-
Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Dämpfen der
Vibrationen, die in einem mit Motoren des Typs Turboluftstrahltriebwerk
ausgestattetem Flugzeug durch den Windmühlenbetrieb wenigstens eines
der Gebläse
der Turboluftstrahltriebwerke verursacht werden. Gleichfalls betrifft
sie ein elektrisches Flugsteuersystem für Flugzeuge, das dieses Verfahren
ausführt.
-
Es
ist bekannt, dass sich ein Gebläse
bei Stillstand eines Turboluftstrahltriebwerks eines Flugzeuges
während
des Fluges, beispielsweise nach dem Bruch eines oder mehrerer Gebläseflügel, durch den
in das Turboluftstrahltriebwerk eindringende Luftstrom in Freilauf
oder in Autorotation dreht. Dieses Phänomen wird in der Luftfahrt
allgemein mit dem altenglischen Begriff „windmilling" oder mit dem französischen
Ausdruck „fonctionnement
en moulinet" bezeichnet.
-
Solch
ein Windmühlenbetrieb
eines Gebläses
verursacht und verbreitet im Flugzeug Vibrationen, deren Frequenz
von der Flugphase abhängt,
jedoch zwischen 5 und 15 Hz liegt. Derartige verursachte Vibrationen
setzen die Struktur des Flugzeugs und damit das Bordpersonal und
die Fluggäste
einerseits erheblichen Vibrationsbelastungen aus, und andererseits
können
sie die Steueraufgaben für
den Piloten, der ihnen ausgesetzt ist, erschweren oder sogar unmöglich machen.
-
Um
diesen Vibrationsbelastungen standhalten zu können, müssen daher die Struktur des
Flugzeugs, die beweglichen Sachen, die Träger, die Rechner, die Sitze,
etc. verstärkt
werden, was die Gesamtmasse des Flugzeugs erhöht. Bei großen Flugzeugen mit starken
Motoren führen
die Verstärkungen,
die erforderlich sind, um den verursachten Vibrationen standhalten
zu können,
zu einem erheblichen Massezuwachs des Flugzeugs, was sich negativ
auf die Flugzeugleistungen auswirkt. Ferner wirken sich derartige
bedeutende Verstärkungen
nur auf die mechanische Festigkeit der Flugzeugstruktur aus und
verbessern in keiner Weise die Schwierigkeiten beim Steuern und
die Unannehmlichkeiten für
die Fluggäste
und das Bordpersonal.
-
Der
vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diese Nachteile
zu beseitigen und eine übermäßige Erhöhung der
Flugzeugmasse zu vermeiden, während
es dem Flugzeugpiloten gleichzeitig gestattet ist, seine Steueraufgaben
weiterhin mühelos
ausführen
zu können.
-
Zu
diesem Zweck betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Dämpfen der
Vibrationen, die in einem mit Motoren des Typs Turboluftstrahltriebwerk ausgestattetem
Flugzeug durch den Windmühlenbetrieb
wenigstens eines der Gebläse
der Triebwerke verursacht werden,
wobei das Flugzeug ein elektrisches
Flugsteuersystem umfasst, das:
- – elektrische
Flugsteuerbefehle erzeugt, die für Servoantriebe
bestimmt sind, welche dazu ausgebildet sind, die Steuerruder des
Flugzeugs zu betätigen;
und
- – die
Servoantriebe mit den elektrischen Flugsteuerbefehlen so regelt,
dass der Betrieb der Servoantriebe auf einen reduzierten Frequenzbereich, üblicherweise
in der Größenordnung
von 0 bis 4 Hz, beschränkt
ist;
wobei nach diesem Verfahren: - – das Auftreten
der verursachten Vibrationen überwacht
wird; und
- – im
Falle der Erfassung solcher verursachten Vibrationen:
- • ein
elektrischer Zusatzsteuerbefehl berechnet wird, der, wenn dieser
für den
Servoantrieb wenigstens eines Steuerruders verwendet wird, diesem
erlaubt, den verursachten Vibrationen entgegen zu wirken;
- • der
das Steuerruder betreffende elektrische Flugsteuerbefehl und der
elektrische Zusatzsteuerbefehl addiert werden, um einen Gesamtsteuerbefehl
für das
Steuerruder zu erhalten; und
- • der
Servoantrieb zeitweise mit dem Gesamtsteuerbefehl so geregelt wird,
dass der Betrieb des Servoantriebs in einem erweiterten Frequenzbereich
in der Größenordnung
von 0 bis 15 Hz möglich
wird.
-
Gemäß der Erfindung
geht man also auf aktive Weise durch den Windmühlenbetrieb eines Gebläses gegen
die verursachten Vibrationen vor, und nicht nur auf passive Weise,
wie man es bisher durch das Verstärken der Flugzeugstruktur tat.
Daraus ergibt sich, dass die Verstärkungen der Struktur schwächerer Natur
sein können
(was beträchtliche
Masseeinsparungen erlaubt), und dass sich die Konditionen bezüglich des
Steuerns und des Komforts verbessern.
-
Die
Druckschrift US-B1-6 416 017 beschreibt bereits ein Verfahren und
eine Vorrichtung, die es erlauben, Vibrationen zu dämpfen, die
in einem mit Motoren des Typs Turboluftstrahltriebwerk ausgestattetem
Flugzeug verursacht werden, wobei das Flugzeug ein elektrisches
Flugsteuersystem umfasst, das:
- – elektrische
Flugsteuerbefehle erzeugt, die für Servoantriebe
bestimmt sind, die dazu ausgebildet sind, die Steuerruder des Flugzeugs
zu betätigen;
und
- – die
Servoantriebe mit den elektrischen Flugsteuerbefehlen so steuert,
dass der Betrieb der Servoantriebe auf einen reduzierten Frequenzbereich beschränkt ist,
wobei
nach diesem Verfahren und mit dieser Vorrichtung: - – das Auftreten
der verursachten Vibrationen überwacht
wird; und
- – im
Falle der Erfassung solcher verursachten Vibrationen:
- • ein
elektrischer Zusatzsteuerbefehl berechnet wird, der, wenn dieser
für den
Servoantrieb wenigstens eines Steuerruders verwendet wird, diesem
erlaubt,
- den verursachten Vibrationen entgegen zu wirken; und
- • der
das Steuerruder betreffende elektrische Flugsteuerbefehl und der
elektrische Zusatzsteuerbefehl addiert werden, um einen Gesamtsteuerbefehl
für das
Steuerruder zu erhalten.
-
In
dieser früheren
Druckschrift werden jedoch die verursachten Vibrationen durch externe Umstände erzeugt,
beispielsweise durch Windböen und
Turbulenzen, und nicht durch den Windmühlenbetrieb eines Gebläses.
-
Außerdem weiß man, dass
der Stand der Technik im Bezug auf Servoantriebe, die an Bord von Flugzeugen
verwendet werden, darin besteht, diese Servoantriebe in einem Frequenzdurchlassbereich zu
betreiben, der auf Frequenzen über
3 oder 4 Hz begrenzt ist, insbesondere in Hinblick auf die Beanspruchung
und die Lebensdauer, wobei dieser Durchlassbereich mit den von dem
Piloten oder dem Autopiloten angesteuerten Frequenzen kompatibel ist.
Die Druckschrift
FR 2 672 028 beschreibt
beispielsweise eine Vorrichtung, die es erlaubt, das Flatterverhalten
eines Flugzeugs zu verbessern. Diese Vorrichtung weist ein Bandpassfilter
auf, das es erlaubt, das Feld der überwachten Frequenzen auf einen
Bereich zwischen 1 Hz und 4 Hz zu beschränken.
-
Nun
sind jedoch, wie bereits oben erwähnt, die durch den Windmühlenbetrieb
wenigstens eines Gebläses
verursachten Vibrationen stärker
und liegen zwischen 5 und 15 Hz.
-
Es
ist folglich unmöglich,
die Vibrationsbewegungen, die durch einen Windmühlenbetrieb erzeugt werden,
mit den Steuerrudern des Flugzeugs zu steuern.
-
Wenn
man die herkömmlichen
Servoantriebe untersucht, kann man jedoch feststellen, dass ihr Zylinder
bei Frequenzen von wenigstens 15 Hz arbeiten kann, und dass das
Anbinden der Servoantriebe an einen reduzierten Frequenzbereich
in den Regelkreisen, die sie steuern und die sich in einem Flugsteuerungsrechner
befinden, durch Filtern der Steuerbefehle und durch Festmachen an
niedrigen Werten ihrer Regelverstärkung erfolgt.
-
Beim
Erfassen des Auftretens eines Windmühlenbetriebs berechnet man
daher gemäß der vorliegenden
Erfindung den Befehl (den elektrischen Zusatzsteuerbefehl), der
an den Servoantrieb eines Steuerruders gerichtet werden muss, damit
dieses den Vibrationsbelastungen dieses Phänomens entgegenwirkt, und man
schaltet den Servoantrieb vorübergehend
frei, damit er ausnahmsweise und vorübergehend bei Frequenzen, die über den üblichen Betriebsfrequenzen
liegen, arbeiten und somit den Zusatzbefehl ausführen kann.
