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Dokumentenidentifikation DE69701589T2 03.08.2000
EP-Veröffentlichungsnummer 0809165
Titel Landungslagemodifikator für ein Flugzeug
Anmelder The Boeing Co., Seattle, Wash., US
Erfinder Nield, Brian N., Preston WA 98050, US;
Evans, Monte R., Federal Way WA 98003, US;
Landes, Ross A., Everett EA 98208, US
Vertreter W. Kraus und Kollegen, 80539 München
DE-Aktenzeichen 69701589
Vertragsstaaten DE, FR, GB
Sprache des Dokument EN
EP-Anmeldetag 16.05.1997
EP-Aktenzeichen 972014831
EP-Offenlegungsdatum 26.11.1997
EP date of grant 05.04.2000
Veröffentlichungstag im Patentblatt 03.08.2000
IPC-Hauptklasse G05D 1/00
IPC-Nebenklasse G05D 1/06   

Beschreibung[de]
Gebiet der Erfindung

Die Erfindung betrifft Flugzeugsteuer- bzw. -regelsysteme, und mehr im besonderen Systeme zum Steuern bzw. Regeln von bewegbaren Flugzeugoberflächen und/oder Hochauftriebsoberflächen eines Flugzeugs. Speziell bezieht sich die Erfindung auf ein Verfahren zum Modifizieren der Lage eines Flugzeugs während des Landens, umfassend die Schritte, welche in dem Oberbegriffsteil des Anspruchs 1 beschrieben sind. Ein solches Verfahren ist aus US-A-5 446 666 bekannt.

Hintergrund der Erfindung

Die Längsneigungsfluglage eines Flugzeugs ist der Winkel, welcher durch die Längsachse des Flugzeugs und eine Horizontallinie begrenzt wird. Die Längsneigungsfluglage ist ein wichtiger Flugzeugparameter, der während des Landeanflugs und des Aufsetzens in Betracht gezogen werden muß. Die Längsneigungsfluglage des Flugzeugs während des Landens variiert gemäß einer Anzahl von Faktoren. Zum Beispiel beeinflussen atmosphärische Störungen, wie das Vorhandensein einer Windböe, die Längsneigungsfluglage, so daß eine Einstellung erforderlich ist. Die Längsneigungsfluglageeinstellung in Ansprechung auf atmosphärische Störungen stellt sicher, daß der gewünschte Flugwegwinkel während der Landung aufrechterhalten wird.

Während der Landung ist die Längsneigungsfluglagenhülle teilweise durch die Form des Flugzeugs beschränkt. Während des Landeausschwebens und des Aufsetzens kommt, wenn der Bug des Flugzeugs ansteigt, um die Längsneigungsfluglage zu erhöhen, der Heckabschnitt des Flugzeugs zunehmend näher an den Boden. Der Abstand zwischen dem Heckabschnitt des Flugzeugkörpers und dem Boden ist als die Heckkörperkontaktspanne bekannt. Um die Möglichkeit, daß der Heckabschnitt den Boden kontaktiert, zu minimieren, ist es wünschenswert, daß die Längsneigungsfluglage einen Maximalwert nicht übersteigt, der im allgemeinen als der kritischste Heckkörperflugzustand bezeichnet wird. Der kritischste Heckkörperflugzustand definiert eine vorbestimmte maximale Längsneigungsfluglage, die einen erforderlichen Abstand zwischen dem Heckabschnitt des Flugzeugkörpers und dem Boden während der Landung vorsieht. Der erforderliche Abstand ist als das Heckkörperkontaktspannenerfordernis bekannt. Dieses Erfordernis wird in Grad angegeben und ist durch den Winkel zwischen der Landebahn und einer Linie, welche sich zwischen dem Hauptfahrwerk eines Flugzeugs und dem untersten Bereich des Heckabschnitts des Flugzeugs erstreckt, definiert. Siehe Fig. 1.

Zusätzlich zu einem Maximalwert ist es während des Landens außerdem wünschenswert, daß die Längsneigungsfluglage einen Minimalwert nicht übersteigt. Während des Anflugs werden das Hauptfahrwerk und das Bugfahrwerk des Flugzeugs ausgefahren. Da das Bugfahrwerk nicht dazu ausgebildet ist, dem Stoß des Flugzeugaufsetzens zu widerstehen, ist es entscheidend, das Flugzeug so zu landen, daß das Hauptfahrwerk zuerst den Boden kontaktiert. Der Abstand zwischen dem Bugfahrwerk und dem Boden dann, wenn das Hauptfahrwerk den Boden kontaktiert, ist als die Bugfahrwerkskontaktspanne bekannt. Um Landungen mit Aufsetzen des Bugfahrwerks zuerst zu vermeiden, wird eine minimale Längsneigungsfluglage definiert, die im allgemeinen als ein kritischster Bugfahrwerksflugzustand bezeichnet wird. Das Landen mit Längsneigungsfluglagen, die gleich dem oder größer als der Minimalwert für den kritischsten Bugfahrwerkflugzustand sind, stellt sicher, daß das Aufsetzen des Hauptfahrwerks dem Aufsetzen des Bugfahrwerks um einen vorbestimmten Wert vorausgeht. Der vorbestimmte Wert ist als das Bugfahrwerkkontaktspannenerfordernis bekannt. Dieses Erfor dernis wird auch in Grad angegeben und ist durch den Winkel zwischen der Landebahn und einer Linie, welche sich zwischen dem Hauptfahrwerk und dem Bugfahrwerk auf dem Flugzeug erstreckt, definiert. Siehe Fig. 2.

Wie oben angegeben ist, variiert die Längsneigungsfluglage eines Flugzeugs während des Landens aufgrund von atmosphärischen Bedingungen und anderen Parametern. Manchmal nimmt die Längsneigungsfluglage auf einen großen Wert zu, wodurch der Heckabschnitt des Flugzeugs während des Anflugs und Aufsetzens gefährlich nahe an den Boden abgesenkt wird. In einigen Fällen kann das Heckkörperkontaktspannenerfordernis übertreten werden, wodurch bewirkt wird, daß der Heckabschnitt des Flugzeugkörpers den Boden kontaktiert, was zu einer Beschädigung des Flugzeugs führt.

Es sind verschiedene Vorschläge zum Vermindern entweder der Wirkung oder der Wahrscheinlichkeit von Heckkörperkontakten während der Landung gemacht worden. Ein solcher Vorschlag, die Wirkung von Heckkörperkontakten zu reduzieren, beinhaltet das Hinzufügen einer Heckkörperschwanzkufe, um leichte Heckabschnittskontakte bei wenig oder keiner resultierenden Beschädigung an der Flugzeugstruktur zu absorbieren.

Der Einschluß einer Heckkörperschwanzkufe hat verschiedene Nachteile. Wegen der Hinzufügung der Heckkörperschwanzkufen zu den Flugzeugstrukturen vermindern erstens die Heckkörperschwanzkufen den geometrischen strukturellen Abstand zwischen den Flugzeugen und dem Boden. Zweitens machen Heckkörperschwanzkufen eine Modifikation der Flugzeugstrukturen notwendig. Drittens erhöhen Heckkörperschwanzkufen das Gewicht und vermindern dadurch die Nutzlastkapazität eines Flugzeugs. Viertens ist im Falle eines Heckkörperschwanzkufenkontakts eine Inspektion der Unversehrtheit der Heckkörperschwanzkufe wie auch des Flugzeugs selbst erforderlich. Diese Inspektion ist ökonomisch lästig. Weiterhin erhöht die resultierende Verminderung in dem strukturellen Abstand ironischerweise die Wahrscheinlichkeit, daß ein Flugzeug den Boden kontaktiert, so daß dadurch die vorstehend erwähnten Nachteile verursacht werden.

