimmt, für die der Ausschlag der genannten Ausgleichsklappe gegenüber der genannten aerodynamischen Fläche den Ausschlag dieser letztgenannten Fläche auf den Wert einstellt, der dem genannten Messwert der vom Piloten ausgeübten Kraft entspricht und von anderen Parametern abhängt.
Man erhält auf diese Weise ein System zur Steuerung der aerodynamischen Fläche durch die Regelung der Position der genannten Ausgleichsklappe. In einem derartigen System kann die mechanische Verbindung, die das Steuerorgan mit der aerodynamischen Fläche verbindet, eventuell weggelassen werden.
Außerdem kann es in einem System dieses Typs vorgesehen werden, für die Erzeugung des Steuerbefehls für das genannte Betätigungsorgan entweder den genannten Sollwert für die Position der aerodynamischen Fläche zu verwenden oder aber eine andere Information, die für einen Ausschlagwinkel für die genannte aerodynamische Fläche repräsentativ ist.
Eine derartige andere Information kann beispielsweise von dem an Bord eines Flugzeugs vorgesehenen Autopiloten stammen, kann aber auch ein Sicherheitssignal sein, wenn der genannte Sollwert einen Grenzwert erreicht, der nicht überschritten werden darf.
Anhand der Abbildungen des als Anlage beigefügten Zeichnungsteils wird leicht verständlich, wie die Erfindung umgesetzt werden kann. Auf diesen Abbildungen werden ähnliche Elemente durch identische Bezugszeichen bezeichnet.
Abb. 1 ist das Übersichtsschema eines Ausführungsbeispiels des Steuersystems gemäß der Erfindung.
Abb. 2 veranschaulicht auf der Ebene des Betätigungsorgans schematisch eine Variante des Systems von Abb. 1, was die Verbindung zwischen der Ausgleichsklappe und der Struktur des Flugzeugs betrifft.
Abb. 3 zeigt das Übersichtsschema eines Beispiels der Steuervorrichtung des Stellantriebs der Systeme der Abb. 1 und 2.
Abb. 4 veranschaulicht grafisch ein Beispiel für die Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln der Ausgleichsklappe und der aerodynamischen Fläche.
Abb. 5 ist das Übersichtsschema einer Ausführungsvariante der Systeme der Abb. 1 und 2, was die Steuervorrichtung des Stellantriebs betrifft.
Abb. 6 zeigt das Übersichtsschema eines Beispiels für die Steuervorrichtung für das System von Abb. 5.
Abb. 7 ist eine grafische Darstellung eines Funktionsbeispiels, ausgeführt mit der Steuervorrichtung von Abb. 6.
Abb. 8 ist das Übersichtsschema einer Ausführungsvariante der Steuervorrichtung von Abb. 6.
Abb. 9 zeigt das Übersichtsschema einer Variante des Systems von Abb. 5.
Das Ausführungsbeispiel 1 des Steuersystems für ein Flugzeug, das auf Abb. 1 dargestellt wird, umfasst auf bekannte Art und Weise:
- ein Steuerorgan 1, das dem Piloten zur Verfügung steht. Obgleich dieses Steuerorgan auf Abb. 1 schematisch in Form eines in 2 gelenkig mit der Struktur des Flugzeugs verbundenen Steuerknüppels dargestellt wird, kann dieses Steuerorgan selbstverständlich auch ein Steuerpedal, ein Steuerrad, usw. ... sein;
- eine steuerbare aerodynamische Fläche 3, beispielsweise ein. Seitenruder, ein Höhenruder, ein Querruder, usw. ..., die auf einem Teil 5 der Struktur des Flugzeugs, beispielsweise auf einem Flügel, einer Seitenflosse, einem Leitwerk, usw. ... drehbar um eine Welle 4 angebracht ist;
- eine Ausgleichsklappe. 6, häufig "tab" genannt, die auf der aerodynamischen Fläche 3 drehbar angelenkt ist, und zwar um eine Welle 7, die auf der Seite der Hinterkante dieser letztgenannten Fläche angebracht ist;
- ein erstes Gestänge 8, das das genannte Steuerorgan 1 mit einem mit Welle 4 kraftschlüssig verbundenen Kurbelzapfen 9 so verbindet, dass sich die genannte aerodynamische Fläche 3 mit Welle 4 dreht, wenn der Pilot das Steuerorgan 1 betätigt; und,
- ein zweites Gestänge 10, das den genannten Strukturteil 5 mit einem mit Welle 7 kraftschlüssig verbundenen Kurbelzapfen 11 verbindet, damit sich die genannte Ausgleichsklappe mit Welle 7 gegenüber der aerodynamischen Fläche 3 dreht, wenn diese sich mit ihrer Welle 4 dreht. Dank dieses Gestänges 10 entspricht jedem Wert des Winkels des Ausschlags der aerodynamischen Fläche 3 gegenüber Strukturteil 5 um die Achse
- von Welle 4 nach einer durch die geometrischen Eigenschaften der Ausführung bestimmten Beziehung
ein Wert des Winkels des Ausschlags von Ausgleichsklappe 6 gegenüber der aerodynamischen Fläche 3 um die Achse von Welle 7.
Gemäß der vorliegenden Erfindung umfasst das Steuersystem I von Abb. 1 außerdem:
- einen ersten Sensor 12, der den Wert des Winkels des Ausschlags der aerodynamischen Fläche 3 um die Achse von Welle 4 gegenüber Strukturteil 5 ermittelt;
