DE102020119142B4

DE102020119142B4 - Gust load reduction system in aircraft

Info

Publication number: DE102020119142B4
Application number: DE102020119142.1A
Authority: DE
Inventors: Guido Weber; Frank Kronburger; Axel Hartmann; Cornelius Fink
Original assignee: Liebherr Aerospace Lindenberg GmbH
Current assignee: Liebherr Aerospace Lindenberg GmbH
Priority date: 2020-07-21
Filing date: 2020-07-21
Publication date: 2024-09-26
Anticipated expiration: 2040-07-22
Also published as: DE102020119142A1

Abstract

Böenlastminderungssystem (100) eines Flugzeugs (200), wobei das System (100) eine Steuereinheit (110) und einen oder mehrere mit der Steuereinheit (110) assoziierte Beschleunigungssensoren (120) aufweist, wobei die Steuereinheit (110) mit einem Stellantrieb (230) einer Steuerfläche (250) des Flugzeugs (200) signalverbunden und ausgebildet ist, das Auftreten von Böen oder Turbulenzen anhand von Signalen der Sensoren (120) zu erkennen und auf dieser Grundlage den Stellantrieb (230) so anzusteuern oder so in die Steuerung des Stellantriebs (230) einzugreifen, dass durch die Böen oder Turbulenzen resultierende Lasten auf Komponenten des Flugzeugs (200) reduziert werden, und wobei sowohl die Steuereinheit (110) als auch die Beschleunigungssensoren (120) dezentral am Flugzeug (200) angeordnet sind und dass die Steuereinheit (110) räumlich und funktional von einem zentralen Flugsteuerungsrechner (240) des Flugzeugs (200) getrennt ist, dadurch gekennzeichnet, dass die dezentralen Steuereinheiten (110) und die signalverbundenen Stellantriebe (230) jeweils von einer gemeinsamen baulichen Einheit umfasst sind, wobei die dezentralen Steuereinheiten (110) und die assoziierten Sensoren (120) jeweils von einer gemeinsamen baulichen Einheit umfasst sind.Gust load reduction system (100) of an aircraft (200), wherein the system (100) has a control unit (110) and one or more acceleration sensors (120) associated with the control unit (110), wherein the control unit (110) is signal-connected to an actuator (230) of a control surface (250) of the aircraft (200) and is designed to detect the occurrence of gusts or turbulence based on signals from the sensors (120) and, on this basis, to control the actuator (230) or to intervene in the control of the actuator (230) in such a way that loads on components of the aircraft (200) resulting from the gusts or turbulence are reduced, and wherein both the control unit (110) and the acceleration sensors (120) are arranged decentrally on the aircraft (200) and that the control unit (110) is spatially and functionally independent of a central flight control computer (240). of the aircraft (200), characterized in that the decentralized control units (110) and the signal-connected actuators (230) are each comprised of a common structural unit, wherein the decentralized control units (110) and the associated sensors (120) are each comprised of a common structural unit.

Description

Die Erfindung betrifft ein System zur Böenlastminderung in Flugzeugen.The invention relates to a system for gust load reduction in aircraft.

Aufgrund der Tendenz zur aerodynamischen Effizienzsteigerung von Verkehrsflugzeugen umfassen moderne Flugzeugentwürfe immer leichtere, dünnere und schlankere Flügel mit großen Streckungen und Spannweiten. Damit werden die Flügel flexibler und reagieren mit großen elastischen Verformungen auf äußere Kräfte. Um die resultierenden Strukturbelastungen zu reduzieren, greift man im Stand der Technik zunehmend auf aktive Lastreduzierungssysteme zurück, welche automatisch auf vorhandene Steuerflächen des Flugzeugs einwirken, und zwar in einer Weise, die zu einer Lastabminderung führt.Due to the trend towards increasing the aerodynamic efficiency of commercial aircraft, modern aircraft designs include increasingly lighter, thinner and slimmer wings with large aspect ratios and spans. This makes the wings more flexible and reacts to external forces with large elastic deformations. In order to reduce the resulting structural loads, the state of the art increasingly relies on active load reduction systems, which automatically act on the aircraft's existing control surfaces in a way that leads to a load reduction.

Bekannte Systeme zur aktiven Strukturlastminderung lassen sich in zwei Gruppen unterteilen, nämlich in die sogenannten Manöverlastminderungssysteme (MLA - maneuver load alleviation) einerseits und die sogenannten Böenlastminderungssysteme (GLA - gust load alleviation) andererseits.Known systems for active structural load reduction can be divided into two groups, namely the so-called maneuver load alleviation systems (MLA) on the one hand and the so-called gust load alleviation systems (GLA) on the other.

