PatentDe  


Dokumentenidentifikation DE602004001023T2 04.01.2007
EP-Veröffentlichungsnummer 0001498794
Titel System zur automatischen Steuerung von Hochauftriebsklappen eines Flugzeugs, insbesondere Flügelvorderkanten
Anmelder Airbus France, Toulouse, FR
Erfinder Delaplace, Franck, 31400 Toulouse, FR;
Buisson, Dominique, 31000 Toulouse, FR
Vertreter Meissner & Meissner, 14199 Berlin
DE-Aktenzeichen 602004001023
Vertragsstaaten AT, BE, BG, CH, CY, CZ, DE, DK, EE, ES, FI, FR, GB, GR, HU, IE, IT, LI, LU, MC, NL, PL, PT, RO, SE, SI, SK, TR
Sprache des Dokument FR
EP-Anmeldetag 17.06.2004
EP-Aktenzeichen 042915223
EP-Offenlegungsdatum 19.01.2005
EP date of grant 31.05.2006
Veröffentlichungstag im Patentblatt 04.01.2007
IPC-Hauptklasse G05D 1/00(2006.01)A, F, I, 20051017, B, H, EP

Beschreibung[de]

Die vorliegende Erfindung betrifft ein System zur automatischen Steuerung von Hochauftriebseinrichtungen eines Flugzeugs, insbesondere der Nasenklappen an der Vorderkante eines Flügels.

Wenn auch nicht ausschließlich, so wendet sich die vorliegende Erfindung doch insbesondere an ein Flugzeug, insbesondere ein Großraumtransportflugzeug.

Es ist bekannt, mit dem Ziel, den Auftrieb des Tragwerks eines Flugzeugs zu modifizieren oder seinen Betriebsbereich gegenüber einem Strömungsabriss zu modifizieren, das Tragwerk mit üblichen Hochauftriebseinrichtungen auszustatten (Nasenklappen an der Vorderkante und/oder Flügelklappen an der Hinterkante), die aus- und einfahrbar sind. Diese Hochauftriebseinrichtungen erlauben, den Auftrieb des Flugzeugs deutlich zu verbessern, wenn sie ausgefahren sind, und somit seine Anfluggeschwindigkeit zu vermindern.

Der Pilot eines Flugzeugs konfiguriert mithilfe eines üblichen Steuergliedes, einem sogenannten Nasen-/Flügelklappenhebel, die Hochauftriebseinrichtungen in die Position seiner Wahl, und zwar in Abhängigkeit von den Zuständen (Geschwindigkeit, Höhe, ...) und der Phasen des Fluges (Rollen, Abheben, Steigen, Kreuzen, Sinken, Warten, Anflug, Landung). Die Positionen der Hochauftriebseinrichtungen variieren fortschreibend zwischen einer ersten Position, die einem vollständigen Einzug (oder Rückzug der Nasen und Flügelklappen (Position "Kreuzen") entspricht, und einer zweiten Position, die einem vollständigen Auszug (oder Ausfahren) der Nasen und Flügel (Position "Landung") entspricht, so dass mehrere bekannte Konfigurationen des Flugzeugs definiert werden können. Eine gegebene Konfiguration des Flugzeugs entspricht somit einer speziellen Position der Nasen- und Flügelklappen.

Diese Hochauftriebseinrichtungen sind konstruktiv in bekannter Weise dimensioniert, und zwar ausgehend von den folgenden Kennwerten:

  • – Bestimmung des minimal geforderten Flugvermögens;
  • – vorschriftsmäßige Berücksichtigung von Windstößen, um die entsprechenden maximalen aerodynamischen Belastungen zu vermindern;
  • – Aufnahme weiterer möglicher Belastungen, die sich durch die Hochauftriebseinrichtungen ergeben (zum Beispiel Belastungen am Boden), um die Grenzbelastungen zu vermindern; und
  • – Bestimmung von extremen Belastungen, die sich durch die Anwendung eines Sicherheitskoeffizienten auf die Grenzbelastungen ergeben.

Dennoch kann es im Verlauf eines Fluges passieren, dass die aerodynamischen Belastungen, die auf diese Hochauftriebseinrichtungen wirken, die Grenzbelastungen übersteigen, die verwendet wurden, um sie zu dimensionieren, derart, dass starke und irreversible Beschädigungen (in Form einer plastischen Verformung) an den Hochauftriebseinrichtungen verursacht werden.

Man kann bei starken atmosphärischen Störungen (starken Windstößen), bei unkonventionellen Steuermanövern (Sturzflug zur Wiedergewinnung des Flugzeugs) oder bei irrtümlichen Aktionen des Teils der Besatzung, der das Steuern (bzw. den Hebel) der Nasen- und/oder Flügelklappen durchführt [zum Beispiel, wenn der Pilot während der Reise- oder Sinkflugphase das Steuerglied für die Nasen- und Flügelklappen irrtümlich verstellt, obwohl er das für die Bremsklappen aktivieren wollte, denn die beiden Elemente liegen nahe beieinander), auf solche Situationen treffen. In der letztgenannten Situation hätte die irrtümliche Aktion des Piloten zur Folge, ein starkes Hochziehmoment am Flugzeug zu erzeugen, dem von dem Piloten schwer entgegen zu wirken ist.

Es sind Systeme bekannt, welche die aerodynamischen Steuerflächen von Flugzeugen automatisch positionieren oder verstellen, wie beispielsweise Hochauftriebseinrichtungen. Beispielhaft sei angemerkt, dass:

  • – die Druckschrift FR-2 425 380 ein Steuersystem beschreibt, welches, wenn ein Motor versagt, automatisch auf die Steuerflächen einwirkt, um das Flugzeug aerodynamisch neu auszurichten, derart, dass der Druckverlust auf die aerodynamischen Merkmale des Flügels kompensiert wird;
  • – die Druckschrift US-4,042,197 eine Vorrichtung beschreibt, die zum Ziel hat, in einer Sink- und Anflugphase eines Flugzeugs die Position der Flügelklappen sowie den Druck zu optimieren, um so das durch diese Einrichtungen erzeugte Geräusch wesentlich zu reduzieren; und
  • – die Druckschrift FR-2 817 535 ein System offenbart, welches ermöglicht, die Position von Hochauftriebseinrichtungen während der Startphase eines Flugzeugs automatisch zu optimieren, um so die beim Start benötigte Länge der Piste zu verringern und den Luftwiderstand zu verringern, was ermöglicht, eine minimale Anstellung (mit einem defekten Motor) zu erhalten, die ein ganz sicheres Abheben ermöglicht.

Es sei im Übrigen angemerkt, dass die Systeme im Wesentlichen für Steuerflächen und für Flügelklappen an den Hinterkanten bestimmt sind und nicht für Nasenklappen an den Vorderkanten eines Flugzeugs. Der wesentliche Grund ist, dass der Auftrieb eines Flugzeugs durch das Phänomen eines Strömungsabrisses begrenzt ist, der auftreten kann, wenn die Anstellung des Flugzeugs einen bestimmten Anstellwert, den sogenannten "Abrisswinkel" übersteigt. Denn bei hohen Anstellwinkeln wird die Strömung auf den Oberflächen des Tragwerks instabil, wobei sich die Luftfäden ablösen, was sich durch einen Auftriebsverlust bemerkbar macht. Es ist bekannt, dass sich der Wert dieses Abrisswinkels in dem Maße leicht vermindert, wie die Flügelklappen an den Hinterkanten aufgestellt sind. Aus diesem Grunde sollen die Nasenklappen an den Vorderkanten in dem Maße ausgefahren sein, wie die Nasenklappen an den Hinterkanten ausgefahren sind. Indessen ist ein System, welches die Flügelklappen automatisch ein- oder ausfährt, relativ neutral hinsichtlich des Betriebsbereichs im Verhältnis zum Strömungsabriss und kann somit als relativ sicher gegenüber diesem aerodynamischen Phänomen qualifiziert werden.

Demgegenüber ist das Ausfahren der Vorflügelklappen ein Parameter, welcher einen starken Einfluss auf den Wert des Abrisswinkels hat. Folglich kann sich die Maßnahme, von einem Ausschlag Ab zu einem Ausschlag Cb, mit Cb kleiner als Ab, zu gelangen, als gefährlich erweisen. Während nämlich in den Zuständen eines Ausschlags von Ab der Abrisswinkel entfernt vom Flugpunkt bleibt, kann sich das Flugzeug unter Bedingungen des Ausschlags Cb jenseits des Abrisswinkels wieder finden.

Da die Gefahr, sich in einer Situation mit geringem Spielbereich (negativ gesehen) in Bezug auf das Abrissphänomen wiederzufinden, nicht Null ist, wird folglich die Positionierung der Nasenklappen an den Vorderkanten ausschließlich durch eine manuelle Aktion des Piloten, über den Nasen-/Flügelklappenhebel gesteuert.

Die vorliegende Erfindung hat zur Aufgabe, diese Nachteile zu beseitigen. Sie betrifft ein Steuersystem für Hochauftriebseinrichtungen eines Flugzeugs und insbesondere von Nasenklappen an der Flügelvorderkante eines Flugzeugs, das ermöglicht, die Position dieser bei im Hinblick auf aerodynamische Belastungen ungünstigen Flugbedingungen automatisch zu optimieren.

Zu diesem Zweck umfasst gemäß der Erfindung das System dieser Bauart:

  • – Betätigungsmittel, um die Hochauftriebseinrichtungen in Abhängigkeit von erhaltenen Steuerbefehlen zu verstellen;
  • – wenigstens ein Steuerglied, das durch einen Piloten des Flugzeugs betätigt werden kann; und
  • – eine Steuereinheit, die ein Steuermittel umfasst, das Steuerbefehle in Abhängigkeit der Betätigung des Steuerelements erzeugen kann, um die Betätigungsmittel derart zu steuern, dass diese die hohen Auftriebseinrichtungen in eine vorbestimmten Position bringen,
dadurch gekennzeichnet, dass die Steuereinheit ferner umfasst:
  • – eine erste Einrichtung, welche Zusatzsteuerbefehle automatisch erzeugen kann, die an die Betätigungsmittel übertragen werden, um die Hochauftriebseinrichtungen automatisch einzuziehen, wenn sich das Flugzeug in einem ersten Flugzustand befindet; und
  • – eine zweite Einrichtung, um die durch das Steuermittel nach einer Betätigung des Steuerelements erzeugten Steuerbefehle automatisch zu verhindern, um die Hochauftriebseinrichtungen auszufahren, wenn sich das Flugzeug im Flugzustand befindet.

So werden mit Hilfe der Erfindung, wenn sich das Flugzeug in dem ersten Flugzustand befindet, das heißt, wie nachfolgend zu sehen ist, in einem Flugzustand, der strukturelle Beschädigungen an den Hochauftriebseinrichtungen nach sich ziehen kann, die Hochauftriebseinrichtungen (insbesondere die Vorflügelklappen) automatisch eingezogen und somit geschützt sind, so dass die Sicherheit des Flugzeugs aufgrund eines Schutzes gegenüber einem Abrisswinkel gewährleistet wird, wie dies nachfolgend näher erläutert wird. Die vorliegende Erfindung ist besonders gut für die Steuerung der Vorflügelklappen des Tragwerks eines Flugzeugs, wie den Hochauftriebseinrichtungen, ausgelegt (wenn auch nicht ausschließlich dafür).

Ferner verhindert, wenn die Hochauftriebseinrichtungen heraus gesteuert sind (sich ausfahren), die Flugsituationen aber nicht günstig bzw. gefährlich sind (zweiter vorgenannter Flugzustand), das System gemäß der Erfindung ihr Ausfahren und schützt somit das Flugzeug gegenüber solchen ungünstigen Situationen, wie sie nachfolgend erläutert werden.

Ferner wird die Steuerung der Hochauftriebseinrichtungen automatisch durchgeführt, ohne irgendeine Einwirkung des Piloten des Flugzeugs, was dem Piloten erlaubt, sich ausschließlich auf den Lenkvorgang zu konzentrieren.

Gemäß der Erfindung verifiziert die erste Vorrichtung kontinuierlich automatisch, ob sich das Flugzeug in dem ersten Flugzustand befindet, wobei sie die Geschwindigkeit und die Anstellung des Flugzeugs berücksichtigt.

