DE2924742A1

DE2924742A1 - Grossflugzeug, insbesondere in schulterdeckerbauart

Info

Publication number: DE2924742A1
Application number: DE19792924742
Authority: DE
Inventors: Heinz Ing Grad Guenter; Gerhard Dr Kriechbaum; Hubert Dipl Ing Krojer; Rudolf Dipl Ing Matecki; Johannes Dr Spintzyk
Original assignee: Dornier GmbH
Current assignee: Dornier GmbH
Priority date: 1979-06-20
Filing date: 1979-06-20
Publication date: 1981-01-15
Also published as: DE2924742C2; US4638962A

Description

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7990 Frxedrichshafen

Reg. 2464

Großflugzeug, insbesondere in Schulterdeckerbauart

Die Erfindung betrifft Großflugzeuge, insbesondere in Schulterdeckerbauart, mit einem einziehbaren und steuerbaren Hauptfahrwerk und Mitteln zur Hochauftriebserzeugung.

Sowohl bei Passagierflugzeugen, als auch insbesondere bei Transportflugzeugen, zeigt sich bezüglich der Zunahme der Abmessungen eine steigende Tendenz. Gründe für die Größenzunahme sind einerseits die damit erreichbare verbesserte Wirtschaftlichkeit und andererseits die Notwendigkeit durch Großflugzeuge einer drohenden Überlastung der Luftstraßen entgegenzuwirken. Der Anstieg des Verkehrsaufkommens gewährleistet zudem die Auslastung derartiger Flugzeuge. Besondere Zunahmen sind in Zukunft auf dem Sektor des Luftfrachtverkehrs zu erwarten.

Aus der Größen- und damit auch Gewichtszunahme ergeben sich für solche Flugzeuge eine Reihe von Forderungen, die zu

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einem wesentlichen Teil die Auslegung und Anordnung des Flugzeugfahrwerkes in Abhängigkeit von der Zellenstruktur betroffen.

Besondere Beachtung muß dabei der Einleitung der speziell beim Landestoß und allgemein beim Rollen des Flugzeuges am Boden auftretenden Kräfte in die Zellenstruktur und dem Verschleiß der Reifen der Fahrwerksräder, sowie der Auslegung der Fahrwerksbeine, insbesondere in bezug auf Federwege und Federungsdämpfung, zukommen.

Günstige Verhältnisse bezüglich Zellenstruktur und Fahrwerk könnten mittels der Aufteilung des Fahrwerkes in eine verhältnismäßig große Anzahl von Fahrwerkseinheiten und deren Verteilung auf einen großen Bereich in Richtung der Längserstreckung des Flugzeuges in zwei oder mehreren Reihen, erzielt werden.

Einer solchen Ausführung ist jedoch die bei Start und Landung zur Anstellung des Tragflügels erforderliche Rotation

um die Flugzeugquerachse hinderlich. Die einzelnen Fahrwerkseinheiten müßten aus Gründen der sich mit der Rotation ändernden Lastverteilung am Fahrwerk in bezug auf die Federwege und Federungsdämpfung einen untereinander unterschiedlichen Au fbau au fwe i sen.

Bei bekannten Ausführungen des Fahrwerkes für schwere Flug-

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zeuge sind daher die Fahrwerksräder bzw. Fahrwerkseinheiten vorwiegend in Richtung der Flugzeugquerachse verteilt angeordnet, wobei die Fahrwerke sowohl in den Flugzeugrumpf als auch in die Tragflügel eingezogen werden.

Es ist ferner auch ein einziehbares Fahrwerk für schwere Flugzeuge bekannt, bei dem, bezogen auf die FlugzeuglängserStreckung, eine größere Anzahl von Fahrwerkseinheiten in je einer Reihe zu beiden Seiten der Flugzeugsymmetrieebene angeordnet sind. Hierbei müssen die Fahrwerkseinheiten die genannten unterschiedlichen Federungswege aufweisen, so daß sämtliche Fahrwerkseinheiten einen untereinander unterschiedlichen Aufbau aufweisen.

Die bekannten, vorwiegend in Richtung der Flugzeugquerachse verteilt angeordneten Fahrwerke bzw. Fahrwerkseinheiten erfordern große Rollbahnbreiten und gegebenenfalls Fahrwerksgondeln an den Tragflügeln für die Bildung von Einfahrräumen. Eine Tandemanordnung der Fahrwerksräder führt zu hohem Reifenverschleiß beim Kurvenrollen des Flugzeuges am Boden, sofern die Fahrwerksräder nicht lenkbar sind. Darüber hinaus stellen bei den bekannten Fahrwerksausbildungen mit in Flugzeugquerebene verteilt angeordneten Fahrwerkseinheiten die geringere Richtungsstabilxtät und das Heckkippen des Flugzeuges beim Beladen besondere Kriterien dar.

Aufgabe der Erfindung ist es, Großflugzeuge so auszubilden,

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daß die Einleitung der Lasten über das Fahrwerk in die Zellenstruktur auf einen möglichst großen Bereich längs des Flugzeuges verteilt ist, bei gleichzeitig größtmöglicher Vereinfachung des Aufbaues des Fahrwerkes und geringstmöglichem Raumbedarf im Einfahrzustand. Die gestellte Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die Vereinigung folgender Maßnahmen gelöst, und zwar

a) das einziehbare Hauptfahrwerk ist durch eine Vielzahl

in Reihen längs des Flugzeugrumpfes angeordneter und auf einen sich vorwiegend in Flugzeuglängsrichtung erstreckenden Bereich verteilter Fahrwerkseinheiten gebildet,

b) die Fahrwerkseinheiten weisen einen gleichen Aufbau mit gleichen Abmessungen auf und

c) die Startphase bzw. Landephase wird unter Anwendung des Verfahrens der Direktauftriebssteuerung (DLC) durch Zuschalten der Auftriebs- bzw. Hochauftriebsmittel bei vorbestimmten Auftriebsverhältnissen mit Einstellung und Aufrechterhaltung einer Längsneigung des Flugzeuges bzw. dessen Fahrwerkes parallel zur Rollbahn durchgeführt.

Die Maßnahmen entsprechend der Erfindung geben die Möglichkeit, eine große Anzahl von Fahrwerkseinheiten über einen großen Bereich, bezogen auf die FlugzeuglängserStreckung, verteilt anzuordnen und die Fahrwerkslasten verteilt in die Zellenstruktur einzuleiten. Mit Hilfe der eingesetzten Direktauftriebssteuerung (DLC) ist eine Anordnung von Fahrwerkseinheiten in Richtung der Flugzeuglängsachse weitgehend frei

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wählbar. Bei der Direktauftriebssteuerung entfällt bei Start und Landung die sonst erforderliche Rotation des Flugzeuges um seine Querachse für die Anstellwinkeländerung. Daher können sämtliche Fahrwerkseinheiten in bezug auf ihren Aufbau und ihrer Abmessungen (Federung, Federungsdämpfung) gleich ausgebildet werden. Infolge der geringen Spurweite derartiger Fahrwerke in Verbindung mit der Ansteuerung der Fahrwerksräder für das Kurvenrollen des Flugzeuges am Boden sind Start- bzw. Landebahnen üblicher Breite ausreichend. Durch die gleichmäßige Verteilung der Fahrwerkslasten auf einen großen Bereich der Zellenstruktur in Flugzeuglängsrichtung wird die örtliche Beanspruchung der Struktur beim Rollen des Flugzeuges am Boden und beim Landestoß wesentlich verringert. Die beim Beladen des Flugzeuges auftretenden Heckkippmomente sind durch die Anordnung des Fahrwerkes unkritisch.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung dargestellt. Es zeigt:

Fig. la und Ib ein Großflugzeug in Verbindung mit dem

Fahrwerk in Seiten- bzw. Vorderansicht, schematisiert dargestellt,

Fig. 2a und 2b die Gesamtanordnung des Flugzeugfahrwerkes

in Seitenansicht bzw. Draufsicht, ebenfalls in schematascher Darstellung,

Fig. 3 in einem Querschnitt durch den Flugzeug—

rumpf konstruktive Einzelheiten des Flugzeugfahrwerkes ,

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Fig. 4 das Flugzeug in perspektivischer Darstellung

in Verbindung mit den für die Direktauftriebssteuerung betätigbaren Steuerflächen und

Fig. 5 in einem Blockdiagramm das Flugzeugsteuersystem in vereinfachtem Aufbau.

Bei dem in der Zeichnung beispielsweise dargestellten Flugzeug handelt es sich um eine Frachtversion mit einem Abfluggewicht in einem Bereich um 1000 Tonnen.

Wie aus den Fig. la bis 2b zu erkennen ist, sind das Flugzeug insgesamt mit 1, der Tragflügel mit 2 und die Triebwerke mit 3 bezeichnet. Längs des Flugzeugrumpfes 5 ist das Hauptfahrwerk 6 und am Flugzeugbug das Bugfahrwerk 7 angeordnet.

Das Hauptfahrwerk setzt sich, wie Fig. 2a bzw. 2b zeigt, aus zwei Reihen A bzw. B von Fahrwerkseinheiten 8 zu beiden Seiten der Flugzeugsymmetrieebene E-E zusammen. Zu jeder der Fahrwerkseinheiten 8 gehören Zwillings-Fahrwerksräder 8a bzw. 8b auf einer gemeinsamen Radachse 9. Das Bugfahrwerk 7 besteht aus einer Fahrwerkskomponente 8 mit den Fahrwerksrädern 8a bzw. 8b. Wie die Fig. 2a ferner zeigt, ist das Hauptfahrwerk 6 auf einen Bereich X verteilt angeordnet, wobei die Mitte dieses Bereiches annähernd von einer den Schwerpunkt S_ enthaltenden senkrechten Querebene geschnitten wird.

Gemäß Fig. 3 ist eine der untereinander gleich ausgebildeten

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Fahrwerkseinheiten 8 im einzelnen dargestellt. Jede der Fahrwerkseinheiten 8 weist ein Fahrwerksbein 10 auf, das über 'ein Fahrwerksjoch 11 und einen Schwenklagerbolzen 12 an einem Lagervorsprung der Zellenstruktur angreift. Das Fahrwerksbein 10 enthält die hydraulisch arbeitende Radlenkeinrichtung 15, die elektrisch angesteuert wird. Da die Radlenkeinrichtungen einen allgemein üblichen Aufbau aufweisen, sind diese hier der Vereinfachung halber nicht näher beschrieben.

Die Federung mit Dämpfung ist im Fahrwerksbein 10 untergebracht. Es ist ferner für das Einziehen bzw. Ausfahren der Fahrwerkseinheiten 8 ein hydraulisch betätigter Arbeitszylinder 20 vorgesehen. Abgestützt wird das Fahrwerk durch eine Knickstrebe 18. Die Fahrwerkseinheiten 8 werden in die Einfahrräume 19 zwischen zwei Hauptspanten 21 einfahren. Die Fahrwerkseinheiten 8 sind unterhalb und seitlich der Flugzeugsymmetrieebene E-E angeordnet, so daß die Fahrwerkslasten tangential in die Rumpfstuktür, d.h. in die Hauptspante 21 eingeleitet werden. In strichpunktierten Linien ist in Fig. 3 die Einfahrstellung einer der Fahrwerkseinheiten 8 gezeigt. Es ist zu erkennen, daß die Radachsen 9 gegenüber der Ausfahrstellung in eingefahrenem Zustand um 90 gedreht liegen. Die Einfahrräume 19 sind durch Klappen 25 abschließbar.

In Fig. 4 und 5 sind die zur Direktauftriebssteuerung dienen-

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den Flugzeugsteuerklappen und die zugehörigen Ansteuerungen vereinfacht dargestellt.

Hierbei enthält die Flugzeugsteuerung am Tragflügel 2 innen bzw. außen liegende Klappen 28 bzw. 29 für die Direktauftriebs-, Manöver- und Böenlaststeuerung, sowie Störklappen 30, die ebenfalls zur Direktauftriebssteuerung dienen. Ferner sind am Tragflügel 2 noch Steuerklappen 27 zur Roll- und Direktauftriebssteuerung vorgesehen. Mit 31 ist hierbei noch das Flugzeughöhenruder und mit 32 das Steuerorgan für den Piloten bezeichnet.

Wie aus Fig. 5 näher hervorgeht, ist für die Direktauftriebssteuerung eine Signalanpassung für die Steuerbefehle, ausgehend vom Steuerorgan 32 des Piloten und Meßsensoren 38 vorgesehen, deren Ausgänge an einen Bordrechner 39 für die Signalverarbeitung gelegt sind. Die Sensoren 38 können beispielsweise Einrichtungen für die Messung des Staudruckes oder bei einer anderen Ausführung Einrichtungen für die Messung der Änderung der Fahrwerkslasten sein. Vom Bordrechner 39 werden schnellwirkende Stelleinrichtungen (Stellmotore) 41 bzw. 41· angesteuert, mittels denen die Verstellung der Klappen 27, 28, 29 bzw. 30 bewirkt wird. Bei Anwendung des unter der Bezeichnung "Direktauftriebssteuerung" (DLC = Direct Lift Control) bekannten Verfahrens wird das Flugzeug unter Beibehaltung seiner Bodenrollage, bei welcher sämtliche Räder des Fahrwerkes 6 bzw. 7 Berührung mit der Rollbahn haben, ohne Rotation, d.h. ohne Be-

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wegung um die Flugzeugquerachse gestartet. Dazu werden während der Startphase, d.h. bei Erreichen einer vorbestimmten Rollgeschwindigkeit die Auftrieb liefernden Klappen 27, 28 bzw. 29 aus ihrer Neutrallage in Auftriebsstellung verstellt. Zur Direktauftriebssteuerung können sowohl die innen- als auch außenliegenden Klappen 27, 28 bzw. 29 und auch die Störklappen 30 herangezogen werden. Die Klappen werden dabei mit einer vorgegebenen Geschwindigkeit verstellt. Zur Stützung der einzuhaltenden Längslage des Flugzeuges kann es erforderlich sein, die Höhenleitwerksklappe 31 in eine Ausschlagstellung zu bringen.

Die im Sinne einer Flugzeugbewegung mit achsparalleler Versetzung in bezug auf die Längsneigung der Längslage des Flugzeuges während der Startphase wird bis zu einer vorbestimmten Flughöhe über den Rollvorgang hinaus beibehalten. An die Direktauftriebssteuerphase schließt dann für den weiteren Ablauf des Startvorganges die übliche, durch die Verstellung der Höhenleitwerksflosse 31 bewirkte Rotation des Flugzeuges um seine Querachse zur Anstellung des Flugzeugtragflügels 2 an.

Die Zuschaltung der Auftrieb liefernden Klappen 27, 28, 29 bzw. 30 während der Start- bzw. Landephase kann durch entsprechende Steuerbefehle des Piloten über das Steuerorgan bei Erreichen der erforderlichen Auftriebsverhältnisse nach der Anzeige von Meßgeräten von Hand durchgeführt werden.