Bei Manöverlastminderungssystemen besteht das Ziel darin, quasi-stationäre Lasten auf Flügel abzumindern, die durch Piloteneingaben entstehen. Diese Art der Lastminderung ist üblicherweise als reine Vorsteuerung basierend auf den Piloteneingaben umgesetzt. Oft wird beispielsweise in der Nicksteuerung aus dem kommandierten Delta des Lastvielfachen, zusätzlich zu dem Kommando an das Höhenruder, ein Tiefpass-gefiltertes gleichsinniges Querruder-Kommando generiert. Somit können Auftriebsanteile vom Außenflügel hin zur Flügelwurzel verschoben werden, was zu einer Verminderung des Biegemoments an der Flügelwurzel führt. Diese Art der Lastminderung erfordert eine enge funktionale Verflechtung mit der Basis-Flugregelung zur Steuerung der Flugbahn, weshalb eine Umsetzung dieser Funktion im zentralen Flugsteuerungsrechner (FCC - flight control computer) konsequent und sinnvoll ist.The aim of maneuver load reduction systems is to reduce quasi-stationary loads on wings that arise from pilot inputs. This type of load reduction is usually implemented as pure feedforward control based on the pilot inputs. For example, in pitch control, a low-pass filtered aileron command in the same direction is often generated from the commanded delta of the load multiple, in addition to the command to the elevator. This allows lift components to be shifted from the outer wing to the wing root, which leads to a reduction in the bending moment at the wing root. This type of load reduction requires close functional integration with the basic flight control system for controlling the flight path, which is why implementing this function in the central flight control computer (FCC) is consistent and sensible.

Aus dem Stand der Technik bekannte Systeme sind beispielweise aus der US 5 875 998 A , US 2004 / 0 079 835 A1 oder der WO 2007/ 084 679 A2 bekannt.State-of-the-art systems are known, for example, from the US 5 875 998 A , US 2004 / 0 079 835 A1 or the WO 2007/ 084 679 A2 known.

Bei Böenlastminderungssystemen, welche den Gegenstand der vorliegenden Erfindung darstellen, steht die Verringerung von Lasten auf Flügel, Leitwerke und den Rumpf im Fokus, welche durch äußere Einflüsse wie Turbulenzen oder Böen verursacht werden. Ziel ist die Verringerung von Ermüdungslasten auf die Flugzeugstruktur und die Erhöhung des Passagierkomforts.Gust load reduction systems, which are the subject of the present invention, focus on reducing loads on the wings, tail units and fuselage caused by external influences such as turbulence or gusts. The aim is to reduce fatigue loads on the aircraft structure and to increase passenger comfort.

Böenlastminderungssysteme funktionieren in der Regel durch die Ansteuerung von Höhenrudern, Querrudern und Spoilern auf der Grundlage von Signalen von Beschleunigungssensoren und Anstellwinkelsensoren, die im Rumpfbereich des Flugzeugs installiert sind. Anhand der Signale der Sensoren werden Böen oder Turbulenzen erkannt. Die Signale werden im zentralen Flugsteuerungsrechner zu Kommandos an die genannten Steuerflächen verarbeitet. Somit erfolgt die Bestimmung der Lastabminderungskomponente des Stellsignals im zentralen Flugsteuerungsrechner.Gust load reduction systems usually work by controlling elevators, ailerons and spoilers based on signals from acceleration sensors and angle of attack sensors installed in the fuselage area of the aircraft. Gusts or turbulence are detected using the signals from the sensors. The signals are processed in the central flight control computer into commands for the control surfaces mentioned. The load reduction component of the control signal is thus determined in the central flight control computer.

Die Vorhersage- und Messverfahren solcher Böenlastminderungssysteme haben allerdings nur eine begrenzte Genauigkeit und ermöglichen eine Minderung der Strukturbelastungen im Wesentlichen nur an der Flügelwurzel. Bei asymmetrischer Verteilung von Lasten, beispielsweise durch eine ungleiche Böeneinwirkung auf beide Flügel, kann es durch zu große Ausschläge gar zu einer Verstärkung der Lasteinleitung in die Struktur kommen.However, the prediction and measurement methods of such gust load reduction systems have only limited accuracy and essentially only allow a reduction in structural loads at the wing root. If loads are distributed asymmetrically, for example due to unequal gust impact on both wings, excessive deflections can even lead to an increase in the load introduction into the structure.

Etwas konkreter betrachtet besteht ein Nachteil bekannter Systeme zur Böenlastminderung darin, dass die Sensorik durch die Massenträgheit des Flugzeugrumpfs und der Platzierung der Sensoren die Böen und Turbulenzen erst sehr spät erkennt und somit die Gegenregelung langsam ist. Zudem können böeninduzierte Lastverteilungen über die Spannweite des Flugzeugs nicht erfasst werden, sodass es zu einer lokalen Über- bzw. Unterkompensation kommt.Looking at it more specifically, one disadvantage of known systems for gust load reduction is that the sensors only detect gusts and turbulence very late due to the inertia of the aircraft fuselage and the placement of the sensors, and thus the counter-control is slow. In addition, gust-induced load distributions across the wingspan of the aircraft cannot be recorded, resulting in local over- or under-compensation.

Ein weiterer Nachteil bekannter Systeme zur Böenlastminderung besteht darin, dass diese Systeme nicht in der Lage sind, böeninduzierte Schwingungen im Flügel schnell und nachhaltig zu dämpfen.A further disadvantage of known gust load reduction systems is that these systems are not able to dampen gust-induced vibrations in the wing quickly and sustainably.

Insbesondere in Anbetracht der Tendenz zu immer dünneren Flügeln mit immer größerer Streckung wäre es wünschenswert, diese Nachteile bekannter Böenlastminderungssysteme zu beheben, was die Aufgabe der vorliegenden Erfindung darstellt.Particularly in view of the trend towards ever thinner wings with ever greater aspect ratios, it would be desirable to eliminate these disadvantages of known gust load reduction systems, which is the object of the present invention.