In einer bevorzugten Ausführungsform umfasst die erste Vorrichtung:

  • – ein erstes Mittel, um die Geschwindigkeit des Flugzeugs zu überwachen und gegebenenfalls ein erstes Signal zu senden, welches ein Übersteigen einer zulässigen Grenzgeschwindigkeit angibt;
  • – ein zweites Mittel, um die Anstellung des Flugzeugs zu überwachen und gegebenenfalls ein zweites Signal zu senden, welches ein Übersteigen eines zulässigen Grenzwinkels anzeigt; und
  • – ein drittes Mittel, um die Zusatz-Steuerbefehle zu erzeugen, wenn wenigstens die ersten und zweiten Mittel gleichzeitig die ersten und zweiten Signale senden.

In diesem Fall ist vorteilhaft, dass:

  • – das erste Mittel die Istgeschwindigkeit des Flugzeugs mit der zulässigen Grenzgeschwindigkeit, die einer zulässigen Maximalgeschwindigkeit entspricht, vergleicht, welche von der aktuellen Konfiguration und der Masse des Flugzeugs abhängig ist; und/oder
  • – das zweite Mittel den Ist-Anstellwinkel des Flugzeugs mit dem zulässigen Grenz-Anstellwinkel vergleicht, welcher einem Abrisswinkel entspricht, der von der zu erhaltenen Konfiguration des Flugzeugs und der Mach-Zahl des Flugzeugs abhängig ist.

Ferner umfasst in einer speziellen Ausführungsform die erste Vorrichtung ferner ein viertes Mittel, um die Ableitung des Anstellwinkels des Flugzeugs zu überwachen und gegebenenfalls ein viertes Signal zu senden, und das dritte Mittel erzeugt die Zusatz-Steuerbefehle nur dann, wenn das vierte Signal gleichzeitig mit den vorgenannten ersten und zweiten Signalen gesendet wird. Dies ermöglicht, die Sicherheit noch mehr zu verbessern.

Ferner umfasst das vierte System in vorteilhafter Weise:

  • – ein erstes Element, um die Ableitung des Anstellwinkels des Flugzeugs mit einem vorbestimmten Schwellenwert zu vergleichen und gegebenenfalls ein Signal zu senden, welches ein Übersteigen dieses Schwellenwertes anzeigt;
  • – ein zweites Element, um den Ist-Anstellwinkel des Flugzeugs mit einem Wert des Anstellwinkels zu vergleichen, der von dem Abrisswinkel abhängt, und gegebenenfalls ein Signal zu senden, das ein Übersteigen dieses Wertes für den Anstellwinkel anzeigt; und
  • – ein drittes Element, um das vierte Signal zu erzeugen, wenn das erste und zweite Element gleichzeitig Übersteigungssignale senden.

Im Übrigen verifiziert gemäß der Erfindung die zweite Vorrichtung automatisch, ob sich das Flugzeug in dem zweiten Flugzustand befindet, wobei sie die Geschwindigkeit und die Höhe des Flugzeugs berücksichtigt.

In einer bevorzugten Ausführungsform umfasst die zweite Vorrichtung:

  • – ein fünftes Mittel, um die Geschwindigkeit des Flugzeugs zu überwachen und gegebenenfalls ein fünftes Signal zu senden, welches ein Übersteigen einer zulässigen Grenzgeschwindigkeit anzeigt;
  • – ein sechstes Mittel, um die Höhe des Flugzeugs zu überwachen und gegebenenfalls ein sechstes Signal zu senden, welches ein Übersteigen einer zulässigen Grenzhöhe anzeigt; und
  • – eine siebtes Mittel, um Verbietungsbefehle zu erzeugen, wenn wenigstens das fünfte oder sechste Mittel das fünfte bzw. sechste Signal sendet.

In diesem Fall ist vorteilhaft, dass:

  • – das fünfte Mittel die Istgeschwindigkeit des Flugzeugs mit der zulässigen Grenzgeschwindigkeit vergleicht, welche einer zulässigen Maximalgeschwindigkeit entspricht, die von der aktuellen Konfiguration und der Masse des Flugzeugs abhängt. Vorzugsweise umfasst das fünfte Mittel ferner eine Hysterese-Schleife, um zu zahlreiche Bewegungen der Hochauftriebseinrichtungen in dem Fall zu vermeiden, in welchem die Istgeschwindigkeit des Flugzeugs um die zulässige Maximalgeschwindigkeit herum schwankt; und/oder
  • – das sechste Mittel die Ist-Höhe des Flugzeugs mit der zulässigen Grenzhöhe vergleicht, welche einer maximal möglichen Höhe für eine Konfiguration des Flugzeugs entspricht, die erreicht werden soll.

Ferner umfasst in einer speziellen Ausführungsform die zweite Vorrichtung ferner:

  • – ein achtes Mittel, das jede Aktion des Steuergliedes erfassen kann, um die Hochauftriebseinrichtungen auszufahren; und
  • – ein neuntes Mittel, welches die Steuerbefehle entsprechend einer solchen Aktion zum Entfalten der Hochauftriebseinrichtungen hemmt, wenn gleichzeitig das achte Mittel eine solche Aktion erfasst und das siebte Mittel Verhinderungsbefehle erzeugt.

Die Figuren der angefügten Zeichnung werden verständlich machen, wie die Erfindung ausgeführt werden kann. In diesen Figuren bezeichnen identische Bezugszeichen ähnliche Elemente:

1 zeigt ein ziviles Transportflugzeug, an welchem ein Steuersystem gemäß der Erfindung angebracht ist.

2 ist ein Blockdiagramm eines Steuersystems gemäß der Erfindung.

Die 3 und 5 zeigen schematisch Bereiche eines Steuersystems gemäß der Erfindung.

Die 4 und 6 zeigen grafische Darstellungen, welche ermöglichen, die Funktionsweise der speziellen Mittel eines Steuersystems gemäß der Erfindung zu erläutern.

Das Steuersystem 1 gemäß der Erfindung und schematisch in 2 dargestellt, ist an einem Flugzeug 2, insbesondere einem zivilen Transportflugzeug, angebracht, wie es in 1 dargestellt ist und in der folgenden Beschreibung beispielhaft angegeben wird.

Dieses Transportflugzeug 2 umfasst einen Flugzeugrumpf 3, mit welchem unter anderem zwei Flügel 4 verbunden sind, welche das Haupttragwerk bilden, ein horizontales Heckleitwerk, welches zwei Höhenflossen 5 bildet, und ein Seitenleitwerk 6. Jede der Höhenflossen 5 ist mit einem Höhenruder 7 versehen, und das Seitenleitwerk 6 ist mit einem Seitenruder 8 versehen. Ferner trägt jeder der Flügel 4 in üblicher Weise Querruder 9, Bremsklappen 10 und mehrere Druckschraubenmotoren 11.

Um die Leistungsfähigkeit des Flugzeugs 2 zu verbessern, ist jeder der Flügel 4 ferner mit üblichen Hochauftriebseinrichtungen versehen, nämlich Nasenklappen 12 an der Angriffskante des Flügels 4 und Flügelklappen 13 an seiner Hinterkante, die in verschiedene Positionen gebracht werden können. Diese Hochauftriebseinrichtungen 12, 13 ermöglichen, den Auftrieb des Flugzeugs 2 zu steigern.

Beispielhaft ist jeder Flügel eines Flugzeugs vom Typ "Airbus A340" mit sieben Nasenklappen 12 und zwei Flügelklappen 13 ausgestattet.

Die Positionen der Hochauftriebseinrichtungen 12, 13 verändern sich fortschreitend zwischen einer ersten Position, die einem vollständigen Einzug (oder Rückzug) der Nasen- und Flügelklappen entspricht ("Reise"-Position) und einer zweiten Position, die einer vollständigen Ausstellung (oder Ausfahrung) der Nasen- und Flügelklappen entspricht ("Lande"-Position), so dass mehrere für das Flugzeug 2 bekannte und mit "0", "1", "1 + F", "2", "3" und "Full" bezeichnete Konfigurationen definiert werden können:

Das System 1, welches in dem Flugzeug 2 aufgenommen ist und welches dazu bestimmt ist, die Hochauftriebseinrichtungen 12, 13 automatisch zu steuern, umfasst in bekannter Weise, wie in 2 dargestellt ist:

  • – eine Mehrzahl von Wirkelementen (zusammengefasst unter dem einzigen Bezugszeichen 14 in 2), um die Hochauftriebseinrichtungen 12, 13 (zusammengefasst unter einem Bezugszeichen 12, 13 in 2) in Abhängigkeit von erhaltenen Steuerbefehlen zu verstellen, wie dies durch eine Verbindung 15 in Punkt/Strich-Linien dargestellt ist;
  • – wenigstens ein Steuerglied 16, zum Beispiel einen Nasen-/Flügelklappen-Hebel, der von einem Piloten des Flugzeugs 2 betätigt werden kann; und
  • – eine Steuereinheit 17, welche ein übliches Steuerelement 18 umfasst, das in Abhängigkeit der Betätigung des Steuergliedes 16, die es durch eine Verbindung 18A erhält, Steuerbefehle erzeugen kann, um die Wirkelemente 14 zu steuern (Verbindung 18B), derart, dass diese die Hochauftriebseinrichtungen 12, 13 in eine vorbestimmte Position bringen.

Das Steuersystem 1 gemäß der Erfindung ist insbesondere dazu bestimmt, die Hochauftriebseinrichtungen automatisch zu steuern, um so die Position dieser gegenüber Flugbedingungen, die im Hinblick auf aerodynamische Belastungen ungünstig sind, automatisch zu optimieren. Es ist insbesondere gut (obwohl nicht ausschließlich), für die Steuerung der Nasenklappen 12 an der Angriffskante als Hochauftriebseinrichtungen zu steuern.

Dazu umfasst gemäß der Erfindung die Steuereinheit 17 ferner:

  • – eine Einrichtung 19, die automatisch Zusatz-Steuerbefehle erzeugen kann, die an die Wirkelemente 14 übertragen werden, um die Nasenklappen 12 automatisch einzuziehen, wenn sich das Flugzeug 2 in einem nachfolgend näher ausgeführten ersten Flugzustand befindet; und
  • – eine Einrichtung 20, um die durch das Steuerelement 18 infolge einer Betätigung des Steuerelements 16 zum Einfahren der Nasenklappen 12 erzeugten Steuerbefehle automatisch zu hemmen, wenn sich das Flugzeug 2 in einem zweiten, unten näher ausgeführten Zustand befindet.

So werden mithilfe der Erfindung, wenn sich das Flugzeug 2 in dem ersten Flugzustand befindet, das heißt, wie nachfolgend zu sehen ist, in einem Flugzustand, der strukturelle Beschädigungen, insbesondere an den Nasenklappen 12, nach sich ziehen kann, die Nasenklappen 12 automatisch eingezogen und somit geschützt, so dass die Sicherheit des Flugzeugs 2 aufgrund eines Schutzes gegenüber eines Abrisswinkels zu gewährleisten, wie dies nachfolgend näher ausgeführt wird.

Ferner verhindert, wenn die Nasenflügel 12 so gesteuert werden, dass sie heraus kommen bzw. sich ausfahren, die Flugsituationen aber nicht günstig bzw. gefährlich sind (zweiter vorgenannter Flugzustand), das System 1 gemäß der Erfindung (mithilfe der Einrichtung 20) ihr Herauskommen und schützt somit das Flugzeug 2 gegenüber solchen ungünstigen Situationen, wie sie nachfolgend näher ausgeführt werden.

Ferner wird der Befehl für die Nasenklappen 12 automatisch ausgeführt, ohne irgendeine Einwirkung des Piloten des Flugzeugs 2, was dem Piloten ermöglicht, sich ausschließlich auf die strikten Aspekte des Lenkvorgangs zu konzentrieren.

Gemäß der Erfindung überwacht die Vorrichtung 19 die Istgeschwindigkeit V des Flugzeugs 2, um so das Vorhandensein von zu großen aerodynamischen Belastungen zu erfassen, welche die Nasenklappen 12 beschädigen können. Diese Einrichtung 19 überwacht auch den Ist-Anstellwinkel &agr; des Flugzeugs 2, um so sicherzustellen, dass im Falle einer Veränderung der Konfiguration der Nasenklappen 12, der Anstellwinkel &agr; nicht zu nahe am Abrisswinkel der neuen Konfiguration (die erreicht werden soll) liegt (nicht übersteigt).