-
Wenn
an Bord eines Flugzeugs ein Gebläse im
Windmühlenbetrieb
arbeitet, besteht das Ziel des Piloten darin, so schnell wie möglich zu
landen, um den ausgefallenen Motor reparieren oder austauschen zu
können,
bevor der Flug fortgesetzt wird. Das Flugzeug, in dem der Windmühlenbetrieb
erfindungsgemäß geblockt
worden wäre,
wird also nur kurze Zeit mit freigeschalteter erweiterter Regelung fliegen,
so dass die Auswirkung auf die Beanspruchung der Servoantriebe vernachlässigt werden kann.
-
Ferner
wird darauf hingewiesen, dass der elektrische Zusatzbefehl zum Dämpfen der
verursachten Vibrationen den Flugsteuerbefehl nicht ersetzt, sondern
diesem hinzugefügt
und gegenübergestellt
wird, da ihre Frequenzbereiche (5–15 Hz für den einen und 0–3 Hz für den anderen)
unterschiedlich sind. Die Flugzeugsteuerung ändert sich also durch die Ausführung des
erfindungsgemäßen Verfahrens
nicht.
-
Vorteilhafterweise
ermittelt man die verursachten Vibrationen durch Beschleunigungsmessungen
an wenigstens einem Punkt des Flugzeugs. Vorzugsweise befindet sich
jeder dieser Punkte in der Nähe
eines Motors, da es das Gebläse
eines dieser Motoren ist, das möglicherweise
die Ursache der Vibrationen ist. Bei den Beschleunigungsmessungen untersucht
man jene, deren Frequenz zwischen 5 Hz und 15 Hz liegt (typischer
Frequenzbereich für
einen Windmühlenbetrieb),
und man vergleicht die Amplitude dieser Frequenzen mit einem vorbestimmten Schwellenwert,
der repräsentativ
für die
verursachten Vibrationen ist. Solch ein Schwellenwert wird vorzugsweise
anhand des aeroelastischen Modells ermittelt, das an das Flugzeug
und die Motoren angepasst ist, wie nachstehend erklärt wird.
-
Ferner
führt man
zum Berechnen des elektrischen Zusatzsteuerbefehls an wenigstens
einer Stelle des Flugzeugs auch Beschleunigungsmessungen aus, die
für die
verursachten Vibrationen repräsentativ
sind, und man bestimmt den elektrischen Zusatzsteuerbefehl aus vorher
bestimmten Verhältnissen, die
so ausgelegt sind, dass sie für
jede Beschleunigung an dieser Stelle einen solchen elektrischen
Zusatzsteuerbefehl liefern.
-
Vorteilhafterweise
entstammen diese vorher bestimmten Verhältnisse ebenfalls dem geänderten aeroelastischen
Modell.
-
Es
ist bekannt, dass das an ein Flugzeug angepasste aeroelastische
Modell neben anderen Informationen einerseits die Amplitude, die
Frequenz und die Phase der Vibrationen, die im Flugzeugrumpf je
nach den Beschleunigungen, die der Flugzeugrumpf auf der Ebene jedes
Motors erfährt,
erzeugt werden, und andererseits die Amplitude, die Frequenz und
die Phasen der Vibrationen, die im Flugzeugrumpf durch die wechselnden
Ausschläge
jedes Steuerruders erzeugt werden, angibt. Solch ein aeroelastisches
Modell wird gewöhnlich
auf theoretische Weise vom Flugzeugbauer berechnet.
-
Ferner
bestimmt der Konstrukteur eines Turboluftstrahltriebwerks für Flugzeuge
auf herkömmliche
Weise durch Berechnung das Modell für Windmühlenbetrieb des Gebläses des
Turboluftstrahltriebwerks, wobei er die Amplitude, die Frequenz
und die Phase der Vibrationen, die im Flugzeug an der Stelle des
Turboluftstrahltriebwerks durch solch einen Windmühlenbetrieb
erzeugt werden, angibt.
-
Durch
die Kombination dieser beiden Modelle erhält man also ein geändertes aeroelastisches Modell,
das es erlaubt, die Verhältnisse
aufzustellen, die den Befehl bestimmen, der an ein Steuerruder gerichtet
werden muss, um die Vibrationen zu dämpfen, die an einer Stelle
des Flugzeugs durch den Windmühlenbetrieb
eines Motorgebläses
erzeugt werden.
-
Selbstverständlich ist
dieses geänderte
aeroelastische Modell rein theoretisch, und es ist möglicherweise
von Vorteil, es durch Experimente zu vervollständigen und/oder zu verbessern,
beispielsweise durch Tests während
des Flugs.
-
Aus
dem Vorhergehenden ist leicht zu verstehen, dass das geänderte aeroelastische
Modell auch erlaubt, den Schwellenwert der Amplitude zu bestimmen,
der dazu dient, das Auftreten der verursachten Vibrationen zu erfassen.