Vor diesem Hintergrund betrifft die Erfindung ein Böenlastminderungssystem eines Flugzeugs, wobei das System eine Steuereinheit und einen oder mehrere mit der Steuereinheit assoziierte Beschleunigungssensoren aufweist, wobei die Steuereinheit mit einem Stellantrieb einer Steuerfläche des Flugzeugs signalverbunden und ausgebildet ist, das Auftreten von Böen oder Turbulenzen anhand von Signalen der Sensoren zu erkennen und auf dieser Grundlage den Stellantrieb so anzusteuern oder so in die Steuerung des Stellantriebs einzugreifen, dass durch die Böen oder Turbulenzen resultierende Lasten auf Komponenten des Flugzeugs reduziert werden, und wobei sowohl die Steuereinheit als auch die Beschleunigungssensoren dezentral am Flugzeug angeordnet sind und dass die Steuereinheit räumlich und funktional von einem zentralen Flugsteuerungsrechner des Flugzeugs getrennt ist. Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass die dezentralen Steuereinheiten und die signalverbundenen Stellantriebe jeweils von einer gemeinsamen baulichen Einheit umfasst sind, wobei die dezentralen Steuereinheiten und die assoziierten Sensoren jeweils von einer gemeinsamen baulichen Einheit umfasst sind.Against this background, the invention relates to a gust load reduction system of an aircraft, wherein the system has a control unit and one or more acceleration sensors associated with the control unit, wherein the control unit is signal-connected to an actuator of a control surface of the aircraft and is designed to detect the occurrence of gusts or turbulences based on signals from the sensors and, on this basis, to control the actuator or to intervene in the control of the actuator in such a way that loads on components of the aircraft resulting from the gusts or turbulence are reduced, and wherein both the The control unit and the acceleration sensors are arranged decentrally on the aircraft and the control unit is spatially and functionally separated from a central flight control computer of the aircraft. According to the invention, the decentralized control units and the signal-connected actuators are each comprised of a common structural unit, the decentralized control units and the associated sensors each being comprised of a common structural unit.

Es ist also zur Realisierung einer Böenlastreduzierung an Komponenten des Flugzeugs wie beispielsweise Flügeln, Steuerflächen oder Rumpf des Flugzeugs wenigstens eine dezentrale funktionale Einheit umfassend eine dezentrale Steuereinheit (REU - remote electronic unit) vorgesehen, die im Abstand vom zentralen Flugsteuerungsrechner (FCC) angeordnet ist. Die dezentrale Steuereinheit ist mit zugehörigen dezentralen Beschleunigungssensoren (RAS - remote acceleration sensing) der dezentralen funktionalen Einheit signalverbunden. Die Beschleunigungssensoren erfassen eine lokale Beschleunigung am Montageort, beispielsweise im Flügel des Flugzeugs. Ein oder auch mehrere Beschleunigungssensoren sind vorzugsweise so ausgebildet und angeordnet, dass auch die Richtung der Beschleunigung bestimmt werden kann.In order to achieve a gust load reduction on components of the aircraft, such as wings, control surfaces or fuselage of the aircraft, at least one decentralized functional unit comprising a decentralized control unit (REU - remote electronic unit) is provided, which is arranged at a distance from the central flight control computer (FCC). The decentralized control unit is signal-connected to associated decentralized acceleration sensors (RAS - remote acceleration sensing) of the decentralized functional unit. The acceleration sensors detect a local acceleration at the installation location, for example in the wing of the aircraft. One or more acceleration sensors are preferably designed and arranged in such a way that the direction of the acceleration can also be determined.

Insbesondere kann das System ein oder mehrere Paare an dezentralen Steuereinheiten und assoziierten Beschleunigungssensoren aufweisen, um auf symmetrisch am Flugzeug angeordnete Paare gleichartiger Steuerflächen über signalverbundene Stellantriebe zu wirken. Beispielsweise können die dezentralen Steuereinheiten und assoziierten Beschleunigungssensoren an korrespondierenden Positionen auf den beiden Flügeln des Flugzeugs angeordnet sein und auf korrespondierende Steuerflächen wirken.In particular, the system may comprise one or more pairs of decentralized control units and associated acceleration sensors to act on pairs of similar control surfaces arranged symmetrically on the aircraft via signal-connected actuators. For example, the decentralized control units and associated acceleration sensors may be arranged at corresponding positions on the two wings of the aircraft and act on corresponding control surfaces.

In einer bevorzugten Variante der Erfindung können zwei oder mehrere dezentrale Steuereinheiten mit assoziierten Beschleunigungssensoren an verschiedenen Positionen eines Flügels des Flugzeugs angeordnet sein, und es kann zu allen dieser dezentralen Steuereinheiten mit assoziierten Beschleunigungssensoren auch ein Gegenstück am anderen Flügel des Flugzeugs vorhanden sein.In a preferred variant of the invention, two or more decentralized control units with associated acceleration sensors can be arranged at different positions of a wing of the aircraft, and all of these decentralized control units with associated acceleration sensors can also have a counterpart on the other wing of the aircraft.

Die Verteilung der REUs und assoziierten RAS zur lokalen Beschleunigungsmessung hängt dabei von dem jeweiligen spezifischen Flügel und der Klappenkonfiguration ab.The distribution of REUs and associated RAS for local acceleration measurement depends on the specific wing and flap configuration.

Die dezentralen Steuereinheiten des Systems sind räumlich sowie funktional vom zentralen Flugsteuerungsrechner (FCC) getrennt und im Abstand von diesem angeordnet.The decentralized control units of the system are spatially and functionally separated from the central flight control computer (FCC) and arranged at a distance from it.

Beispielsweise können die dezentralen Steuereinheiten in den Flügeln des Flugzeugs angeordnet sein, während der zentrale Flugsteuerungsrechner typischerweise im Flugzeugrumpf zu finden ist. Alternativ oder zusätzlich können dezentrale Steuereinheiten und/oder die Beschleunigungssensoren auch im Leitwerk des Flugzeugs verbaut sein.For example, the decentralized control units can be located in the wings of the aircraft, while the central flight control computer is typically found in the fuselage. Alternatively or additionally, decentralized control units and/or the acceleration sensors can also be installed in the tail unit of the aircraft.

Im Unterschied zu bekannten Systemen zur Böenlastminderung, bei denen der Regelkreis über den zentralen Flugsteuerungsrechner (FCC) geschlossen wird, kann anhand der erfindungsgemäß lokalen Umsetzung eines Böenlastminderungssystems an einer Steuerfläche mit lokal verteilten und dezentralen Steuereinheiten die Lastminderung effizienter gestaltet werden. Dies stellt auch eine Voraussetzung für die Möglichkeit einer weiteren Verringerung des Strukturgewichts dar.In contrast to known systems for gust load reduction, in which the control loop is closed via the central flight control computer (FCC), the load reduction can be made more efficient using the inventive local implementation of a gust load reduction system on a control surface with locally distributed and decentralized control units. This is also a prerequisite for the possibility of a further reduction in the structural weight.

Gemäß der erfindungsgemäßen Ausführungsform sind die dezentralen Steuereinheiten und die signalverbundenen Stellantriebe jeweils von einer gemeinsamen baulichen Einheit umfasst, und die dezentralen Steuereinheiten und die assoziierten Sensoren jeweils von einer gemeinsamen baulichen Einheit umfasst sind. Erfindungsgemäß ist also vorgesehen, dass die dezentralen Steuereinheiten, die zugehörigen Stellantriebe und die zugehörigen Sensoren jeweils von einer gemeinsamen baulichen Einheit umfasst sind. Unter einer gemeinsamen baulichen Einheit ist im vorliegenden Zusammenhang beispielsweise die Montage in einem gemeinsamen Gehäuse oder auf einer gemeinsamen Montagestruktur zu verstehen, das bzw. die sich etwa in einem geeigneten Bauraum im Flügel des Flugzeugs befinden kann.According to the embodiment of the invention, the decentralized control units and the signal-connected actuators are each comprised of a common structural unit, and the decentralized control units and the associated sensors are each comprised of a common structural unit. According to the invention, it is therefore provided that the decentralized control units, the associated actuators and the associated sensors are each comprised of a common structural unit. In the present context, a common structural unit is to be understood as, for example, installation in a common housing or on a common mounting structure, which can be located in a suitable installation space in the wing of the aircraft.

Im Falle einer baulichen Einheit aus dezentraler Steuereinheit, Sensoren und Stellantrieb, oder zumindest aus Sensoren und Stellantrieb, kann eine Kompensation möglicher Einflüsse der Stellantriebsbewegung auf die Signale der Sensoren durch entsprechende Ausbildung der dezentralen Steuereinheit erforderlich werden. In the case of a structural unit consisting of a decentralized control unit, sensors and actuator, or at least of sensors and actuator, it may be necessary to compensate for possible influences of the actuator movement on the signals from the sensors by appropriate design of the decentralized control unit.

Alternativ zu einer gemeinsamen baulichen Einheit im engeren Sinn kann auch eine Anordnung in räumlicher Nähe, im Sinne beispielsweise einer Verbauung im selben Abschnitt eines Flügels des Flugzeugs vorgesehen sein. So können dezentrale Steuereinheit und assoziierte Sensoren in räumlicher Nähe zueinander angeordnet werden, dezentrale Steuereinheit und Stellantrieb in räumlicher Nähe zueinander angeordnet werden, Sensoren und Stellantrieb in räumlicher Nähe zueinander angeordnet werden, oder alle drei Elemente in räumlicher Nähe zueinander angeordnet werden.As an alternative to a common structural unit in the narrower sense, an arrangement in spatial proximity can also be provided, for example in the sense of installation in the same section of an aircraft wing. For example, the decentralized control unit and associated sensors can be arranged in spatial proximity to one another, the decentralized control unit and actuator can be arranged in spatial proximity to one another, the sensors and actuator can be arranged in spatial proximity to one another, or all three elements can be arranged in spatial proximity to one another.

In einer Ausführungsform können die dezentralen Steuereinheiten dem zugehörigen Stellantrieb und dem zentralen Flugsteuerungsrechner zwischengeschaltet sein. Ein Steuersignal des zentralen Flugsteuerungsrechners passiert also zumindest dann, wenn die dezentralen Steuereinheiten nicht aus irgendeinem Grund wie beispielsweise einem Fehler oder einer Deaktivierung des Böenlastminderungssystems abgekoppelt wird, die dezentrale Steuereinheit, bevor es auf den Stellantrieb wirkt.In one embodiment, the decentralized control units can be connected to the associated actuator and the central flight control computer. A control signal from the central flight control computer therefore passes through the decentralized control unit before it acts on the actuator, at least if the decentralized control units are not disconnected for some reason such as a fault or deactivation of the gust load reduction system.

In einer Ausführungsform können die Beschleunigungssensoren direkt mit der dezentralen Steuereinheit signalverbunden sein. Insbesondere kann vorgesehen sein, dass die Beschleunigungssensoren nicht mit dem zentralen Flugsteuerungsrechner signalverbunden sind.In one embodiment, the acceleration sensors can be directly signal-connected to the decentralized control unit. In particular, it can be provided that the acceleration sensors are not signal-connected to the central flight control computer.

Im Betrieb des Flugzeugs erhalten die dezentralen Steuereinheiten vom zentralen Flugsteuerungsrechner Positionskommandos für den entsprechenden Stellantrieb. Diese Positionskommandos resultieren aus den Vorgaben des Piloten oder des Flugführungssystems und dienen der Steuerung der Flugbahn. Die dezentralen Steuereinheiten können ausgebildet sein, Signale der Beschleunigungssensoren auszuwerten und dem Stellkommando des zentralen Flugsteuerungsrechners ein zusätzliches Stellkommando zu überlagern, wenn die Signale der Beschleunigungssensoren einen Grenzwert überschreiten.When the aircraft is in operation, the decentralized control units receive position commands for the corresponding actuator from the central flight control computer. These position commands result from the instructions of the pilot or the flight control system and are used to control the flight path. The decentralized control units can be designed to evaluate signals from the acceleration sensors and to superimpose an additional control command on the control command from the central flight control computer if the signals from the acceleration sensors exceed a limit value.

Weiterhin betrifft die Erfindung auch ein Flugzeug umfassend ein erfindungsgemäßes Böenlastminderungssystem und weiterhin einen Flugzeugrumpf, Flügel, Steuerflächen und Stellantriebe zur Ansteuerung der Steuerflächen sowie einen mit den Stellantrieben signalverbundenen zentralen Flugsteuerungsrechner, der ausgebildet ist, Positionskommandos eines Piloten oder Flugführungssystems zur Steuerung der Flugbahn an die Stellantriebe zu leiten. Vorteilhafte Ausbildungen des Böenlastminderungssystems und Varianten der Verbauung der einzelnen Bestandteile des Böenlastminderungssystems im Flugzeug können der vorstehenden Beschreibung der Böenlastminderungssystems entnommen werden.The invention further relates to an aircraft comprising a gust load reduction system according to the invention and also an aircraft fuselage, wings, control surfaces and actuators for controlling the control surfaces as well as a central flight control computer which is signal-connected to the actuators and is designed to transmit position commands from a pilot or flight control system to the actuators for controlling the flight path. Advantageous designs of the gust load reduction system and variants of the installation of the individual components of the gust load reduction system in the aircraft can be found in the above description of the gust load reduction system.

Die Ausstattung eines Flugzeugs mit einem erfindungsgemäßen System zur Böenlastminderung führt zu einer deutlich höheren Effektivität bezüglich Böenlastminderung, da die lokale Erfassung und die direkte und schnelle Gegenregelung zu einer signifikanten Reduktion der Lasten führt. Zudem werden die Lastzyklen sowohl auf die Struktur sowie auch auf die Steuerflächen und Stellantriebe verringert, da lokal auf die tatsächlich auftretenden Böen reagiert wird, und nicht global, wie in den vorbekannten Systemen. Durch die effizientere Ausregelung von Böenlasten werden auch die Sicherheit und der Passagierkomfort erhöht. Insbesondere bei dünnen Flügeln ist dies von sehr großer Bedeutung, da diese aerodynamisch effizienter ausgelegt werden können. Weiterhin lassen sich anhand des erfindungsgemäßen Systems auch Schwingungen im Flügel aktiv dämpfen, was bei zunehmender Elastizität der Flügelstruktur ebenfalls in den Fokus gerät.Equipping an aircraft with a system according to the invention for gust load reduction leads to significantly higher effectiveness in terms of gust load reduction, since the local detection and the direct and rapid counter-control lead to a significant reduction in the loads. In addition, the load cycles on both the structure and the control surfaces and actuators are reduced, since the gusts that actually occur are reacted to locally and not globally, as in the previously known systems. The more efficient control of gust loads also increases safety and passenger comfort. This is particularly important for thin wings, as these can be designed to be more aerodynamically efficient. Furthermore, the system according to the invention can also be used to actively dampen vibrations in the wing, which also comes into focus as the elasticity of the wing structure increases.

Weitere Einzelheiten und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus den nachfolgend anhand der Figuren beschriebenen Ausführungsbeispielen. In den Figuren zeigen:

1: eine schematische Veranschaulichung eines Problems bekannter Böenlastminderungssysteme;
2: eine Darstellung zur Verteilung dezentraler Steuereinheiten und Beschleunigungssensoren in einem erfindungsgemäßen System;
3: eine Darstellung einer dezentralen Einheit aus Steuereinheit und Beschleunigungssensor sowie der Verknüpfung mit einem zugehörigen Stellantrieb und dem zentralen Flugsteuerungsrechner;
4: eine schematische Darstellung des Regelungskonzepts eines erfindungsgemäßen Böenlastminderungssystems in einer Ausführungsform; und
5: ein Flussdiagramm zum Ablauf einer Böenlastminderung in einem erfindungsgemäßen System.

Further details and advantages of the invention emerge from the exemplary embodiments described below with reference to the figures. In the figures:

1 : a schematic illustration of a problem of known gust load mitigation systems;
2 : a representation of the distribution of decentralized control units and acceleration sensors in a system according to the invention;
3 : a representation of a decentralized unit consisting of a control unit and an acceleration sensor as well as the connection to an associated actuator and the central flight control computer;
4 : a schematic representation of the control concept of a gust load reduction system according to the invention in one embodiment; and
5 : a flow chart showing the process of gust load reduction in a system according to the invention.

1 zeigt eine schematische Veranschaulichung des eingangs geschilderten Problems bekannter Böenlastminderungssysteme, wonach die Sensorik durch die Massenträgheit des Flugzeugrumpfs und der Platzierung der Sensoren die Böen und Turbulenzen erst sehr spät erkennt und somit die Gegenregelung langsam ist. 1 shows a schematic illustration of the problem of known gust load reduction systems described at the beginning, according to which the sensors only detect the gusts and turbulences very late due to the inertia of the aircraft fuselage and the placement of the sensors and thus the counter-control is slow.

Die Figur zeigt in diesem Zusammenhang eine schematische Ansicht eines fliegenden Flugzeugs 900 von hinten. Wenn die für eine Böenlastminderung verwendeten Anstellwinkelsensoren zentral am vorderen Rumpf 910 angebracht sind, wie dies in Systemen aus dem Stand der Technik üblich ist, führt das erfasste Signal „Δa detected“ bei einer asymmetrisch über die Spannweite des Flugzeugs verteilten Böe, deren Stärke im Verlauf der Quererstreckung des Flugzeugs 900 mit der Kurve B gezeigt ist, im ersten Moment zu einer zu starken Auslenkung des Querruders 921a an einem, im Beispiel der 1 linken Flügel 920a, an dem der böeninduzierte Anstellwinkel in Wirklichkeit „Δa true LW“ beträgt, und zu einer zu schwachen Auslenkung des Querruders 921b am anderen, im Beispiel der 1 rechten Flügel 920b, an dem der böeninduzierte Anstellwinkel in Wirklichkeit „Δa true RW“ beträgt, wobei Δα true LW > Δα detected > Δα true RW. Erst durch die spätere Erkennung der folgenden böeninduzierten Rollbewegung des Flugzeugs 900, die in der Figur durch den Pfeil R dargestellt ist, wird der Ausschlag der Steuerflächen vom System korrigiert.In this context, the figure shows a schematic view of a flying aircraft 900 from behind. If the angle of attack sensors used for gust load reduction are mounted centrally on the front fuselage 910, as is usual in systems from the prior art, the detected signal "Δa detected" leads, in the case of a gust distributed asymmetrically over the wingspan of the aircraft, the strength of which is shown in the course of the transverse extension of the aircraft 900 with the curve B, at first to an excessive deflection of the aileron 921a at a point, in the example of the 1 left wing 920a, where the gust-induced angle of attack is actually “Δa true LW”, and to too weak a deflection of the aileron 921b on the other, in the example of the 1 right wing 920b, where the gust-induced angle of attack is actually “Δa true RW”, where Δα true LW > Δα detected > Δα true RW. Only through the later detection of the following gust-induced rolling motion of the flight 900, which is shown in the figure by the arrow R, the deflection of the control surfaces is corrected by the system.

In 2 und 3 ist ein erfindungsgemäßes System 100 zur Böenlastminderung schematisch dargestellt. Dabei zeigen 2 die Verteilung dezentraler Steuereinheiten 110 und Beschleunigungssensoren 120 am Flugzeug 200 und 3 eine vergrößerte Darstellung einer dezentralen Einheit aus dezentraler Steuereinheit 110 und zugehörigem Beschleunigungssensor 120 sowie der Verknüpfung mit einem ferner zugehörigen Stellantrieb 230 und dem zentralen Flugsteuerungsrechner 240.In 2 and 3 a system 100 according to the invention for gust load reduction is shown schematically. 2 the distribution of decentralized control units 110 and acceleration sensors 120 on the aircraft 200 and 3 an enlarged view of a decentralized unit comprising a decentralized control unit 110 and the associated acceleration sensor 120 as well as the connection to a further associated actuator 230 and the central flight control computer 240.

Wie in 2 zu erkennen ist, umfasst das erfindungsgemäße System 100 eine dezentrale Steuereinheit (REU) 110, die nahe eines Stellantriebs 230 für eine Steuerfläche 250 des Flugzeugs 200 oder auch direkt am Stellantrieb 230 installiert ist, und einen Beschleunigungssensor 120, der vorzugsweise ebenfalls nahe des Stellantriebs 230 oder direkt auf dem Stellantrieb 230 installiert ist. Der Beschleunigungssensor 120 kann in einer Variante auch integraler Bestandteil der dezentralen Steuereinheit 110 sein.As in 2 As can be seen, the system 100 according to the invention comprises a decentralized control unit (REU) 110, which is installed near an actuator 230 for a control surface 250 of the aircraft 200 or directly on the actuator 230, and an acceleration sensor 120, which is preferably also installed near the actuator 230 or directly on the actuator 230. In one variant, the acceleration sensor 120 can also be an integral part of the decentralized control unit 110.