Dafür umfasst in einer bevorzugten Ausführungsform, die in 3 dargestellt ist, die Vorrichtung 19:

  • – ein Mittel 21, unten näher ausgeführt, um die Geschwindigkeit V des Flugzeugs 2 zu überwachen und gegebenenfalls ein erstes Signal zu senden, welches ein Übersteigen einer zulässigen Grenzgeschwindigkeit anzeigt;
  • – ein Mittel 22, unten näher ausgeführt, um den Anstellwinkel &agr; des Flugzeugs 2 zu überwachen und gegebenenfalls ein zweites Signal zu senden, welches ein Übersteigen eines zulässigen Grenzwinkels anzeigt; und
  • – ein Mittel 23, bei Auftreten eines UND-Logikgliedes, um Zusatz-Steuerbefehle zu erzeugen (zum automatischen Einziehen der Nasenklappen 12) und diese an die Wirkelemente 14 mithilfe einer Verbindung 24 zu übertragen, wenn wenigstens die Mittel 21 und 22 gleichzeitig das erste und zweite Signal (Verbindungen 25 und 26) senden.

Die Einrichtung 19 ist mit einer Mehrzahl von Verbindungen I1 bis I7 (zusammengefasst unter einem einzigen Bezugszeichen L1 in 2) mit einer Einheit 27 für Informationsquellen, die unten näher ausgeführt ist, verbunden.

Das Mittel 21 der Einrichtung 19 umfasst einen Vergleicher 28, um die Istgeschwindigkeit V des Flugzeugs 2 (erhalten durch die Verbindung I1) mit der zulässigen Grenzgeschwindigkeit zu vergleichen, welche einer zulässigen Maximalgeschwindigkeit entspricht, die aus einer Tabelle 29 durch eine Verbindung 30A erhalten wird.

Diese Tabelle 29 gibt in Abhängigkeit von der aktuellen Konfiguration der Nasen-/Flügelklappen (Verbindung I2) und der Masse des Flugzeugs 2 (Verbindung I3) die zulässige Maximalgeschwindigkeit Vschwelle1, welche die Geschwindigkeit darstellt, welche die Geschwindigkeit V des Flugzeugs 2 nicht übersteigen darf, um nicht die Nasenklappen 12 zu beschädigen. Jenseits dieser Geschwindigkeit Vschwelle1 werden die Nasenklappen 12 eingezogen, um diese so gegen übermäßige aerodynamische Belastungen zu schützen.

Ferner wird, um eine fortwährende Bewegung der Nasenklappen 12 in dem Falle zu vermeiden, in welchem die Geschwindigkeit V des Flugzeugs 2 um diese Geschwindigkeit Vschwelle1 herum schwankt, eine Hysterese-Schleife 31 (4) in den Vergleicher 28 eingebaut. Auf diese Weise sendet der Vergleicher 28, sofern die Geschwindigkeit des Flugzeugs 2 nicht wieder unter eine Geschwindigkeit Vschwelle2 (unterhalb der Geschwindigkeit Vschwelle1 und übertragen durch eine Verbindung 30B an den Vergleicher 28) fällt, als binären Wert VB den Wert "1" an das UND-Logikglied 23, das heißt, die Naseklappen 12 werden dann nicht autorisiert, sich wieder auszufahren. Sie bleiben somit eingezogen.

Wenn die Geschwindigkeit V des Flugzeugs 2 geringer wird als die Geschwindigkeit Vschwelle2, wird der Wert "0" als binärer Wert VB an das UND-Logikglied 23 übertragen.

Der vorgenannte Zustand reicht nicht aus, um den Einzug der Nasenklappen 12 zuzulassen. Denn es ist wichtig, zu verifizieren, dass der Rückzug der Nasenklappen 12 keine zu starke Verringerung des Betriebsbereichs gegenüber dem Abriss, ja sogar einen Wegfall des Auftriebs aufgrund eines Anstellwinkels &agr; des Flugzeugs 2, der größer ist als der Abrisswinkel bei der eingezogenen, zu erreichenden Konfiguration, erzeugt (benutzter Anstellwinkel &agr;, erhalten durch die Verbindung I4, kann mithilfe eines Filters 32 geglättet werden, um sie so vor möglichen Messschwankungen oder Turbulenzeffekten zu befreien). Das ist der Grund für das Vorhandensein des Mittels 22, welches den Ist-Anstellwinkel &agr; des Flugzeugs 2 mit dem zulässigen Grenz-Anstellwinkel, der einem Abrisswinkel entspricht, vergleicht.

Dieses Mittel 22 umfasst eine Tabelle 33, welche in Abhängigkeit von der Konfiguration, die zum Schutz der Nasenklappen 12 (Verbindung I5) und in Abhängigkeit von der Mach-Zahl des Flugzeugs 2 (Verbindung I6) erreicht werden soll, den Abrisswinkel &agr;s dieser zu erhaltenen Konfiguration berechnet. Eine Berechnungseinrichtung 34 berechnet dann die Differenz zwischen diesem Abrisswinkel &agr;s und Ist-Anstellwinkel &agr;, gegebenenfalls geglättet, des Flugzeugs 2. Wenn die erhaltene Differenz zu gering ist, bedeutet dies, dass ein Einzug der Nasenklappen 12 das Flugzeug 2 in einen Zustand nahe des Strömungsabrisses bringen würde. Es ist somit nötig, dass diese Differenz größer als ein Schwellenwert &agr;schwelle1 ist, der einen ausreichenden Sicherheitsbereich repräsentiert, um die Nasenklappen 12 einzuziehen. Ein Wert von 5° für diesen Schwellenwert &agr;schwelle1 erscheint realistisch. Ein Vergleicher 35 realisiert den entsprechenden Vergleich.

In einer speziellen Ausführungsform, welche eine größere Sicherheit garantieren kann, wird zudem die Ableitung des Anstellwinkels &agr; überwacht, was ermöglicht, seine Entwicklungsrichtung zu verifizieren. Der Anstellwinkel &agr; kann nämlich infolge eines starken vertikalen Windstoßes zum Beispiel stark variieren und in kurzer Zeit den Abrisswinkel &agr;s übersteigen.