- ein bewegliches und steuerbares Betätigungsorgan 13, beispielsweise einen Stellantrieb, das auf Strukturteil 5 montiert und in der Lage ist, auf das zweite Gestänge 10 einzuwirken, um die Beziehung zwischen den Werten der Ausschlagswinkel der genannten Ausgleichsklappe und der genannten aerodynamischen Fläche zu verändern. Von dem auf Abb. 1 dargestellten zweiten Gestänge 10 wird angenommen, dass es starr ist und eine feste Länge besitzt, und sein Ende, das Ausgleichsklappe 6 entgegengesetzt ist, ist über das bewegliche Organ 14 von Betätigungsorgan 13 so mit Strukturteil 5 verbunden, dass die Wirkung des letztgenannten Betätigungsorgans die Verschiebung des genannten zweiten Gestänges genau parallel zu sich selbst nach sich zieht. Auf diese Weise wird die Verbindung zwischen Strukturteil 5 und der Ausgleichsklappe variabel, so dass die genannte Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln der aerodynamischen Fläche 3 und der Ausgleichsklappe 6 ebenfalls variabel wird. Außerdem wird Stellantrieb 13 auf Abb. 1 drehbar dargestellt. Selbstverständlich könnte er als Variante auch linear sein. Unabhängig von seiner Ausführungsform ist Stellantrieb 13 unter der Einwirkung von äußeren Kräften irreversibel, wenn er nicht gesteuert wird. In einer besonderen Ausführungsform kann Stellantrieb 13 vom Typ mit einer neutralen Position sein, die bei Fehlen einer Steuerung von dem genannten Stellantrieb spontan eingenommen wird, wobei die genannte neutrale Position unter diesen Bedingungen irreversibel ist;
- einen zweiten Sensor 15, der die Position des beweglichen Organs 14 von Betätigungsorgan 13 ermittelt; und
- eine Steuervorrichtung 16, die die vom ersten und vom zweiten Sensor ausgehenden Informationen jeweils über die Verbindungen 17 und 18 empfängt und mindestens einen Eingang 19 für einen vom Flugzeug kommenden Parameter aufweist. In Abhängigkeit von den genannten Informationen der genannten Sensoren 12 und I S und von dem genannten Parameter erzeugt Steuervorrichtung 16 einen Steuerbefehl, den sie über Verbindung 20 an Betätigungsorgan 13 schickt. Auf diese Weise bewirkt das genannte Betätigungsorgan 13 die Änderung der Längsposition des zweiten Gestänges 10 und verändert damit auch die Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln der Ausgleichsklappe 6 und der aerodynamischen Fläche 3.
Die auf Abb. 2 dargestellte Ausführungsvariante 11 des Steuersystems gemäß der Erfindung ist dem Ausführungsbeispiel I von Abb. 1 sehr ähnlich. Allerdings besteht das zweite Gestänge 10 in diesem Fall aus zwei Teilen 10A und 10B, die über Stellantrieb 13 (der in diesem Fall vorteilhafterweise linear ist) miteinander verbunden sind und deren dem genannten Stellantrieb 13 entgegengesetzte Enden jeweils mit Strukturteil 5 (in 21) und mit Kurbelzapfen 11 verbunden sind. So wird in diesem Fall die Änderung der Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln von Ausgleichsklappe 6 und der aerodynamischen Fläche 3 durch Änderung der Länge des zweiten Gestänges 10 erhalten und nicht mehr durch eine Verschiebung dieses Gestänges, wie anhand von Abb. 1 beschrieben wird.
Anhand dessen, was mittels Abb. 1 und Abb. 2 beschrieben wird, wird leicht verständlich, dass - wenn Betätigungsorgan 13 nicht aktiv ist und sich in seiner neutralen Position befindet - die Beziehung zwischen dem Winkel des Ausschlags von mittels Ausgleichsklappe 6 um Welle 7 und dem Winkel des Ausschlags der aerodynamischen Fläche um Welle 4 einen Grundwert aufweist, der einzig und allein durch die Geometrie des Systems und die Länge des zweiten Gestänges 10 bestimmt wird.
Wenn die Steuervorrichtung 16 hingegen das Betätigungsorgan 13 (über Verbindung 20) aktiviert und es eine Operationsposition einnehmen lässt, die sich von der neutralen Position unterscheidet, bewirkt Betätigungsorgan 13 eine Verschiebebewegung von Gestänge 10 (Abb. 1) oder verändert die Länge dieses genannten Gestänges (Abb. 2). Daraus ergibt sich, dass die genannte Beziehung zwischen dem Ausschlagwinkel der Ausgleichsklappe 6 und dem Ausschlagwinkel der aerodynamischen Fläche 3 einen Operationswert annimmt, der sich vom genannten Grundwert unterscheidet.
Da der von der Steuervorrichtung 16 an das Betätigungsorgan 13 gesendete Steuerbefehl in Abhängigkeit von den Informationen der Positionssensoren 12 und 15 und den an die Eingänge 19 gesendeten Parametern erzeugt wird, kann man auf diese Weise sehen, dass die Steuervorrichtung 1b in Abhängigkeit vom Ausschlag der aerodynamischen Fläche 3 Gesetze für den Ausschlag von Ausgleichsklappe 6 aufstellen und die genannte Klappe so positionieren kann, dass ihr ein Ausschlag verliehen wird, der von den Flugbedingungen abhängt. Derartige Gesetze für den Ausschlag von Ausgleichsklappe 6 können ganz einfach berechnet werden, wenn die Geometrie der Vorrichtung bekannt ist und wenn man sich der Gleichungen der Flugmechanik bedient, und sie können schließlich durch Flugversuche und/oder Versuche im Windkanal bestätigt werden. Außerdem kann man während dieser Versuche ohne mechanische Veränderungen und eventuell auch während desselben Flugs die ganze Skala der Werte dieser Beziehung, insbesondere den Grad der Automatik, untersuchen, um die optimalen Werte zu ermitteln, entweder für die Realisierung eines herkömmlichen Systems oder für die Eingabe dieser Werte in Vorrichtung 16.