Die Wahrscheinlichkeit von Heckkörperkontakten während des Anflugs und der Landung beinhaltet die erneute Einstellung einer Reihe von Flugparametern, um die Gefahr eines Heckkörperkontakts zu vermindern. Diese Einstellungen umfassen die Erhöhung der Landeanfluggeschwindigkeiten, Erhöhung der Hinterkantenklappenausschläge an den Landeklappenarretierungen und die Erhöhung des symmetrischen Absenkens der lateralen Steuerfläche. Um sich dem gleichen Problem zuzuwenden, sind Wirbelgeneratoren zu den Flugzeugflügeln hinzugefügt worden. Alle diese Lösungen sind zur Reduzierung der Landelängsneigungsfluglage eines Flugzeugs erfolgreich, indem sie zu einer größeren Heckkörperkontaktspanne führen. Jedoch vermindern die Lösungen zur gleichen Zeit die Bugfahrwerkskontaktspanne. Daher wird, obwohl die Wahrscheinlichkeit von Heckkörperkontakten herabgesetzt wird, die Wahrscheinlichkeit von Bugfahrwerkserstkontakten begleitend erhöht.

Wie Heckkörperkontakte können Bugfahrwerkserstkontakte durch Einstellen einer Reihe von Flugparametern vermieden werden. Die Verminderung der Landeanfluggeschwindigkeiten, die Verminderung der Hinterkantenklappenausschläge an den Landeklappenarretierungen und die Verminderung des symmetrischen Herabhängens der seitlichen Steuerflächen erhöhen alle die Landelängsneigungsfluglage eines Flugzeugs. Diese Erhöhung verbessert mehr die Bugfahrwerkskontaktspanne. Der Nachteil dieser verschiedenen Versuche besteht darin, daß eine Erhöhung der Längsneigungsfluglage begleitend die Heckkörperkontaktspanne reduziert. Die resultierende Verminderung der Heckkörperkontaktspanne erhöht infolgedessen die Wahrscheinlichkeit von Heckkörperkontakten.

Um die oben erwähnten Nachteile zu überwinden, sind Längsneigungsfluglagebegrenzungstechniken vorgeschlagen worden. Im Ergebnis begrenzt eine Längsneigungsfluglagebeschränkung automatisch Längsneigungsfluglagen auf einen vorbestimmten Bereich. Obwohl Beschränkungen hinsichtlich der Längsneigungsfluglage dazu dienen können, die Wahrscheinlichkeit von Bugfahrwerkserstkontakten und von Heckkörperkontakten zu reduzieren, beschränken sie unangemessen die Kontrolle eines Piloten über das Flugzeug. Die Beschränkung der Kontrolle eines Piloten über ein Flugzeug ist unerwünscht, weil sie einige fundamentale Flugzeugauslegungsphilosophien übertritt, welche diktieren, daß ein Pilot absolute Kontrolle über das Flugzeug hat.

Es sind andere Vorschläge zur Herabsetzung der Wahrscheinlichkeit von Bugfahrwerkserstlandungen ohne auch die Wahrscheinlichkeit von Heckkörperkontakten zu erhöhen, gemacht worden. Ein solcher Vorschlag, der im allgemeinen als Direktauftriebssteuerung bzw. -kontrolle für die Flugwegsteuerung bezeichnet wird, besteht darin, ein geschlossenschleifiges Steuer- bzw. Regelgesetz vorzusehen, welche die Flugwegsteuerung von einer Längsneigungsfluglagesteuerung entkoppelt. Das Entkoppeln der Flugwegsteuerung von der Längsneigungssteuerung ermöglicht es, Änderungen im Flugwegwinkel bei einer kleinen oder bei keiner Änderung in der Längsneigungsfluglage auszuführen. Der Flugweg wird durch Modulieren von Flügelsteuerflächen und Klappen gesteuert, nicht durch Modifizieren der Längsneigungsfluglage.

Obwohl der Vorschlag der Direktauftriebssteuerung einige Vorteile hat, hat er wesentliche Nachteile. Weil die Direktauftriebssteuerungstechnik die Flugwegsteuerung von der Längs neigungsfluglagesteuerung entkoppelt, würde die Direktauftriebssteuerung im Gegensatz zu den Flugsteuersystemen von praktisch allen konventionellen großen kommerziellen Transportflugzeugen Flugzeughandhabungscharakteristika bewirken, die für kommerzielle Piloten ungewohnt sind. Dieser Vorschlag würde es wahrscheinlich erfordern, daß kommerzielle Piloten ein zusätzliches Training durchmachen, um die unterschiedlichen Handhabungscharakteristika eines Flugzeugs zu lernen, das eine Direktauftriebssteuerung enthält. Abgesehen von unkonventionellen Manövriercharakteristika wirft die Direktauftriebssteuerung außerdem logistische Schwierigkeiten auf. Die Ausführung der Direktauftriebssteuerung würde komplizierte Systemänderungen notwendig machen, um eine akzeptable Pilot- und-Flugsteuersystem-Wechselwirkung sicherzustellen. Weiterhin könnte die Verwendung von Störklappen bzw. Zusatzflügeln, welche oft durch die Direktauftriebssteuerung benutzt werden, zu einem inakzeptablen Flugwerkschütteln führen, durch das der Passagierkomfort unangemessen aufs Spiel gesetzt wird.

Aus dem oben identifizierten Dokument des Standes der Technik US-A-5 446 666 ist ein Flugsteuersystem für ein Flugzeug, speziell einen Hubschrauber, bekannt, welches automatisch aus einem eindeutigen bzw. einzigartigen Trimmsteuermodus in einen Verlagerungssteuermodus, oder umgekehrt, transformiert wird, wenn das Flugzeug aufsetzt bzw. abhebt. Diese Transformation beinhaltet eine allmähliche Einstellung von Steuergesetzen, welche automatisch auf der Basis von Signalen von Sensoren ausgeführt wird, die den Zustand des Flugzeugfahrwerks überwachen. Es gibt keine Erwähnung irgendeiner Kontaktspanne überhaupt in diesem Dokument.

Ein anderes Dokument des Standes der Technik, US-A-3 887 148, beschreibt ein Flugsteuersystem, das einen Gleitneigungskoppler für das Führen eines Flugzeugs längs einer hochfrequenzdefinierten Gleitneigung durch ein Ausschweben bis zum Auf setzen hat. Das System enthält keinerlei Vorkehrungen für das Aufrechterhalten der Längsneigungsfluglage des Flugzeugs zwischen Bugfahrwerks- bzw. Heckkörperspanne.

Die vorliegende Erfindung ist darauf gerichtet, ein Verfahren zum Verbessern der Bugfahrwerkskontaktspanne und/oder der Heckkörperkontaktspanne ohne die vorstehenden und andere Nachteile von früheren Verfahren zur Verfügung zu stellen.

Abriß der Erfindung

Gemäß der vorliegenden Erfindung ist ein Verfahren des Modifizierens der Fluglage eines Flugzeugs während der Landung von der Art, die oben beschrieben ist, dadurch gekennzeichnet, daß die genannte Tabelle bzw. das genannte Programm von Ausschlagwerten derart ausgewählt ist, daß eine vorbestimmte Heckkörperkontaktspanne und/oder eine vorbestimmte Bugfahrwerkskontaktspanne für das Flugzeug eingehalten oder überschritten wird.

Gemäß anderen Aspekten dieser Erfindung sind die bewegbaren Flugzeugoberflächen Flaperons bzw. Landeklappenquerruder.

Gemäß weiteren Aspekten dieser Erfindung ist der vorbestimmte Flugzustandsparameter die Anflugeigengeschwindigkeit, der Bezugswert ist die Bezugsanflugeigengeschwindigkeit Vref und der gegenwärtige Wert ist die gegenwärtige Anflugeigengeschwindigkeit Vcur. Die Differenz zwischen der Bezugsanflugeigengeschwindigkeit Vref und der gegenwärtigen Anflugeigengeschwindigkeit Vcur ist eine Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV.

Gemäß noch anderen Aspekten dieser Erfindung werden die Flaperons bzw. Landeklappenquerruder mittels eines Betrags symmetrisch eingestellt, der gleich einer Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenkänderung ΔδFR ist. Die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenkänderung ΔδFR wird gemäß einer vorbestimmten Tabelle bzw. gemäß einem vorbestimmten Programm ausgewählt, wobei die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenkänderungen ΔδFR eine Funktion der Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV ist. Die vorbestimmte Tabelle bzw. das vorbestimmte Programm liefert einen Wert für die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenkänderung ΔδFR gemäß der Gleichung:

ΔδFR = 31/15 (ΔV-5)

wenn die Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV einen Wert zwischen 5 und 20 hat. Wenn die Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV geringer als 5 ist, hat die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung ΔδFR einen Wert von Null. Wenn die Eigengeschwindigkeit ΔV größer als 20 ist, hat die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung ΔδFR einen Wert von 31.

Gemäß immer noch weiterer Aspekte dieser Erfindung wird die Bezugsanflugeigengeschwindigkeit Vref aus der folgenden Gleichung bestimmt:

worin:

nZCG = normaler Last- bzw. Belastungsfaktor im Schwerpunkt

CLref = Bezugsauftriebskoeffizient

CLcur = gegenwärtiger Auftriebskoeffizient.

Gemäß immer noch weiterer Aspekte dieser Erfindung ist der normale Last- bzw. Belastungsfaktor im Schwerpunkt, ZCG, zum Vorsehen einer Manövrierkompensation im Wert beschränkt.

Gemäß noch anderer, weiterer Aspekte dieser Erfindung wird ein Signal, das für die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung ΔδFR indikativ ist zum Dämpfen von Hochfrequenzturbulenz tiefpaßgefiltert.

Gemäß noch weiterer, anderer Aspekte dieser Erfindung wird die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung konstant gehalten, wenn das Flugzeug den Boden berührt.

Gemäß alternativer Aspekte dieser Erfindung ist der vorbestimmte Flugzustandsparameter die Anflugfluglage, der Bezugswert ist die Bezuganflugfluglage θref, der gegenwärtige Wert ist die gegenwärtige Anflugfluglage θcur und der Differenzwert ist eine Fluglagedifferenz Δθ.

Gemäß weiterer alternativer Aspekte dieser Erfindung ist der vorbestimmte Flugzustandsparameter der Anfluganstellwinkel, der Bezugswert ist der Bezugsanfluganstellwinkel αref, der gegenwärtige Wert ist der gegenwärtige Anfluganstellwinkel αcur und der Differenzwert ist eine Anstellwinkeldifferenz Δα.

Wie leicht aus dem vorstehenden Abriß erkennbar ist, stellt die Erfindung einen Flugzeuglandefluglagemodifizierer (LAM) zur Verfügung, der die Bugfahrwerkskontaktspannen und/oder die Heckkörperkontaktspannen verbessert. Die verbesserten Spannen resultieren aus der automatischen, symmetrischen Veränderung von bewegbaren Flugzeugoberflächen und/oder Hochauftriebsoberflächen, umfassend zum Beispiel die Flaperons bzw. Landeklappenquerruder. Weil der LAM eine erhöhte Heckkörper kontaktspanne vorsehen kann, vermeidet der LAM die Notwendigkeit von Heckkörperschwanzkufen, die dazu gedacht sind, gegen Heckkörperkontakte zu schützen. Demgemäß werden erhöhtes Gewicht, Verschlechterung im strukturellen Abstand bzw. Spiel, und ökonomische Aufwendungen, die mit Heckkörperschwanzkufen verbunden sind, vermieden. Weiterhin werden, weil der LAM sowohl die Bugfahrwerkskontaktspanne als auch die Heckkörperkontaktspanne eines Flugzeugs verbessern kann, die Beschränkungen mit den konventionellen Techniken des lediglichen Einstellens der Landeanfluggeschwindigkeiten, der Hinterkantenklappenausschläge an den Landeklappenanschlägen und des symmetrischen Absenkens bzw. Ausfahrens der lateralen Steueroberfläche verbunden sind, vermieden. Durch Ermöglichen von verbesserten Kontaktspannen an beiden extremen Enden einer Landelängsneigungsfluglageumhüllung eines Flugzeugs überwindet der LAM die Beschränkungen dieser Einstellungen, welche lediglich die Heckkörperkontaktspanne auf Kosten der Bugfahrwerkskontaktspanne, oder umgekehrt, verbessern. Weil der LAM die verfügbare Längsneigungsfluglage für ein Flugzeug nicht künstlich beschränkt, wird im Gegensatz zu einigen konventionellen Längsneigungsbeschränkungsmethoden die absolute Kontrolle über das Flugzeug durch den Piloten beibehalten. Der LAM sieht außerdem ein offenschleifiges Steuer- bzw. Regelgesetz vor, das die Kopplung zwischen der Flugwegsteuerung bzw. -regelung und der Längsneigungsfluglagesteuerung bzw. -regelung erhält, so daß die anomalen Manövriercharakteristika und die Kompliziertheit der Direktauftriebssteuer- bzw. -regelverfahren, die geschlossenschleifige Steuer- bzw. Regelgesetze verwenden, vermieden werden.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Die vorstehenden Aspekte und viele der begleitenden Vorteile dieser Erfindung werden leichter verständlich, wenn dieselbe unter Bezugnahme auf die folgende detaillierte Beschreibung, genommen in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen, besser verstanden wird, worin:

Fig. 1 das Heckkörperkontaktspannenerfordernis eines Flugzeugs veranschaulicht;

Fig. 2 das Bugfahrwerkskontaktspannenerfordernis eines Flugzeugs veranschaulicht;

Fig. 3 ein Steuer- bzw. Regelgesetzdiagramm eines Landefluglagemodifizierers für ein Flugzeug ist, der gemäß dieser Erfindung ausgebildet ist;

Fig. 4 ein funktionelles Diagramm einer Vref-Bestimmung ist, das für die Verwendung in der Ausführungsform der Erfindung geeignet ist, die in Fig. 3 gezeigt ist;

Fig. 5 ein Steuer- bzw. Regelgesetzdiagramm einer alternativen Ausführungsform der Erfindung ist;

Fig. 6 ein funktionelles Diagramm einer anderen alternativen Ausführungsform der Erfindung ist;

Fig. 7 ein funktionelles Diagramm einer αref-Bestimmung ist, die für die Verwendung in der Ausführungsform der Erfindung geeignet ist, welche in Fig. 6 gezeigt ist;

Fig. 8A bis 8C Diagramme sind, welche die Leistungsfähigkeit der Erfindung veranschaulichen, die in den Fig. 3 bis 7 gezeigt ist;

Fig. 9 ein Steuer- bzw. Regelgesetzdiagramm einer noch anderen alternativen Ausführungsform der Erfindung ist; und

Fig. 10 ein Diagramm ist, das die Leistungsfähigkeit der in Fig. 9 gezeigten Erfindung veranschaulicht.

Detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform

Wie es konventionell ist, wird die Erfindung in der Form eines Steuer- bzw. Regelgesetzes veranschaulicht und beschrieben, das diskrete Blöcke enthält, die zum Bewerkstelligen spezifischer Funktionen ausgebildet sind. Jedoch versteht es sich, daß die Erfindung aktuell in verschiedenen Arten und Weisen ausgeführt werden kann. Zum Beispiel können die verschiedenen Funktionen des veranschaulichten Steuer- bzw. Regelgesetzes durch einen geeignet programmierten Computer ausgeführt werden. Alternativ können die Funktionen durch Digital- oder Analogschaltungen ausgeführt werden.

Fig. 3 veranschaulicht eine erste Ausführungsform eines Landefluglagemodifizierers (LAM) 10, der gemäß dieser Erfindung in der Form eines Steuer- bzw. Regelgesetzes ausgebildet ist, das mehrere Blöcke umfaßt, die Elemente enthalten, welche so ausgebildet sind, daß sie verschiedene Funktionen bewerkstelligen. Der LAM 10 positioniert die Flaperons bzw. Landeklappenquerruder eines Flugzeugs, um die Bugfahrwerkskontaktspanne und die Heckkörperkontaktspanne während des Landens eines Flugzeugs zu verbessern. Der LAM 10 stellt das Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahren symmetrisch aus der nominellen Position in Ansprechung auf die Differenz zwischen dem gegenwärtigen Anflugzustand und dem Bezugsanflugzustand des Flugzeugs ein. Die Einstellung liefert eine herabgesetzte Längsneigungsfluglagevariation für die Landungen des Flugzeugs. Obwohl die bevorzugte Ausführungsform eine Einstellung der Flaperons bzw. Landeklappenquerruder eines Flugzeugs bewirkt, versteht es sich, daß der LAM 10 auch dazu angewandt werden könnte, andere auftriebserzeugende bewegbare Oberflächen oder Kombinationen von auftriebserzeugenden bewegbaren Oberflächen eines Flugzeugs genauso gut symmetrisch einzustellen.