Um diesem Phänomen Rechnung zu tragen, kann die Einrichtung 19 ein Mittel 36 umfassen, um die Variationsrichtung des Anstellwinkels &agr; zu überwachen. Dafür ist es nötig, dass die Ableitung des Anstellwinkels (erhalten durch die Verbindung I7) nicht zu groß ist (sie muss unter einem vorbestimmten Schwellenwert &agr;schwelle2 bleiben, was durch einen Vergleicher 37 verifiziert wird) und dass der Anstellwinkel &agr; nicht zu nahe am Abrisswinkel &agr;s liegt (die von der Einrichtung 34 erhaltene Differenz zwischen den Anstellwinkeln &agr;s und &agr; muss größer als ein Schwellenwert &agr;schwelle3 sein, was durch einen Vergleicher 38 verifiziert wird), um sicher zu sein, dass die Schwankung des Anstellwinkels den Abrisswinkel &agr;s nicht erreichen oder übersteigen lässt. Beispielhaft können die folgenden Werte vorgeschlagen werden: &agr;schwelle2 kann schwanken zwischen 0,5°/s und 1°/s und &agr;schwelle3 kann etwa 7° betragen. Mit diesen zwei einzigen Bedingungen autorisiert das Mittel 36 den Einzug der Nasenklappen 12 mithilfe eine UND-Logikgliedes 39, welches durch eine Verbindung 40 mit dem Glied 23 verbunden ist.

Die Mittel 22 und 36 können in ein und derselben Einheit 41 angebracht sein.

Die zwei (oder drei) vorgenannten Zustände [bezogen auf die Geschwindigkeit (Mittel 21) und den Anstellwinkel (Mittel 22) des Flugzeugs 2 sowie gegebenenfalls die Ableitung des Anstellwinkels (Mittel 36)] müssen somit wieder zusammengebracht werden, damit die Einrichtung 19 den Befehl zum Einzug der Nasenklappen 12 mithilfe des UND-Logikgliedes 23 über die Verbindung 24 an die Wirkelemente 14 schicken kann.

Im Übrigen berücksichtigt die Einrichtung 20 die Zustände der Höhe und der Geschwindigkeit des Flugzeugs 2, um dem Steuerelement 18 zu untersagen, ein Herauskommen der Nasenklappen 12 zu befehlen, wenn Flugsituationen auftreten, die sich für die Nasenklappen 12 oder das Verhalten des Flugzeugs 2 schädlich erweisen können (zweiter vorgenannter Flugzugstand). Zu diesem Zweck kann die Einrichtung 20 (in vereinfachter Weise) durch eine Leitung 42 auf eine Schalteinrichtung 43 einwirken, die auf der Leitung 18B, welche das Steuermittel 18 mit den Wirkelementen 14 verbindet (2), vorgesehen ist.

In einer bevorzugten Ausführungsform, die in 5 dargestellt ist, umfasst die Einrichtung 20, die automatisch verifiziert, ob sich das Flugzeug 2 in dem zweiten vorgenannten Flugzustand befindet:

  • – ein Mittel 45, um die Geschwindigkeit des Flugzeugs 2 zu überwachen und gegebenenfalls ein erstes Signal zu senden, welches ein Überschreiten einer zulässigen Grenzgeschwindigkeit anzeigt;
  • – ein Mittel 46, um die Höhe des Flugzeugs 2 zu überwachen und gegebenenfalls ein zweites Signal zu senden, welches ein Übersteigen einer zulässigen Grenzhöhe anzeigt; und
  • – ein Mittel 47 bei Vorhandensein eines ODER-Logikgliedes, um Verbietungsbefehle zu erzeugen, wenn wenigstens eines der Mittel 45 und 46 eines der ersten und zweiten Signale sendet (über die Leitungen 48 und 49).

Die Einrichtung 20 ist über eine Mehrzahl von Verbindungen e1 bis e7 (zusammengefasst unter dem einzigen Bezugszeichen E1 in 2) mit der Einheit 27 von Informationsquellen verbunden.

Das Mittel 45 umfasst einen Vergleicher 50, um die Istgeschwindigkeit V des Flugzeugs 2 (erhalten über die Leitung e1) mit der zulässigen Grenzgeschwindigkeit zu vergleichen, die einer zulässigen Maximalgeschwindigkeit entspricht, die sie aus einer Tabelle 51 über eine Verbindung 52A erhält.

Diese Tabelle 51, die ähnlich der Tabelle 29 in 3 sein kann, ist auch abhängig von der Masse des Flugzeugs 2 (Verbindung e3), aber diesmal abhängig von der Konfiguration der Nasen-/Flügelklappen, die erreicht werden soll (Verbindung e2). Diese Tabelle 51 gibt die Maximalgeschwindigkeit Vschwelle3, welche die Geschwindigkeit V des Flugzeugs 2 nicht übersteigen darf, um nicht die Nasenklappen 12 bei ihrem Herauskommen zu beschädigen. Jenseits dieser Geschwindigkeit Vschwelle3 wird das Herauskommen der Nasenklappen 12 unterbunden, um so diese gegen übermäßige aerodynamische Belastungen zu schützen.

Ferner wird, um eine fortdauernde Bewegung der Nasenklappen 12 in dem Falle zu vermeiden, in welchem die Geschwindigkeit V des Flugzeugs 2 um diese Geschwindigkeit Vschwelle3 herum schwanken würde, ein Hystereseelement 53 (6) in den Vergleicher 50 eingesetzt. Solange die Geschwindigkeit V des Flugzeugs 2 nicht unter eine Geschwindigkeit Vschwelle4 (unterhalb der Geschwindigkeit Vschwelle3 und übertragen durch eine Verbindung 52B an den Vergleicher 50) zurückfällt, sendet der Vergleicher 50 als binären Wert VB den Wert "1" an das ODER-Logikglied 47, das heißt, die Nasenklappen 12 sind dann nicht autorisiert, ausgefahren zu werden. Sie bleiben somit eingezogen. Wenn die Geschwindigkeit V des Flugzeugs 2 kleiner als die Geschwindigkeit Vschwelle4 wird, wird der Wert "0" an das ODER-Logikglied 47 als binärer Wert VB übertragen.

Im Übrigen verifiziert das Element 46, ob das Ausfahren der Nasenklappen 12 mit der Flughöhe des Flugzeugs 2 kompatibel ist. Zu diesem Zweck umfasst das Mittel 46 eine Tabelle 55, welche in Abhängigkeit von der Konfiguration, die erreicht werden soll (Verbindung e5), die mögliche Maximalhöhe für diese Konfiguration gibt. Zum Beispiel ist das Ausfahren der Nasenklappen 12 aus ihrer Position "0" (Position "Reisen") nur zulässig, wenn die Flughöhe unter 20.000 Fuß (etwa 6.000 Meter) liegt. Auf diese Weise ist es untersagt, die Nasenklappen 12 auszufahren, wenn die durch ein Element 56 zwischen der Höhe des Flugzeugs 2 (erhalten durch die Verbindung e4) und der durch die Tabelle 55 gegebenen Maximalhöhe positiv ist (die Verifikation wird durch einen Vergleicher 57 durchgeführt).