Wenn Betätigungsorgan 13 ausfällt, bleibt das Flugzeug trotzdem steuerbar, allerdings mit einer festen Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln der Klappe 6 und der aerodynamischen Fläche 3.
Auf Abb. 3 wird" ein Ausführungsbeispiel der Steuervorrichtung 16 für die Systeme I und II der Abb. 1 und 2 dargestellt. Dieses Ausführungsbeispiel umfasst:
- eine Tafel 21, die zum einen über einen Eingang 19 einen Parameter p empfängt und, über Verbindung 17, den gemessenen Wert des Winkels des Ausschlags B der aerodynamischen Fläche 3 um Achse 4 und die zum anderen an ihren Ausgang 22 einen Sollwert dc für das Betätigungsorgan 1 : 3 sendet. Diese Tafel 21 ordnet jedem Wert des Ausschlagwinkels B einen Sollwert dc zu, der eine Funktion F(B, p) des Ausschlagwinkels B und des Parameters p ist; und
- ein Subtrahierglied 23, das einerseits den genannten Sollwert dc und andererseits die tatsächliche Position d des beweglichen Organs 14 empfängt, die von Sensor 15 gemessen und über Verbindung 18 an das genannte Subtrahierglied 23 geschickt wird, und das über Verbindung 20 an Betätigungsorgan 13 das Fehlersignal dc-d schickt.
Man stellt fest, dass Vorrichtung 16 von Abb. 3 somit die Einstellung der Position des beweglichen Organs 14 von Betätigungsorgan 13 in die Sollposition dc vornimmt.
Wenn man nennt:
- K1 den Grundwert der Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln b und B der Klappe 6 beziehungsweise der aerodynamischen Fläche 3, wenn das Betätigungsorgan 13 nicht aktiv ist und sich in neutraler Position befindet;
- K2 das Verhältnis des Ausschlags von Ausgleichsklappe 6 gegenüber der Bewegung des beweglichen Organs 14 von Betätigungsorgan 13,
dann ist der Ausschlagwinkel b der Ausgleichsklappe gleich
b = K1.B + K2.d.
Da außerdem die Position d des beweglichen Organs 14 auf die Sollposition dc = F(B,p) eingeregelt wird, nimmt der Ausschlagwinkel b den Wert K1.B + K2.F(B,p) an.
Parameter p kann unterschiedlicher Natur sein. In einem besonderen Anwendungsbeispiel, in dem Parameter p die Luftgeschwindigkeit Vc ist (deren Wert an Bord des Flugzeugs vorliegt), kann der Sollwert folgenden Typs sein: dc = K3.B, ein Ausdruck, in dem K3 als Funktion von Parameter Vc variabel ist. Der Ausschlagwinkel b von Ausgleichsklappe 6 nimmt dann den Wert (auf eine Konstante genau)
b = B.(K1 + K2.K3) = B.K.
an, wenn angenommen wird, dass K = K1 + K2.K3 ist.
Auf Abb. 4 wird ein bewusst vereinfachtes Beispiel der Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln b und B dargestellt, indem angenommen wird, dass K3 nur die drei Festwerte 0, K31 und K32 in Abhängigkeit von der Position der Luftgeschwindigkeit Vc gegenüber einer Geschwindigkeitsschwelle Vo annehmen konnte:
- bei Vc = Vo ist K3 gleich 0, und K nimmt den Wert K1 an, so dass jedem Ausschlagwinkel B der aerodynamischen Fläche 3 ein Ausschlagwinkel b = K1.B entspricht. In diesem Fall befindet sich das bewegliche Organ 14 in seiner neutralen Position, und die Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln b und 1B (siehe Kurve 24) hat ihren Grundwert, der einzig und allein durch die Geometrie von Gestänge 10 bestimmt wird;
- bei Vc < Vo nimmt K3 den Festwert K31 an, und K ist gleich K1 + K2.K31, so dass das bewegliche Organ 14 eine Operationsposition einnimmt, in der jeder Ausschlagwinkel B der aerodynamischen Fläche 3 einem Ausschlagwinkel b = (K1 + K2.K31).B von Ausgleichsklappe 6 entspricht. Die Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln b und B nimmt dann einen Operationswert an, der sich in Kurve 25 befindet;
- bei Vc > Vo nimmt K3 den Festwert K32 an, und K ist gleich K1 + K2.K32, so dass das bewegliche Organ 14 eine Operationsposition einnimmt, in der jedem Ausschlagwinkel B der aerodynamischen Fläche 3 ein Ausschlagwinkel b = (K1 + K2.K32).B für Ausgleichsklappe 6 entspricht. Die Beziehung zwischen den. Ausschlagwinkeln b, und B nimmt dann einen Operationswert an, der in Kurve 26 zu finden ist.
Auf Abb. 4 wurde angenommen, dass bei niedriger Geschwindigkeit die Operationswerte der Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln b und B unter dem Grundwert liegen, während die genannten Operationswerte bei hohen Geschwindigkeiten über diesem Grundwert liegen. Je nach Flugzeug könnte auch das Gegenteil der Fall sein, wobei dann die Operationswerte, die hohen Geschwindigkeiten entsprechen, unter dem Grundwert liegen würden, und die Werte, die niedrigen Geschwindigkeiten entsprechen, über diesem letztgenannten Grundwert liegen würden.