Die in Fig. 3 veranschaulichte Ausführungsform der Erfindung umfaßt folgendes: einen Bestimmungsblock 12 für die Bezugsanfluggeschwindigkeit Vref, einen Summierer 14, einen Tabellen- bzw. Programmblock 16 für die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahränderung ΔδFR, einen Verstärkungsfaktor bzw. Verstärkungsblock 18, ein Tiefpaßfilter 20 und einen LAM- Ein/Aus-und-Befehlseinfrier-Bestimmungsblock 24. Die Funktionen des Bestimmungsblocks 12 für die Bezuganfluggeschwindigkeit Vref werden vorzugsweise in der in Fig. 4 veranschaulichten Art und Weise ausgeführt. Im wesentlichen führt der Bezugsanfluggeschwindigkeitsbestimmungsblock 12 die folgende Formel aus:

worin:

Vref = Bezugsanflugeigengeschwindigkeit

nZCG = normaler Last- bzw. Belastungsfaktor im Schwerpunkt

Vcur = gegenwärtige Anflugeigengeschwindigkeit

CLcur = gegenwärtiger Auftriebskoeffizient

CLref = Bezugsauftriebskoeffizient.

Fig. 4 umfaßt einen Tabellen- bzw. Programmblock 26 für den gegenwärtigen Auftriebskoeffizienten CLcur, einen Tabellen- bzw. Programmblock 28 für den Bezugsauftriebskoeffizienten CLref, einen ersten Teiler 30, einen ersten Quadratwurzelblock 32, einen Multiplizierer 34, einen zweiten Teiler 36, einen Begrenzer 38 und einen zweiten Quadratwurzelblock 40. Die Eingangsgrößen zu dem Tabellen- bzw. Programmblock 26 für den gegenwärtigen Auftriebskoeffizienten CLcur sind ein Anstellwinkel α und ein Klappenanschlag oder -winkel δF des Flugzeugs. Der gegenwärtige Auftriebskoeffizient CLcur kann mathematisch in einer konventionellen Art und Weise als eine lineare Approximation bestimmt werden, basierend auf dem Anstellwinkel α für eine gegebene Klappenarretierung oder einen gegebenen Klappenwinkel δF. Alternativ können Werte des gegenwärtigen Auftriebskoeffizienten CLcur in einer dreidimensionalen Tabelle gespeichert und eine Interpolation zum Bestimmen von aktuellen Werten benutzt werden.

Die Machzahl M und eine Klappenarretierung oder ein Klappenwinkel δF sind die Eingangsgrößen des Tabellen- bzw. Programmblocks 28 für den Bezugsauftriebskoeffizienten CLref. Basierend auf der Machzahl M und der Klappenarretierung oder dem Klappenwinkel δF bestimmt der Tabellen- bzw. Programmblock 28 für den Bezugsauftriebskoeffizienten CLref einen Bezugsauftriebskoeffizienten CLref. Vorzugsweise ist der Bezugsauftriebskoeffizient CLret 1,53 für eine Klappenarretierung von 30 und 1, 39 für eine Klappenarretierung von 25 für die Boeing 777. Wie bei dem Block 26 für den gegenwäftigen Auftriebskoeffizienten CLcur kann dieses mathematisch getan werden oder unter Verwendung einer dreidimensionalen Nachschlagetabelle. Wie es den Fachleuten in der Aerodynamik gut bekannt ist, ist der Bezugsauftriebskoeffizient CLref ein Bezugswert, der sich auf die Heckkörperkontaktspannen-, die Bugfahrwerkskontaktspannen- und die Landefeldlängenerfordernisse eines Flugzeugs bezieht.

Der erste Teiler 30 teilt den gegenwärtigen Auftriebskoeffizienten CLcur durch den Bezugsauftriebskoeffizienten CLref. Die Quadratwurzel des Koeffizienten wird bestimmt (Block 32), und das Ergebnis wird mit der gegenwärtigen Anflugeigengeschwindigkeit Vcur in dem Multiplizierer 34 multipliziert.

Der normale Last- bzw. Belastungsfaktor im Schwerpunkt, nZCG, sieht eine Manövrierkompensation durch Erhalten der Basislinienstabilität und Manövrierempfindlichkeit des Flugzeugs gegenüber dem normalen kommerziellen Transportmanövrierbereich vor. Der normale Last- bzw. Belastungsfaktor im Schwerpunkt, nzcG, wird auf den Begrenzer 38 angewandt und durch denselben beschränkt. Der Maximal- und Minimalwert des Begrenzers 38 sind so gewählt, daß der Bereich des normalen Last- bzw. Belastungsfaktors nZCG definiert wird, über welchen die Basislinienstabilität erhalten wird, und daß sichergestellt wird, daß keine Verschlechterung in der absoluten Manövrierfähigkeit des Flugzeugs stattfindet. Vorzugsweise wird der normale Last- bzw. Belastungsfaktor im Schwerpunkt, nZCG, auf einen Maximalwert von 1,15 g und einen Minimalwert von 0,85 g begrenzt. Die Quadratwurzel des beschränkten Werts des normalen Last- bzw. Belastungsfaktors im Schwerpunkt, nZCG, wird durch den zweiten Quadratwurzelblock 40 bestimmt. Die Ausgangsgröße des Multiplizierers 34 wird durch die Ausgangsgröße des zweiten Quadratwurzelblocks 40 in dem zweiten Teiler 36 geteilt. Die Ausgangsgröße des zweiten Teilers ist die Bezugsanflugeigengeschwindigkeit Vref. Wie von den Fachleuten in dieser Technik und anderen zu erkennen ist, kann die Bezugsanfluggeschwindigkeit Vref auch durch andere Verfahren bestimmt werden. Zum Beispiel kann die Bezugsanfluggeschwindigkeit Vref auf einer Tabelle bzw. einem Programm basiert werden, die bzw. das von dem Bruttogewicht des Flugzeugs bei einer gegebenen Klappenposition abhängt.

Es sei zur Fig. 3 zurückgekehrt, wonach die Bezugsanfluggeschwindigkeit Vret subtraktiv mit der gegenwärtigen Anflugeigengeschwindigkeit Vcur in dem Summierer 14 summiert wird. Die Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV wird auf den Tabellen- bzw. Programmblock 16 für die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahr- bzw. -absenkänderung ΔδFR gegeben. In der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahr- bzw. -absenkänderung ΔδFR eine Funktion der Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV. Wenn die Eigengeschwindigkeitsdiffe renz ΔV geringer als 5 ist, hat die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahr- bzw. -absenkänderung ΔδFR einen Wert von Null. Wenn die Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV zwischen 5 und 20 ist, wird die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahr- bzw. -absenkänderung ΔδFR gemäß der folgenden Gleichung bestimmt:

Wenn die Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV größer als 20 ist, hat die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahr- bzw. -absenkänderung ΔδFR einen Wert von 31. Der Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahr- bzw. -absenkänderungstabellen- bzw. -programmblock kann von Flugzeug zu Flugzeug variieren. Die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahr- bzw. -absenkänderung ΔδER wird auf den Verstärkungsfaktor- bzw. Verstärkungsblock 18 angewandt. Wie in mehr Einzelheiten unten beschrieben werden wird, wendet der Verstärkungsfaktorblock 18 einen Verstärkungsfaktor von entweder 0 oder 1 auf ΔδFR an, und zwar abhängig von der LAM-Ein/Aus-und-Befehlseinfrier-Bestimmung 24. Demgemäß ist der Verstärkungsfaktorblock im wesentlichen ein Ein/Aus-Schalter. Die Ausgangsgröße des Verstärkungsfaktorblocks 18 wird auf das Tiefpaßfilter 22 gegeben. Die Laplace-Transformation in dem Tiefpaßfilter 22 ist:

1/τs + 1

worin τ von Flugzeug zu Flugzeug variieren kann. Vorzugsweise τ = 2 Sekunden für die Boeing 777. Das Tiefpaßfilter 20 dämpft den Hochfrequenzsignalgehalt aufgrund von Turbulenz und erhält das kurzperiodige dynamische Ansprechen des Flugzeugs, während es die Ansprechungsfähigkeit auf mäßige Windscherungen aufrechterhält. Die Bandbreite des Tiefpaßfilters 20 ermöglicht es außerdem, Flaperon- bzw. Landeklappenquerruder vor einer Überziehwarnung in ihre nominelle Position zu repositionieren. Die Ausgangsgröße des Tiefpaßfilters 20, ein Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahr- bzw. -absenkänderungsbefehl, ΔδFR-Befehl, wird auf einen weiteren Summierer 22 gegeben. Ein nominelles Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahr- bzw. -absenksignal wird außerdem auf den Summierer 22 gegeben. Der Summierer subtrahiert den Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahr- bzw. -absenkänderungsbefehl, ΔδFR-Befehl, von dem nominellen Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahr- bzw. -absenksignal. Die Ausgangsgröße des Summierers 22 ist ein Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderpositionsbefehl.

Der LAM-Ein/Aus-und-Befehlseinfrier-Bestimmungsblock 24 empfängt die Klappenarretierung oder den Klappenwinkel δF als Eingangsgröße, eine Verbundsignalgültigkeitseingangsgröße und eine diskrete Luft/Boden-Eingangsgröße. Basierend auf der Klappenarretierungs- oder -winkeleingangsgröße, δF-Eingangsgröße, und dem Zustand der Signalgültigkeits- und diskreten Luft/Bodeneingangsgröße schaltet der LAM-Ein/Aus-und- Befehlseinfrier-Bestimmungsblock 24 den LAM 10 ein und aus. Für normale Systembetriebe gibt der Zustand der Signalgültigkeitseingarigsgrößen an, daß ein Satz von Bedingungen, der unten beschrieben ist, erfüllt ist, und der LAM-Ein/Aus-und- Befehlseinfrier-Bestimmungsblock 24 erzeugt eine Ein- Ausgangsgröße, wenn die Klappenarretierungs- oder -winkeleingangsgröße, δF-Eingangsgröße, angibt, daß die Klappen des Flugzeugs in einer Landeklappenarretierungsposition sind. Vorzugsweise erfordert dieses eine Landeklappenarretierung von 25º oder 30º für die Boeing 777.

Wenn die Klappenarretierungs- oder -winkeleingangsgröße, δF- Eingangsgröße, und die Signalgültigskeits- sowie die diskrete Luft/Boden-Eingangsgröße alle vorteilhaft sind, gibt der LAM- Ein/Aus-und-Befehlseinfrier-Bestimmungsblock 28 ein Ein- Signal an den Verstärkungsfaktorblock 18 aus, das bewirkt, daß der Verstärkungsfaktorblock 18 einen Wert von 1 hat. Wenn der Verstärkungsfaktorblock 18 einen Wert von 1 hat, wird der LAM 10 operativ. Wenn irgendeine von der Klappenarretierung- oder -winkel-, δF, von der Signalgültigkeits- oder der diskreten Luft/Boden-Eingangsgröße nicht vorteilhaft ist, gibt der LAM-Ein/Aus-und-Befehlseinfrier-Bestimmungsblock 24 ein Aus-Signal ab, welches bewirkt, daß der Verstärkungsfaktorblock 18 einen Null-Wert hat. Der Verstärkungsfaktor-Null- Wert deaktiviert den LAM 10 und bringt die Flaperons bzw. Landeklappenquerruder in ihre nominelle Ausfahr- bzw. Absenkposition zurück.

Der Zustand der Signalgültigkeit wird bestimmt durch Überprüfen einer Reihe von Bedingungen bzw. Zuständen. Die Überprüfung umfaßt eine Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderoperationsüberprüfung, eine LAM-kompensierte-Geschwindigkeitsbandwiedergabe-Prüfung, eine Eigengeschwindigkeitsüberprüfung, eine Anstellwinkelüberprüfung, α-Überprüfung, und eine Machzahlüberprüfung, M-Überprüfung. Die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderoperationsüberprüfung bestimmt, ob die linken und rechten Flaperons bzw. Landeklappenquerruder korrekt arbeiten. Die LAM-kompensierte-Geschwindigkeitsbandwiedergabe- Überprüfung bestimmt, ob das Warnelektroniksystem des Flugzeugs den LAM 10 in seiner Geschwindigkeitsbandwiedergabe und -funktion kompensiert hat. Die Eigengeschwindigkeitsüberprüfung, die Anstellwinkelüberprüfung, α-Überprüfung, und die Machzahlüberprüfung, M-Überprüfung, beinhalten die Überprüfung einer Vielzahl von Quellen, welche Redundanzmanagementalgorithmen benutzen, um die Signalgültigkeit sicherzustellen, wie auch das Bestimmen, ob jeder Parameter in einen gewünschten Bereich von Werten fällt. Wenn alle Überprüfungen zufriedenstellend sind, ist der Signalgültigkeitszustand gültig. Wenn irgendeine der Überprüfungen fehlgeht, ist der Signalgültigkeitszustand ungültig, was bewirkt, daß der Verstärkungsfaktorblock 10 einen Wert von Null hat.

Der Zustand der diskreten Luft/Boden-Eingangsgröße zu dem LAM-Ein/Aus-und-Befehlseinfrier-Bestimmungsblock 24 basiert auf einer Prüfung der Position des Hauptfahrwerks- Fahrgestells, um zu bestimmen, ob das Flugzeug auf dem Boden oder im Flug ist. Sobald die Position des Fahrgestells das Aufsetzen anzeigt, gibt der LAM-Ein/Aus-und-Befehlseinfrier- Bestimmungsblock 24 eine Flugzeug auf dem-Boden-Befehlseinfrierung an das Tiefpaßfilter 50 aus. Die Flugzeug auf dem- Boden-Befehlseinfrierung hält die Ausgangsgröße des Tiefpaßfilters 20 nach dem Aufsetzen konstant, wodurch effektiv die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenkung auf ihrer Aufsetzposition eingefroren wird. Bis die Flugzeug auf dem- Boden-Befehlseinfrierung empfangen wird, ermöglicht der LAM 10 eine Einstellung der Flaperon- bzw. Landeklappenabsenkung bzw. -ausfahrung in Ansprechung auf die gegenwärtige Anflugeigengeschwindigkeit Vcur.

Fig. 5 veranschaulicht eine alternative Ausführungsform eines LAM 41, der gemäß dieser Erfindung ausgebildet ist. Der in Fig. 5 veranschaulichte LAM 41 umfaßt folgendes: einen Tabellen- bzw. Programmblock 42 für die Bezugsanflugfluglage ref, einen Summierer 44, einen Tabellen- bzw. Programmblock 46 für die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahränderung ΔδFR, einen Verstärkungsfaktorblock 48, ein Tiefpaßfilter 50 und einen LAM-Ein/Aus-und-Befehlseinfrier-Bestimmungsblock 54. Der Tabellen- bzw. Programmblock 42 für die Bezugsanflugfluglage θref empfängt eine Klappenarretierungs- oder -winkeleingangsgröße, δF-Eingangsgröße. Basierend auf der Klappenarretierungs- oder -winkeleingangsgröße, δF-Eingangsgröße, der Bezugsanflugfluglage θref bestimmt der Tabellen- bzw. Programmblock 42 eine Bezugsanflugfluglage θref. Die Bezugsanflugfluglage θref repräsentiert die Längsneigungsfluglage eines Flugzeugs, wenn dieses auf dem gewünschten Landeflugwegwinkel der Bezugsanflugeigengeschwindigkeit Vref fliegt, und eine gegebene Klappenarretierung oder einen gegebenen Klappenwinkel δF. Vorzugsweise hat die Bezugsanflugfluglage θref einen Wert von 3,0 Grad für eine Klappenarretierung von 25 und einen Wert von 2,8 Grad für eine Klappenarretierung von 30. Die Klappenarretierungen von 25 und 30 sind normale Landeklappenarretierungspositionen für die Boeing 777.

Die Ausgangsgröße des Tabellen- bzw. Programmblocks 42 für die Bezugsanflugfluglage θref wird auf den Summierer 44 gegeben. Die gegenwärtige Anflugfluglage θcur des Flugzeugs wird auch auf den Summierer 44 gegeben. Der Summierer 44 subtrahiert die Bezugsanflugfluglage θref von der gegenwärtigen Anflugfluglage θcur. Die Ausgangsgröße des Summierers 44 ist eine Fluglagedifferenz Δθ.

Die Fluglagedifferenz Δθ wird auf den Tabellen- bzw. Programmblock 46 für die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderausfahränderung ΔδFR gegeben. Der Tabellen- bzw. Programm block 46 für die Flaperonausfahränderung ΔδFR erzeugt eine Flaperonausfahränderung ΔδFR in Abhängigkeit von der Fluglagedifferenz Δθ. Spezieller ist es so, daß die Flaperonausfahränderung ΔδFR einen Wert von 31 Grad hat, wenn die Fluglagedifferenz Δθ einen Wert von -3 Grad oder weniger hat. Die Flaperonausfahränderung ΔδFR hat einen Wert von 0 Grad, wenn die Fluglagedifferenz Δθ einen Wert von -1 Grad oder größer hat, wenn die Fluglagedifferenz Δθ einen Wert zwischen -3 Grad und -1 Grad hat, wird der Wert der Flaperonausfahränderung ΔδFR gemäß der folgenden Gleichung bestimmt:

ΔδFR = -31/2 (Δθ + 1)

Diese Flaperonausfahränderungswerte, ΔδFR-Werte, sind bevorzugte Werte für die Boeing 777, können aber unterschiedlich für andere Flugzeuge sein.

Die Ausgangsgröße des Tabellen- bzw. Programmblocks 46 für die Flaperonausfahränderung ΔδFR wird auf den Verstärkungsfaktorblock 48 gegeben. Die Operation des Verstärkungsfaktorblocks 48, des Tiefpaßfilters 50 und der LAM-Ein/Aus-und- Befehlseinfrier-Bestimmung 54 funktioniert in der gleichen Art und Weise, wie diese Elemente in der Ausführungsform der Erfindung funktionieren, die in Fig. 3 veranschaulicht und oben beschrieben ist. Infolgedessen werden diese Blöcke nicht weiter erörtert. Die Ausgangsgröße des LAM 41, der in Fig. 5 veranschaulicht ist, ist ein Flaperonausfahränderungsbefehl, ΔδFR-Befehl, der, wie bei der in Fig. 3 gezeigten Ausführungsform der Erfindung, subtraktiv mit einer nominellen Flaperonausfahrung in einem Summierer 52 zum Erzeugen eines Flaperonpositionsbefehls summiert wird.

Fig. 6 veranschaulicht eine andere alternative Ausführungsform eines LAM 81, der gemäß dieser Erfindung ausgebildet ist. Der in Fig. 6 veranschaulichte LAM 81 umfaßt folgendes: einen Bestimmungsblock 80 für den Bezugsanfluganstellwinkel αref, einen Summierer 82, einen Tabellen- bzw. Programmblock 84 für die Flaperonausfahränderung (ΔδFR), einen Verstärkungsfaktorblock 86, ein Tiefpaßfilter 88 und einen LAM- Ein/Aus-und-Befehlseinfrier-Bestimmungsblock 92. Die Fig. 7 veranschaulicht funktionell, wie ein Bezugsanfluganstellwinkel αref mittels des Bestimmungsblocks 80 für den Bezugsanfluganstellwinkel αref bestimmt wird. Der Bestimmungsblock 80 für den Bezugsanfluganstellwinkel αref umfaßt einen Tabellen- bzw. Programmblock 94 für den Bezugsauftriebskoeffizienten C1ref und einen Tabellen- bzw., Programmblock 96 für den gegenwärtigen Auftriebskoeffizienten CLcur.

Der Tabellen- bzw. Programmblock 94 für den Bezugsauftriebskoeffizienten CLref empfängt eine Machzahl-M-Eingangsgröße und eine Klappenarretierungs- oder -winkel-δF-Eingangsgröße. Basierend auf diesen Eingangsgrößen wird ein Bezugsauftriebskoeffizient CLref bestimmt. Vorzugsweise hat der Bezugsauftriebskoeffizient CLref Einen Wert von 1,53 für eine Klappenarretierung von 30 und einen Wert von 1,39 für eine Klappenarretierung von 25 für die Boeing 777. Wie oben bemerkt, sind die Klappenarretierungen von 25 und 30 normale Klappenarretierungslandeeinstellungen für die Boeing 777. Der Bezugsauftriebskoeffizient CLref wird in dem Tabellen- bzw. Programmblock 96 für den gegenwärtigen Auftriebskoeffizient CLcur eingegeben. Der Tabellen- bzw. Programmblock 96 für den gegenwärtigen Auftriebskoeffizienten CLcur bestimmt einen Bezugsanfluganstellwinkel αref basierend auf CLref und der Klappenarretierungs- oder -winkel-δF-Eingangsgröße.

Es sei auf Fig. 6 Bezug genommen, wonach der Bezugsanfluganstellwinkel αref auf den Summierer 82 gegeben wird. Der gegenwärtige Anfluganstellwinkel αcur des Flugzeugs wird auch in den Summierer 82 eingegeben. Der Summierer subtrahiert den Bezugsanfluganstellwinkel αref von dem gegenwärtigen Anfluganstellwinkel αcur. Die Ausgangsgröße des Summierers 82 ist eine Anstellwinkeldifferenz Δα. Die Anstellwinkeldifferenz Δα wird in den Tabellen- bzw. Programmblock 84 für die Flaperonausfahränderung ΔδFR eingegeben. Der Tabellen- bzw. Programmblock 84 für die Flaperonausfahränderung ΔδFR erzeugt eine Flaperonausfahränderung ΔδFR in Abhängigkeit von der Anstellwinkeldifferenz Δα.

Spezieller ist es so, daß die Flaperonausfahränderung ΔδFR einen Wert von 31 Grad hat, wenn die Anstellwinkeldifferenz Δα einen Wert von -3 Grad oder weniger hat. Die Flaperonausfahränderung ΔδFR hat einen Wert von 0 Grad, wenn die Anstellwinkeldifferenz Δα einen Wert von -1 Grad oder größer hat. Wenn die Anstellwinkeldifferenz Δα einen Wert zwischen -3 Grad und -1 Grad hat, wird der Wert der Flaperonausfahränderung ΔδFR gemäß der folgenden Gleichung bestimmt:

ΔδFR = -31/2 (Δα + 1)

Diese Flaperonausfahränderungswerte, ΔδFR-Werte, sind bevorzugte Werte für die Boeing 777. Sie können für andere Flugzeugtypen unterschiedlich sein. Die Flaperonausfahränderung ΔδFR wird in den Verstärkungsfaktorblock 86 gegeben. Der Verstärkungsfaktorblock 86, das Tiefpaßfilter 88 und der LAM- Ein/Aus-und-Befehlseinfrier-Bestimmungsblock 92 funktionieren in der gleichen Weise, wie die entsprechenden Elemente in der Ausführungsform der Erfindung funktionieren, die in Fig. 3 veranschaulicht und oben beschrieben ist. Daher wird ihr Betrieb hier nicht erörtert. Die Ausgangsgröße des in Fig. 6 veranschaulichten LAM 81 ist ein Flaperonausfahränderungsbefehl, ΔδFR-Befehl, der, wie bei der in Fig. 3 gezeigten Ausführungsform subtraktiv mit einer nominellen Flaperonausfahrung in einem Summierer 90 summiert wird, um einen Flaperonpositionsbefehl zu erzeugen.

