Flugmechanik der Hubschrauber

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1 VDI-Buch Flugmechanik der Hubschrauber Technologie, das flugdynamische System Hubschrauber, Flugstabilitäten, Steuerbarkeit von Walter Bittner 3., aktualisierte Aufl. Flugmechanik der Hubschrauber Bittner schnell und portofrei erhältlich bei beck-shop.de DIE FACHBUCHHANDLUNG Thematische Gliederung: Klassische Mechanik Statik, Dynamik, Kinetik, Kinematik Springer-Verlag Berlin Heidelberg 2009 Verlag C.H. Beck im Internet: ISBN Inhaltsverzeichnis: Flugmechanik der Hubschrauber Bittner

2 teuerbarkeit namischen Stabilitätseigenschaften des Hubschraubersystems stehen desuerungscharakteristika gegenüber. Beider Zusammenspiel bestimmt die enschaften. Die Stabilitätsuntersuchungen basieren auf der als Parameter kation bezeichneten Analyse der hubschrauberspezifischen Dynamikmate Berücksichtigung von Steueraktivitäten. Steuereingaben des Piloten sind unabdingbar, zur Beherrschung der Maschine und zur Missionserfüllung. rch Steuereingaben erzeugten Reaktionen des Hubschraubers müssen für oten sinnfällig, ausreichend, für ihn und die Passagiere akzeptabel und lich sein. Piloten bevorzugen gut steuerbare Systeme, selbst reduzierte ätseigenschaften sind damit gut zu beherrschen; die Unfallrate sinkt, s. Bild zur Einleitung der Steuerbewegungen benötigten Momente entstehen: h den Versatz des Schubvektors aus dem Hubschrauberschwerpunkt herdurch ansteuern des Rotors (traditionelle Art zu steuern), oder auch durch gern des Schwerpunktes (Schwerkraftsteuerung). den Querkraftanteilen der Blattanschlusskräfte multipliziert mit dem aggelenksabstand (i.d.r. größter Beitrag). die Biegesteifigkeit der Blattwurzeln bei Verwendung gelenkloser Rotoren elle Reaktion) en erzeugt der Heckrotor, zusätzlich zum Drehmomentausgleich. uereingaben an Stick, Kollektivhebel und Pedalen sind zu betrachten: elne Impulsförmige (idealerweise rechteckige) Steuerausschläge; zur Festng der Reaktionen, vor allem der Bewegungsamplituden; danach Rückin den Ausgangszustand. nförmige Ausschläge; zur Untersuchung ausreichend schneller Übergänge ue, gewünschte Flugsituationen. elschnelle Impulsfolgen; es interessieren die Reaktionen des Systems bei koppelnden Steuerbewegungen des Piloten. In diese Klasse fallen auch die onen zur Aussteuerung der periodischen Eigenbewegungen. lskollektive schneller Ansteuerbewegungen, durch den Piloten, aber vor durch das FCS; festzustellen ist bis zu welchen Ansteuerungsfrequenzen ystem noch ausreichend und sinnfällig reagiert. ntersuchen sind dem entsprechend langsame/große, mittelschnelle/-große

3 12 Steuerbarkeit uerbarkeitsforderungen an Zivilhubschrauber ivilhubschrauber gelten in Deutschland bezüglich der Flugeigenschaften die Parts 27 und 29 der JAA und zusätzlich für IFR die Vorschrift FAA-EU-100. AA definiert Flugsicherheit und Fliegbarkeit folgendermaßen: er Hubschrauber muss in der Lage sein, ohne außergewöhnlicher Geschickeit, Aufmerksamkeit oder Kraftanstrengung des Piloten und ohne Gefahr des schreitens des sicheren Lastvielfachen unter allen für das Muster wahrscheinn Betriebsbedingungen, jeden erforderlichen Flugzustand aufrechtzuerhalten einen weichen Übergang von einem Flugzustand in irgendeinen anderen aushren. ne Bewertung der Fliegbarkeit, also dem Zusammenwirken von Fluggerät Pilot mit der Belastung des Piloten als Maßstab, kann nur durch Reihen von lügen erfolgen, sie ergibt sich nicht aus berechenbaren Größen. Zur Pilotentung tragen auch Missionsforderungen bei. Diese können widersprüchlich z.b. enthalten alle Missionen Schwebefluganteile; Untersuchungen haben en, dass für die Aufgabe Schweben als Beobachtungsplattform im Vergleich Start- oder Landeschweben doppelte Dämpfung und um 50 % gesteigerte erwirksamkeit zu fordern sind. Ähnliche Unterschiede ergeben sich aus Gröewicht, geforderter Manövrierbarkeit und für die anderen Missionsabschnitie wichtigsten Steuerbarkeitsforderungen der FAR sind: cheres steuern und manövrieren in allen zuzulassenden Flugzuständen, sreichender zyklischer Steuerbereich bis v ne mit kritischer Konfiguration, lle Steuerbarkeit bis 17 kt Wind aus jeder Richtung mit kritischer Konfiguran, chere Beherrschung nach Triebwerksausfall, der Steuerung keine zu große Ausbrechkraft, Reibung und Vorspannung, e Steuerkräfte und das Spiel dürfen sanfte Reaktionen auf Steuereingaben cht verhindern. konstante, Steuerempfindlichkeit, -wirksamkeit onstanten charakterisieren die Reaktionen des Hubschraubers in Rollen, Niund Gieren auf stufenförmige Steuereingaben. Zum schnellen Erreichen etwa er Rollwinkel sind zunächst starke Rollbeschleunigungen und schließlich Rollgeschwindigkeiten erforderlich. ie als Zweck der Steuereingaben erzielten Winkelgeschwindigkeiten sind im ntlichen abhängig von der Lockzahl γ, von den Freigängigkeiten der Taumelibe und des Steuergestänges sowie von den Steuerübersetzungen. Sie sind

4 12.2 Zeitkonstante, Steuerempfindlichkeit, -wirksamkeit 189 Steuerbarkeit nklose Rotoren erreichen die dem Steuerausschlag entsprechende Nickollgeschwindigkeit ca. doppelt so schnell im Vergleich zu gelenkigen Rotoh auf Grund der Federsteifigkeiten ihrer Blätter, aber vor allem deshalb, lenklose Rotoren in der Regel große (fiktive) Schlaggelenksabstände aufin Verbindung mit schweren Blättern. Hier liegt der Ursprung für die ene Steuerbarkeit und damit Agilität von Hubschraubern mit gelenklosen, von MBB erstmalig verwirklicht und mittlerweile Weltstandard. Winkelgeschwindigkeiten p, q, r einzusteuern (Rate Command, RC) ist die und wichtigste der Steuerungsaufgaben. Zur Quantifizierung wurde die stante t 0,63 definiert, Bild 12.1: Sie ist die Zeit, nach der 63 % der endgültik-, Roll- oder Giergeschwindigkeiten p, q und r erreicht sind. Sie charakden ansteigenden Verlauf der Reaktionen auf die Ansteuerungen; im einionalen Ansatz! kann der Übergang in der Form einer höherfrequenten Schwingung erfole in Bild 12.1 dargestellten Kurven sind dann deren Mittelwert. Der Anr Reaktionskurve (Beschleunigung), auf den Knüppelausschlag bezogen, Steuerempfindlichkeit (control sensitivity) bezeichnet. Verhältnisse der endgültigen Nick-, Roll-, Giergeschwindigkeiten pro entndem Knüppelweg sind die Steuerwirksamkeiten (rate sensitivity). itung der Zeitkonstanten t 0,63 (für τ =0): kleine Verzögerung τ wird zunächst als, in der Schwingung der Reaktionsenthalten, angenommen; auf die Reaktionen als Folgen stufenförmiger ingaben ist sie auch tatsächlich ohne wesentlichem Einfluss. finition der Zeitkonstanten über 63 % von p, q oder r hat einen praktischen Unsere Steuerbewegung ist eine Störung des stationären Fluges, wie sie in

5 er zweite Zeitabschnitt kann als Kehrwert eines Dämpfungsparameters ω m efasst werden. Für τ =0 ist ω m gleich dem Dämpfungsderivativum. 12 Steuerbarkeit x( t ) d 2 t x 1 e m mit x( t ) = x wird: = d 2 m d 2 t m 0, 63 e t 0, 63 = 0, 37 logarithmiert = 1 oder m t 0, 63 = d 2 it der vereinbarten Definition ist die Zeitkonstante also unmittelbar aus den oren der Schwingungsgl. (10.6b) und aus Messschrieben abzulesen, nämlich ehrwert des Dämpfungskoeffizienten σ, der unseren Dämpfungsderivativa L p, r entspricht. it Gl. (10.20) ergibt sich, dass sich t 0,63 und t D/H nur durch den Faktor ln2 unheiden. ie Kehrwerte der Zeitkonstanten (also die Dämpfungen) und die Steuerempichkeiten werden zur Beurteilung der primären Steuerbarkeit von Hubschrauspäter als Steuerbarkeitsdiagramme dargestellt. ie Reaktionen auf Steuereingaben werden bei kleineren als der kritischen pfung nicht asymptotisch auf den neuen Endwert zulaufen, sondern, um die nommene Kurve als Mittelwert schwingend. Den gleichen Effekt haben höhes die angenommenen eindimensionalen Charakteristiken unseres Systems. Die noch vernachlässigte Zeitverzögerung τ regt diese Schwingung an. Dieser bschnitt kann dabei als erste Halbschwingung nach unten aufgefasst werden. ie Verzögerung τ entsteht, weil das System nicht unmittelbar mit dem Beginn teuereingabe reagiert. Aus folgenden Gründen: ftmassenträgheiten verzögern den Aufbau der aerodynamischen Kräfte, asenverschiebung zwischen Einsteuerung und Rotorblattreaktion, s Steuerkommando ist nicht ideal rechteckig, es zeigt Trapezform, e mechanische Ansteuerung hat Spiel und ist elastisch. ichtlineare aerodynamische Effekte und ynamiken höherer Ordnung treten auf. oderne Hubschrauber mit gelenklosen Rotoren (wie der Beispiel-HS von Ka- 10) weisen bei 75 kt 80 bzw. 125 ms in Roll- bzw. Nick-Richtung auf. Vorgriff auf die später zu behandelnden hochfrequenten Steuereingaben er Amplituden ist die Zeitkonstante genauer darzustellen, nämlich mit Besichtigung von τ. ie Zeitkonstante setzt sich zusammen aus der Verzögerung τ und einem Zeithnitt 1/ω m, in dem das System wie beabsichtigt reagiert. t 0,63% = τ + 1/ω m (12.1)

6 12.3 Rating Scales 191 g Scales beurteilen auf der Grundlage persönlicher Erfahrungen und Fertigkeiten erücksichtigung ihrer Aufgabe. Wenn der Hubschrauber einer Steuereinlangsam folgt (typisch für Hubschrauber mit gelenkigen Rotoren), dann en sie ihn als träge, sie lernen aber damit umzugehen (es drohen jedoch s sind Pilot Induced Oscillations). Ist die Steuerfolgsamkeit hoch (typisch nklose Rotoren), dann wird ein Pilot, der an gelenkige Rotoren gewöhnt Hubschrauber zunächst als übersensitiv empfinden. Dieses Urteil ändert h einiger Übung in: Lässt sich so angenehm steuern wie ein Starrflügler Modified Cooper-Harper Rating Scale [ 7 ] agiere bezeichnen relativ steuerweiche Hubschrauber oft als angenehmer, dererseits aber an der hohen Manövriersicherheit straffer reagierender interessiert, besonders bei Flügen in Bodennähe und zwischen Hinderniszuverlässigen Beurteilung der Flugeigenschaften eines Hubschraubers im (HQR, Handling Qualities Rating) sind aufgrund der breiten Varianz des

7 12 Steuerbarkeit ie damit erhaltenen HQR werden zu drei Güteklassen zusammengefasst: vel 1 umfasst HQR 1 bis 3,5 vel 2 umfasst HQR 3,5 bis 5,5 vel 3 umfasst HQR 5,5 bis 8,5 ewertet wird das Zusammenspiel von Pilotengeschick, Missionsanforderun- Sichtverhältnissen und den flugdynamischen Eingenschaften des HS. ie Ratings gehen von einem voll funktionsfähigen Hubschrauber aus. Nach all eines Teilsystems, z.b. einer Stabilisierungseinrichtung, muss der Pilot, unter Vernachlässigung seiner Mission, den Hubschrauber noch sicher bechen können. mpilotenmodell n vor dem Erstflug eines in Entwicklung befindlichen Flugzeuges sind Ausn über dessen Flugeigenschaften erforderlich, bzw. zu fordernde Flugeigenften ergeben Entwurfskriterien. In diesem Zusammenhang ist auch über das reglerkonzept zu entscheiden. iese Reglerkonzepte, in denen das noch nicht operable Flugzeug die Regelke ist, von dem aber aus dem Entwurf schon erste Derivativa zu ermitteln könnten noch nicht in der o.g. Art und Weise erprobt und verschiedene Altiven verglichen werden. m diesem Mangel durch Simulationen abzuhelfen wurde die charakteristische endynamik mathematisch nachgebildet und zu einem Normpilotenmodell mmengefasst: τ s + 1 = T LΘ s Y P Θ k PΘ e (12.2) T s + 1 N Steuerweg des Piloten zur Nickwinkelsteuerung Verstärkungsfaktor (typisch: 440 mm/rad für gelenkige, 260 mm/rad für gelenklose Rotoren) Vorhaltezeit des Piloten bei der Nicksteuerung (0,6 bzw. 0,3 sec) Totzeit des Piloten, Informationsübertragungszeit von der Anregung des Auges bis zu der des Muskels (0,1 bis 0,3 sec) neuromuskuläre Verzögerung (häufige Annahme 0,1 sec) it Hilfe solcher Normpiloten sind geschlossene Regelkreise möglich. Damit en schon frühzeitig Aussagen zu den Steuereigenschaften eines Neuentwurfes ffen werden.

8 12.5 Das Steuerbarkeitsdiagramm 193 teuerbarkeitsdiagramm ch beschränkten sich die Steuerbarkeitsanalysen auf stufenförmige, also der weniger abrupte, einzelne, relativ große Steuereingaben auf die der sreichend prompte Reaktionen erwartet. Geleistet werden damit folgende en: grobes Stabilhalten des Schwebefluges in Richtung und Lage, einsteu- Translationen. Diese Art der Steuerung ist auch weiterhin die Basis aller ngsaktivitäten. Grundlage sind die Definitionen der Zeitkonstanten, der mpfindlichkeiten und -wirksamkeiten entsprechend Bild ame Steuereingaben schlägigen Zulassungsforderungen liegen einfache mathematische Modelrunde (Systeme 1. Ordnung). Bei der Behandlung der Längsbewegung, fert das Momentengleichgewicht um die y-achse: I y q M q q = M η η (12.3) em sprunghaften Steuerausschlag von η =0 auf η 1 erhält man: q M M η q t q() t = η e I y 1 (12.4) I () t y M M η q η t 1 1 e I (12.5) (10.34) y M q = M η I y M q () = η t Θ t 1 t 1 e I (12.6) y M M q q inem bestimmten Zeitabschnitt erzielbaren Nickwinkel. h Ziehen bzw. Drücken am Steuerknüppel muss es dem Piloten möglich sreichend schnell im Sinne Nicken zu beschleunigen, um Schwingungen rungen auszugleichen und ausreichend manövrierfähig zu sein. Die Steuamkeit M η (oder auch Steuerempfindlichkeit) muss deshalb auf die Dämp- Nickrichtung abgestimmt sein. ererseits darf die Nickgeschwindigkeit nicht zu schnell zu groß werden (tyr HS-Modelle) sonst nimmt der Hubschrauber zu schnell große Nicklagen

9 12 Steuerbarkeit min, 7 = 4, 4 I 0, 7 für Sichtflug und M = 8, 3 I 0 für IFR. (12.7+8) y q min prechend werden für die Querbewegung gefordert: min, 7 = 9, 9 I 0, 7 für Sichtflug und M = 13, 8 I 0 für IFR. ( ) ür die Gierbewegung: min x p min, 7 = 14, 9 I 0 für Sichtflug und Flug unter IFR-Bedingungen, ( ) z n nur eine Empfehlung ist. GARD Empfehlungen nennen Mindestwerte für Nickwinkel, die mit einem pelausschlag von: 1 cm nach 1 sec (12.13) cht werden müssen. weils für Sicht bzw. Instrumentenflug werden empfohlen: ie Längsbewegung: cm, 1sec 136, 2, 2 = /sec und Θ 1cm, 1sec = /sec ( ) 3 G + 0, G + 0, 454 t entsprechend für die Querbewegung: cm, 0, 5 sec 0, 82 0, 97 = /sec u. Φ 1cm, 0, 5 sec = /sec ( ) 3 G + 0, G + 0, 454 t eachten ist hier die halbe Reaktionszeit! Es dürfen maximal 20 /sec Rollrate cht werden. die Gierbewegung: cm, 1sec 3, 33 3, 33 = /sec und Ψ 1cm, 1sec = /sec ( ) 3 G + 0, G + 0, 454 t le sechs Gleichungen ist G t in Tonnen einzusetzen. r die Nickrichtung kann folgende empirische Formel für das Massenträgmoment herangezogen werden: t t y t x I y = 160 G t 1,724 (12.20) t durch I y zu ersetzen (für die Massenträgheitsmomente um die beiden andechsen stehen entsprechende Regressionen zur Verfügung, deren Basisdaten en aber stärker. eben den Grenzen nach MIL-H-8501A sind auf Bild 12.2, im Steuerbarkeitsamm in seiner älteren Form, Grenzwertempfehlungen zu Parameterkombina-

10 12.5 Das Steuerbarkeitsdiagramm 195 Steuerbarkeitsdiagramm in seiner älteren Form er Darstellung abgesetzt in die Richtung zum Ursprung hin liegt der Beelenkiger Rotoren, außerhalb der E.+W.-Empfehlung, vor allem aber bei ehr zeitgemäß hohen Zeitkonstanten. Unterhalb des E.+W.-Bereiches werslegungen als zu träge reagierend empfunden, oberhalb als übersensitiv. eingezeichneten Werte für den praktischen Fluggeschwindigkeitsbereich lichen warum der Hubschrauber Bo105 in Bezug auf Steuerbarkeit Maßesetzt hat, in einer Zeit in der ausschließlich gelenkige Rotoren verwendet. beiden für den Hubschrauber Bo105 angegebenen Bereiche (Prototypen!) erisieren den Übergang von gelenkigen Rotoren auf gelenklose (der erste p des Bo105 sollte mit einem gelenkigen Rotor des Hubschraubers Scout a Westland ersterprobt werden). Sie zeigen, dass bei der Auslegung von raubern mit gelenkigen Rotoren die Dämpfung kritisch werden kann, vor enn eine IFR-Zulassung angestrebt wird. Darstellung in Bild 12.2 ist hubschrauberspezifisch. Das bezieht sich vor uf die Lage der E.+W.-Grenzlinien, aber auf auch die horizontalen Grenzntsprechend MIL-H-8501A! Aus diesen Gründen konnten in diese Form uerbarkeitsdiagrammes die Werte verschiedener Hubschrauber nicht einged.h. nicht in Relation zueinander gesetzt werden. Rollen und Gieren werden entsprechende Darstellungen verwendet. Allertreuen die Statistiken für die zu verwendenden Massenträgheitsmomente in Richtungen stark, so dass diese Steuerbarkeitsdiagramme für Vergleiche edener Hubschrauber miteinander noch begrenzter verwendbar sind.

11 ie das Bild 12.3 zeigt setzt die MIL-F in Bezug auf die Steuerbarkeit besonders engen Grenzen, gar keine in Richtung zu hoher Zeitkonstanten. es ist akzeptabel wenn an die Präzision des Fluges keine besonderen Ansprüestellt werden (wie in den Anfängen des Hubschraubereinsatzes), der Pilot rt ein und wartet bis die Reaktion erfolgt ist (dies entspricht einem open- -Prinzip). eutige Einsatzmissionen verlangen Präzision. Die dafür erforderlichen, oft koppelnden, hochfrequenten Steuereingaben werden im Steuerbarkeitsdia- 12 Steuerbarkeit rundlage bleiben die eindimensionalen Übertragungsgleichungen. Gefordert en: lle 12.2 Antworten auf Steuereingaben nach einer Sekunde oder weniger. (Dimension: Grad ch) Nickrichtung Rollrichtung Gierrichtung Level min. max. min. max. min. max. 1 3,0 20,0 4,0 20,0 6,0 23,0 2 2,0 30,0 2,5 30,0 3,0 45,0 3 1,0 40,0 1,0 40,0 1,0 50,0 araus können mit Hilfe entsprechender Gleichungen, wie Gl. (12.5) für Ni-, die Steuerbarkeitsdiagramme in der neuen Form errechnet werden: 2.3 Steuerbarkeitsdiagramm Nicken

12 12.5 Das Steuerbarkeitsdiagramm 197 allem die Zeitkonstante auf maximal 0,5 Sekunden für Nicken und Gieren 3 Sekunden für Rollen begrenzt. Steuerbarkeit Rollen Steuerbarkeit Gieren teuerbarkeitsdiagramme der Bilder 12.3 bis 12.5 bieten: titative Aussagen zu den wichtigsten Parametern der Steuerbarkeit. Vergleichbarkeit zu Grenzempfehlungen, Konkurrenzvergleich.

13 12 Steuerbarkeit erfrequente Ansteuerungen/Reaktionen Steuerbarkeitsdiagramme der Bilder 12.3 bis 12.5 basieren in ihrem Ansatz großen, einmaligen, in ihrem Verlauf rechteckigen Steuereingaben oder ulsen durch den Piloten; sowie auf Reaktionen des Hubschraubers entspred eines linearen eindimensionalen Systems, auf der Grundlage der Gl. (12.3). teuerwirkungen werden geänderte, bis zur nächsten Einsteuerung bleibende, bahnparameter (meist Drehgeschwindigkeiten um die Hauptachsen) erzielt. ie kleine, aber doch zu beobachtende Zeitverzögerung τ, wie sie dem Bild dargestellt ist, wird hierbei vernachlässigt. Die durch den Piloten so eingerten Manöver bleiben niederfrequent, sie werden bei dieser Art der Steuerung feinkorrigierend rückgekoppelt. In der Sprache der Verstärkertechnik ausgekt, handelt es sich um ein open loop-system. Gesteigerte Anforderungen an räzision der zu fliegenden Manöver können dabei nur sehr sekundär berückigt werden. Diese Art der Ansteuerung führte bei den ersten Hubschraubern ren bekannter eher trägen Flugweise. lche Flugeigenschaften reichen heute, vor allem im militärischen Sektor bei m nicht mehr aus. Moderne Rotortechnologien und elektronische Steuessysteme ermöglichen hochreaktive Flugführung. Dies ist die Entwicklung it dem Hubschrauber Bo105 eingeleitet worden ist. estiegene Anforderungen an die Präzision von Flugmanövern (Hindernis- und nnähe) bedingen laufend mittel- bis hochfrequente korrigierende Steuereine kleiner Amplitude durch den Piloten bzw. das SCAS (Stability and Control entation System), zur exakten Einhaltung der mit den normalen niederfreten Steuerbewegungen primär eingeleiteten Manöver. ile der Steuerung arbeitet dadurch rückkoppelnd und damit als closed loopme. Die Eigenschaften und Grenzen solcher Systeme werden dementspred für die Steuerbarkeit moderner Hubschrauber hoch relevant. Die deshalb u berücksichtigenden Kriterien und Anforderungen sind unter Angabe von zu chender Güteklassen in der Vorschrift ADS-33 (Aeronautical Design Standard zusammengefasst. Dieser Standard ist in deutsch/us-amerikanischer Zuenarbeit erarbeitet worden, im Rahmen eines MoU zur Hubschraubermechanik..1 amische Stabilitätskriterien mittelschneller ktionsbewegungen Steuerbarkeitsdiagramme gelten für Bewegungen, die auf einen neuen Endzulaufen, im Sinne des Bildes Die beiden im Rahmen der Parameter

14 12.6 Höherfrequentige Ansteuerungen/Reaktionen 199 ewertungsschema unter Verwendung von HQR-Levels, das auch Vergleischiedener Systeme ermöglicht, enthält der ADS-33 (zum Teil als Neufasälterer MIL-STD). Dabei wird in der Gaußschen Ebene gearbeitet. Die lung, etwa wie in Bild 10.2, wird dafür in der Praxis etwas abgeändert. erwendung der in Kapitel eingeführten schwingungsmechanischen e und unter Einbeziehung des kritischen Dämpfungsverhältnisses entspreer Gl. (10.19) entstehen neue Achsenbezeichnungen. den Gln. (10.7), (10.8) und (10.19) wird für die se: σ =ζ ω 0 (12.20) tzt in Gl. (10.10) entsteht für die se: ω =ω 0 (1-ζ²) 1/2, (12.21) ls der natural frequency ω n. Zeitfunktionen entsprechend Gl. (10.16) sind damit auf die beiden Größen ngsverhältnis und Eigenfrequenz zurückgeführt. Beide können mit Hilfe ameter Identifikation (Kapitel 10) und andererseits, wie hier gezeigt, durch robung ermittelt werden. n entsprechenden Darstellungen, Bilder 12.6 und 12.7, sind Grenzen festinnerhalb derer günstigere HQR-Levels erreicht werden. Die Grenzlinien rch Forderungen bestimmter Mindestdämpfungen definiert, in Relation tischen Dämpfungsverhältnis. In Nickrichtung sind die Bereiche für HQRund 2 in der Nähe der Im-Achse durch ω n = 0,5 bzw. 1,0 rad/sec nach oben t, im Rollen für HQR-Level 1 mit 2 und 3 durch ω n = 1 bzw. 0,4 rad/sec. ind zu schnelles Nicken und zu langsames Rollen ausgeschlossen. Begründung für die mit ζ = 0,35 bezeichneten Linie wurde im Zuge von.2 gegeben. In Nickrichtung kann im Bereich moderater Eigenfrequenzen erer t D bzw. t H von dieser Grenzlinie abgewichen werden, wie dargestellt. annt guten Steuerbarkeit der HS in diesem Bereich, trotz teilweiser Instaird damit Rechnung getragen. 1 ckbewegung itel 10 über die Flugeigenschaften wurde die Bahnschwingung als die für amische Längsstabilität unseres Hubschraubers wesentliche Schwingung ziert. Dafür typische Lösungspole, hier solche für den Hubschrauber sind im Bild 12.6 relativ zu den HQR-Levels dargestellt. eingezeichneten Ergebnisse von Flugmessungen mit dem Hubschrauber bestätigen die praktische Flugerfahrung, dass dieser Hubschrauber trotz er Phygoidschwingung sehr gut zu fliegen ist, er erreicht HQR-Level 1. ers wichtig ist diese Feststellung für Flüge nach IFR und die Zulassbarkeit.

15 12 Steuerbarkeit 2.6 Bewertung Nicken (Achsendimensionen rad/sec) it dem Sektor zwischen ζ = -0,2 bis 0,0 und unter ω n (1-ζ²) 1/2 = 0,5 ist für chrauber weit mehr dynamische Instabilität zugelassen als für Starrflügler eren Grenzlinie ζω n = 0,01 zum Level2-Bereich hin. ild 12.6 gilt bei voller Aufmerksamkeit des Piloten für die Flugführung. Für lte Aufmerksamkeit fällt der Sektor zwischen ζ = -0,2 und 0,35 auf Level2 uch deshalb werden in moderne HS Flugregler eingebaut, um nicht gerade nspruchsvollen Missionen oder schwierigen Flugbedingungen diese Einbuße leiden..1.2 Rollbewegung Rollschwingung entsteht aus der Taumelschwingung. Einzelne Bereiche ern hier für verschiedene Missionsabschnitte (MTE Mission Task Elements, unterschiedliche HQR-Levels.

16 12.6 Höherfrequentige Ansteuerungen/Reaktionen 201 Bo105 erreicht in Rollrichtung im normalen Einsatz beste HQR, im Präzig mittlere. Die Flugmesswerte streuen stark. Im Mittel sind hier: = 2,5 rad/sec ζ = -0,16 Seitwärtsflug in Schwebeflugnähe ist im Vergleich zum schnelleren Flug anspruchsvoller wie in x-richtung. Folgendes sei noch besonders betont: ichtung sind Instabilitäten nicht zugelassen. därreaktionen holt wurden Bewegungen angesprochen, die zwar auch dynamische Eigenn unseres Systems sind, die sich aber überwiegend der zwangsläufig niednsionalen Parameter Identifikation entziehen, also allein durch Flugerprorimär mit den Prototypen neuer Hubschrauber, zu identifizieren sind. Übergänge in neue Flugzustände als Wirkungen von primären Einsteuewurden bei der Analyse der Steuerwirksamkeit in Kapitel 12.2 als e- Funkidealisiert. Bereits erwähnt wurde, dass diese Übergänge in der Regel als gungen erfolgen. Mit solchen Einschwingvorgängen befassen sich die wei Kriterien, sie dienen vor allem der Beurteilung der Agilität. Kriterium moderater Amplituden oder Anstellungen (attitude quickness). ihm werden die auf die maximal auftretenden Lagewinkeländerungen benen maximal erreichten Winkelgeschwindigkeiten über dem Minimum der winkelschwingung aufgetragen. Der Quotient charakterisiert wie schnell neue Fluglage erreicht wird, nach Einsteuerung. Wichtig wird dabei die ssivität des Piloten und wie weit er die Kapazitäten des Rotors ausnutzt. In m Diagramm sind Grenzwerte angegeben um Level 1, 2 oder 3 zu errei-. Es gilt für langsamen Flug und UCE = 1. Das Kriterium kommt in Nick- - und Gierrichtung zur Anwendung. Kriterium für große Amplitudenausschläge (large amplitude) im Schweg sind zu erreichende Winkelgeschwindigkeiten bzw. Lagewinkel festge- Für RC-Systeme müssen, um Level 1 zu erreichen, für aggressive MTE, in richtung, mindestens 30 /sec erreicht werden, für AC-Systeme 30, in en RC: 50 /sec bzw. AC: 60 und Gieren allein RC: 60 /sec. Im Vorsflug wirkt das Seitenleitwerk dämpfend, die Forderung für Gieren ist desauf 16 /sec reduziert. r dem Kriterium control power sind im Vorwärtsflug stationär fliegbare vielfache nachzuweisen, vor allem an den Grenzen der OFE. (Hierzu siehe 9.5, Rotorauslegung, Bestimmung der Blattbelastung). Kriterium Manöverstabilität fordert die Überprüfung der in Kapitel 11 estellten Stabilitäten. Speziell die Forderungen bezüglich der Kräfte am.

17 en steuern nicht so abrupt, wie es bei impuls- oder stufenförmigen Eingaben nommen ist, sondern mit stetigeren Bewegungen. Vor allem aber korrigiert ilot im Hochleistungsflug laufend nach, meist schon bevor sich die Reaktion 12 Steuerbarkeit Vorwärtsflug sollten die Drehgeschwindigkeiten abhängig von den Pedalngaben nicht inakzeptabel von der Linearität abweichen, Pedaleingaben und ierbewegung müssen gleichsinnig sein. achzuweisen sind Charakteristika für den Seitwärtsflug. Sie beziehen sich auf e Trimmbedingungen und stationären Stabilitäten. Für die Giersteuerung erden Trimmstellungen und Pedalkräfte definiert. