AIRCRAFT LANDING GEAR

Abstract: 1. Actively controlled aircraft undercarriage with a resilient and absorbent cylinder arrangement, the two working spaces of which (4, 5), filled with hydraulic medium, are joined to each other via a throttle (6), and with an air cushion (7), enclosed in one of the two working spaces, the cylinder arrangement having an auxiliary chamber (8) for hydraulic medium, which chamber is separate from the air cushion, and with a servovalve (10) for the feeding or draining of hydraulic medium from a pressure source into the auxiliary chamber as well as a control loop determining the pressure in the auxiliary chamber, characterized in that a sensor (13) is provided for measuring the speed or acceleration of the aircraft, which sensor corrects the servovalve (10) via a compensation network (17) in the sense of an absorption of the oscillatory motions, to be precise both of the rigid body motions of the aircraft and of the higher-frequency oscillatory motions of the elastic aircraft when rolling on the runway.

Description: Flugzeugfahrwerk Die Erfindung bezieht sich aur ein Flugzeugfahrwerk mit einer federnden und dämpfenden Zylinderanordnung, deren beide mit Hydraulikmedium gefüllte Arbeitsräume über eine Drossel miteinander verbünexi sind, und mit einem in einem der beiden Arbeitsräume eingeschlossenen Luftpolster. Die Erfindung ist auf ein Flugzeugfahrwerk gerichtet, welches die Abminderung der Schwingungsbewegungen des Flugzeuges beim zellen auf auch unebenen Fahrbahn ermöglichen soll. Da insbes. Kampfflug- zeuge auch von nur notdürftig angelegten Fahrbahnen mit entsprechenden Unebenheiten aus operieren müssen, R@ütenen in den Start- und Landephasen an der Flugzeugzelle und am Fahrwerk erhebliche Belastungen, die u. U. tur strukturellen Zerstörung des Flugzeuges führen können. Die bisher bekannten Flugzeugfanrwerke weiren eine Zylinderanordnung auf, dern beide mit Hydranlikm@@@um gerüllte Arbeitsräume über eine Drossel miteinander @@@arbonden sind. Der eine Arbeitsraum ist auf der Seite der Flugzouzulle vorgesehen, während der andere Arbeitsraum mit Rer unge@ederren Masse des Fahrwerks verbunden ist. ber Arbeiteraum, der nu@ der Seite der Flugzeugzelle angeordnet ist, schlieft ein Luftpolster ein, so dass sich insgesamt die federnce und die dämpfende Funktion des Fahrwerks ergibt@ Diese mekannten Flugzeugfahrwerke werden heuce ausschlieblich nch cen ceim Ladestoss auftretenden Belastungen ausgelegt, d. h. man geht davon aus, dass der Landestoss die grösste Belaszung @urstellt und damit die Kräfte beim Rollen auf tiner vergleichsweise ebenen Ladepiste ohnehin aufgenommen weden Rönnen. Der Problematik im Zusammenhangmit dem dynamischon strukturellen Verhalten des Flugzeugs beim Rollen auf unebener Fahrbahn wird somit keine gesonderte Beachtung geschenkt. Es ist natürlIch. möglich, Fahrwerke verstärkt auszubilden, also entsprechend den beim Landestoss auftretenden Kräften so zu dimensionieren, dass dabei höhere Belastungen aufgenommen werden können. Eine solche Verstärkung des Fahrwerks hat jedoch den Nachteil, dass damit immer auch eine Erhöhung des Strukturgewichts verbunden ist. Dies wirkt sich negativ auf die Flugleistungen und insbes. den Treibstoffbedarf des Flugzeuges aus. Andererseits ist es auch möglich, den mechanischen Aufbau des Fahrwerks derart zu ändern, dass das Fahrwerk bessere