Wie oben angegeben, kann der LAM beide, die Bugfahrwerkskontaktspanne und/oder die Heckkörperkontaktspanne, erhöhen. Die Fig. 8A bis 8C veranschaulichen, wie ein LAM 10 von der in Fig. 3 gezeigten Art die Bugfahrwerkskontaktspanne und die Heckkörperkontaktspanne im Vergleich zu einem Flugzeug verbessert, das keinen solchen LAM hat. Fig. 8A ist eine Kurvendarstellung, welche die Veränderung (Linie 60) eines Auftriebskoeffizienten CL mit der Anfluglängsneigungsfluglage (θ) für ein Flugzeug ohne einen LAM für einen konstanten Anflugflugwegwinkel veranschaulicht. Die Abszisse ist die Variation in der Anfluglängsneigungsfluglage (θ) in Grad und die Ordinate gibt die Änderung im Auftriebskoeffizienten CL an. Die Linie 60 hat eine konstante positive Neigung. Zwei beabstandete Vertikallinien repräsentieren einen Bugfahrwerkserstkontakt und einen Heckkörperkontakt. Wie von den Fachleuten in dieser Technik und anderen zu erkennen ist, wird, um Windböen zu kompensieren, die Geschwindigkeit eines Flugzeugs normalerweise zwischen Vref und Vref+20 während des Landeanflugs und des Aufsetzens sein. Punkt A auf der Linie 60 entspricht dem, wenn das Flugzeug mit Vref fliegt. Der Punkt B auf der Linie 60 entspricht dem, wenn das Flugzeug mit Vref+20 fliegt. Der Horizontalabstand zwischen dem Punkt A und der Linie, die den Heckkörperkontakt angibt, definiert eine Heckkörperkontaktspanne, wenn das Fliegen mit Vref erfolgt. In entsprechender Weise definiert der Horizontalab stand zwischen dem Punkt B und der Linie, die einen Bugfahrwerkserstkontakt angibt, eine Bugfahrwerkskontaktspanne, wenn mit Vref+20 geflogen wird. Der Horizontalabstand zwischen dem Punkt A und dem Punkt B auf der Linie 60 definiert eine Längsneigungsfluglagevariation Aθ&sub1;. Die Längsneigungsfluglagevariation Aθ&sub1; repräsentiert die Totalanfluglängsneigungsfluglagevariation für ein Flugzeug, das keinen LAM hat, in einem Schwerpunkt.

Fig. 8B veranschaulicht, wie die Bugfahrwerkskontaktspanne durch die Hinzufügung des LAM zu dem in Fig. 8A repräsentierten Flugzeug verbessert wird. Die Linie 60 der Fig. 8A ist in gestrichelter Form gezeigt und zu Bezugszwecken darin enthalten. Die Linie 62 veranschaulicht die neue Leistungsfähigkeit, die durch das Hinzufügen eines LAM vorgesehen wird. Der Punkt C auf der Linie 62 gibt die Situation an, wenn das Flugzeug mit Vref+20 fliegt. Der Horizontalabstand, der den Punkt B auf der Linie 60 und den Punkt C auf der Linie 62 trennt, definiert eine Bugfahrwerkskontaktspannenverbesserung θimp,n. Die Punkte D und E auf der Linie 62 entsprechen dem Maximal- und Minimalwert, der durch den Block 16 für die Flaperonausfahränderung ΔδFR, welcher in Fig. 3 gezeigt ist, hervorgebracht wird. Die Endabschnitte 64, 66 auf der Linie 62 repräsentieren den Betriebsbereich des LAM, der dem Maximal- und Minimalkonstantwert der Flaperonausfahränderung ΔδFR entspricht, wo die Flaperons in ortsfesten extremen Ausschlägen gehalten werden. Der Bereich auf der Linie 62 zwischen dem Punkt D und dem Punkt E repräsentiert die Flugzeugkonfigurationsänderung, die durch den Einbau eines LAM bewirkt wird. Der Horizontalabstand zwischen den Punkten auf der Linie 62 entsprechend Vref und Vref+20 definiert eine Längsneigungsfluglagenvariation Δθ&sub2;. Ein Vergleich von Δθ&sub1; in Fig. 4A mit Δθ&sub2; in Fig. 4B veranschaulicht, daß Δθ&sub2; geringer als Δθ&sub1; ist. Der relativ kleinere Δθ&sub2;-Wert bezeichnet eine Verbesserung in der Längsneigungsfluglagenvariation und, spezieller, in der Bugfahrwerkskontaktspanne.

Fig. 8C veranschaulicht eine verbesserte Heckkörperkontaktspanne, die durch Einbauen eines LAM 10 der in Fig. 3 gezeigten Art bei der Bezugsanfluggeschwindigkeit Vret bewirkt wird. Die Linie 70 (teilweise gestrichelt) veranschaulicht die Variation des Auftriebskoeffizienten CL mit der Anfluglängsneigungsfluglage θ ohne einen LAM. Der Horizontalabstand zwischen dem Punkt F auf der Linie 70 und der Linie, welche den Heckkörperkontakt angibt, definiert eine Heckkörperkontaktspanne für ein Flugzeug ohne einen LAM. Der Horizontalabstand zwischen dem Punkt G auf der Linie 70 und der Linie, die den Bugfahrwerkserstkontakt angibt, repräsentiert eine Bugfahrwerkskontaktspanne für ein Flugzeug ohne einen LAM. Die Linie 72 (teilweise gestrichelt) veranschaulicht die Variation des Auftriebskoeffizienten CL mit der Anfluglängsneigungsfluglage θ bei einer Erhöhung in der Landeanfluggeschwindigkeit. Bei der Bezugsanfluggeschwindigkeit, d. h. bei Vref, ist die Heckkörperkontaktspanne verbessert. Der Horizontalabstand zwischen dem Punkt H auf der Linie 72 und der Linie, welche den Heckkörperkontakt angibt, ist größer als der Abstand zwischen dem Punkt F und der Linie, welche den Heckkörperkontakt angibt. Die Verbesserung in der Heckkörperkontaktspanne wird durch θimp,a angegeben.

Wenn kein LAM enthalten wäre, würde die Linie 72 (teilweise gestrichelter Teil) die Linie, welche den Bugfahrwerkserstkontakt angibt, bei Vref+20 schneiden. Infolgedessen wäre keine Bugfahrwerkskontaktspanne vorhanden. Dieses tritt nicht auf. Die Linie 74 veranschaulicht, wie ein LAM die Situation verändert. Der LAM bewirkt, daß eine Änderung in der Neigung auftritt (Linie 74), wenn sich die Bezugsgeschwindigkeit än dert. Die Linie 74 schneidet die Linie 70 vor dem Erreichen der Bugfahrwerkskontaktspanne. Infolgedessen wird die Bugfahrwerkskontaktspanne ohne einen LAM beibehalten bzw. gesichert.

Wie durch ein Verständnis der vorstehenden Erörterung leicht erkennbar ist, kann ein LAM auch dazu benutzt werden, sowohl eine Heckkörperkontaktspannenverbesserung als auch eine Bugfahrwerkskontaktspannenverbesserung vorzusehen. Die Verbesserung sowohl der Bugfahrwerkskontaktspanne als auch der Heckkörperkontaktspanne kann dadurch erreicht werden, daß ein LAM vorgesehen wird, der die in den Fig. 8B und 8C abgebildeten Merkmale kombiniert.

Die Fig. 9 veranschaulicht eine alternative Methode bzw. ein alternatives Verfahren zum Verbessern der Heckkörperkontaktspanne durch Modifizieren eines LAM 10 der in Fig. 3 gezeigten Art. Der in Fig. 9 gezeigte LAM 10 ist identisch mit dem in Fig. 3 gezeigten LAM 10, ausgenommen die Substitution eines Tabellen- bzw. Programmblocks 102 für die Flaperonausfahränderung ΔδFR und eines Summierers 100, welche den Tabellen- bzw. Programmblock 16 für die Flaperonausfahränderung ΔδFR bzw. den Summierer 22 der Fig. 3 ersetzen. Wie in Fig. 9 gezeigt ist, hat die Flaperonausfahränderung ΔδFR einen Maximalwert, wenn die Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV einen Wert hat, der geringer als ein vorbestimmter niedriger Wert ist. Wenn die Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV einen Wert zwischen einem vorbestimmten niedrigeren Wert und einem vorbestimmten höheren Wert hat, hat der Wert der Flaperonausfahränderung ΔδFR einen Wert, welcher kontinuierlich von dem Maximalwert zu einem Minimalwert abnimmt. Wenn die Eigengeschwindigkeitsdifferenz größer als der vorbestimmte höhere Wert ist, hat die Flaperonausfahränderung ΔδFR den Minimalwert.