-
In
einer praktischen Ausführungsform
des erfindungsgemäßen Verfahrens,
die ein Flugzeug betrifft, das wenigstens zwei symmetrische Steuerruderpaare
aufweist (Querruder, Flügelklappen,
Höhenruder,
etc.), die durch einen elektrischen Vertikal-Flugsteuerbefehl und
durch einen elektrischen Lateral-Flugsteuerbefehl (das heißt horizontal
und orthogonal zur Längsachse
des Flugzeugs) gesteuert werden:
- – berechnet
man einen ersten elektrischen Zusatzsteuerbefehl, der so ausgelegt
ist, dass dieser dem vertikalen Bestandteil der an der Stelle verursachten
Vibrationen entgegenwirkt;
- – berechnet
man einen zweiten elektrischen Zusatzsteuerbefehl, der so ausgelegt
ist, dass dieser dem lateralen Bestandteil der an der Stelle verursachten
Vibrationen entgegenwirkt;
- – addiert
man den elektrischen Vertikal-Flugsteuerbefehl und den ersten elektrischen
Zusatzsteuerbefehl, um einen ersten Gesamtsteuerbefehl zu erhalten;
- – addiert
man den Lateral-Flugsteuerbefehl und den zweiten elektrischen Zusatzsteuerbefehl,
um einen zweiten Gesamtsteuerbefehl zu erhalten;
- – regelt
man mit dem ersten Gesamtsteuerbefehl gemeinsam die Servoantriebe
der beiden symmetrischen Steuerruder eines der Paare in der Weise,
dass sich diese Steuerruder in symmetrischer Weise in der gleichen
Richtung verstellen; und
- – regelt
man mit dem zweiten Gesamtsteuerbefehl gemeinsam die Servoantriebe
der beiden symmetrischen Steuerruder des anderen der Paare in der
Weise, dass sich diese in asymmetrischer Weise in entgegengesetzten
Richtungen verstellen.
-
Ferner
betrifft die vorliegende Erfindung ein elektrisches Flugsteuersystem,
welches das oben beschriebene Verfahren ausführt.
-
Gemäß der Erfindung
weist das elektrische Flugsteuersystem für ein Flugzeug, das mit Motoren des
Typs Turboluftstrahltriebwerk ausgestattet ist, die jeweils ein
Gebläse
aufweisen, das so ausgebildet ist, dass dieses im Falle eines Motorstillstandes
während
des Fluges im Windmühlenbetrieb
arbeitet, wobei das System für
die Steuerruder des Flugzeugs elektrische Steuerbefehle erzeugt,
die an jeweilige Servoantriebe gerichtet werden, welche so ausgebildet
sind, dass sie die Steuerruder mit Hilfe von Mitteln zur Regelung
steuern, die den Betrieb der Servoantriebe auf einen reduzierten
Frequenzbereich, üblicherweise
in der Größenordnung
von 0 bis 4 Hz, begrenzen, Folgendes auf:
- – Mittel
zur Erfassung des Auftretens von in dem Flugzeug durch den Windmühlenbetrieb
wenigstens eines der Gebläse
verursachten Vibrationen;
- – Mittel
zum Messen der verursachten Vibrationen an wenigstens einer Stelle
des Flugzeugs;
- – wenigstens
eine Tabelle, in welcher vorher bestimmte Verhältnisse zwischen den an der
Stelle verursachten Vibrationen und dem Befehl, der an wenigstens
ein Steuerruder gerichtet werden muss, um den verursachten Vibrationen
entgegenzuwirken, erfasst sind;
- – Berechnungsmittel,
die mit den Mitteln zum Messen und mit der Tabelle verbunden sind,
um einen elektrischen Zusatzsteuerbefehl zu erzeugen, der so ausgelegt
ist, dass, wenn er wenigstens an dem Steuerruder angewendet wird,
den wenigstens an dieser Stelle des Flugzeugs verursachten Vibrationen
entgegengewirkt wird;
- – Additionsmittel,
die es erlauben, den das Steuerruder betreffenden elektrischen Steuerbefehl und
den elektrischen Zusatzsteuerbefehl zu einem Gesamtsteuerbefehl
für das
Steuerruder zu kombinieren; und
- – Mittel
zum zeitweisen Regeln des Servoantriebs mit dem Gesamtbefehl, derart,
dass der Betrieb des Servoantriebs in einem erweiterten Frequenzbereich
in der Größenordnung
von 0 bis 15 Hz möglich
ist.
