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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung
zur Verbesserung der Bremseffizienz eines auf dem Boden rollenden
Flugzeugs.
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EP-A-0936114 beschreibt
ein Verfahren gemäß dem Oberbegriff
des Anspruches 1.
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Es
ist bekannt, dass heutige Flugzeuge, insbesondere zivile Transportflugzeuge
einen langgestreckten Rumpf aufweisen, der durch ein in einer Mittellage
des Rumpfs angeordnetes Hauptlandefahrwerk und durch ein lenkbares
Bugfahrwerk, das im Allgemeinen als Nasenrad bezeichnet wird, auf dem
Boden abgestützt
ist. Außerdem
sind die Räder des
Hauptfahrwerks mit Bremsen versehen, während das Bugfahrwerk, das
zur seitlichen Führung
des Flugzeugs am Boden dient, ungebremste Räder aufweist.
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Durch
diese Anordnungen wird bewirkt, dass, wenn ein solches auf dem Boden
rollendes Flugzeug abgebremst wird, die von den Rädern des Hauptfahrwerks
ausgeübte
Bremskraft ein Kopflastigkeitsmoment erzeugt, das dazu tendiert,
das Hauptfahrwerk zu entlasten und das Bugfahrwerk zu belasten.
Infolgedessen übt
das Hauptfahrwerk auf den Boden keinen für eine optimale Bremseffizienz des
Flugzeugs ausreichenden Druck aus.
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Die
vorliegende Erfindung hat zur Aufgabe, diesen Nachteil zu beseitigen
und einem solchen auf dem Boden rollenden Flugzeug eine stets optimale Bremseffizienz
zu ermöglichen.
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Zu
diesem Zweck zeichnet sich gemäß der Erfindung
das Verfahren zur Verbesserung der Bremseffizienz eines auf dem
Boden rollenden Flugzeugs, wobei das Flugzeug einen langgestreckten
Rumpf umfasst, der ausgestattet ist mit:
- – einem
Hauptfahrwerk, das in einer Mittellage des Rumpfs angeordnet ist
und mit Bremsen versehene Räder
umfasst,
- – einem
lenkbaren, vor dem Rumpf angeordneten Bugfahrwerk, das zur seitlichen
Führung
des Flugzeugs am Boden dient, wobei das Bugfahrwerk ungebremste
Räder umfasst
und
- – ansteuerbare
aerodynamische Flächen,
die am Heck des Rumpfes angeordnet sind und die geeignet sind, eine
variable Abtriebskraft zu erzeugen
dadurch aus, dass:
- – in
einer Vorlaufphase ein Referenzwert für die von dem Boden auf das
Bugfahrwerk aufgebrachte vertikale Belastung bestimmt wird, wobei
der Referenzwert geeignet ist, eine für die seitliche Führung des
Flugzeugs zufriedenstellende Effizienz des Bugfahrwerks sicherzustellen,
wenn das Flugzeug auf dem Boden rollt und anschließend
- – während des
Bremsens des auf dem Boden rollenden Flugzeugs
– die von
dem Boden auf das Bugfahrwerk tatsächlich aufgebrachte momentane
vertikale Belastung gemessen wird und
– die hinteren aerodynamischen
Flächen
so angesteuert werden, dass sie einen Abtriebswert erzeugen, der
geeignet ist, die momentane vertikale Belastung auf einem Wert zu
halten, der zumindest annähernd
gleich dem Referenzwert ist.
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Auf
diese Weise wird dank der vorliegenden Erfindung ein dem Kopflastigkeitsmoment
des Bremsens entgegenwirkendes Überziehmoment
erzeugt und die Bremseffizienz des Flugzeugs erhöht – wodurch die Länge der
für das
Anhalten des Flugzeugs erforderlichen Landebahn reduziert wird – indem
die vertikale Belastung auf dem Bugfahrwerk überwacht wird, wobei eine ausreichende
seitliche Führbarkeit des
Flugzeugs durch das Bugfahrwerk erhalten bleibt. Außerdem wird
man feststellen, dass durch Ausschlag der hinteren aerodynamischen
Flächen der
Luftwiderstand des Flugzeugs erhöht
wird, was das Bremsen begünstigt.
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Der
Referenzwert für
die durch den Boden auf das Bugfahrwerk aufgebrachte vertikale Belastung
kann rechnerisch bestimmt werden oder durch experimentelle Direktmessung
am Bugfahrwerk. Er wird so gewählt,
dass eine ausreichende seitliche Kontrolle des Flugzeugs sichergestellt
werden kann und dem Steuerknüppel
ein Autoritätsspielraum
erhalten bleibt.
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Wenn
das Flugzeug als ansteuerbare hintere aerodynamische Flächen sowohl
ein einstellbares Höhenleitwerk,
als auch an dem Leitwerk angelenkte Höhenruder umfasst, kann das
Erzeugen des Abtriebswerts entweder durch Einwirken auf das einstellbare
Höhenleitwerk
erreicht werden, oder durch Einwirken auf die Höhenruder oder durch zeitgleiches
Einwirken auf das einstellbare Höhenleitwerk und
auf die Höhenruder.
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Allerdings
ist die Durchführung
des Verfahrens gemäß der vorliegenden
Erfindung besonders leicht, wenn nur die Höhenruder verwendet werden. In
der Tat muss man lediglich während
der gebremsten Rollphase des Flugzeugs dessen Kennlinie, welche
den Ausschlag der Höhenruder
in Abhängigkeit von
dem eingestellten Ausschlagbefehl angibt, so verändern, dass der Ausschlagwinkel
der Steuerflächen
einen Überziehungsschwellenwert
annimmt, wenn der Ausschlagbefehl null ist.
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Weiterhin
betrifft die vorliegende Erfindung eine Vorrichtung zur Durchführung des
oben beschriebenen Verfahrens. Neben den Mitteln, die eine Kennlinie
erzeugen, welche den Ausschlagwinkel der Höhenruder in Abhängigkeit
von einem Ausschlagbefehl angibt, wobei die Kennlinie einen Neutralpunkt hat,
kann die erfindungsgemäße Vorrichtung
Folgendes umfassen:
- – Mittel zum kontinuierlichen
Messen der auf das lenkbare Bugfahrwerk aufgebrachten vertikalen Belastung
während
das Flugzeug gebremst auf dem Boden rollt,
- – Speichermittel
in welchen der Referenzwert abgespeichert ist,
- – Vergleichsmittel,
welche die kontinuierliche Messung der vertikalen Belastung und
den Referenzwert empfangen und die Differenz aus diesen bilden,
- – Berechnungsmittel,
welche die Differenz und eine Messung der Rollgeschwindigkeit des
Flugzeugs empfangen und für
den Ausschlagwinkel der Höhenruder
einen von null verschiedenen Überziehungsschwellenwert
liefern, wenn der Ausschlagbefehl null ist, wobei der von null verschiedene Überziehungsschwellenwert
mit der Geschwindigkeit des Flugzeugs abnimmt,
- – Berechnungsmittel,
die aus dem von null verschiedenen Überziehungsschwellenwert eine
geänderte
Kennlinie bestimmen, welche den Ausschlagwinkel der Höhenruder
in Abhängigkeit
von dem Ausschlagbefehl angibt, und
- – Schaltmittel,
die es ermöglichen,
in Abhängigkeit
davon, ob die Räder
des Hauptfahrwerks gebremst oder ungebremst sind, entweder die übliche Kennlinie,
oder die geänderte
Kennlinie auf die Höhenruder
anzuwenden.
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Die
Figuren der beigefügten
Zeichnung machen gut verständlich,
wie die Erfindung ausgeführt werden
kann. Ähnliche
Elemente sind in diesen Figuren mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet.
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1 zeigt
in schematischer perspektivischer Draufsicht ein ziviles Großraumflugzeug.
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Die 2A, 2B und 2C veranschaulichen
das Verfahren der vorliegenden Erfindung.
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3 zeigt
eine übliche
Kennlinie eines Flugzeugs, die den Wert des Ausschlagwinkels δq der Höhenruder
des Flugzeugs in Abhängigkeit
von dem Ausschlagbefehl δm
anzeigt.
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Die 4 und 5 zeigen
zwei Beispiele von gemäß der vorliegenden
Erfindung veränderten Kennlinien δq, δm.
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6 ist
das Blockschaltbild eines Ausführungsbeispiels
eines Systems, welches das Verfahren gemäß der vorliegenden Erfindung
durchführt.
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Das
schematisch von 1 während des Flugs gezeigte Großraumflugzeug 1,
weist einen entlang einer Längsachse
L-L langgestreckten Rumpf 2 auf und mit Hinterkantenklappen 4 und
mit Nasenklappen an der Flügelvorderkante 5 ausgestattete Flügel 3.
Es umfasst außerdem
ein in der Neigung einstellbares Höhenleitwerk 6, wie
durch den Doppelpfeil 7 dargestellt. An der Hinterkante
des einstellbaren Höhenleitwerks 6 sind
Höhenruder 8 angelenkt, die,
wie durch die Doppelpfeile 9 dargestellt, gegenüber dem
Höhenleitwerk 6 drehbar
sind.
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Im Übrigen weist
das Flugzeug 1, wie in den 2A, 2B und 2C dargestellt,
ein Hauptlandefahrwerk 10 auf, das relativ zum Rumpf 2 in
einer Mittellage angeordnet ist und mit Rädern 11 ausgestattet,
die – in
bekannter Weise und nicht dargestellt – mit Bremsen versehen sind
und ein lenkbares Bugfahrwerk 12 (im Allgemeinen als Nasenrad
bezeichnet) das vor dem Rumpf 2 angeordnet ist und das
zur seitlichen Führung
des Flugzeugs 1 dient, wenn dieses auf dem Boden rollt.
Das Bugfahrwerk 12 umfasst ungebremste Räder 13.
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In
den 2A, 26 und 2C ist
das Flugzeug 1 in drei unterschiedlichen Situationen dargestellt,
während
es sich auf dem Boden S mit einer Geschwindigkeit V in die Richtung
A bewegt und dabei abgestützt
ist auf seinen Fahrwerken 10 und 12, deren Räder 11 und 13 auf
dem Boden S rollen. In jeder dieser Situationen erzeugen die Flügel 3 und
die zugeordneten Flügelklappen
und Nasenklappen 4, 5 einen Auftrieb gleich P,
während
das Höhenleitwerk 6 und/oder
die Höhenruder 8 einen
Abtrieb DP mit dem Wert DP1 oder DP2 erzeugen. In allen drei Situationen
unterliegt das Flugzeug 1 der Wirkung seines Gewichtes
Mxg, wobei in diesem Ausdruck M die Masse des Flugzeugs und g die
Erdbeschleunigung repräsentieren.
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In
der in 2A dargestellten Situation wurde
angenommen, dass das Flugzeug 1, das der Wirkung des Auftriebs
P, des Gewichts Mxg und eines geringen Abtriebs DP1 (aufgrund eines üblichen
Anstellwinkels des Höhenleitwerks 6 mit
den Höhenrudern 8 in
aerodynamischer Verlängerung
des Leitwerks) unterliegt, frei auf dem Boden S rollt, wobei die
Räder 11 ungebremst
sind. Dies führt
dann dazu, dass auf die Fahrwerke 10 und 12 jeweils
die vertikalen Belastungen Ftp und Fav mit den jeweiligen Werten
Ftp1 und Fav1 einwirken, wobei die auf das Bugfahrwerk 12 aufgebrachte
Belastung Fav1 für
die Führungsfunktion
des Flugzeugs 1 am Boden, die von dem Bugfahrwerk 12 ausgeübt werden
muss, geeignet ist. Selbstverständlich
hängen
die Werte von Fav1 und Ftp1 von dem Abtrieb DP1, dem Gewicht Mxg,
der Längsposition
des Schwerpunkts des Flugzeugs 1, dem Auftrieb P (das heißt von der
Geschwindigkeit V und der Konfiguration der Flügelklappen 4 und der
Nasenklappen 5) und von dem aerodynamischen Längsmoment
ab.
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In 2B wurde
angenommen, dass, ausgehend von der Situation der 2A die
Bremsen der Räder 11 des
Hauptfahrwerks 10 betätigt
werden, um eine Bremskraft B zu erzeugen, damit das Flugzeug entweder
bei einer Landung oder bei einem Startabbruch angehalten werden
kann. Diese Bremskraft erzeugt ein Kopflastigkeitsmoment CB, das
das Bugfahrwerk 12 belastet und das Hauptfahrwerk 10 entlastet,
so dass die vertikale Belastung Ftp einen Wert Ftp2 annimmt, der
kleiner als Ftp1 ist, während die
vertikale Belastung Fav einen Wert Fav2 annimmt, der größer als
Fav1 ist. Da das Hauptfahrwerk 10 entlastet wird, liegen
seine Räder 11 nicht
optimal auf dem Boden S auf und die Bremskraft B ist nach oben auf
einen nicht optimalen Wert B1 begrenzt.
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Um
die Bremskraft über
den Wert B1 vergrößern zu
können,
benutzt das Verfahren gemäß der vorliegenden
Erfindung (siehe 2C) das einstellbare Höhenleitwerk 6 und/oder
die Höhenruder 8,
um zumindest während
der Bremsung der Räder
den Abtrieb DP auf einen Wert DP2 oberhalb von DP1 zu erhöhen. Dies
führt dazu,
dass diese Auftriebserhöhung
ein Schwanzlastigkeitsmoment CDP erzeugt, das der Wirkung des Bremsmoments
CB entgegenwirkt und das bei einer Bremsung der Räder 11 des Hauptfahrwerks 10 das
Bugfahrwerk 12 entlastet und das Hauptfahrwerk 10 belastet.
Die vertikale Belastung Fav auf dem Bugfahrwerk 12 kann
dann einen Wert Fav3 annehmen, der kleiner als Fav2 ist, während die
vertikale Belastung Ftp auf dem Hauptfahrwerk 10 einen
Wert Ftp3 annehmen kann, der größer als
Ftp2 ist.
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Folglich
wird dadurch, dass dem Abtrieb DP ein Wert DP2 übertragen wird, der größer als
der übliche,
in den Situationen der 2A und 2B verwendete
Wert DP1 ist, die Belastung FTP über
den Wert Ftp2 erhöht,
so dass die Räder 11 einwandfrei auf
dem Boden S aufliegen und die Bremskraft einen Wert B2 größer als
B1 annehmen kann, wodurch das Bremsen effektiver wird. Außerdem wird
der Wert DP2 derart gewählt,
dass der von der vertikalen Belastung Fav auf dem Bugfahrwerk 12 angenommene Wert
Fav3 es dem Bugfahrwerk 12 ebenso wie Fav1 ermöglicht,
zur Führung
des Flugzeugs 1 am Boden zu dienen.
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Das
Verfahren gemäß der vorliegenden
Erfindung besteht folglich darin, dem als Referenz dienenden Wert
Fav3 durch Steuerung des Abtriebs DP die vom Boden auf das Bugfahrwerk 12 aufgebrachte vertikale
Belastung Fav nachzuführen.
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Gemäß den obigen
Ausführungen
kann die Erhöhung
des Abtriebs DP von dem Wert DP1 auf den Wert DP2 entweder durch
Einwirken des einstellbaren Höhenleitwerks 6,
oder durch Einwirken der Höhenruder 8,
oder durch kombiniertes Einwirken des einstellbaren Höhenleitwerks 6 und
der Höhenruder 8 erreicht
werden. Allerdings ist es in einer besonders einfach durchführbaren
Ausführungsform vorteilhaft,
nur die Höhenruder 8 zu
benutzen.
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Es
ist nämlich
bekannt, dass, wie durch die Kurve 14 der 3 dargestellt,
in bekannter Weise die Kennlinie des Flugzeugs 1 in einem
rechtwinkligen Achsenkreuz den Ausschlagwinkel δq der Höhenruder 8 in Abhängigkeit
von dem Ausschlagbefehl δm
am Steuerknüppel
angibt, einen im Allgemeinen linearen, kopflastig trimmenden Teil
PAP und einen ebenfalls im Allgemeinen linearen, schwanzlastig trimmenden
Teil PAC aufweist, wobei die kopflastig und schwanzlastig trimmenden
Teile in einem Neutralpunkt N miteinander verbunden sind. Bei einer Änderung
des Ausschlagbefehls δm
für kopflastige
Trimmung zwischen 0 und einem Maximalwert +δmmax (und umgekehrt zwischen
+δmmax und
0) variiert der Ausschlag der Höhenruder 8 für kopflastige
Trimmung also zwischen 0 und einem Maximalwert +δgmax (und umgekehrt zwischen
+δgmax und 0).
Ebenso variiert bei einer Änderung
des Ausschlagbefehls δm
für schwanzlastige
Trimmung zwischen 0 und einem Maximalwert –δmmax (und umgekehrt zwischen –δmmax und
0) der Ausschlag der Höhenruder 8 für schwanzlastige
Trimmung zwischen 0 und einem Maximalwert –δgmax (und umgekehrt zwischen –δgmax und
0). Es ist weiterhin bekannt, dass, wenn das Flugzeug 1 auf
dem Boden S rollt, in den bekannten normalen Situationen, die in den 2A und 2B abgebildet
sind, der Ausschlagbefehl δm
null ist (die Höhenruder 8 sind
in aerodynamischer Verlängerung
des Höhenleitwerks 6), so
dass der Ausschlagwinkel δq
ebenfalls null ist: Man befindet sich dann also am Neutralpunkt
N der Kennlinie 14, mit dem eventuell vorhandenen geringen
Abtrieb des Werts DP1 aufgrund des üblichen Anstellwinkels des
einstellbaren Höhenleitwerks 6.
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Nach
einer wichtigen Besonderheit der vorliegenden Erfindung wird, um
einen Abtriebswert DP2 zu erhalten, der größer als der Wert DP1 ist, während der
Steuerknüppel
in Neutralstellung ist, die Kennlinie 14 der 3 so
verändert,
dass der Ausschlagwinkel δq
einen Wert für
schwanzlastige Trimmung –δqo (der geeignet
ist, den Abtriebswert DP2 zu erzeugen) annimmt, wenn der Ausschlagbefehl δm null ist
(siehe die 4 und 5).
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In
dem in der 4 dargestellten Ausführungsbeispiel
ist die Kennlinie 14 in eine Kennlinie 15 abgeändert, die
einen beispielsweise geradlinigen Teil 15A aufweist, der
den Punkt δm
= 0, δq= –δqo mit dem
Punkt δm
= –δm max, δq = –δq max verbindet und
einen beispielsweise geradlinigen Teil 15B, der den Punkt δm = 0, δq = –δqo mit dem
Punkt δm
= +δm max, δq = +δq max verbindet.
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Alternativ
ist in dem von 5 gezeigten Beispiel für eine Kennlinienänderung
die Kennlinie 14 in eine Kennlinie 16 abgeändert, die
einen beispielsweise geradlinigen dazwischenliegenden Teil 16B aufweist,
der durch den Punkt δm
= 0, δq
= –δqo verläuft und
dessen Enden jeweils durch beispielsweise geradlinige Endteile 16A und 16C mit
den Punkten δm
= –δm max, δq = –δq max und δm = +δm max, δq = + δq max verbunden
sind.
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Es
muss nicht näher
dargelegt werden, dass die Kennlinien 15 und 16 der 4 und 5 lediglich
Beispiele unter vielen anderen sind.
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Da
im Übrigen
mit zunehmender Bremswirkung B die Vorschubgeschwindigkeit V des
Flugzeugs 1 auf dem Boden S abnimmt, führt dies dazu, dass der Wert
des Auftriebs P abnimmt und dementsprechend den Wert der Belastungen
Ftp und Fav erhöht
und dass, um denselben Wert Fav3 der vertikalen Belastung Fav auf
dem Bugfahrwerk 12 zu erhalten, der Wert DP2 des Abtriebs
DP ebenfalls dementsprechend abnehmen muss. Der Wert DP2 muss also
mit der Vorschubgeschwindigkeit V des Flugzeugs 1 abnehmen,
so dass das Gleiche für
den Absolutwert |δqo|
des Ausschlagwinkels –δqo gilt,
der den Abtriebswert DP2 erzeugt, wenn der Ausschlagbefehl δm null ist.