Außerdem könnte man als Parameter p anstelle der Luftgeschwindigkeit Vc oder zusätzlich zu ihr zum Beispiel die Position von Vorrichtungen mit auftriebserhöhender Wirkung verwenden, und zwar auf ähnliche Weise, wie es nachstehend in den Abb. 6 und 7 beschrieben wird. In diesem Fall kann der Operationswert der Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln der Ausgleichsklappe 6 und der aerodynamischen Fläche 3 je nach Flugzeugtyp entweder größer oder kleiner sein, wenn die Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung eingefahren oder ausgefahren sind.
In der Ausführungsvariante III des Systems gemäß der vorliegenden Erfindung, die auf den Abb. 5 und 6 dargestellt wird, findet man die zuvor anhand der Abb. 1 und 2 beschriebenen Elemente 1 bis 15, 17, 18 und 20 wieder. Allerdings ist bei dieser Ausführungsart III:
- die Steuervorrichtung 16 der Ausführungsarten I und II durch eine Steuervorrichtung 27 ersetzt, die mit den Eingängen 28 und 34 versehen ist. Steuervorrichtung 27 ist ebenso wie Steuervorrichtung 16 über die Verbindungen 17, 18 beziehungsweise 20 mit den Sensoren 12 und 15 und mit Betätigungsorgan 13 verbunden; und
- auf dem ersten Gestänge 8 zwischen dem Steuerorgan 1 und der aerodynamischen Fläche 3 ein Sensor 29 vorgesehen, der die Kräfte misst, die vom Piloten direkt auf die genannte aerodynamische Fläche 3 ausgeübt werden, und der diese gemessenen Kräfte über eine Verbindung 30 an Eingang 28 von Steuervorrichtung 27 sendet.
Wie Abb. 6 zeigt, umfasst Steuervorrichtung 27:
- eine Tafel 31, die mit den Eingängen 28 und 34 in Verbindung steht und die jedem von Sensor 29 gemessenen Kraftwert einen Sollwert Bc für den Ausschlag der aerodynamischen Fläche 3 zuordnet. In Eingang 34 empfängt Tafel 31 den Wert der Luftgeschwindigkeit Vc, der an Bord des Flugzeugs vorliegt;
- ein Subtrahierglied 32, das einerseits den von Tafel 31 kommenden genannten Sollwert Bc empfängt und andererseits den tatsächlichen Wert des Ausschlagwinkels B, der über Verbindung 17 von Sensor 12 kommt, und das ein Fehlersignal erzeugt; und
- eine Regelvorrichtung 33, die einerseits das von Subtrahierglied 32 kommende Fehlersignal und andererseits den Wert der Verschiebung d von Betätigungsorgan 13, der über die Verbindung 18 von Sensor 15 kommt, empfängt, und die über Verbindung 20 an Betätigungsorgan 13 einen Steuerbefehl schickt, der der algebraischen Summe aus dem genannten Wert des Ausschlagwinkels 1 und dem genannten Fehlersignal entspricht.
So gestattet es das auf den Abb. 5 und 6 dargestellte System III, eine Vorrichtung zu schaffen, in der der Ausschlag der dynamischen Fläche 3 eine zum Beispiel direkt proportionale Funktion der vom Piloten ausgeübten Kräfte ist. Das von Subtrahierglied 32 erzeugte Fehlersignal wird dazu verwendet, um (in Regelvorrichtung 33) dem auf die Geometrie des zweiten Gestänges 10 zurückzuführenden Ausschlagwinkel B den für die gesuchte Funktion erforderlichen Wert hinzuzufügen oder ihn davon abzuziehen. Die Ausgleichsklappe 6 wird dann sowohl für die Verringerung als auch für die Erhöhung der aerodynamischen Kräfte verwendet, um die Position des Ruders nach dem gewünschten Gesetz an die auf das Steuerorgan ausgeübten Kräfte anzupassen.
Man sieht folglich, dass es System III gestattet:
- die vom Piloten ausgeübten Steuerkräfte in Abhängigkeit von den Flugbedingungen optimal zu verändern;
- die Unregelmäßigkeiten des Scharniermoments, das heißt insbesondere die unerwünschte Nichtlinearität, zu korrigieren;
- die aerodynamische Fläche 3 an die Steuerposition anzupassen. Bei einer Kraft von Null zieht in der Tat jede Bewegung, durch die die aerodynamische Fläche 3 ihre Sollposition verlassen könnte, eine Aktion der Ausgleichsklappe 6 nach sich, durch die diese Fläche wieder in die Sollposition zurückgebracht wird. Dadurch kann insbesondere aerodynamischen Anomalien, wie beispielsweise dem Ansaugen des Ruders, automatisch entgegengewirkt werden; und
- im Falle des Verlusts der Steuerhilfe eine mechanische Steuerung des Ruders beizubehalten, und zwar ohne zwingendes Vorhandensein einer Ein- oder Auskuppelvorrichtung und ohne von diesen Systemen eingeführte Störkräfte.
In System 111 auf den Abb. 5 und 6 wird - wie zuvor bereits gesagt - das bewegliche Organ 14 von Betätigungsorgan 13 in Abhängigkeit von der Differenz zwischen der Sollposition Bc, die eine Funktion der vom Piloten auf das Steuerorgan 1 ausgeübten Kräfte ist, und von der von Sensor 12 ermittelten Position B des Ruders positioniert. Diese Differenz wird von Steuerorgan 27 genutzt, um Organ 13 in eine vom Vorzeichen der genannten Differenz bestimmte Richtung zu steuern, bis das Fehlersignal Bc-B Null wird.