Obwohl in 2 nur ein Flügel 205 des Flugzeugs 200 dargestellt ist, sind zu den mehreren dezentralen Steuereinheiten 110 mit assoziierten Beschleunigungssensoren 120, die an verschiedenen Positionen des Flügels 205 jeweils im Nahbereich von Stellantrieben 230 für Steuerflächen 250 angeordnet sind, Gegenstücke am nicht dargestellten, anderen Flügel des Flugzeugs vorhanden.Although in 2 only one wing 205 of the aircraft 200 is shown, the plurality of decentralized control units 110 with associated acceleration sensors 120, which are arranged at different positions of the wing 205, each in the vicinity of actuators 230 for control surfaces 250, have counterparts on the other wing of the aircraft (not shown).

Wie aus 2 und insbesondere auch aus 3 ersichtlich ist, sind die dezentralen Steuereinheiten 110 dem zugehörigen Stellantrieb 230 und dem zentralen Flugsteuerungsrechner 240 zwischengeschaltet. Ein Steuersignal des zentralen Flugsteuerungsrechners 240 passiert also die dezentrale Steuereinheit 110, bevor es auf den Stellantrieb 230 wirkt. Die Beschleunigungssensoren 120 sind direkt mit der dezentralen Steuereinheit 110 signalverbunden.As from 2 and especially from 3 As can be seen, the decentralized control units 110 are connected between the associated actuator 230 and the central flight control computer 240. A control signal from the central flight control computer 240 thus passes through the decentralized control unit 110 before it acts on the actuator 230. The acceleration sensors 120 are directly signal-connected to the decentralized control unit 110.

4 zeigt eine schematische Darstellung des Regelungskonzepts eines erfindungsgemäßen Flugzeugs 200. In der Figur gut erkennbar ist die Entflechtung der Regelkreise für die Flugsteuerung und die Böenlastminderung. 4 shows a schematic representation of the control concept of an aircraft 200 according to the invention. The figure clearly shows the separation of the control loops for flight control and gust load reduction.

Tritt nun eine Böe oder sonstige dynamische Luftlast auf, wird die entsprechende Reaktion der Flügelstruktur von den lokalen Beschleunigungssensoren 120 erfasst. Das gemessene Beschleunigungssignal wird zunächst Hochpass-gefiltert, um den Einfluss der Dynamiken unterhalb eines auf die elastischen Eigenschaften des Flügels 205 abgestimmten Grenzwerts zu unterbinden. Überschreitet das gefilterte Beschleunigungssignal den Grenzwert, wird dem Stellkommando des zentralen Flugsteuerungsrechners 240 ein zusätzliches Stellkommando überlagert. Um hierbei unerwünschte Interferenzen mit Flugsteuerungsvorgaben zu vermeiden und die Autorität des Flugsteuerungsrechners nicht auszuhebeln, sind an jeder dezentralen Steuereinheit 110 Informationen zu den normal an der jeweiligen Position bzw. an der jeweiligen Steuerfläche 250 oder am jeweiligen Stellantrieb 230 zu erwartenden dreidimensionalen Beschleunigungsprofilen bei kommandierenden Steuerausschlägen in Abhängigkeit des Flugzustands und der Masseverteilung im Flugzeug 200 hinterlegt. Diese Informationen können insbesondere Informationen zu Staudruck an allen Steuerflächen 250, zur Beladung und/oder zum Tankzustand des Flugzeugs 200 umfassen. Die Informationen werden beispielsweise fortlaufend an die dezentralen Steuereinheiten 110 übermittelt. Anhand des resultierenden Deltas aus zu erwartender Beschleunigung und der realen Beschleunigung wird das Stellsignal zur Böenlastminderung errechnet.If a gust or other dynamic air load occurs, the corresponding reaction of the wing structure is recorded by the local acceleration sensors 120. The measured acceleration signal is first high-pass filtered in order to prevent the influence of the dynamics below a limit value matched to the elastic properties of the wing 205. If the filtered acceleration signal exceeds the limit value, an additional control command is superimposed on the control command of the central flight control computer 240. In order to avoid undesirable interference with flight control specifications and not to undermine the authority of the flight control computer, information on the three-dimensional acceleration profiles normally expected at the respective position or on the respective control surface 250 or on the respective actuator 230 for commanded control deflections depending on the flight state and the mass distribution in the aircraft 200 is stored on each decentralized control unit 110. This information can include, in particular, information on dynamic pressure on all control surfaces 250, on the loading and/or on the tank status of the aircraft 200. The information is, for example, continuously transmitted to the decentralized control units 110. The control signal for gust load reduction is calculated based on the resulting delta between the expected acceleration and the actual acceleration.

Der eben beschriebene Ablauf ist auch im Flussdiagramm der 5 erkennbar.The process just described is also shown in the flow chart of the 5 recognizable.

Zusammenfassend kommt es im Flugzeug 200 durch die Verbauung eines erfindungsgemäßen Böenlastminderungssystems 100 zur lokalen Ausregelung von Störgrößen, die durch Böenlasten und Turbulenzen und in zweiter Ordnung auch durch Flügelschwingungen verursacht werden. In diesem Zusammenhang bedeutsame Elemente der vorliegenden Erfindung sind die Entflechtung der Regelkreise für die Flugsteuerung und die Böenlastminderung und die Anordnung des Lastregelkreises lokal dort, wo auch die lokalen Lasten bzw. Strukturreaktionen gemessen werden. Das letztgenannte Element umfasst eine lokale Messung von Beschleunigungen, eine lokale Berechnung von Stellsignalen zur Lastminderung sowie eine lokale Aktivierung einer vor Ort befindlichen Steuerfläche 250. Diese lokale und somit schnelle Ausregelung wird ermöglicht durch den Einsatz von lokalen Beschleunigungssensoren 120, welche integraler Bestandteil von dezentralen Steuereinheiten 110 sein können.In summary, the installation of a gust load reduction system 100 according to the invention in the aircraft 200 results in the local compensation of disturbances caused by gust loads and turbulence and, to a second order, also by wing vibrations. Important elements of the present invention in this context are the separation of the control loops for flight control and gust load reduction and the arrangement of the load control loop locally where the local loads or structural reactions are also measured. The latter element includes a local measurement of accelerations, a local calculation of control signals for load reduction and a local activation of a control surface 250 located on site. This local and therefore rapid compensation is made possible by the use of local acceleration sensors 120, which can be an integral part of decentralized control units 110.

Eine große praktische Bedeutung erfahren diese Gesichtspunkte insbesondere deshalb, da das Thema der aktiven Steuerlastminimierung durch immer dünnere Flügel 205 mit hoher Streckung zunehmend an Bedeutung gewinnt. Weiterhin führt die gesteigerte Elastizität der Flügelkonstruktionen zu einem höchst komplexen aeroelastischen Verhalten, welches auch Schwingungen höherer Ordnung sowie Torsionsschwingungen hervorruft. Anhand des Böenlastminderungssystems 100 der vorliegenden Erfindung können direkte Reaktionen auf Böen effektiver abgemindert und dadurch auch in dünnen Flügelstrukturen hervorgerufene Schwingungen nachhaltig gedämpft werden.These aspects are of great practical importance, in particular because the issue of active control load minimization through increasingly thinner wings 205 with high aspect ratio is becoming increasingly important. Furthermore, the increased elasticity of the wing structures leads to a highly complex aeroelastic behavior, which also causes higher order vibrations and torsional vibrations. Using the gust load reduction system 100 of the present invention, direct reactions gusts can be more effectively reduced and vibrations caused in thin wing structures can be sustainably dampened.

Claims

Gust load reduction system (100) of an aircraft (200), wherein the system (100) has a control unit (110) and one or more acceleration sensors (120) associated with the control unit (110), wherein the control unit (110) is signal-connected to an actuator (230) of a control surface (250) of the aircraft (200) and is designed to detect the occurrence of gusts or turbulence based on signals from the sensors (120) and, on this basis, to control the actuator (230) or to intervene in the control of the actuator (230) in such a way that loads on components of the aircraft (200) resulting from the gusts or turbulence are reduced, and wherein both the control unit (110) and the acceleration sensors (120) are arranged decentrally on the aircraft (200) and that the control unit (110) is spatially and functionally independent of a central flight control computer (240). of the aircraft (200), characterized in that the decentralized control units (110) and the signal-connected actuators (230) are each comprised of a common structural unit, wherein the decentralized control units (110) and the associated sensors (120) are each comprised of a common structural unit.

System (100) after Claim 1 , characterized in that the system (100) has one or more pairs of decentralized control units (110) and associated acceleration sensors (120) in order to act on pairs of similar control surfaces (250) arranged symmetrically on the aircraft (200) via signal-connected actuators (230).

System (100) after Claim 2 , characterized in that two or more decentralized control units (110) with associated acceleration sensors (120) are arranged at different positions of a wing (205) of the aircraft (200), and that for all of these decentralized control units (110) with associated acceleration sensors (120) there is also a counterpart on the other wing (205) of the aircraft (200).

System (100) according to one of the preceding claims, characterized in that the decentralized control units (110) and/or the acceleration sensors (120) are installed in the wing (205) of the aircraft (200).

System (100) according to one of the preceding claims, characterized in that the decentralized control units (110) are connected between the associated actuator (230) and the central flight control computer (240).

System (100) according to one of the preceding claims, characterized in that the acceleration sensors (120) are directly signal-connected to the decentralized control unit (110).

System (100) according to one of the preceding claims, characterized in that the decentralized control units (110) are designed to evaluate signals from the acceleration sensors (120) and to superimpose an additional control command on the control command from the central flight control computer (240) when the signals from the acceleration sensors (120) exceed a limit value.

Aircraft (200) comprising an aircraft fuselage, wings (205), control surfaces (250) and actuators (230) for controlling the control surfaces (250) and a central flight control computer (240) signal-connected to the actuators (230) and designed to transmit position commands from a pilot or flight control system to the actuators (230) for controlling the flight path, characterized in that the aircraft (200) further comprises a gust load reduction system (100) according to one of the preceding claims.