DE602004000856T2

DE602004000856T2 - Verfahren zum Verbessern der Manövrierbarkeit eines Flugzeugs während des Übergangs in den Steigflug

Info

Publication number: DE602004000856T2
Application number: DE602004000856T
Authority: DE
Inventors: Regis Boe; Frederic Sauvinet
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2003-12-19
Filing date: 2004-12-01
Publication date: 2006-10-12
Anticipated expiration: 2024-12-02
Also published as: EP1544101A1; US20060060699A1; CA2489799C; ATE325746T1; EP1544101B1; FR2864023A1; FR2864023B1; DE602004000856D1; CA2489799A1; US7051976B2

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Verbessern der Manövrierbarkeit eines Flugzeuges während des Übergangs in den Steigflug.
Es ist bekannt, dass manche Flugzeuge ein neigungsverstellbares Höhenleitwerk aufweisen, siehe US 4 825 375 . Ein derartiges verstellbares Höhenleitwerk wird in der Technik mit den Abkürzungen PHR (für Plan Horizontal Réglable) bzw. THS (für Trimmable Horizontal Stabiliser) bezeichnet. Genauso wie ein festes Höhenleitwerk ist ein verstellbares Höhenleitwerk mit Höhenrudern ausgestattet, die die Hinterkante des verstellbaren Höhenleitwerks bilden.
Ein verstellbares Höhenleitwerk kann in Höhentrimmungsrichtung oder in Tiefentrimmungsrichtung ausgerichtet werden, und es wird in bestimmten Flugphasen verwendet. Im horizontalen Reiseflug stehen die Höhenruder beispielsweise in aerodynamischer Verlängerung des verstellbaren Höhenleitwerks, und diese Gesamtkonstruktion kippt kontinuierlich, langsam und mit schwacher Amplitude um die Neigungsposition null herum, um alle ungewollten Nickmomente, die auf das Flugzeug ausgeübt werden, auszugleichen.
Unabhängig von der Flugphase, in der sich das Flugzeug befindet, kann der Pilot gezwungen sein, das Kommando zum Übergang in den Steigflug zu geben, beispielsweise in der Beschleunigungsphase bei niedriger Höhe nach dem Start oder im Flug, um einem Hindernis auszuweichen, zum Beispiel einem anderen Flugzeug, einem Berg, etc. In diesem Fall werden die an dem verstellbaren Höhenleitwerk angebrachten Höhenruder von dem Flugzeugpiloten so angesteuert, dass sie eine Position zur Höhentrimmung einnehmen, die einem großen Teil, wenn nicht dem gesamten Ruderausschlag zur Höhentrimmung entspricht.
Es ist leicht nachzuvollziehen, insbesondere bei Flugzeugen mit großer Masse, dass die Manövrierbarkeit des Flugzeugs nicht ausreicht, um solch einen Übergang in den Steigflug zu erlauben.
Um solch ein Problem zu lösen, könnte man selbstverständlich in Erwägung ziehen, die Leistung des Betätigungssystems der Höhenruder zu erhöhen und/oder deren Oberfläche zu vergrößern. Dies würde jedoch die Masse und die Kosten des Flugzeugs erhöhen.
Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, diese Unzulänglichkeiten zu beseitigen.
Das Verfahren zum Verbessern der Manövrierbarkeit eines Flugzeugs während des Übergangs in den Steigflug, wobei das Flugzeug ein verstellbares Höhenleitwerk aufweist, an dem Höhenruder angelenkt sind, und sich in einer Flugphase befindet, in der die Höhenruder in aerodynamischer Verlängerung des verstellbaren Höhenleitwerks stehen, zeichnet sich zu diesem Zweck gemäß der Erfindung dadurch aus, dass man vor dem Auslenken der Höhenruder für den Übergang in den Steigflug:

– das verstellbare Höhenleitwerk in Höhentrimmungsrichtung ausrichtet; und
– die Höhenruder in Tiefentrimmungsrichtung ausrichtet, so dass die Kombination aus der Höhentrimmung durch das verstellbare Höhenleitwerk und der Tiefentrimmung durch die Höhenruder eine aerodynamische Mittelkraft erzeugt, die wenigstens annähernd gleich jener Kraft ist, die von der Gesamtkonstruktion des verstellbaren Höhenleitwerks und der Höhenruder in der Flugphase vor dem Übergang in den Steigflug erzeugt wird.

Dank der vorliegenden Erfindung verschiebt man also für eine aerodynamische Wirkung vor dem Übergang in den Steigflug, die jener entspricht, die in der Flugphase vor dem Übergang in den Steigflug vorherrscht, die Position der Höhenruder, die als Ausgangspunkt für das Auslenken der Höhenruder zum Zeitpunkt des Übergangs in den Steigflug dient, in Richtung der Werte, die das Flugzeug abkippen lassen, was die Manövrierbarkeit des Flugzeugs verbessert. Außerdem verringern sich die Belastungen, denen die Höhenruder zum Zeitpunkt des Übergangs in den Steigflug ausgesetzt sind, da deren Auslenkung zum Hochziehen des Flugzeugs in Bezug zu dem verstellbaren Höhenleitwerk kleiner ist.
Das erfindungsgemäße Verfahren lässt sich in jeglicher Flugphase anwenden, die dem Übergang in den Steigflug vorausgeht. Wenn diese Flugphase ein horizontaler Reiseflug ist, in dessen Verlauf das verstellbare Höhenleitwerk und seine Höhenruder eine Nickkraft erzeugen, die fast null beträgt, bringt man die aerodynamische Mittelkraft selbst wenigstens annähernd auf null.
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 schematischer Darstellung ein ziviles Großraumflugzeug mit einem verstellbaren Höhenleitwerk.
2 zeigt schematisch drei aufeinanderfolgende Positionen des Flugzeugs, einschließlich des Beginns des Übergangs in den Steigflug.
Die 3A und 3B zeigen als schematisches Beispiel die übliche Positionierung des verstellbaren Höhenleitwerks und der an diesem befestigten Höhenruder im Reiseflug beziehungsweise ab dem Beginn des Übergangs in den Steigflug.
Die 4A und 4B zeigen schematisch zum Vergleich mit dem Beispiel der 3A und 3B eine mögliche erfindungsgemäße Positionierung des verstellbaren Höhenleitwerks und der Höhenruder vor beziehungsweise ab dem Beginn des Übergangs in den Steigflug, wobei die Ausgangsphase für den Übergang in den Steigflug der Reiseflug ist.
Das Großraumflugzeug 1, das schematisch in 1 abgebildet ist, weist eine Längsachse L-L auf und hat ein neigungsverstellbares Höhenleitwerk 2, wie dies mit Hilfe des Doppelpfeils 3 veranschaulicht ist. An der Hinterkante des verstellbaren Höhenleitwerks 2 sind Höhenruder 4 angelenkt, die sich relativ zu dem Höhenleitwerk 2 drehen können, wie dies mit Hilfe der Doppelpfeile 5 veranschaulicht ist.
In 2 sind drei Situationen I, II und II dargestellt, die das Flugzeug 1 während eines Übergangs in den Steigflug durchläuft.
In Situation I befindet sich das Flugzeug 1 im Reiseflug, wobei die Neigung seines verstellbaren Höhenleitwerks 2 null oder fast null beträgt und die Höhenruder 4 in aerodynamischer Verlängerung des verstellbaren Höhenleitwerks 2 stehen (siehe 3A). In dieser üblichen Konfiguration erzeugt die Gesamtkonstruktion aus dem verstellbaren Höhenleitwerk 2 und den Höhenrudern 4 fast keine aerodynamische Nickkraft.
Wenn das Flugzeug 1 in den Steigflug übergehen muss (Situation II in 2), betätigt der Pilot, immer noch in üblicher Weise, die Höhenruder 4 derart, dass sie eine Position zur Höhentrimmung einnehmen, die durch einen Ausschlagwinkel δq1 relativ zum verstellbaren Höhenleitwerk 2 definiert ist (siehe 3B). Die Gesamtkonstruktion des verstellbaren Höhenleitwerks 2 und der Ruder 4 erzeugt also eine aerodynamische Höhentrimmungskraft F, die ein das Flugzeug nach oben ziehendes Nickmoment entstehen lässt.
Nachdem das Flugzeug in den Steigflug übergegangen ist und sich auf einer stabilen schrägen Flugbahn befindet (Situation III in 2), werden die Höhenruder 4 in die aerodynamische Verlängerung des Höhenleitwerks 2 zurückgebracht.
Wie oben erwähnt ist es möglich, besonders wenn das Flugzeug 1 eine große Masse hat, dass dessen Manövrierbarkeit nicht ausreicht, um die Höhenruder 4 von ihrer Position in 3A in ihre ausgelenkte Position in 3B zu bringen.
Um diese Unzulänglichkeit zu beseitigen, funktioniert die vorliegende Erfindung wie in den 4A und 4B dargestellt, nämlich:

– während des Reiseflugs, der in Situation I von 2 dargestellt ist und dem Übergang in den Steigflug vorausgeht, ist das verstellbare Höhenleitwerk 2 in einem Höhentrimmungswinkel ÄiH geneigt, und
– gleichzeitig sind die Höhenruder 4 in Gegenrichtung des verstellbaren Höhenleitwerks 2 ausgestellt, das heißt in Tiefentrimmungsrichtung, und stehen somit in einem Tiefentrimmungswinkel δq2 zu dem Höhenleitwerk 2.

Bei diesem in 4A dargestellten Verfahren werden die Winkel ÄiH und δq2 so gewählt, dass die aerodynamische Kraft, die von der Kombination aus dem verstellbaren Höhenleitwerk 2 und den Höhenrudern 4 erzeugt wird, null oder fast null beträgt, wie in der Konfiguration von 3A.
Aus dem Vorstehenden ist ersichtlich, dass, wenn die Höhenruder 4 während des Übergangs in den Steigflug zur Höhentrimmung ausgelenkt sind, um die aerodynamische Höhentrimmungskraft F zu erzeugen (siehe 4B), der erste Amplitudenteil δq2 des Ausschlagwinkels δq1 mühelos und belastungsfrei erfolgt. Ferner erfahren die Höhenruder 4 relativ zu dem verstellbaren Höhenleitwerk nur einen Maximalausschlag δq3, der der Differenz δq1-δq2 entspricht.
In der erfindungsgemäßen Konfiguration, die in den 4A und 4B dargestellt ist, wird also die Manövrierbarkeit des Flugzeugs 1 während des Übergangs in den Steigflug verbessert, und die Höhenruder 4 werden aerodynamischen Belastungen ausgesetzt, die kleiner sind als jene, denen sie in der üblichen Konfiguration der 3A und 3B ausgesetzt sind.

Claims

Verfahren zum Verbessern der Manövrierbarkeit eines Flugzeugs (1) während des Übergangs in den Steigflug, wobei das Flugzeug (1) ein verstellbares Höhenleitwerk (2) aufweist, an dem Höhenruder (4) angelenkt sind, und sich in einer Flugphase befindet, in der die Höhenruder (4) in aerodynamischer Verlängerung des verstellbaren Höhenleitwerks (2) stehen, dadurch gekennzeichnet, dass man vor dem Auslenken der Höhenruder (4) für den Übergang in den Steigflug: – das verstellbare Höhenleitwerk (2) in Höhentrimmungsrichtung ausrichtet; und – die Höhenruder (4) in Tiefentrimmungsrichtung ausrichtet, so dass die Kombination aus der Höhentrimmung durch das verstellbare Höhenleitwerk (2) und der Tiefentrimmung durch die Höhenruder (4) eine aerodynamische Mittelkraft erzeugt, die wenigstens annähernd gleich jener Kraft ist, die von der Gesamtkonstruktion des verstellbaren Höhenleitwerks (2) und der Höhenruder (4) in der Flugphase vor dem Übergang in den Steigflug erzeugt wird.
Verfahren nach Anspruch 1, bei dem die Flugphase, die dem Übergang in den Steigflug vorhergeht, ein Reiseflug ist, dadurch gekennzeichnet, dass die aerodynamische Mittelkraft wenigstens annähernd null beträgt.