Auf Abb. 7 wird ein Beispiel für die Ermittlung des Sollausschlags Bc durch Tafel 31 veranschaulicht. In diesem bewusst vereinfachten Beispiel wird angenommen, dass der Sollwert Bc der von Sensor 29 gemessenen Kraft E proportional ist, das heißt vom Typ Bc = K4.E ist, wobei K4 selbst ein in Abhängigkeit von der. Flugbedingungen variabler Koeffizient ist. Im Beispiel von Abb. 7 wird angenommen, dass das Flugzeug mit Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung ausgestattet ist, die drei Positionen einnehmen können, wobei jeder dieser Positionen eine Grenzgeschwindigkeit VFE entspricht, die nicht überschritten werden darf Auf dieser Abbildung kann man feststellen, dass:
- der Koeffizient K4 einen Wert K41 annimmt, wenn die Luftgeschwindigkeit Vc über einem ersten Wert VFE1 von VFE liegt, der der maximalen Ausfahrposition der Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung entspricht, wobei der Sollwert Bc in Kurve 35 als Funktion von dei Kraft E dargestellt wird. Man kann feststellen, dass der Sollwert Bc eventuell auf einen maximalen Wert Bcmax (Kurve 35) über einem Wert Em von Kraft E bei einer Grenzgeschwindigkeit von VEEI begrenzt werden kann;
- der Koeffizient K4 den Wert K42 annimmt, wenn die Luftgeschwindigkeit unter dem genannten ersten Wert VFE1 von VFE liegt und sich die Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung in einer Ausfahrzwischenposition befinden, wobei der Solllwert Bc in Kurve 36 als Funktion der Kraft E dargestellt wird;
- der Koeffizient K4 den Wert K43 annimmt, wenn die Luftgeschwindigkeit Vc unter einem zweiten Wert VFE2 von VFE liegt, der niedriger ist als der Wert VEF1 und der Einfahrposition der genannten Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung entspricht, wobei der Sollwert Be in Kurve 37 als Funktion der Kraft E dargestellt wird.
Das bewegliche Organ 14 von Betätigungsorgan 13 kann durch das Regelsystem 33 auf eine Geschwindigkeit gebracht werden, die der Differenz Bc-B proportional ist, bis diese gleich Null wird, mit einer eventuellen Begrenzung der maximalen Geschwindigkeit.
In einer Variante kann das Regelsystem 33 einen Integrator enthalten, dessen Eingang die genannte Abweichung empfängt und dessen Ausgang den Positionsbefehl des beweglichen Organs 14 darstellt. Auch hier kann eine Begrenzung der maximalen Geschwindigkeit der Verschiebung des beweglichen Organs 14 vorgesehen werden. Es handelt sich dabei um ein klassisches Regelproblem, bei dem der Fehler auf ein Minimum reduziert und die Stabilität im Funktionsbereich des Systems garantiert werden muss.
Man kann dadurch feststellen, dass in System III von Abb. 5 - wenn der Pilot das Steuerorgan 1 betätigt - die aerodynamische Fläche 3 sich durch die Wirkung des ersten Gestänges 8 um die Achse von Welle 4 dreht und dass der Ausschlagwinkel der genannten aerodynamischen Fläche durch den Ausschlag von Ausgleichsklappe 6 auf den Wert Bc eingeregelt wird.
Auf Abb. 8 wird eine Ausführungsvariante 38 der Steuervorrichtung 27 dargestellt. Man findet hier die verschiedenen Elemente 17, 18, 20, 28 und 30 bis 34 wieder. Die Steuervorrichtung 38 enthält außerdem einen Schalter 39, der zwischen Tafel 31 und Subtrahierglied 32 angebracht ist und entweder den Ausgang von Tafel 31 oder eine Klemme 40 mit dem genannten Subtrahierglied verbünden kann.
In Klemme 40 kann man das Ausschlagsignal der aerodynamischen Fläche anlegen, das von einem. (nicht dargestellten) an Bord des Flugzeugs vorgesehenen Autopiloten kommt. Wein sich Schaltei 39 dann in der geeigneten Stellung befindet, dient das System gemäß der vorliegenden Erfindung als Servomotor für den Autopiloten.
In einer Variante kann in dem Fall, in dem die aerodynamische Fläche 3 ein Höhenruder ist, in Klemme 40 ein Sturzflugsignal anliegen; Schalter 39 geht automatisch aus seiner Position, in der er Tafel 31 mit Subtrahierglied 32 verbindet, in seine Position, in der er dieses letztgenannte Glied mit Klemme 37 verbindet, wenn der Anstellwinkel des Flugzeugs einen gegebenen Schwellenwert überschreitet. Auf diese Weise wird ein Schutz hinsichtlich der Anstellung erreicht. In diesem Fall kann Schalter 39 anhand des von einem Anstellwinkelsensor ausgehenden Signals betätigt werden.
Wie auf Abb. 9 gezeigt wird, kann das Gestänge 8 sogar weggelassen werden. In der Ausführungsvariante IV dieser Abb. 9 ist das Gestänge 8 weggelassen und durch eine Abtastvorrichtung 41 ersetzt worden, die allein hinsichtlich der vom Piloten auszuübenden Kräfte dieselbe Funktion erfüllen kann.
In diesem Fall kann der Kraftsensor durch einen Positionssensor ersetzt werden, der dann direkt den an Eingang 28 weiterzuleitenden Steuerbefehl erteilt.

Claims

1. System für die Steuerung einer Ausgleichsklappe (6) eines Flugzeugs, in dem die genannte Ausgleichsklappe (6) an der Hinterkante einer aerodynamischen Fläche (3) drehbar angelenkt ist, wobei diese Fläche selbst drehbar auf die Struktur (S) des genannten Flugzeugs montiert ist; ein System, das umfasst:

- ein Steuerorgan (1), das dem Piloten des genannten Flugzeugs zur Verfügung steht und das mechanisch mit der genannten aerodynamischen Fläche (3) so in Verbindung steht, dass der Ausschlag dieser Fläche gegenüber der genannten Struktur (5) gesteuert werden kann; und

- ein mechanisches Gestänge (10), das die genannte Ausgleichsklappe (6) mit der genannten Struktur (5) so verbindet, dass jedem Wert des Ausschlagwinkels der genannten aerodynamischen Fläche gegenüber der genannten Struktur nach einer bestimmten Beziehung ein Wert des Ausschlagwinkels der genannten Ausgleichsklappe gegenüber der genannten aerodynamischen Fläche entspricht,

dadurch gekennzeichnet, dass es umfasst:

- einen ersten Sensor (12), der den Wert des Ausschlagwinkels der genannten aerodynamischen Fläche (3) gegenüber der genannten Struktur (5) erfasst;

- ein bewegliches und steuerbares Betätigungsorgan (13), das mit der genannten Struktur (5) in Verbindung steht und in der Lage ist, auf das genannte Gestänge (10) einzuwirken, um die genannte Beziehung zwischen den Werten der Ausschlagwinkel der genannten aerodynamischen Fläche und der genannten Ausgleichsklappe zu verändern;

- einen zweiten Sensor (15), der die Position des genannten Betätigungsorgans (13) erfasst; und

- eine Steuervorrichtung (16, 27), die die Informationen des genannten ersten und des genannten zweiten Sensors empfängt und anhand dieser Informationen einen Steuerbefehl für das genannte Betätigungsorgan (13) erzeugt.

2. System entsprechend Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet; dass die genannte Steuervorrichtung (15, 27) außerdem mindestens einen vom genannten Flugzeug stammenden Parameter (p) empfängt und den genannten Parameter bei der Erzeugung des genannten Steuerbefehls berücksichtigt.

3. System entsprechend einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Betätigungsorgan (13) ein Stellantrieb ist, der zwischen den zwei Teilen (10A, 10B) des genannten mechanischen Gestänges (10), angebracht ist, um dem Gestänge eine variable Länge zu verleihen.

4. System entsprechend einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Betätigungsorgan ein Stellantrieb (13) ist, der zwischen der genannten Struktur (5) und dem genannten Gestänge (10) angebracht ist, um die Längsposition dieses Gestänges zu regeln.