Dämpfung 5- und/oder Federungseigenschaften aufweist. Solchen rein mechanischen Konstruktionsänderungen am Fahrwerk zur Dämpfungserhöhung sind jedoch Grenzen gesetzt. Auch wenn sich eine Erhöhung der Fahrwerkdämpfung günstig auf die dynamischen strukturellen Belastungen beim Rollen auf unebener Fahrbahn auswirkt, so können dadurch jedoch unzulässig hohe Belastungen beim Landestoss auftreten. Der Erfindung liegt die ?L'fcr,,abe zugrunde, ein Flugzeugfahrwerk der eingangs beschriebenen Art derart weiterzubilden, dass die dynamischen Belastungen am Fahrwerk und an der Flugzeugzelle beim Rollen auch auf unebener Fahrbahn verminder werden. Das Fahrwerk muss daruterninaus natürlich geeignet sein, die Belastung beim Landestoss auch aufzunehmen. Erfindungsgen.äss wird oies dadurch erreicht, dass zur aktiven Regelung im Sinne einer Minderung der Schwingungsbewegungen des Flugzeuges Deim Rollen auf der Landebahn die Zylinderanordnung eine Zusatzkarnir.er r Hydraulikmedium aufweist, die über eine nachgiebige Wand von dem Luftpolster getrennt und über ein Servoventil ¯8m zuführen oder Ablassen von Hydraulikmedium an eine Druckquelle angeschlossen ist, und dass ein Sensor zum Messen der GvschWlndigkeit oder Beschleunigung des Flugzeuges vorgesehen ist, der über ein Kompensationsnetz das Servoventil ansteuert. Damit sird im Gegensatz zu den bisher bekannten passiven Fahrwerken ein aktiv geregeltes Flugzeug.fahrwerk qeschaffen, welches es ermöglicht, durch Rückführung der Geschwindig keit der Flugzeugbewegungen, die Schwingungsbewegungen und strukturellen Belastungen des Flugzeuges beim Rollen auf der Landebahn zu vermindern.-Durch das Zuführen oder Ablassen von Hydraulikmedium in die Zusatzkammer wird das im Fahrwerk enthaltene Luftpolster komprimiert oder expan- diert. Dadurch lassen sich im Fahrwerk rate erzeugen, 15 im Falle einer zeitlichen Phasenverschiebung von 900 relativ zur Fahrwerksbewegung - also in Phase mit der Geschwindic- keit der Schweingungsbewegung - als Dämpfungskrä-te wirken und demzufolge die Schwingungsbewegungen mineern. Zur c-- zielten Erzeugung dieser Dämpfungskräfte muss somit das fah werk in einem Regelkreis arbeiten. Hierzu gehören ein mehrere Sensoren, die entweder die Geschwindigkeit des nuv- zeuges in den verschiedenen Bewegungerichtungen ader r die Beschleuniung des Flugzeuges messen. Die Erfindung lässt sich an dem Gesamtfahrwerk eines Flugzeuges einsetzen, kann ans uch gezieltan jeder einzelnen Fahrwerkseinheit benutzt werden. So ist es auch möglich, die Errindung ganz gezeilt für spezielle Bewegungen einzusetzen: Durch üc.führuns der Wert kalgeschwindig- keit des Flugzeugschwerpunktes - über ein Kompensationsnetzwerk auf dieServoventile der Zylinderanordnung Ges auptfahrwerkes kann die Vertikalschwingungbewegung das rollenden Flugsauges gedämpft werden. Durch Rückführung der Nickgeschwindigkeis des Flugzeuges - über ein Kompensationsnetzwerk - au aas Servoven- til des Bugfahrwerks kann die Nickbewegung des rollenden Fahr- zeuges gedämpft werden. Durch Rückführung der Rollgescexixdigkeit des Flugzeuges - über ein Kompensationsnetzwerk Servoventile der Zylinder des Hauptfahrwerks kann die @ollbewe- gung des rollenden Flugzeuges dynamisch gedämpft werden. Das neu entwickelte Flugzeugfahwerk weist beim Ladestoss ähnliche Dämpfungseigenschaften wie ein konventionelles FlugteuSs ann:erk auf. Durch die Einführung dieser aktiven Regelung können die Schwingungsbewegungen des Flugzeuges und damit die strukturellen Belastungen beim Rollen auch auf unebener Fahrbahn qeminccrt werden, ohne die strukturellen Belastungen beim Landestoss im Vergleich zu einem konventionellen Fahrwerk - zu erhöhen. Weiterhin ist vorteilhaft, dass mit dieser aktiven Regelung neben den Starrkörperbewegungen des Flugzeuges auch höherfrequente Schwingungsbewegungen des elastischen Flugzeuges beim Rollen auf unebener Fahrbahn gemindert werden. Die Zusatzkammer kann auch mit dem einen Arbeitsraum der Zylinderanordnung baulich vereinigt sein. Dies hat den Vorteil, dass sich die Bauhöhe des Flugzeugfahrwerks gegenüber bekannten Fahrwerken nicht erhöht. Damit kann eine gleiche dämpfende Wirkung wie bei getrennter Anordnung der Zusatzkammer erzielt werden. Auch hierbei ist es erforderlich, dass Luftplster von der Zusatzkammer durch eine bewegliche Wand zu trennen. Das Kompensationsnetzwerk des Regelkreises zwischen dem Sensor und der Zusatzkammer kann je nach Sensorbauart einen Integrator aufweisen, um insbes. die von einem als Beschleunigungsnehmer ausgebildeten Sensor aufgenommenen Beschleunigungen zu integrieren. Die bewegliche Wand kann zweckmässig als Membran aus einem elastischen Werkstoff, z.B. Gummi, ausgebildet sein. Für die Festlegung des stationären Arbeitspunktes kann eine zusätzliche Regelschleife mit Druckgeber und PID- Regler vorgesehen sein, die den Druck in der Zusatzkammer festlegt. Damit ist die statische Regelung des Fahrwerks möglich. Der Duck in der Zusatzkammer wird als statische Regelgrösse benutzt. Es können auch mehere Sensoren - insbes. Beschleunigungsaufnehmer - auf dem Flugzeug verteilt angeordnet sein, deren Signale nach Uberlagerung den einzelnen Einheiten des Fahrwerkes zugeführt werden. Mit einer solchen aktiven Regelung können somit nicht nur die Starrkörperfreiheitsgrade (Vertikalbewegung, Nicken, Rollen des auf der Landebahn rollenden Fahrzeuges gedämpft werden. Es ist auch möglich, sehr gezielt auf höher frequente Eigenschwingungsformen des elastischen Flugzeuges dämpfend einzuwirken. Die elektrischen Signale der Sensoren werden dabei entsprechend überlagert und über ein elektronisches Kompensationsnetzwerk den elektrohydraulischen Servoventi der einzelnen Einheiten des Fahrwerks als Stellgrösse zuge- führt. Die Erfindung wird anhand der Zeichnungen weiter verdoutlicnt und beschrieben. Es zeigt: Fig. 1 die schematische Darstellung der wesentlichen rE e eines passiven Flugzeugfahrwerks gemäss dem Stand der Technik, Fig. 2 die schematische Darstellung des erfindungsgemässen aktiv geregelten Flugzeugfahrwerks in einer ersten Ausführungsform, Fig. 3 die schematische Darstellung des erdindungs cmässen aktiv geregelten Flugzeugfahrwerks in eaner znweiten Ausführungsform, Fig. 4 die Darstellung des Funktionsprinzips des @@tly gere- gelten Flugzeugfahrwerks, Fig. 5 die Darstellung der Kräfte zwischen Fahrwerk und Flug zeugzelle, Fig. 6 weitere Einzelheiten des Regelkreises des Flugzeug- fahrwerks, Fig. 7 die Verdeutlichung verschiedener Regelkreise zur akti ven Dämpfung der Flugzeugbewegungen, Fig. 8 die Weiterbildung des aktiv geregelten Fahrzeugs mit zusätzlicher statischer Regelung, Fig. 9 den Frequenzgang des Nickwinkels, Fig. 10 den Frequenzgang der Vertikalbewegung der dynamischen Antwort des Flugzeuges bei offenem und geschlossenem Regelkreis, Fig. 11 die Nyquist-Ortskurve für den offenen Regelkreis zum Dämpfen der Vertikalbewegung, Fig. 12 den Frequenzgang des Nickwinkels, Fig. 13 den Frequenzgang der Vertikalbewegung der dynami schen Antwort des Flugzeuges bei offenem und geschlos senem Regelkreis bzgl. der Dämpfung der Nickbewegung, Fig. 14 die Nyquist-Ortskurve für den offenen Regelkreis zum Dämpfen der Nickbewegung, Fig. 15 den Frequenzgang des Nickwinkels und Fig. 16 den Frequenzgang der Vertikalbewegung der dynamischen Antwort des Flugzeuges bei offenen und geschlossenen Regelkreisen hinsichtlich der Dämpfung der Vertikal und der Nickbewegung. In Fig. 1 ist ein konventionelles Fahrwerk schematisch mit den im vorliegenden Zusammenhang wesentlichen Teilen dargestellt. Auf der Landebahn 1 ist das Fahrwerk 2 mit der Flugzeugzelle 3 dargestellt, die als Flugzeugmasse symbolisch wiedergegeben ist. Es ist eine Zylinderanordnung mit zwei Arbeitsräumen 4 und 5 in der dargestellten Weise vorgesehen, die miteinander über eine Drossel 6 in Verbindung stehen. Beide Arbeiträume 4 und 5 sind mit Hydraulikmedium gefüllt. Oberhalb des Arbeitsraumes 5 und in diesen eingeschlossen befindet sich ein Luftpolster 7. Nach diesem Prinzip sind die bekannten Fahrwerke aufgebaut. Fig. 2 zeigt eine, erste Ausführungsform der Erfindung, ähnlich schematisiert wie Fig. 1. Zusätzlich ist eine Zusatzkammer 8 vorgesehen, die über eine bewegliche Wand 9 mit dem Luftpolstc-r 7 des Arbeitsraumes S in Wirkverbindung steht. Andererseits ist die Zusatzkammer 8 über ein Servoventil 10 an einer nicht dargestellten Druckquelle für Hydraulikmedium verbunden. Es ist eine Zuleitung 11 und eine Ableitung 12 vorgesehen, die beide zu der Druckquelle führen. Fig. 3 verdeutlicht eine alternative Ausführungsform, bei der die Zusatzkammer 8 und der Arbeitsraum 5 baulich vereinigt sind. Diese Bauart hat den Vorteil einer geringeren Höhe des Fahrwerks. Die Fig. 4 und 5 verdeutlichen das Funktionsprinzip Die klasse m der Flugzeugzelle 3 bewegt sich in -Richtung, also federt gleichsam auf dem Fahrwerk ein. Schematisch ist die Dhmpfungs- konstante d des passiven Fahrwerks und die Dämpfungskonstante (d + c a) des aktiven Fahrwerks verdeutlicht, wobei ein Faktor a benutzt ist, der sich aus der Gleichung x = a . x ergibt. Die Bewegungsgleichunhgen mx + Fd + Fc = (1) mit Fd = d x (2) und Fc = C (x+ax) .. (3) ergeben durch Einsetzen der Gleichungen (2) und (3) in die Gleichung (1) mit #x - a : mx + (d+ca) x + cx = 0. Mit dx ist. ein Bewegungselement in x-Richtung bezeichnet. Fig. 5 lässt durch die aufgeschnittene Darstellung die Kräfte Fd und Fc erkennen. In Fig. 6 sind weitere Einzelheiten dargestellt. Im Bereich der Flugzeugzelle 3 ist ein Sensor 13 als Beschleunigungsaufnehmer angebracht, der das elektrische Signal x abgibt, welches über eine Leitung 14 zu einem Integrator gelangt, der über eine Leitung 16 mit einem Kompensationsnetzwerk 17 verbunden ist. Die Leitung 16 führt das Signal x . Eine Leitung 18 verbindet das Kompensationsnetzwerk 17 mit dem elektrohydraulischen Servoventil 10. In den Fig. 4 bis 6 ist für den Fall eines Ein-Massen-Schwingers das Funktionsprinzip und der Aufbau des Reglersystems beispielhaft dargestellt. Mit Hilfe des als Beschleunigungsaufnehmer ausgebildeten Sensors 13 wird die Beschleunigung der Masse, die das Fahrwerk belastet, ermittelt. Das integrierte Beschleunigungssignal, welches in Phase mit der Bewegungsgeschwindigkeit der Masse ist, wird einem elektronischen Kompensationsnetzwerk 17 zugeführt. Dort wird es verstärkt und falls erforderlich gefiltert. Mit dem elektrischen Ausgangssignal des Kompensationsnetzwerkes wird das elektrohydraulische Servoventil 10 angesteuert. Dieses Ventil reguliert den Zu- und Abfluss des Hydraulikmediums in die Zusatzkammer 8 des Fahrwerks. Dieser Strom des hydraulischen Mediums wiederum bewirkt das Komprimieren oder Expandieren des im Fahrwerk eingeschlossenen Luftpolsters 7, wodurch die Dämpfungskräfte erzeugt werden. Fig. 7 zeigt übersichtlich die Funktion von drei Regelungen, nämlich der Rückführung der Vertikalgeschwindigkeit, der Rückführung der Rollgeschwindigkeit und der Rückführung der Nickgeschwin diqkeit. Die Flugzeugzelle 3 weist eine Trägheitsplattform 19 auf, die in Verbindung mit einem Bordrechner 20 steht. Von diesem führen eine Leitung 21 für die Vertikalgeschwindigkeit des Schwerpunktes, eine Leitung 22 für die Rollgeschwindigkeit und eine Leitung 23 für die Nickgeschwindigkeit zu dem Rompensa- tionsnetzwerk 17 und von dort in der dargestellten Weise zu den einzelnen Einheiten des Gesamtfahrwerks. Fig. 8 verdeutlicht die zusätzliche Regelschleife für die statische Regelung des Fahrzeuges. Es ist hier ein Druckgeber 24 an der Zusatzkammer 8 vorgesehen, von dem eine Leitung 25 zu einem PID-Regler 26 führt, von welchem eine Leitung 27 zu einem Subtraktionsglied 28 führt, welches in die Leitung 18 eingeschaltet ist, die das Kompensationsnetzwerk 17 mit dem elektro-hydraulischen Servoventil verbindet. Auf diese Art und Weise kann der Druck P in der Zusatzkammer 8 als statische Regelgrösse dazu benutzt werden, um den stationären Arbeits- punkt festzulegen, also die statische Regelung des Fahrwerks zu erreichen. Die Fig. 9 bis 16 zeigen jeweils einander zugehörige und zugeordnete Diagramme der Amplitude der verschiedenen Bewegungen über der Frequenz. Mit Hilfe eines Rechenprogranms wurde - für ein idealisiertes mathematisches rlugzeugmodell die dynamische Antwort auf eine äussere harmonische Erregung des Fahrwerks ermittelt. Die in Form von Frequenzgangkurven auf getrage- nen Ergebnisse zeigen, dass - jeweils für eine gleiche Anregung des Fahrwerks - die Schwingungsbewegungen des Flugzeugs mit aktivem Fahrwerk erheblich kleiner als im Falle des Flugzeugs min konventionellem Fahrwerk sind. Die Fig. 9 und 10 zeigen Rechenergebnisse für den Fall, dass nur der auf die Hauptfahrwerke wirkende Regelkreis zur Dämpfung der Vertikalbewegung (Fig. 7) geschlossen (d. h. aktiv) ist. Die durchgezogene Linie zeigt das ungeregelte, die gestrichelte Linie das geregelte Verhalten. Die in Fig. 11 dargestellte Nyquist-Ortskurve für den offenen Regelkreis weist auf die gute Stabilität des geschlossenen Regelkreises hin; der Punkt (-1.0, i'O) wird nicht umschlossen. Die Fig. 12 und 13 zeigen Rechenergebnisse für den Fall, dass nur der auf das Bugfahrwerk wirkende Regelkreis zur Dämpfung der Nickbewegung geschlossen ist (Fig. 7). Die in Fig. 14 dargestellte Ortskurve für den offenen Regelkreis verdeutlicht die gute Stabilität des geschlossenen Regelkreises. Die Fig. 15 und 16 zeigen Rechenergebnisse für den Fall, dass beide Regelkreise - zum Dämpfen der Vertikalbewegung und der Nickbewegung - geschlossen sind. Die in diese Figur aufgetragenen Frequenzgangkurven zeigen, - welch enorme Verbesserungen im Schwingungsverhalten durch die Integration eines aktiven Fahrwerks erzielt werden können. Die hier aufgeführten Verbesserungen sind typisch für den Fall von Kampfflugzeugen. Der zur Regelung erforderliche Bedarf an Hochdruckhydrauliköl (ca. 30 1/min) kann während der Rollphase des Flugzeugs problemlos von den flugzeugeigenen Hydraulikpumpen geliefert werden. Für den Fall, dass ein höherer ölstrom zur Verfügung steht, ist eine weitere Verbesserung der aufgeführten Ergebnisse möglich. Bezugszeichenliste 1 = Landebahn 2 = Fahrwerk 3 = Flugzeugzelle 4 = Arbeitsraum 5 = Arbeitsraum 6 = Drossel 7 = Luftpolster 8 = Zusatzkammer 9 = bewegliche Wand 10 = Servoventil 11 = Zuleitung 12 = Ableitung 13 = Sensor 14 = Leitung 15 = Integrator 16 = Leitung 17 = Kompensationsnetzwerk 18 = Leitung 19 = Trägheitsplattform 20 = Bordrechner 21 = Leitung 22 = Leitung 23 = Leitung 24 = Druckgeber 25 = Leitung 26 = PID-Regler 27 = Leitung 28 = Subtraktionsglied

Claims: Actively controlled aircraft undercarriage with a resilient and absorbent cylinder arrangement, which has a first working space, filled with hydraulic medium, and a second working space, enclosing an air cushion and filled with hydraulic medium, as well as an auxiliary chamber for hydraulic medium, separate from the air cushion, the two working spaces being joined to each other via a throttle, with a servovalve for the feeding or draining of hydraulic medium from a pressure source into the auxiliary chamber and with a control loop determining the pressure in the auxiliary chamber, characterised in that the auxiliary chamber (8) is in effective connection with the air cushion (7) of the second working space (5), in that either a sensor (13) for measuring the acceleration of the aircraft at the centre of gravity, with downstream integrator (15), or for measuring the speed of the aircraft at the centre of gravity is provided, which sensor corrects the servovalve (10) via a compensation network (17) in the sense of an additional absorption of the oscillatory motions of the aircraft when rolling on a runway (1). Actively controlled aircraft undercarriage according to Claim 1, characterised in that, for the additional absorption of the motion of the rigid aircraft, a first sensor (13) is provided for determination of the vertical velocity of the centre of gravity of the aircraft for controlling the servovalves (10) of the main undercarriages and a second sensor (13) is provided for determination of the pitching speed for controlling the servovalve (10) on the nose undercarriage and a third sensor (13) is provided for determination of the rolling speed of the aircraft for actuating the servovalves (10) of the main undercarriages. Actively controlled aircraft undercarriage according to Claim 1 or 2, characterised in that, for the additional absorption of oscillatory motions of the elastic aircraft, a plurality of sensors - in particular acceleration pickups - are arranged in a distributed manner on the aircraft, the signals of which sensors are fed to the individual servovalves (10) of the individual undercarriages after superimposition.

Inventors: FREYMANN, RAYMOND, DR.
Applicants: DEUTSCHE FORSCHUNGSANSTALT FUER LUFT- UND RAUMFAHRT E.V.
Application year: 1986
Main classification: B64C25
IPC codes: F16F15, B64C25