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Die Zuschaltung bzw. Verstellung der Klappen kann gemäß der Ausführungsform nach Fig. 5 auch automatisch erfolgen. Dazu werden über ein vom Piloten zu betätigendes Schaltorgan 42 die Sensoren 38 an den Bordrechner 39 angeschlossen. Aus den Ausgangsgrößen der Sensoren werden im Bordrechner Signale zur Ansteuerung von Stelleinrichtungen 41 bzw. 41· der Klappen 27, 28, 29 bzw. 30 gebildet und diese in Abhängigkeitiden gemessenen Werten innerhalb eines vorgegebenen Wirkungsbereiches automatisch verstellt. Die Zurückführung der Klappen 27, 28, 29 bzw. 30 erfolgt entweder durch den Piloten von Hand oder aber ebenfalls in Abhängigkeit von den Sensoren.

Für die Landephase mit Direktauftriebssteuerung ohne Rotation des Flugzeuges um seine Querachse werden die Stellmotoren 41' durch die Sensoren 38 über den Bordrechner 39 derart angesteuert, daß die Klappen 27, 28, 29 bzw. 30 ein horizontales Aufsetzen des Flugzeuges mit annähernd gleichzeitiger Bodenberührung der Räder sämtlicher Fahrwerkseinheiten bewirken und zur Abbremsung des Flugzeuges beitragen.

Die Direktauftriebssteuerung erlaubt somit, Flugzeuge unter Beibehaltung der horizontalen Längslage ohne Rotation um ihre Querachse zu starten bzw. zu landen, und zwar bei Verwendung einer Fahrwerksausbildung, die eine Vielzahl von überwiegend auf einen Bereich längs des Flugzeuges verteilt angeordnete Fahrwerkseinheiten aufweist und damit eine ein-

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wandfreie Einleitung der Lasten in die Zellenstruktur mit untereinander gleichem Aufbau und gleichen Abmessungen der Fahrwerkseinheiten ermöglicht.

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Claims

DORNIER GMBH

Friedrichshafen 2 92 A 7

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Patentansprüche z

1. Großflugzeug, insbesondere in Schulterdeckerbauart, mit einem einziehbaren und steuerbaren Hauptfahrwerk und Mitteln zur Hochauftriebserzeugung, gekennzeichnet durch die Vereinigung folgender Maßnahmen, und zwar

a) das einziehbare Hauptfahrwerk (6) ist durch eine Vielzahl in Reihen (A bzw. B) längs des Flugzeugrumpfes (5) angeordneter und auf einen sich vorwiegend in Flugzeuglängsrichtung erstreckenden Bereich (X) verteilter Fahrwerkseinheiten (8) gebildet,

b) die Fahrwerkseinheiten (8) weisen einen gleichen Aufbau mit gleichen Abmessungen auf und

c) die Startphase bzw. Landephase wird unter Anwendung des Verfahrens der Direktauftriebssteuerung (DLC) durch Zuschalten der Auftriebs- bzw. Hochauftriebsmittel (27, 28, 29, 30) bei vorbestimmten Auftriebsverhältnissen mit Einstellung und Aufrechterhaltung einer Längsneigung des Flugzeuges bzw. dessen Fahrwerkes pare1IeI zur Rollbahn durchgeführt.

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2. Großflugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Zuschalten der Auftriebs- bzw. Hochauftriebsmrttel (27, 28, 29, 30) während der Start- bzw. Landephase in Abhängigkeit von den durch eine Staudruckmesseinrichtung (38) gemessenen Werte bewirkt wird.

3. Großflugzeug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Zuschaltung der Auftriebs- bzw. Hochauftriebsmittel (27, 28, 29, 30) in Abhängigkeit von vorgegebenen Größen der Fahrwerksbelastung bewirkt wird.

4. Großflugzeug nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß aus den von den Sensoren (38) gemessenen Werten über eine Signalaufbereitung (39) Steuersignale zur Ansteuerung von Stelleinr .chtungen (41, 41') der Auftriebsmittel (27, 28, 29 bzw. 30) gebildet werden.

5. Großflugzeug nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß für die Zuschaltung der Sensoren (38) ein getrennt bedienbares Schaltorgan (42) vorgesehen ist.

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