5. System entsprechend einem beliebigen der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuervorrichtung (1b) anhand der vom genannten ersten Sensor (12) gelieferten Informationen einen Sollwert (dc) für die Position (d) des genannten Betätigungsorgans (13) erzeugt, wobei dieser Sollwert vom genannten Parameter (p) abhängt, und dadurch, dass der genannte Steuerbefehl für das Betätigungsorgan (13) das Signal des zwischen dem genannten Sollwert (dc) und den vom gerannten zweiten Sensor (15) gelieferten Informationen auftretenden Fehlers ist.

6. System entsprechend Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Sollwert (dc) für die Position des genannten Betätigungsorgans (13) von der Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs abhängt.

7. System entsprechend Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Betätigungsorgan (13) eine neutrale Position besitzt, für die die genannte Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln der Ausgleichsklappe und der aerodynamischen Fläche einen Grundwert aufweist, der einzig und allein durch die Geometrie des genannten mechanischen Gestänges (10) bestimmt wird, des weiteren dadurch, dass der an die Steuervorrichtung (16) gesendete Parameter (p) die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs ist, und dadurch, dass das genannte Betätigungsorgan (13) unter der Wirkung der genannten Steuervorrichtung (16) eine Operationsposition einnimmt, die von der genannten Luftgeschwindigkeit und vom Ausschlagwinkel der aerodynamischen Fläche abhängt und bei der die genannte Beziehung einen Operationswert annimmt, der sich vom genannten Grundwert unterscheidet.

8. System entsprechend Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Operationswert bei niedriger Luftgeschwindigkeitgrößer ist als der genannte Grundwert, und dadurch, dass der genannte Operationswert bei hoher Luftgeschwindigkeit kleiner ist als der genannte Grundwert.

9. System entsprechend Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Operationswert bei niedriger Luftgeschwindigkeit, kleiner ist als der genannte Grundwert, und dadurch, dass der genannte Operationswert bei hoher Luftgeschwindigkeit größer ist als der genannte Grundwert.

10. System entsprechend einem beliebigen der Ansprüche 2 bis 4 für ein Flugzeug mit Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Parameter (p), der an die Steuervorrichtung geschickt wird, eine repräsentative Information der Position der genannten Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung ist, und dadurch, dass das genannte Betätigungsorgan (13) durch die Einwirkung der genannten Steuervorrichtung eine Operationsposition einnimmt, die von der Position der genannten Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung abhängt.

11. System entsprechend Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass der Wert der Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln der genannten Ausgleichsklappe (6) und der genannten aerodynamischen Fläche (3) in ausgefahrener Stellung der genannten Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung größer ist als in eingefahrener Stellung.

12. System entsprechend Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass der Wert der Beziehung zwischen den Ausschlagwinkeln der genannten Ausgleichsklappe (6) und der genannten aerodynamischen Fläche (3) in ausgefahrener Stellung der Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung kleiner ist als in

eingefahrener Stellung.

13. System entsprechend einem der Ansprüche 2 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass die genannte Steuervorrichtung (27) anhand des genannten Parameters einen Sollwert (Bc) für die Position der genannten aerodynamischen Fläche (3) erzeugt und dadurch, dass der genannte Steuerbefehl für das Betätigungsorgan (13) die algebraische Summe aus den Informationen des genannten zweiten Sensors (15) und dem Signal des zwischen dem genannten Sollwert (Bc) und den vom genannten ersten Sensor (12) gelieferten Informationen auftretenden Fehlers ist.

14. System entsprechend Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Parameter aus den Kräften (E) gebildet wird, die der Pilot auf Steuerorgan (1) ausübt.

15. System entsprechend einem der Ansprüche 13 oder 14, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Sollwert (Bc) eine Funktion der Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs ist.

16. System entsprechend einem beliebigen der Ansprüche 13 bis 15, dadurch gekennzeichnet, dass es einen Sensor (29) für die Kräfte (E) aufweist, die vom Piloten auf das genannte Steuerorgan (I) ausgeübt werden, dadurch, dass der genannte Parameter, der an die Steuervorrichtung geschickt wird, der Messwert der genannten Kräfte (E) ist, der vom genannten Sensor geliefert wird, und dadurch, dass das genannte Betätigungsorgan (13) durch die Einwirkung der genannten Steuervorrichtung (27) eine Operationsposition einnimmt, bei der der Ausschlag der genannten Ausgleichsklappe (6) gegenüber der genannten aerodynamischen Fläche (3) den Ausschlag dieser letztgenannten Fläche auf den Wert einstellt, der dem genannten Messwert der vom Piloten ausgeübten Kräfte entspricht.

17. System entsprechend Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Einstellung des Ausschlags der genannten aerodynamischen Fläche (3) so aussieht, dass der Ausschlagwinkel dieser Fläche den vom Piloten ausgeübten gemessenen Kräften (E) proportional ist.

18. System entsprechend Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass die Einstellung des Ausschlags der genannten aerodynamischen Fläche (3) so aussieht dass das Verhältnis des Ausschlagwinkels der genannten aerodynamischen Fläche gegenüber den vom Piloten ausgeübten gemessenen Kräften eine Funktion der Luftgeschwindigkeit des genannten Flugzeugs ist.

