DE69101154T2

DE69101154T2 - Längstrimmlagesteuerung eines Flugzeugs.

Info

Publication number: DE69101154T2
Application number: DE69101154T
Authority: DE
Inventors: Jacques Farineau
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1990-04-24
Filing date: 1991-04-19
Publication date: 1994-07-21
Anticipated expiration: 2011-04-20
Also published as: EP0454549B1; US5112009A; ES2051089T3; FR2661149A1; CA2040874C; FR2661149B1; EP0454549A1; DE69101154D1; CA2040874A1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein System zur Fluglagenregelung bei Nickbewegung eines Flugzeuges das mit einer Machzahl von mehr als 0,7 fliegt.
Es ist bekannt, daß in diesem Zustand die Veränderung des aerodynamischen Nickmoments des Flugzeuges mit Bezug auf den effektiven Anstellwinkel derart ist, daß:
unterhalb eines ersten Schwellenwertes des Anstellwinkels das aerodynamisehe Nickmoment kleiner wird, wenn der effektive Anstellwinkel größer wird und größer wird, wenn der effektive Anstellwinkel kleiner wird;
zwischen dem ersten Schwellenwert des Anstellwinkels und einem zweiten Schwellenwert des Anstellwinkels, der höher ist als der erste Schwellenwert, das aerodynamische Nickmoment größer wird, wenn der effektive Anstellwinkel größer wird und kleiner wird, wenn der effektive Anstellwinkel kleiner wird; und
oberhalb des zweiten Schwellenwertes des Anstellwinkels, das aerodynamische Nickmoment kleiner wird, wenn der aerodynamische Anstellwinkel größer wird und größer wird, wenn der aerodynamische Anstellwinkel kleiner wird.
Infolgedessen fliegt das Flugzeug, wenn der effektive Anstellwinkel des Flugzeuges den ersten Schwellenwert zufällig überschreitet, in einer Phase instabilen Flugverhaltens, in der jegliche Vergrößerung des Anstellwinkels eine Zunahme des aerodynamischen Nickmoments zur Folge hat, die wiederum eine Vergrößerung des Anstellwinkels nach sich zieht. Dies führt dazu, daß das Flugzeug unvermittel in den Steigflug übergeht, worauf unter Umständen, wenn der zweite Schwellenwert überschritten wird, ein plötzlicher Sinkflug folgt, was für die Passagiere des Flugzeuges erhebliche Unannehmlichkeiten bedeutet.
Die vorliegende Erfindung hat die Aufgabe, diese Unannehmlichkeit bei Flugzeugen zu beheben, die mit einer durch Ruder regelbare Horizontalebene sowie Störklappen ausgerüstet ist.
Deshalb ist, gemäß der Erfindung, das System zur Fluglagenregelung bei Nickbewegung eines Flugzeuges, das mit einer Machzahl von mehr als 0,7 fliegt und das eine durch Ruder regelbare Horizontalebene sowie Störklappen beinhaltet, wobei die Veränderung des aerodynamischen Nickmoments des Flugzeuges, mit Bezug auf den effektiven Anstellwinkel, derart ist, daß:
unterhalb eines ersten Schwellenwertes des Anstellwinkels das aerodynamische Nickmoment kleiner wird, wenn der effektive Anstellwinkel größer wird und größer wird, wenn der effektive Anstellwinkel kleiner wird;
zwischen dem ersten Schwellenwert des Anstellwinkels und einem zweiten Schwellenwert des Anstellwinkels, der höher ist als der erste Schwellenwert, das aerodynamische Nickmoment größer wird, wenn der effektive Anstellwinkel größer wird und kleiner wird, wenn der effektive Anstellwinkel kleiner wird; und
über den zweiten Schwellenwert des Anstellwinkels hinaus, das aerodynamische Nickmoment kleiner wird, wenn der effektive Anstellwinkel größer wird und größer wird, wenn der effektive Anstellwinkel kleiner wird; bedeutend, da es folgendes beinhaltet:
- erste Mittel, die jederzeit den effektiven Anstellwinkel des Flugzeuges liefern;