-
Die
Mittel zur Erfassung und die Mittel zum Messen weisen Beschleunigungsmesser
auf. Diese Beschleunigungsmesser könnten eventuell diesen beiden
Mitteln gemeinsam sein. Vorzugsweise hat jedoch aus Wirksamkeitsgründen jedes
der Mittel seine eigenen Beschleunigungsmesser, wobei die Beschleunigungsmesser
der Mittel zur Erfassung in der Nähe der Motoren angeordnet sind,
welche die Ursache der verursachten Vibrationen sind, und jene der Mittel
zum Messen (welche die Parameter der Maßnahme bestimmen, die gegen
die verursachten Vibrationen zu ergreifen ist) vielmehr in dem Flugzeugrumpf
und in dem Cockpit angeordnet sind, dort, wo zum Zwecke des Komforts
der Fluggäste
und der Steuerbarkeit des Flugzeugs am stärksten gegen die Wirkung der
verursachten Vibrationen angegangen werden muss.
-
Die
Mittel zur Regelung mit reduziertem Frequenzbereich und die Mittel
zur zeitweisen Regelung mit erweitertem Frequenzbereich können durch
zwei getrennte Regelungseinrichtungen gebildet sein. In diesem Fall
weist das elektrische Flugsteuersystem Schalteinrichtungen auf,
die es erlauben, wenn die Mittel zur Erfassung derartige verursachten
Vibrationen erfassen:
- – die Einrichtung zur Regelung
mit reduziertem Frequenzbereich auszuschalten; und
- – die
Einrichtung zur zeitweisen Regelung mit erweitertem Frequenzbereich
einzuschalten, so dass der dem Steuerruder zugeordnete Servoantrieb
durch den Gesamtsteuerbefehl gesteuert werden kann.
-
Als
Variante können
die Mittel zur Regelung mit reduziertem Frequenzbereich und die
Mittel zur zeitweisen Regelung mit erweitertem Frequenzbereich wenigstens
teilweise durch dieselben Bauteile gebildet werden, von denen wenigstens
einige (insbesondere die Verstärker)
so regelbar sind, dass sie es erlauben, die Grenze des gültigen Frequenzbereichs
von maximal 4 Hz auf wenigstens 15 Hz zu verschieben. Vorzugsweise
sind die Berechnungsmittel ausgeschaltet, solange kein Windmühlenbetrieb
eines Gebläses
entdeckt wurde, und sie werden durch die Erfassungsmittel eingeschaltet,
sobald die verursachten Vibrationen auftreten.
-
In
dem allgemeinen Fall eines Flugzeugs, das wenigstens zwei symmetrische
Steuerruderpaare aufweist, wobei das elektrische Flugsteuersystem für die Steuerruder
einen elektrischen Vertikal-Flugsteuerbefehl und einen elektrischen
Lateral-Flugsteuerbefehl erzeugt:
- – liefern
die Mittel zum Messen den vertikalen Bestandteil und den lateralen
Bestandteil der verursachten Vibrationen;
- – berechnen
die Berechnungsmittel einen ersten und einen zweiten elektrischen
Zusatzsteuerbefehl, der jeweils so ausgelegt ist, dass er dem vertikalen
beziehungsweise dem lateralen Bestandteil der verursachten Vibrationen
entgegenwirkt;
- – addieren
die Additionsmittel:
- • den
elektrischen Vertikal-Flugsteuerbefehl und den ersten elektrischen
Zusatzsteuerbefehl, um einen ersten Gesamtsteuerbefehl zu bilden;
- • den
elektrischen Lateral-Flugsteuerbefehl und den zweiten elektrischen
Zusatzsteuerbefehl, um einen zweiten Gesamtsteuerbefehl zu bilden;
und
- – regeln
die Mittel zur zeitweisen Regelung mit erweitertem Frequenzbereich
mit dem ersten Gesamtsteuerbefehl die Servoantriebe der beiden symmetrischen
Steuerruder des einen der Paare in der Weise, dass sich diese Steuerruder
in symmetrischer Weise in der gleichen Richtung verstellen; und
- – regeln
die Mittel zur zeitweisen Regelung mit erweitertem Frequenzbereich
mit dem zweiten Gesamtsteuerbefehl die Servoantriebe der beiden symmetrischen
Steuerruder des anderen der Paare in der Weise, dass sich diese
Steuerruder in asymmetrischer Weise in entgegengesetzten Richtungen
verstellen.
-
Vorzugsweise
sind die Berechnungsmittel und die Tabelle ein integrierter Teil
des elektrischen Flugsteuersystems.
-
Aus
den Figuren der beifolgenden Zeichnungen ist ersichtlich, wie die
Erfindung ausgeführt
sein kann. Ähnliche
Elemente sind in diesen Figuren mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet.
-
1 zeigt
in Draufsicht ein Großraumflugzeug.
-
2 zeigt
das Schaltbild eines elektrischen Flugsteuersystems für das Flugzeug
von 1, wobei das System gemäß der vorliegenden Erfindung weiterentwickelt
wurde, um die durch den Windmühlenbetrieb
des Gebläses
wenigstens eines Motors des Flugzeugs verursachten Vibrationsbelastungen zu
verhindern.
-
3 veranschaulicht
eine Ausführungsvariante
des Systems von 2.
-
Das
viermotorige Großraumflugzeug 1,
das in 1 schematisch in Perspektivansicht dargestellt ist,
weist einen Flugzeugrumpf 2 mit einer Längsachse L-L und zwei Flügel 3 und 4 auf,
die auf beiden Seiten des Flugzeugrumpfs 2 angeordnet sind.
Jeder Flügel
trägt einen
Innenmotor 5 oder 6 und einen Außenmotor 7 oder 8,
wobei die Motoren 5 bis 8 Motoren des Typs Turbostrahltriebwerk
sind. Ferner trägt der
Flügel 3 neben
anderen Steuerrudern ein Innenquerruder 9 und ein Außenquerruder 10.
Ebenso trägt
der Flügel 4 neben
anderen Steuerrudern ein Innenquerruder 11 und ein Außenquerruder 12.
Die beiden Flügel 3 und 4 sind
im Bezug zum Flugzeugrumpf 2 zueinander symmetrisch, was
auch für
ihre Motoren- und ihre Querruderpaare gilt.
-
Am
hinteren Teil weist das Flugzeug 1 außerdem symmetrische Höhenleitwerke 13 und 14 auf, die
jeweils mit zueinander symmetrischen Höhenrudern versehen sind und
die Bezugszeichen 15 beziehungsweise 16 tragen.
-
Um
das eine oder das andere der Steuerruder 9 bis 12, 15 und 16 zu
steuern, weist das Flugzeug 1 ein elektrisches Flugsteuersystem 17 auf,
das von Steuermitteln 18 und 19 (Steuerknüppel, Fußsteuer,
etc.), die von einem Piloten oder einem Autopiloten 20 betätigt werden,
Steuerbefehle erhält,
wie dies in 2 dargestellt ist. Auf die Steuerbefehle
hin berechnet das elektrische Flugsteuersystem 17 einen
elektrischen Vertikal-Flugsteuerbefehl dZ und einen elektrischen
Lateral-Flugsteuerbefehl (das heißt horizontal und orthogonal
zu der Achse L-L) dY.
-
In 2 sind
zwei symmetrische Steuerruderpaare 21A, 21B einerseits
und 22A, 22B andererseits dargestellt.
-
Das
Steuerruderpaar 21A, 21B ist repräsentativ
für das
eine oder das andere der symmetrischen Steuerruderpaare 9–11, 10–12 und 15–16,
die oben beschrieben sind.
-
Vorzugsweise
ist das Steuerruderpaar 22A–22B repräsentativ
für das
eine oder das andere der symmetrischen Steuerruderpaare 9–11 und 10–12.
-
Jedes
Steuerruder 21A, 21B, 22A, 22B ist mit
einer jeweiligen Welle 23A, 23B, 24A, 24B versehen,
um die sie sich unter der Wirkung eines jeweiligen Servoantriebs 25A, 25B, 26A, 26B drehen
kann.
-
Die
Servoantriebe 25A und 25B werden gemeinsam durch
eine Regelungseinrichtung 27A gesteuert, die von dem System 17 den
vertikalen Befehl dZ erhält,
und sie verstellen die beiden Steuerruder 21A und 21B in
symmetrischer Weise in der gleichen Richtung.
-
Die
Servoantriebe 26A und 26B werden gemeinsam durch
eine Regelungseinrichtung 28A gesteuert, die von dem System 17 den
lateralen Befehl dY erhält,
und sie verstellen die beiden Steuerruder 22A und 22B in
asymmetrischer Weise in entgegengesetzten Richtungen.
-
Um
die Beanspruchung der Servoantriebe 25A, 25B, 26A und 26B zu
beschränken
und ihre Störanfälligkeit
zu reduzieren, beschränken
gewöhnlich
die Regelungseinrichtungen 27A und 28A, die als
offener oder als geschlossener Regelkreis mit Rückkehr in die entsprechenden
Steuerruderpositionen ausgeführt
sein können,
mit Hilfe von Filtern und reduzierten Regelungsverstärkungen
den Betrieb der Servoantriebe gewollt auf Frequenzen von maximal
4 Hz. Der Frequenzbereich von 0 bis 4 Hz, in dem die Servoantriebe
arbeiten dürfen,
wird durch die Frequenzfilterung der Befehle dZ und dY in den Regelungseinrichtungen 27A und 28A sowie
durch die Wahl einer geringen Regelungsverstärkung für diese Regelungseinrichtungen
definiert.