19. . System entsprechend Anspruch 18, dadurch gekennzeichnet, dass die Einstellung des Ausschlags der genannten aerodynamischen Fläche so aussieht, dass das Verhältnis des Ausschlagwinkels der genannten aerodynamischen Fläche gegenüber den vom Piloten ausgeübten gemessenen Kräften mit wachsender Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs kleiner wird.

20. System entsprechend Anspruch 16 für ein Flugzeug mit Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung, dadurch gekennzeichnet, dass die Einstellung des Ausschlags der genannten aerodynamischen Fläche so aussieht, dass das Verhältnis zwischen dem Ausschlag der genannten aerodynamischen Fläche und den vom Piloten ausgeübten gemessenen Kräften von der Position der genannten Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung abhängt.

21. System entsprechend Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, dass die Einstellung des Ausschlags der genannten aerodynamischen Fläche so aussieht, dass das Verhältnis zwischen dem Ausschlagwinkel der genannten aerodynamischen Fläche und den vom Piloten ausgeübten gemessenen Kräften in ausgefahrener Stellung der Vorrichtungen zur Auftriebserhöhung größer ist als in eingefahrener Stellung.

22. System entsprechend Ansprüch 13, versehen mit einem Subtrahierglied (32), das zur Erzeugung des genannten Fehlersignals in einem Eingang die genannten, vom ersten Sensor (12) gelieferten Informationen und in seinem anderen Eingang den genannten Sollwert (Bc) für die Position der genannten aerodynamischen Fläche (3) empfängt, dadurch gekennzeichnet, dass es einen Schalter (39) umfasst, der mit dem genannten anderen Eingang in Verbindung steht, um an das genannte Subtrahierglied (32) entweder den genannten Sollwert (Bc) oder eine andere, für einen Ausschlagwinkel der genannten aerodynamischen Fläche repräsentative Information zu senden.

23. System entsprechend Anspruch 22 für ein mit einem Autopiloten ausgestattetes Flugzeug, dadurch gekennzeichnet, dass die genannte andere Information die vom genannten Autopiloten ausgehende Steuerung des Ausschlagwinkels der aerodynamischen Fläche (3) ist.

24. System entsprechend Anspruch 22, in dem die genannte aerodynamische Fläche ein Höhenruder ist, dadurch gekennzeichnet, dass die genannte andere Information ein Sturzflugsignal ist, wenn der Anstellwinkel des genannten Ruders eine Sicherheitsgrenze erreicht, die nicht überschritten werden darf, und dadurch, dass Schalter (39) automatisch gesteuert wird, um an das genannte Subtrahierglied (32) die genannte andere Information zu senden, wenn der genannte Sollwert (Bc) die genannte Sicherheitsgrenze überschreitet.

25. System für die Steuerung einer Ausgleichsklappe (6) eines Flugzeugs, in dem:

- die genannte Ausgleichsklappe (6) drehbar auf der Seite der Hinterkante einer aerodynamischen Fläche (3) angelenkt ist, wobei diese Fläche selbst drehbar auf der Struktur (5) des genannten Flugzeugs montiert ist;

- ein Steuerorgan (1) vorgesehen ist, über das der Pilot des genannten Flugzeugs verfügt, um den Ausschlag der genannten aerodynamischen Fläche (3) gegenüber der genannten Struktur (5) zu steuern, und

- ein mechanisches Gestänge (10) die genannte Ausgleichsklappe (6) mit der genannten Struktur (5) so verbindet, dass jedem Wert des Winkels des Ausschlags der genannten aerodynamischen Fläche gegenüber der genannten Struktur nach einer bestimmten Beziehung ein Wert des Winkels des Ausschlags der genannten Ausgleichsklappe gegenüber der genannten aerodynamischen Fläche entspricht, dadurch gekennzeichnet, dass

- es keine mechanische Verbindung zwischen dem genannten Steuerorgan (1) und der genannten aerodynamischen Fläche (3) gibt; und

- dass es umfasst:

- ein bewegliches und steuerbares Betätigungsorgan (13), das mit der genannten Struktur (5) in Verbindung steht und in der Lage ist, auf das genannte Gestänge (10) einzuwirken, um die genannte bestimmte Beziehung zwischen den Werten der Ausschlagwinkel der genannten aerodynamischen Fläche und der genannten Ausgleichsklappe zu verändern;

- einen zweiten Sensor (15), der die Position des genannten Betätigungsorgans (13) erfasst;

- einen dritten Sensor (29), der mit dem genannten Steuerorgan (1) in Verbindung steht, und

- eine Steuervorrichtung (27), die die Informationen des genannten ersten, des genannten zweiten und des genannten dritten Sensors empfängt und die anhand dieser Informationen einen Steuerbefehl für das genannte Betätigungsorgan (13) erzeugt, der so aussieht, dass dieses Betätigungsorgan eine Operationsposition einnimmt, für die der Ausschlag der genannten Ausgleichsklappe (6) gegenüber der genannten aerodynamischen Fläche (3) die Einstellung der letztgenannten Fläche auf den Wert vornimmt, der dem vom genannten dritten Sensor (29) gelieferten Messwert entspricht.