Das Untersagen des Herauskommens der Nasenklappen 12 ist somit an zwei Zustände gebunden: einem an die Geschwindigkeit (und somit an die aerodynamischen Belastungen auf die Nasenklappen 12) gebunden und ein Zustand ist an die Flughöhe gebunden. Wenn der eine oder andere dieser Zustände angetroffen wird, sind die Nasenklappen aufgrund des ODER-Logikgliedes 47 nicht autorisiert, ausgefahren zu werden.

Gleichwohl wird die Aktivierung der Logik, welche das Herauskommen der Nasenklappen 12 untersagt, nur ausgeführt, wenn der Pilot ein Herauskommen der Nasenklappen 12 fordert. Dieser Zustand wird durch ein Mittel 54 bestimmt, welches den Befehl vom Piloten des Flugzeugs 2 zum Herauskommen der Nasenklappen 12 erfasst. Es ist demnach nötig, dass das Steuerelement 16 die Position verlässt, die für die aktuelle Konfiguration repräsentativ ist (Element 58) und (UND-Logikglied 59) in der Position positioniert wird, die für die zukünftige Konfiguration (Element 60) repräsentativ ist.

So wird im Falle der Forderung nach einem Herausfahren der Nasenklappen 12 durch den Piloten und bei übermäßiger Geschwindigkeit und zu hoher Höhe der Untersagungsbefehl für ein Herauskommen der Nasenklappen 12 aktiviert. Diese Funktion wird durch ein UND-Logikglied 61 ausgeführt, welches über Verbindung 62 und 63 jeweils mit Glieder 47 und 59 verbunden ist.

Anders ausgedrückt, untersagt das Mittel 61 die Steuerbefehle, die einer Betätigung des Steuerelements 16 zum Ausfahren der Nasenklappen 12 entsprechen, wenn gleichzeitig das Mittel 54 eine solche Betätigung erfasst und das Mittel 47 Untersagungsbefehle erzeugt.

Es sei angemerkt, dass der an die Wirkelemente 14 geschickte Steuerbefehl somit abhängig von den Flugzuständen ist. Wenn keine Gegenanzeige zum Modifizieren des üblichen Verhaltens aktiviert wird, reagiert das Steuerelement 18 in üblicher Weise auf Befehle, die vom Piloten mithilfe des Steuerelements 16 gegeben werden, das heißt, dass die Position der Nasenklappen 12 dann durch eine übliche Tabelle berechnet wird, welche in dem Steuerelement 18 integriert ist. Diese Tabelle ist abhängig von der durch den Piloten bestimmten Position des Steuerelements 16.

Wenn die Einrichtung 20 das Herauskommen der Nasenklappen 12 untersagt, behalten diese ihre aktuelle Position [das Schaltelement 43 (2) wird somit in einen Zustand PO gebracht und ist nicht mehr mit dem Steuerelement 18 verbunden].

Wenn die Einrichtung 19 den Einzug der Nasenklappen 12 anordnet, werden diese in eine Konfiguration zurückgezogen, die ihnen eine totale Sicherheit gegenüber aerodynamischen Belastungen und dem Abrisswinkel gewährt. Diese Konfiguration wird die Einrichtung 19 in Abhängigkeit von der aktuellen Position des Steuerelements 16, des Anstellwinkels &agr; und der Mach-Zahl des Flugzeugs 2 bestimmt. Wenn die Flugbedingungen wieder für ein Herauskommen der Nasenklappen 12 günstig werden, unterbindet die Einrichtung 19 das Signal, welches den Einzug der Nasenklappen 12 anordnet. Die Nasenklappen 12 werden dann aufs Neue in üblicher Weise Durch das Steuerelement 18 gesteuert.

Im Übrigen sei angemerkt, dass sich alle Tabellen des Systems 1 gemäß der Erfindung aus strukturellen oder aerodynamischen Berechnungen ergeben, die durch Informatikmodelle realisiert werden und sich durch Flugversuche gültig erwiesen haben.

Die vorstehend beschriebene vorliegende Erfindung wird gemäß einer bevorzugten Ausführungsform an Nasenklappen 12 der Vorderkante von Flügeln 4 eines Flugzeugs 2 angewendet. Eine solche Beschreibung ist natürlich nicht beschränkend, so dass die vorliegende Erfindung auch auf andere Hochauftriebseinrichtungen eines Flugzeugs angewendet werden kann, zum Beispiel gleichzeitig auf Nasenklappen 12 und auf Flügelklappen 13 des Flugzeugs 2. Vseuil2 = Vschwelle2 Vseuil1 = Vschwelle1
Vseuil4 = Vschwelle4 Vseuil3 = Vschwelle3


Anspruch[de]
System zur automatischen Steuerung von Hochauftriebseinrichtungen (12, 13) eines Flugzeugs (2), insbesondere von Nasenklappen (12) an der Vorderkante eines Flügels (4), die ausgefahren und eingezogen werden können, wobei das System (1) umfasst:

– Wirkelemente (14), um die Hochauftriebseinrichtungen (12, 13) in Abhängigkeit von erhaltenen Steuerbefehlen zu verstellen;

– wenigstens ein Steuerelement (16), das durch einen Piloten des Flugzeugs (2) betätigt werden kann; und

– eine Steuereinheit (17), die ein Steuerelement (18) umfasst, das Steuerbefehle in Abhängigkeit von der Betätigung des Steuerelements (16) erzeugen kann, um die Wirkelemente (14) zu steuern, derart, dass diese die Hochauftriebseinrichtungen (12, 13) in eine bestimmte Position bringen,

dadurch gekennzeichnet, dass die Steuereinheit (17) ferner umfasst:

– eine erste Einrichtung (19), die automatisch Zusatz-Steuerbefehle erzeugen kann, die an die Wirkelemente (14) übertragen werden, um die Hochauftriebseinrichtungen (12, 13) automatisch einzuziehen, wenn sich das Flugzeug (2) in einem ersten Flugzustand befindet; und

– eine zweite Einrichtung (20), um automatisch die durch das Steuerelement (18) infolge einer Betätigung des Steuerelements (16) zum Ausfahren der Hochauftriebseinrichtungen (12, 13) erzeugten Steuerbefehle automatisch zu unterbinden, wenn sich das Flugzeug (2) in einem zweiten Flugzustand befindet.
System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Einrichtung (19) fortlaufend automatisch unter Berücksichtigung der Geschwindigkeit und des Anstellwinkels des Flugzeugs (2) verifiziert, ob sich das Flugzeug (2) in dem ersten Flugzustand befindet. System nach einem der Ansprüche 1 und 2,

dadurch gekennzeichnet, dass die erste Einrichtung (19) umfasst:

– ein erstes Mittel (21), um die Geschwindigkeit des Flugzeugs (2) zu überwachen und gegebenenfalls ein erstes Signal zu senden, welches ein Übersteigen einer zulässigen Grenzgeschwindigkeit anzeigt;

– ein zweites Mittel (22), um den Anstellwinkel des Flugzeugs (2) zu überwachen und gegebenenfalls ein zweites Signal zu senden, welches ein Übersteigen des zulässigen Grenzwinkels anzeigt; und

– ein drittes Mittel (23), um die Zusatz-Steuerbefehle zu erzeugen, wenn wenigstens das erste und das zweite Mittel (21, 22) gleichzeitig das erste und zweite Signal senden.
System nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Mittel (21) die Istgeschwindigkeit des Flugzeugs (2) mit der zulässigen Grenzgeschwindigkeit vergleicht, die einer zulässigen Maximalgeschwindigkeit entspricht, welches von der aktuellen Konfiguration und der Masse des Flugzeugs (2) abhängt. System nach einem der Ansprüche 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, dass das zweite Mittel (22) den Ist-Anstellwinkel des Flugzeugs (2) mit dem zulässigen Grenz-Anstellwinkel vergleicht, der einem Abrisswinkel entspricht, der von einer zu erhaltenden Konfiguration des Flugzeugs (2) und der Mach-Zahl des Flugzeugs (2) abhängt. System nach einem der Ansprüche 3 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die erste Einrichtung (19) ferner ein viertes Mittel (36) umfasst, um die Ableitung des Anstellwinkels des Flugzeugs (2) zu überwachen und gegebenenfalls ein viertes Signal zu senden, und dass das dritte Mittel (3) die Zusatz-Steuerbefehle nur dann erzeugt, wenn das vierte Signal gleichzeitig mit dem ersten und zweiten Signal gesendet wird. System nach Anspruch 6,

dadurch gekennzeichnet, dass das vierte Mittel (36) umfasst:

– ein erstes Element (37), um die Ableitung des Anstellwinkels des Flugzeugs (2) mit einem vorbestimmten Schwellenwert zu vergleichen und gegebenenfalls ein Signal zu senden, welches ein Übersteigen dieses Schwellenwertes anzeigt;

– ein zweites Element (38), um den Ist-Anstellwinkel des Flugzeugs (2) mit einem Anstellwinkel zu vergleichen, der von dem Abrisswinkel abhängt, und gegebenenfalls ein Signal zu senden, das ein Übersteigen dieses Anstellwinkelwertes anzeigt; und

– ein drittes Element (39), um das vierte Signal zu erzeugen, wenn das erste und zweite Element (37, 38) gleichzeitig Übersteigungssignale senden.
System nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die zweite Einrichtung (20) automatisch unter Berücksichtigung der Geschwindigkeit und der Höhe des Flugzeugs (2) verifiziert, ob sich das Flugzeug (2) in dem zweiten Flugzustand befindet. System nach einem der vorhergehenden Ansprüche,

dadurch gekennzeichnet, dass die zweite Einrichtung (20) umfasst:

– ein fünftes Mittel (45), um die Geschwindigkeit des Flugzeugs (2) zu überwachen und gegebenenfalls ein fünftes Signal zu senden, welches ein Übersteigen einer zulässigen Grenzgeschwindigkeit anzeigt;

– ein sechstes Mittel (46), um die Höhe des Flugzeugs (2) zu überwachen und gegebenenfalls ein sechstes Signal zu senden, welches ein Übersteigen einer zulässigen Grenzhöhe anzeigt; und

– ein siebtes Mittel (47), um Unterbindungsbefehle zu senden, wenn wenigstens eines der fünften und sechsten Mittel (45, 46) ein fünftes und sechstes Signal sendet.
System nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass das fünfte Mittel (45) die Istgeschwindigkeit des Flugzeugs (2) mit der zulässigen Grenzgeschwindigkeit vergleicht, welche einer zulässigen Maximalgeschwindigkeit entspricht, die von der aktuellen Konfiguration und der Masse des Flugzeugs (2) abhängt. System nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, dass das fünfte Mittel (45) ferner eine Hysterese-Schleife (53) umfasst. System nach einem der Ansprüche 9 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass das sechste Mittel (46) die Ist-Höhe des Flugzeugs (2) mit der zulässigen Grenzhöhe vergleicht, welche einer maximal möglichen Höhe für eine zu erreichende Konfiguration des Flugzeugs (2) entspricht. System nach einem der Ansprüche 9 bis 12,

dadurch gekennzeichnet, dass die zweite Einrichtung (20) ferner umfasst:

– ein achtes Mittel (54), das jede Betätigung des Steuerelements (16) zum Ausfahren der Hochauftriebseinrichtungen (12, 13) erfassen kann; und

– ein neuntes Mittel (61), welches die Steuerbefehle, die einer solchen Betätigung zum Ausfahren der Hochauftriebseinrichtungen (12, 13) entsprechen, unterbindet, wenn gleichzeitig das achte Mittel (54) eine solche Betätigung erfasst und das siebte Mittel (47) Unterbindungsbefehle erzeugt.






IPC
A Täglicher Lebensbedarf
B Arbeitsverfahren; Transportieren
C Chemie; Hüttenwesen
D Textilien; Papier
E Bauwesen; Erdbohren; Bergbau
F Maschinenbau; Beleuchtung; Heizung; Waffen; Sprengen
G Physik
H Elektrotechnik

Anmelder
Datum

Patentrecherche

Patent Zeichnungen (PDF)

Copyright © 2008 Patent-De Alle Rechte vorbehalten. eMail: info@patent-de.com