-
Ferner
werden in den Gondeln der Motoren 5 bis 8 oder
an anderen Stellen in deren Nähe
Beschleunigungsmesser 29 bis 32 angebracht, die
den vertikalen und den lateralen Bestandteil der Schwingungsbeschleunigungen
messen, denen sie ausgesetzt sind. Die Beschleunigungsmesser 29 bis 32 übertragen
die gemessenen Beschleunigungswerte an einen Detektor 33,
der so ausgebildet ist, dass er einen Windmühlenbetrieb des Gebläses von
mindestens einem der Motoren 5 bis 8 erfasst.
Dazu sucht der Detektor 33 in den gemessenen Beschleunigungswerten,
die an ihn übertragen
werden, die Beschleunigungen, deren Frequenz zwischen 5 Hz und 15
Hz liegt (typische Frequenzen für
einen Windmühlenbetrieb),
und deren Amplitude größer als
ein Schwellenwert ist, der durch Berechnung (wie oben im Zusammenhang
mit dem geänderten
aeroelastischen Modell angegeben) und/oder durch Tests bestimmt
wird, und der repräsentativ
für das
Auftreten des Windmühlenbetriebs
mindestens eines der Gebläse
ist.
-
Ebenso
sind an verschiedenen Stellen des Großraumflugzeugs 1,
insbesondere in dem Passagierraum und in dem Cockpit, Beschleunigungsmesser 34.1 bis 34.n,
... angebracht, die an diesen Stellen den vertikalen und den lateralen
Bestandteil der Schwingungsbeschleunigungen messen. Diese zuletzt
genannten Messungen werden an einen Rechner 35A übertragen,
der so ausgelegt ist, dass er elektrische Zusatzsteuerbefehle δZ und δY berechnet,
die für
die Servoantriebe 25A, 25B der Steuerruder 21A, 21B beziehungsweise
an die Servoantriebe 26A, 26B der Steuerruder 22A, 22B verwendet
werden, die es diesen Steuerrudern erlauben, den Vibrationen an
den Stellen der Beschleunigungsmesser 34.1 bis 34.n entgegenzuarbeiten.
-
Im
Rechner 35A ist eine Tabelle 35B enthalten, die
Verhältnisse
enthält,
die anhand des geänderten
aeroelastischen Modells, wie es oben definiert wurde, im Voraus
bestimmt werden, und die für
jeden vertikalen und lateralen Bestandteil der Beschleunigungsmessungen
an den Stellen der Beschleunigungsmesser 34.1 bis 34.n elektrische
Zusatzsteuerbefehle δZ
und δY liefern,
die so ausgebildet sind, dass sie den entsprechenden Bestandteilen
an diesen Stellen entgegenwirken und an den beiden Ausgängen des
Rechners 35A erscheinen.
-
Ferner
sind parallel dazu an den Regelungseinrichtungen 27A und 28A zusätzliche
Regelungseinrichtungen 27B beziehungsweise 28B angebracht,
die als offener oder als geschlossener Regelkreis ausgeführt sein
können,
welche es den Servoantrieben 25A, 25B, 26A und 26B erlauben,
bei Frequenzen von wenigstens 15 Hz zu arbeiten.
-
In ähnlicher
Weise zu dem, was für
die Regelungseinrichtungen 27A und 28A gesagt
wurde, wird der erweiterte Frequenzbereich von 0 bis 15 Hz, in dem
die Regelungseinrichtungen 27B und 28B die Servoantriebe 25A, 25B, 26A und 26B arbeiten
lassen, durch Frequenzfilter, die in die Einrichtungen 27B und 28B eingebaut
sind, sowie durch die Wahl einer größeren Regelungsverstärkung für diese
Einrichtungen definiert.
-
Die
Eingänge
der Regelungseinrichtungen 27A und 27B sind mit
dem Ausgang eines Summators 36 verbunden, dessen einer
Eingang mit dem Ausgang dZ des elektrischen Flugsteuersystems 17 verbunden
ist, und dessen anderer Eingang mit Hilfe einer von dem Detektor 33 gesteuerten
Schalteinrichtung 37 mit dem Ausgang δZ des Rechners 35A verbunden
sein kann. Ferner ist der eine oder der andere der Ausgänge der
Regelungseinrichtungen 27A und 27B durch eine
Schalteinrichtung 38, die ebenfalls durch den Detektor 33 gesteuert
wird, mit den Servoantrieben 25A und 25B verbunden.
-
In ähnlicher
Weise sind die Eingänge
der Regelungseinrichtungen 28A und 28B mit dem
Ausgang eines Summators 39 verbunden, dessen einer Eingang
mit dem Ausgang dY des elektrischen Flugsteuersystems 17 verbunden
ist, und dessen anderer Eingang mit Hilfe einer von dem Detektor 33 gesteuerten
Schalteinrichtung 40 mit dem Ausgang δY des Rechners 35A verbunden
sein kann. Ferner ist der eine oder der andere der Ausgänge der
Regelungseinrichtungen 28A und 28B durch eine
Schalteinrichtung 41, die ebenfalls durch den Detektor 33 gesteuert
wird, mit den Servoantrieben 26A und 26B verbunden.
-
Wenn
der Detektor 33 keine Beschleunigung erfasst, deren Frequenz
zwischen 5 Hz und 15 Hz liegt, und deren Amplitude größer als
der vorbestimmte Schwellenwert ist, schalten die Schalteinrichtungen 37 und 40 den
Rechner 35A aus, und die Schalteinrichtungen 38 und 41 verbinden
den Ausgang der Regelungseinrichtung 27A mit den Servoantrieben 25A und 25B und
den Ausgang der Regelungseinrichtung 28A mit den Servoantrieben 26A und 26B.
-
Wenn
also während
des Flugs keiner der Motoren 5 bis 8 stillsteht,
werden die Servoantriebe 25A, 25B, 26A und 26B (und
somit die Steuerruder 21A, 21B, 22A, 22B)
jeweils nur durch das elektrische Flugsteuersystem 17 gesteuert,
mit Hilfe der Summatoren 36 und 39 und der Regelungseinrichtungen 27A und 28A mit
einem nach oben auf maximal 4 Hz beschränktem Frequenzbereich.
-
Sobald
der Detektor 33 verursachte Vibrationen ermittelt, die
durch den Windmühlenbetrieb
des Gebläses
von mindestens einem der Motoren 5 bis 8 im Stillstand
bedingt sind, legt er hingegen die Schalteinrichtungen 37, 38, 40 und 41 um.
Dadurch werden der Rechner 35A und die Regelungseinrichtungen 27B und 28B mit
erweitertem Frequenzband eingeschaltet, wohingegen die Regelungseinrichtungen 27A und 28A ausgeschaltet
werden. In diesem Fall werden die Servoantriebe 25A, 25B und 26A, 26B jeweils
durch Gesamtbefehle gesteuert, die durch die Summen dZ + δZ und dY
+ δY der
Steuerbefehle dZ, dY dargestellt werden, die durch das System 17 und vom
Rechner 35A berechnete Zusatzsteuerbefehle δZ und δY erzeugt
werden, wobei die Summen von den Summatoren 36 beziehungsweise 39 gebildet und
mit Hilfe der Regelungseinrichtungen 27B und 28B mit
erweitertem Frequenzband angewendet werden.
-
Die
Steuerruder 21A und 21B können sich also auf symmetrische
Weise, abhängig
von dem Zusatzsteuerbefehl δZ,
hin- und herbewegen, um die vertikalen Bestandteile der durch den
Windmühlenbetrieb
des Gebläses
von mindestens einem der Motoren 5 bis 8 verursachten
Vibrationen zu dämpfen, und
gleichzeitig den Steuerbefehl dZ ausführen, der von dem Flugsteuersystem 17 erzeugt
wird.
-
Ebenso
können
sich die Steuerruder 22A und 22B abhängig von
dem Zusatzsteuerbefehl δY
in asymmetrischer Weise hin- und herbewegen, um die lateralen Bestandteile
der durch einen solchen Windmühlenbetrieb
verursachten Vibrationen zu dämpfen, und
gleichzeitig den von dem System 17 erteilten Steuerbefehl
dY ausführen.
-
In
der Ausführungsvariante
von 3 finden sich alle Bauteile wieder, die in 2 dargestellt
sind, mit Ausnahme der Schalteinrichtungen 38 und 41, die
dort weggelassen wurden. Ferner wurden die Regelungseinrichtungen 27A und 27B weggelassen und
durch eine einzige Regelungseinrichtung 42 ersetzt. Ebenso
wurden die Regelungseinrichtungen 28A und 28B weggelassen
und durch eine einzige Regelungseinrichtung 43 ersetzt.
-
Diese
Regelungseinrichtungen 42 und 43, die als offener
oder als geschlossener Regelkreis ausgeführt sein können, weisen regelbare Bauteile auf,
beispielsweise Regelungsverstärker,
die durch den Detektor 33 gesteuert werden. Wenn kein Windmühlenbetrieb
mindestens eines der Gebläse
vorliegt, beschränken
also die Regelungseinrichtungen 42 und 43 den
Betrieb der Servoantriebe 25A, 25B, 26A, 26B auf
den reduzierten Frequenzbereich von 0 bis 4 Hz. Beim Auftreten eines
Windmühlenbetriebs werden
die regelbaren Bauteile der Regelungseinrichtungen 42 und 43 hingegen
derart von dem Detektor 33 gesteuert, dass sie den Betrieb
der Servoantriebe 25A, 25B, 26A, 26B in
dem erweiterten Frequenzbereich von 0 bis 15 Hz erlauben.