Der Flaperonausfahränderungsbefehl, ΔδFR-Befehl, wird an den Summierer 100 zusammen mit dem nominellen Flaperonausfahrsignal angelegt. Das Flaperonausfahränderungssignal, ΔδFR- Signal, wird zu dem nominellen Flaperonausfahrsignal addiert. Die Ausgangsgröße des Summierers 100 ist ein Flaperonpositionsbefehl. Weil die Funktion des LAM, der in Fig. 9 veranschaulicht ist, ansonsten identisch mit der Funktion des in Fig. 3 veranschaulichten LAM ist, wird hier keine weitere Beschreibung gegeben.

Fig. 10 veranschaulicht, wie die Heckkörperkontaktspanne durch die Hinzufügung des in Fig. 9 abgebildeten LAM verbessert wird. Wie in Fig. 10 gezeigt ist, entspricht die Linie 80 dem, wenn das Flugzeug mit einer gewissen nominellen Ausfahrposition fliegt. Wie durch die Fachleute in dieser Technik und andere erkennbar ist, kann die nominelle Ausfahrposition unterschiedliche Werte für unterschiedliche Flugzeuge haben. Der Abstand zwischen dem Punkt R und der Linie, die den Heckkörperkontakt angibt, ist die Heckkörperkontaktspanne für das Flugzeug, das mit Vref fliegt.

Die Linie 82 entspricht dem, wenn das Flugzeug eine solche Änderung erfährt, daß es eine Flaperonausfahrposition mit einem Ausschlag hat, der maximalen Auftrieb bewirkt. Natürlich variiert der Maximalauftriebsausschlagwert von Flugzeug zu Flugzeug. Der Bereich auf der Linie 84 zwischen dem Punkt B und dem Punkt Q repräsentiert den Operationsbereich des LAM entsprechend dem Maximal- und Minimalkonstantwert der Flaperonausfahränderung ΔδFR, wo die Flaperons in festen extremen Ausschlägen gehalten werden. Der Horizontalabstand zwischen dem Punkt S auf der Linie 82 und dem Punkt R auf der Linie 80 repräsentiert die Verbesserung in der Heckkörperkon taktspanne, die durch die Hinzufügung des LAM bewirkt wird, wie durch θimp,a angegeben ist.


Anspruch[de]

1. Verfahren zum Modifizieren der Lage eines Flugzeugs während des Landens, umfassend:

Erzeugen eines Bezugswerts für einen vorbestimmten Parameter, welcher einen Flugzustand des Flugzeugs definiert;

Erzeugen eines gegenwärtigen Werts für den vorbestimmten Flugzustandsparameter;

subtraktives Kombinieren des Bezugswerts und des gegenwärtigen Werts zum Erzeugen eines Differenzwerts für den vorbestimmten Flugzustandsparameter;

Erzeugen einer Tabelle bzw. eines Programms von Ausschlagswerten für wenigstens eine bewegbare Oberfläche, die fähig ist, Auftrieb zu erzeugen, in Abhängigkeit von dem Differenzwert;

Bestimmen des Ausschlagswerts für die wenigstens eine bewegliche Oberfläche aus der Tabelle bzw. dem Programm, basierend auf dem Differenzwert;

Einstellen der Position der wenigstens einen bewegbaren Oberfläche gemäß einem Betrag, der gleich dem Ausschlagswert ist,

dadurch gekennzeichnet, daß die Tabelle bzw. das Programm von Ausschlagswerten derart ausgewählt ist, daß eine vorbestimmte Heckkörperkontaktspanne und/oder eine vorbestimmte Bugfahrwerkskontaktspanne für das Flugzeug erfüllt oder überschritten wird.

2. Verfahren nach Anspruch 1, worin der vorbestimmte Flugzustandsparameter die Anflugeigengeschwindigkeit ist, der Bezugswert die Bezugsanflugeigengeschwindigkeit Vref ist, der gegenwärtige Wert die gegenwärtige Anflugeigengeschwindigkeit Vcur ist und der Differenzwert eine Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV ist.

3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, worin die wenigstens eine bewegbare Oberfläche ein Flaperon bzw. Landeklappenquerruder ist.

4. Verfahren nach Anspruch 3, worin der Ablenkungswert die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung ΔδFR ist und der Tabellierungs- bzw. Programmbildungsschritt weiter folgendes umfaßt:

Vorsehen eines Werts von Null für die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung ΔδFR, wenn die Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV geringer als 5 ist;

Vorsehen eines Werts für die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung ΔδFR gemäß der Gleichung:

ΔδFR = 31/15(ΔV - 5)

wenn die Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV zwischen fünf und 20 ist, und

Vorsehen eines Werts von 31 für die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung ΔδFR, wenn die Eigengeschwindigkeitsdifferenz ΔV größer als 20 ist.

5. Verfahren nach Anspruch 4, umfassend das Fixieren der Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung ΔδFR, wenn das Flugzeug den Boden berührt.

6. Verfahren, das in irgendeinem der Ansprüche 2 bis 5 beansprucht ist, worin das Erzeugen eines Bezugswerts das Bestimmen von Vref aus der folgenden Gleichung umfaßt:

worin:

Vref = Bezugsanflugeigengeschwindigkeit

nZCG = normaler Last- bzw. Belastungsfaktor im Schwerpunkt

Vcur = gegenwärtige Anflugeigengeschwindigkeit

cLcur = gegenwärtiger Auftriebskoeffizient

cLref = Bezugsauftriebskoeffizient

7. Verfahren nach Anspruch 6, umfassend das Begrenzen des normalen Last- bzw. Belastungsfaktors im Schwerpunkt nZCG, um keine Verschlechterung in der absoluten Manöverfähigkeit des Flugzeugs vorzusehen.

8. Verfahren, das in irgendeinem der Ansprüche 2 bis 5 beansprucht ist, worin der Erzeugungsschritt das Bestimmen von Vref für die folgende Gleichung umfaßt:

worin:

Vref = Bezugsanflugeigengeschwindigkeit

Vcur = gegenwärtige Anflugeigengeschwindigkeit

cLcur = gegenwärtiger Auftriebskoeffizient

cLref = Bezugsauftriebskoeffizient

9. Verfahren, das in irgendeinem der Ansprüche 2 bis 8 beansprucht ist, worin der Erzeugungsschritt das Bestimmen der Bezugsanflugeigengeschwindigkeit Vref aus einer Tabelle von Werten in Abhängigkeit von dem Gesamt- bzw. Bruttogewicht und der Klappenarretierung oder -position des Flugzeugs umfaßt.

10. Verfahren nach irgendeinem der vorhergehenden Ansprüche, worin der vorbestimmte Flugzustandsparameter die Anfluglage ist, der genannte Bezugswert die Bezugsanfluglage Θref ist, der genannte gegenwärtige Wert die gegenwärtige Anfluglage Θcur ist und der genannte Differenzwert eine Lagedifferenz ΔΘ ist.

7. 1. Verfahren, das in irgendeinem der Ansprüche 1-10 beansprucht ist, worin der vorbestimmte Flugzustandsparameter der Anfluganstellwinkel ist, der genannte Bezugswert der Bezugsanfluganstellwinkel αcur ist und der genannten Differenzwert eine Anstellwinkeldifferenz Δα ist.

12. Verfahren nach Anspruch 10 oder 11, worin der Ablenkungswert eine Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung ΔδFR ist und der Tabellierungs- bzw. Programmbildungsschritt weiter folgendes umfaßt:

Vorsehen eines Werts von Null für die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung ΔδFR, wenn der genannte Differenzwert größer als -1 ist;

Vorsehen eines Werts für die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung AδFR gemäß der Gleichung:

ΔδFR = -31/2(Differenzwert + 1)

wenn der Differenzwert zwischen -3 und -1 ist; und

Vorsehen eines Wert: von 31 für die Flaperon- bzw. Landeklappenquerruderabsenk- bzw. -ausfahränderung ΔδFR, wenn der Differenzwert geringer als -3 ist.







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