- zweite Mittel, die, sollte der effektive Anstellwinkel den ersten Schwellenwert überschreiten, eine erste Befehlsfolge zum Sturzflug für die regelbare Horizontalebene erzeugen, wobei die Starke der ersten Befehlsfolge derart ist, daß, würde die regelbare Horizontalebene unverzüglich die entsprechende Stellung einnehmen, sie die Zunahme des Steigflugverhaltens des Flugzeuges, die durch den Veränderungsvorgang des aerodynamischen Nickmoments ausgelöst wurde, oberhalb des ersten Schwellenwertes ausgleichen würde;
- dritte Mittel, die ein Signal erzeugen, das die Reaktionsgeschwindigkeit des Ruders der regelbaren Horizontalebene auf die erste Befehlsfolge repräsentiert;
- vierte Mittel, die die Differenz zwischen der ersten Befehlsfolge und dem Signal bilden, das die Reaktion der regelbaren Horizontalebene repräsentiert; und
- fünfte Mittel, die eine zweite Befehlsfolge zum Sturzflug für die Störklappen erzeugen, wobei die Differenz zugrunde gelegt wird.
Auf diese Weise wird, gemäß der Erfindung, der Ausgleich des plötzlichen Steigfluges, der bei Überschreitung des ersten Schwellenwertes des Anstellwinkels ausgelöst wird, durch den Befehl zum Sturzflug der regelbaren Horizontalebene und der Störklappen erzielt. Vollzieht sich der Steigflug des Flugzeuges zu schnell, um unverzüglich von der regelbaren Horizontalebene (deren Manövrierfähigkeit recht langsam ist) ausgeglichen zu werden, greifen die Störklappen unverzüglich (die schnell ausgefahren sind) unterstützend ein. Man benutzt fölglich vorzugsweise die regelbare Horizontalebene, um die Umkehrungen der Veränderung des aerodynamischen Nickmoments mit Bezug auf den effektiven Anstellwinkel zu beseitigen, ist die regelbare Horizontalebene jedoch nicht schnell genug, ergänzen die Störklappen sie vorübergehend.
Vorzugsweise sieht man zwischen dem ersten und dem zweiten Mittel ein Addierwerk vor, welches es erlaubt, dem effektiven Anstellwinkel eine Phasenverschiebungskomponente hinzuzufügen, wodurch der Korrektur des Steigfluges vorgegriffen wird.
Eine derartige Phasenverschiebungskomponente kann proportional zur Nickgeschwindigkeit des Flugzeuges sein. Als Variante kann sie proportional zum Differentialquotienten des effektiven Anstellwinkels des Flugzeuges sein.
Es ist von Vorteil, daß die zweiten Mittel durch eine Zahlentafel gebildet werden, die die Ruderwerte der regelbaren Horizontalebene mit den Werten des effektiven Anstellwinkels des Flugzeuges in Beziehung setzt, wobei die Ruderwerte 0 sind, wenn der effektive Anstellwinkel den ersten Schwellenwert unterschreitet.
Um die Ausfahrgeschwindigkeit der regelbaren Horizontalebene berücksichtigen zu können, ist zwischen den zweiten Mitteln und der regelbaren Horizontalebene eine Vorrichtung vorgesehen, die die Geschwindigkeit der Veränderung der ersten Befehlsfolge in Hinblick auf die effektiven Möglichkeiten der Geschwindigkeit der Bewegung der regelbaren Horizontalebene einschränkt.
Außerdem können die dritten Mittel durch eine Vorrichtung gebildet werden, die die Reaktion des Ruders der Horizontalebene hinsichtlich der Zeit simuliert, wobei die dritten Mittel die erste Befehlsfolge empfangen. Eine derartige Simulationsvorrichtung wird zum Beispiel durch Kalkulationsmittel oder Tabulationsmittel gebildet, die das Zeitverhalten der regelbaren Horizontalebene inkorporieren.
Vorzugsweise werden die fünften Mittel durch eine Zahlentafel gebildet, die die Klappenwerte der Störklappen mit den positiven Werten der Differenz in Beziehung setzt, die Klappenwerte betragen Null, wenn die Differenz Null ist oder negative Werte aufweist.
Wie später ersichtlich werden wird, ist es bei Flugzeugen, die zusätzlich über Bremsklappen verfügen, von Vorteil, wenn das System, gemäß der Erfindung, über sechste Mittel verfügt, die, ausgehend von der Differenz, eine dritte Befehlsfolge zum Steigflug für die Bremsklappen erzeugen. Die sechsten Mittel werden auf vorteilhafte Weise von einer Zahlentafel gebildet, die die Klappenwerte der Bremsklappen mit den negativen Werten der Differenz in Beziehung bringt, wobei die Klappenwerte Null betragen, wenn die Werte der Differenz Null betragen oder positiv sind.
Zusätzlich betrifft die vorliegende Erfindung ein Flugzeug, das dazu bestimmt ist, mit einer Machzahl von mehr als 0,7 zu fliegen, das über eine durch Ruder regelbare Horizontalebene sowie über Störklappen verfügt und das dadurch bemerkenswert ist, daß es über ein System zur Flugregelung bei Nickbewegung verfügt, welches nachfolgend einzeln bezeichnet wird.
Die Figuren der beiligenden Zeichnung verdeutlichen, auf welche Art die Erfindung verwirklicht werden kann. In diesen Figuren bezeichnen identische Referenzbezeichnungen vergleichbare Elemente.
Figur 1 zeigt in schematischer Perspektive ein Flugzeug, das geeignet ist, gemäß der Erfindung verbessert zu werden.
Figur 2 zeigt ein Kurvenbild, das die Veränderung des aerodynamischen Nickmoments des Flugzeuges in Bezug auf den effektiven Anstellwinkel des Flugzeuges veranschaulicht.
Figur 3 veranschaulicht, mit Hilfe eines Kurvenbildes, das dem der Figur 2 entspricht, die Wirkungsweise des Systems gemäß der vorliegenden Erfindung.
Figur 4 zeigt des synoptische Schema eines Verfahrens zur Verwirklichung des Systems gemäß der vorliegenden Erfindung.
Das in Figur 1 dargestellte zivile Großraumflugzeug 1, das geeignet ist, mit einer hohen Machzahl (höher als 0,7) zu fliegen, verfügt an seinen Flügeln 2 und 3 über zahlreiche bewegliche aerodynamische Flächen (Spaltklappen, Querruder, etc.), darunter die Bremsklappen 4 und die Störklappen 5. In ausgefahrenem Zustand besitzen die Bremsklappen 4 zusätzlich zu ihrem abbremsenden Effekt eine aufftrieberzeugende Wirkung, d.h. einen Effekt, der Steigflug erzeugt, wohingegen die Störklappen 5 zusätzlich zu ihrem abbreinsenden Effekt eine auftriebsvernichtende Wirkung, d.h. einen Effekt, der Sturzflug erzeugt, besitzen. Zusätzlich läßt sich die hintere Höhenleitwerksflosse 6, an der das Höhenruder 7 angebracht ist, durch Ruder regeln, d.h. sie wurde in Gestalt einer regelbaren Horizontalebene (oder Höhenfläche) verwirklicht.
Es ist bekannt, daß die Ausfahrgeschwindigkeit der Bremsklappen 4 und der Störklappen 5 sehr hoch ist -- sie entspricht mindestens 30º/sec --, die Bremsklappen 4 bzw. die Störklappen 5 können jedoch, abgesehen von den Bremsphasen nicht für längere Zeit eingesetzt werden, um ihre auftriebserzeugende oder auftriebsvernichtende Wirkung zu nutzen, da die Leistungen des Flugzeugs 1 durch das Abbreinsen stark herabgesetzt werden und ihre Betätigung zusätzlich das Auftreten von Vibrationen verursacht, die für die Passagiere Unannehmlichkeiten bedeuten.
Es ist gleichermaßen bekannt, daß die Veränderungsgeschwindigkeit des Ruders der regelbaren Horizontalebene 6 gering ist -- sie liegt zum Beispiel in der Größenordnung von 0,5º/sec --, so daß die regelbare Horizontalebene 6 nicht unverzüglich wirksam sein kann, um eine unvermittelte Veränderung des Anstellwinkels des Flugzeugs 1 auszugleichen.
Wird die Veränderung des aerodynamischen Nickmoments Cm des gesamten Flugzeugs 1 in Bezug auf den effektiven Anstellwinkel α des Flugzeuges untersucht, und zwar bei einer unveränderten Stellung der regelbaren Horizontalebene 6, erhält man, wie das Diagrainm der Figur 2 verdeutlicht, eine Kurve K, die der Kurve K1 der Figur 2 ähnlich ist, und die drei Bereiche I, II und III beinhaltet, die durch die Schwellenwerte der Anstellwinkel αο und α2 voneinander getrennt sind, und die den unterschiedlichen Verhaltensweisen des Flugzeuges 1 entspricht.
Im Bereich I, in dem der effektive Anstellwinkel αο den ersten Schwellenwert α2 unterschreitet, ist die Veränderung des aerodynamischen Nickmoments Cm zumindest ungefähr umgekehrt proportional zum effektiven Anstellwinkel α. Infolgedessen verkleinert sich das Moment Cm, wenn der Anstellwinkel α sich vergrößert, d.h. das Flugzeug geht in den Sinkflug über, was dazu führt, daß der Anstellwinkel sich verkleinert. Umgekehrt vergrößert sich das Moment Cm, wenn der Anstellwinkel α kleiner wird, das Flugzeug geht in den Steigflug über und der Anstellwinkel vergrößert sich. Im Bereich I ist dss Flugverhalten des Flugzeuges 1 also stabil, jede Abweichwung hinsichtlich des Gleichgewichts erzeugt eine Wirkung, die bestrebt ist, das Gleichgewicht wieder herzustellen. Der Bereich I entspricht folgiich dem Bereich des normalen Fluges des Flugzeugs 1, wobei dieses in Längsrichtung stabil ist.
Im Bereich II, in dem der effektive Anstellwinkel α den ersten Schwellenwert αο überschreitet, jedoch kleiner ist als die zweite Schwellenwert α2, verhält sich die Veränderung des aerodynamischen Nickmoments Cm zumindest ungefähr proportional zum effektiven Anstellwinkel α. Infolgedessen vergrößert sich das Moment Cm und das Flugzeug richtet sich auf, wenn der Anstellwinkel α größer wird, was eine erneute Zunahme des Anstellwinkels hervorruft. Umgekehrt wird auch das Moment Cm kleiner, wenn der Anstellwinkel α kleiner wird, so daß das Flugzeug 1 in den Sturzflug übergeht was zu einer erneuten Verkleinerung des Anstellwinkels führt. In diesem Fall ist die Nickbewegung divergent, jede Abweichung hinsichtlich des Gleichgewichts ruft eine Wirkung hervor, die bestrebt ist, das Flugzeug 1 noch weiter von einem Zustand des Gleichgewichts zu entfernen.
Im Bereich III schließlich, in dem der effektive Anstellwinkel α den zweiten Schwellenwert α2 überschreitet, wird die Veränderung des aerodynamischen Nickmoments Cm deutlich umgekehrt proportional zum effektiven Anstellwinkel α, wie es in Bereich I der Fall war, jedoch mit einer größeren Empfindlichkeit, da eine geringfügige Veränderung des Anstellwinkels einer größeren Veränderung des Moments Cm entspricht. Bereich III entspricht somit ebenfalls einem Bereich stabilen Fluges.
Aufgrund des Vorhandenseins eines instabilen Bereichs II weist die Kurve K1 somit einen Buckel B auf, der auf den zweiten Schwellenwert α2 übergreift und der die doppelte Umkehrung der Veränderung des Moments Cm in Bezug auf den Anstellwinkel α repräsentiert.
Diese doppelte Umkehrung beruht auf einem rein aerodynamischen Phänomen. Sie tritt bei einer hohen Machzahl (von mehr als 0,7) auf und ist umso deutlicher ausgeprägt, je höher die Machzahl ist. Außerdem ist der erste Schwellenwert des Anstellwinkels αο umso kleiner, je höher die Machzahl ist. Dies wird in Figur 2 verdeutlicht, in der auch Kurve K2 dargestellt ist, die analog zu Kurve K1 verläuft, jedoch einer Machzahl M2 entspricht, die kleiner ist als die Machzahl M1, die mit Kurve K1 verbunden ist.
In Bereich I werden die Anstellwinkel des sich im Horizontalflug befindenden Flugzeuges 1 so ausgewählt, daß sie unterhalb der ersten Schwellenwert αο liegen, so daß die doppelte Umkehrung der Veränderung des Moments Cm im allgemeinen keine Auswirkung auf den Flug des Flugzeuges hat. Bei Horizontalflügen höherer Machzahlen können dennoch Umstände auftreten, in denen sie den Flug störend beeinflußt. Zum Beispiel bei der manuellen Fluglagenregelung:
a) wenn der Pilot des Flugzeugs 1 am Steuerkhüppel zieht und eine derartige Vergrößerung des Anstellwinkels befiehlt, daß dieser den ersten Schwellenwert αο überschreitet. Dies führt dazu, daß das Flugzeug unvermittelt hochzieht (Bereich II), bis der Anstellwinkel den zweiten Schwellenwert α2 erreicht, um daraufhin ebenso rasch in den Sturzfiug überzugehen,
b) wenn das Flugzeug 1 in Luftturbulenzen einfliegt, die entweder eine Vergrößerung des Anstellwinkels, der Machzahl oder auch beider Parameter hervorrufen, so daß der Anstellwinkel α den ersten Schwellenwert αο überschreitet. Das Flugzeug neigt unter diesen Umständen dazu, sich wie in Fall a) zu verhalten.
In beiden Fällen nimmt das auf das Flugzeug 1 angewandte Lastvielfache im Verlauf eines derartigen beginnenden Steigfluges bis zum Sturzflug erhöhte Werte an, die 2 g übersteigen können, was für die Passagiere eine große Unannehmlichkeit bedeutet.
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist die Unterdrückung dieser bei Durchlauf des Buckels B auftretenden Unannehmlichkeit durch eine Verbesserung des Flugverhaltens des Flugzeug 1.
Zu diesem Zweck ermöglicht die Erfindung, wie das Diagramm in Figur 3 verdeutlicht, eine Verlängerung des Teilbereichs K . I der Kurve K auf der Höhe des Buckels B, was Bereich I entspricht. Die hierdurch erzielte Verlängerung P (gestrichelte Linie) ermöglicht es, diesen Teilbereich K . I mit dem Teilbereich der Kurve K zu verbinden, der sich in Bereich III befindet, wobei der Buckel B überbrückt wird. Anders ausgedrückt wird bei jedem Wert des effektiven Anstellwinkels α der den ersten Schwellenwert αο übersteigt, das Moment Cm (ausgehend von der Größe) um die Größe ΔCm gekürzt, so daß Cm - ΔCm auf der Verlängerung P variiert. Der Buckel B wird somit beseitigt und kann für den Piloten leicht durchschaubar gemacht werden. Das Flugzeug 1 wird folglich hinsichtlich der Anstellwinkel stabilisiert, auch wenn die Werte der Anstellwinkel den ersten Schwellenwert αο überschreiten.
Figur 4 zeigt das synoptische Schema einer Art der Verwirklichung des Systems gemäß der vorliegenden Erfindung, die das Erreichen der durch Figur 3 verdeutlichten Funktionsweise ermöglicht. Dieses System erfordert eine Meßsonde 10, die geeignet ist, den effektiven Anstellwinkel α des Flugzeugs 1 zu liefern. Diesem effektiven Anstellwinkel α wird, durch die Additionsvorrichtung 11, eine Komponente a der Phasenverschiebung hizugefügt. Die Komponente a kann proportional zur Nickrate (oder Nickgeschwindigkeit) sein oder auch zum Differenzialquotienten des effektiven Anstellwinkels α und wird von einer Vorrichtung erzeugt, die nicht dargestellt ist.
Der effektive Anstellwinkel α, der durch die Phasenverschiebungskomponente a ergänzt wurde, wird von einer Tabulationsvorrichtung 12 übermittelt, die die Werte ΔiHc mit den Werten α+a wie folgt in Verbindung setzt:
- ist α+a kleiner als αο, beträgt ΔiHc Null;
- ist α+a größer als αο, entspricht ΔiHc dem Ruderwert von Steigflug zu Sinkflug, den die regelbare Horizontalebene 6 annehmen muß, um den Steigflug des Flugzeuges 1 auszugieichen, da der Schwellenwert des Anstellwinkels αο überschritten wurde.
Die Werte ΔiHc stellen somit eine Befehlsfolge für die regelbare horizontale Höhenfläche 6 dar. Um die langsame Ausfahrgeschwindigkeit der letzteren zu berücksichtigen, werden die Werte ΔiHc der regelbaren horizontalen Höhenfläche 6 mit Hilfe einer einschränkenden Vorrichtung 13 angesprochen, die die Entwicklung des Signals ΔiHc den tatsächlichen Möglichkeiten der regelbaren horizontalen Höhenfläche 6 anpaßt. Auf diese Weise wandelt die Vorrichtung 13 das Signal ΔiHc in ein Signal δiH um, dessen zeitliche Entwicklung der regelbaren horizontalen Höhenfläche 6 angepaßt ist und das auf letztere Anwendung findet.
Außerdem beinhaltet das System gemäß der Erfindung eine Vorrichtung 14, die ein Signal ΔiHe liefert, das den plötzlich eintretenden Ruderausschlag zum Sturzflug repräsentiert, den die regelbare horizontale Höhenfläche 6 als Reaktion auf Siganl δiH annimmt. Wie in Figur 4 dargestellt, kann die Vorrichtung 14 eine Simulationsvorrichtung sein, die das Zeitverhalten der regelbaren horizontalen Höhenfläche 6 beinhaltet und die jedem Wert des Signals δiH den entsprechenden Wert des Signal ΔiHe zuordnet. Die Vorrichtung 14 kann aus einer Tabulationsvorrichtung bestehen, die eine derartige zuordnende Zahlentafel beinhaltet.
In einem Subtrahierglied 15 wird von Signal ΔiHc, das von der Tabulationsvorrichtung 12 erzeugt wird, Signal ΔiHe abgezogen, das von der Vorrichtung 14 erzeugt wird. Man wird bemerken, daß die hierdurch ermittelte Differenz d(ΔiH) einem plötzlich eintretenden Mangel an Sturzflugfähigkeit der regelbaren horizontalen Höhenfläche 6 zum Ausgleich des Steigfluges des Flugzeugs 1 entspricht, einem Mangel, der auf der langsamen Ausfahrgeschwindigkeit der regelbaren horizontalen Höhenfläche 6 beruht.
Deshalb wird die Differenz d(ΔiH) mit Hilfe einer Vorrichtung 16 an die Störklappen 5 weitergegeben, um der Reaktionsträgheit der regelbaren horizontalen Höhenfläche 6 abzuhelfen, wobei Vorrichtung 16 diese Differenz für die Störklappen in einen Befehl zum Klappenausschlag für den Sturzfiug umwandelt. Bei Vorrichtung 16 handelt es sich um eine Zahlentatel, die, bei positiven Werten der Differenz, den Störklappen 5 einen Klappenwert zum Sturzflug liefert und wenn die Werte der Differenz negativ sind oder Null betragen, keine Klappenwerte zum Sturzflug liefert.
Es wird somit deutlich, daß, mit einem System gemäß der Erfindung:
- der Ausgleich des Steigfluges des Flugzeugs 1 hauptsächlich auf der Wirkung der zum Sturzflug ausgefahrenen Ruder der regeibaren horizontalen Höhenfläche 6 beruht;
- die Störklappen 5 den plötzlich eintretenden Mangel an Sturzflugfähigkeit ausgleichen, der aufgrund der Tatsache entsteht, daß die regelbare horizontale Höhenfläche 6 eine begrenzte Ausfahrgeschwindigkeit hat; und
- der Einsatz der Störklappen 5 sich in dem Maße verringert, wie die regelbare horizontale Höhenfläche 6 ausfährt.
Es ist zu bemerken, daß die Differenz d(ΔiH) negativ sein kann, wenn der Anstellwinkel α von Werten, die größer sind als αο, auf Werte zurückgeht, die kleiner sind als αο, wobei die regelbare horizontale Höhenfläche zum Sturzflug aufgerichtet ist. Fallen die Werte von α sehr schnell unter αο, ist es erforderlich, die regelbare horizontale Höhenfläche 6 recht schnell auf die ursprüngliche Ruderstellung zurückzunehmen (vor dem Befehl zum Sturzflug). Aufgrund ihrer Funktionsträgheit kann es sein, daß die regelbare horizontale Höhenfläche 6 nicht fähig ist, schnell in diese ursprüngliche Ruderstellung zurückzukehren. In diesem Fall taucht in Bereich I der Kurve ein vorübergehender Mangel an Steigflugfahigkeit auf. Zur Beseitigung dieses Effekts ist Vorrichtung 17 vorgesehen, die Signal d(ΔiH) empfängt und einen Klappenbefehl zum Aufrichten der Bremsklappen 4 erzeugt. Vorrichtung 17 ist eine Zahlentafel, die die Werte der Befehle zum Steigflug mit den negativen Werten der Differenz d(ΔiH) in Beziehung bringt, diese Werte zum Steilflug sind Null, wenn die Differenz Null beträgt oder positiv ist.