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In 6 ist
das Blockschaltbild eines Systems dargestellt, das zur Durchführung des
Verfahrens gemäß der vorliegenden
Erfindung geeignet ist. Dieses System umfasst:
- – eine bekannte
Vorrichtung 17, welche die übliche Kennlinie 14 (oder
jede andere analoge Kennlinie) mit einem Neutralpunkt N, bei dem δm = 0 und δq = 0 ist,
erzeugt;
- – eine
Schaltvorrichtung 18, die einen Ruhestromkontakt a umfasst,
mit dem die Vorrichtung 17 über einen Gradientenbegrenzer
(beispielsweise 20°/s)
verbunden ist, wobei die Schaltvorrichtung 18 einen weiteren
Arbeitskontakt b und einen gemeinsamen Kontakt c umfasst, der mit
der Steuerkette der Höhenruder 8 verbunden
ist;
- – eine
Vorrichtung 20, um einen Befehl zum Bremsen der Räder 11 des
Hauptlandefahrwerks 10 zu erzeugen, wobei die Vorrichtung 20 über einen Zähler 21 das
Kippen der Schaltvorrichtung 18 aus ihrer Ruhestellung
in ihre Arbeitsstellung steuert;
- – Mittel 22 zur
Messung der während
des Rollens des Flugzeugs 1 auf dem Boden S auf das lenkbare
Bugfahrwerk 12 aufgebrachten tatsächlichen vertikalen Belastung
Fav, wobei die Mittel beispielsweise vom Typ eines Belastungssensors oder
eines Drucksensors sind;
- – Speichermittel 23,
in welchen der Referenzwert Fav3 für die vertikale Belastung Fav
abgespeichert ist;
- – Vergleichsmittel 24,
die an ihren Eingängen
jeweils den Referenzwert Fav3 aus den Speichermitteln 23 und
die Messung der vertikalen Belastung Fav über einen Filter 25 aus
den Messmitteln 22 empfangen;
- – einen
Multiplikator 26, der es ermöglicht, das von den Vergleichsmitteln 24 bereitgestellte
Differenzsignal mit einem Koeffizienten K zu multiplizieren, der
konstant, oder eine Funktion der Geschwindigkeit V ist und der repräsentativ
ist für
die Wirksamkeit der Höhenruder 8 auf
die vertikale Belastung Fav, die auf das Bugfahrwerk 12 aufgebracht
wird;
- – einen
Rechner 27, der das von dem Multiplikator 26 bereitgestellte
Signal und ein für
die tatsächliche
Geschwindigkeit des Flugzeugs 1 repräsentatives Signal empfängt und
den Absolutwert |δqo| erzeugt,
der mit der Geschwindigkeit V abnimmt und der geeignet ist, zu jedem
Zeitpunkt den Abtrieb DP2 sicherzustellen, der erforderlich ist,
um auf dem Bugfahrwerk 12 den gewünschten Belastungswert zu erhalten;
- – einen
Gradientenbegrenzer 28 (beispielsweise 5°/s), der
den Absolutwert |δqo|
empfängt
und
- – Berechnungsmittel 29,
die aus dem von dem Gradientenbegrenzer 28 empfangenen
Absolutwert |δqo|
die Kennlinie 15 oder 16 (oder jede andere analoge
Kennlinie) bestimmen und sie an den Arbeitskontakt b der Schaltvorrichtung 18 ausgeben.
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Auf
diese Weise steht, wenn das Flugzeug 1 ohne zu bremsen
auf dem Boden S rollt, die Kennlinie 14 (oder jede analoge
Kennlinie mit Neutralpunkt N) für
die Ansteuerung der Höhenruder 8 durch
die Kette 17, 19, a und c zur Verfügung.
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Wenn
hingegen ein durch die Vorrichtung 20 erzeugter Bremsbefehl
für die
Räder 11 des
Hauptfahrwerks 10 von dem Zähler 21 für einen
vorbestimmten Zeitraum veranlasst wird, kippt der Letztere die Schaltvorrichtung 18,
so dass dann der gemeinsame Kontakt c mit dem Kontakt b verbunden
ist. In diesem Fall erscheint an dem gemeinsamen Kontakt c die Kennlinie 15 (oder
die Kennlinie 16 – oder
jede andere Kennlinie mit einem Punkt δm = 0, δq = –δqo), um die Höhenruder 8 anzusteuern.
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Wenn
der Bremsbefehl beendet wird, kippt die Schaltvorrichtung 18 wieder,
so dass die Kontakte a und c wieder verbunden sind und die Kennlinie 14 ist
wieder an dem gemeinsamen Kontakt c verfügbar. Der Gradientenbegrenzer 19 ermöglicht es,
das zusätzliche
Moment für
schwanzlastige Trimmung zu beseitigen, wenn das Bremsmoment CB verschwindet.
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Das
System zur Verbesserung der Bremseffizienz eines Flugzeugs gemäß der vorliegenden
Erfindung ist nicht auf die in 6 schematisch
dargestellte, zum besseren Verstehen der Erfindung beispielhaft
gegebene Ausführungsform
beschränkt. Beispielsweise
könnte
das System der 6 so verändert werden, dass die die
Kennlinie 14 erzeugende Vorrichtung 17 und der
die Kennlinien 15 oder 16 erzeugende Rechner 27 gemeinsame
Teile haben.