Claims

1. System zur Fluglagenregelung bei Nickbewegung eines Flugzeuges (1), das mit einer Machzahl von mehr als 0,7 fliegt und über eine durch Ruder regelbare Horizontalebene (6) sowie über Störklappen (5) verfügt, wobei die Veränderung des Nickmoments (Cm) des Flugzeuges in Bezug auf den effektiven Anstellwinkel (α) derart ist, daß:

unterhalb eines ersten Schwellenwertes des Anstellwinkels (αο) das aerodynamische Nickmoment kleiner wird, wenn der effektive Anstellwinkel größer wird und sich vergrößert, wenn der effektive Anstellwinkel kleiner wird;

zwischen dem ersten Schwellenwert des Anstellwinkels (αο) und einem zweüen Schwellenwert des Anstellwinkels (α2), der größer ist als der erste Schwellenwert, das aerodynamische Nickmoment größer wird, wenn der Anstellwinkel größer wird und kleiner wird, wenn der Anstellwinkel kleiner wird; und

oberhalb des zweiten Schwellenwertes des Anstellwinkels (α2) das aerodynamische Nickmoment kleiner wird, wenn der effektive Anstellwinkel größer wird und sich vergrößert, wenn der effektive Anstellwinkel kleiner wird;

und das sich dadurch auszeichnet, daß es beinhaltet, daß;

- erste Mittel (10) unentwegt den effektiven Anstellwinkel (α) des Flugzeuges (1) liefern;

- zweite Mittel (12), sollte der effektive Anstellwinkel den ersten Schwellenwert (αο) überschreiten, eine erste Befehlsfolge zum Sturzflug (ΔiHc) der regelbaren Horizontalebene (6) erzeugen, wobei die Stärke der ersten Befehlsfölge derart ist, daß, wenn die regelbare Horizontalebene unverzüglich die entsprechende Stellung einnimmt, sie die Zunahme des Steigfluges des Flugzeuges aufgrund der Geschwindigkeit der Veränderung des aerodynamischen Nickmoments oberhalb des ersten Schwellenwertes ausgleichen würde;

- dritte Mittel (14) zur Erzeugung eines Signals (ΔiHe), das die Reaktionsgeschwindigkeit der Ruder der regelbaren Horizontalebene auf die erste Befehlsfölge repräsentiert;

- vierte Mittel (15) zur Bildung der Differenz d(ΔiH) zwischen der ersten Befehlsfolge (ΔiHc) und dem Signal (ΔiHe), das die Reaktion der regelbaren Horizontalebene repräsentiert, und

- fünfte Mittel (16) zur Erzeugung einer zweiten Befehlsfolge zum Sturzflug für die Störklappen (5), ausgehend von der Differenz d(ΔiH).

2. System gemäß dem Anspruch 1, gekennzeichnet dadurch, daß zwischen den ersten (10) und zweiten (12) Mitteln eine Additionseinrichtung (11) vorgesehen ist, die es ermöglicht, dem effektiven Anstellwinkel (α) eine Phasenverschiebungskomponente (a) hinzufügen.

3. System gemäß dem Anspruch 2, gekennzeichnet dadurch, daß die Phasenverschiebungskomponente sich proportional zur Nickgeschwindigkeit des Flugzeuges verhält.

4. System gemäß dem Ahspruch 3, gekennzeichnet dadurch, daß die Phasenverschiebungskomponente sich proportional zum Differentialquotienten des effektiven Anstellwinkels des Flugzeuges verhält.

5. System gemäß einem der Ansprüche 1 bis 4, gekennzeichnet dadurch, daß die zweiten Mittel (12) aus einer Zahlentafel bestehen, die die Werte der Ruder der regelbaren Horizontalebene (6) mit den Werten des effektiven Anstellwinkels (α) des Flugzeugs (1) in Bezug setzt wobei die Werte der Ruder Null sind, wenn der Anstellwinkel (α) kleiner ist als der erste Schwellenwert (αο).

6. System gemäß einem der Ansprüche 1 bis 5, gekennzeichnet dadurch, daß es zwischen den zweiten Mitteln (12) und der regelbaren Horizontalebene (6) eine Vorrichtung (13) beinhaltet, die die Veränderungsgeschwindigkeit der ersten Befehlsfolge hinsichtlich der tatsächlichen Ausfahrmöglichkeiten der regelbaren Horizontalebene begrenzt.

7. System gemäß einem der Ansprüche 1 bis 6, gekennzeichnet dadurch, daß die dritten Mittel (14) aus einer Vorrichtung bestehen, die die Reaktionsgeschwindigkeit der Ruder der regelbaren Horizontalebene simulieren, wobei die dritten Mittel (14) die erste Befehlsfolge empfangen.

8. System gemäß einem der Ansprüche 1 bis 7, gekennzeichnet dadurch, daß die fünften Mittel (16) aus einer Zahlentafel bestehen, die die Klappenwerte der Störklappen (5) mit den positiven Werten der Differenz d(ΔiH) in Bezug setzen, wobei die Klappenwerte Null sind wenn die Differenz d(ΔiH) negativ oder Null ist.

9. System gemäß einem der Ansprüche 1 bis 8, bestimmt für ein Flugzeug, das zusätzlich über Bremsklappen (4) verfügt, gekennzeichent dadurch, daß es sechste Mittel (17) zur Erzeugung einer dritten Befehlsfolge zum Steigflug für die Bremsklappen (4) beinhaltet, wobei von der Differenz d(ΔiH) ausgegangen wird.

10. System gemäß dem Anspruch 9, gekennzeichnet dadurch, daß die sechsten Mittel (17) aus einer Zahlentafel bestehen, die die Klappenwerte der Bremsklappen (4) mit den negativen Werten Differenz d(ΔiH) in Bezug setzt, wobei die Klappenwerte Null sind, wenn die Differenz d(ΔiH) positive Werte aufweist oder Null ist.

11. Flugzeug (1), das bestimmt ist, mit einer Machzahl von mehr als 0,7 zu fliegen und das über eine durch Ruder regelbare Horizontalebene (6) sowie über Störklappen (5) verfügt, gekennzeichnet dadurch, daß es über ein System zur Fluglagenregelung bei Nickbewegung verfügt, wie es in einem der Anprüche 1 bis 10 im einzelnen bezeichnet wurde.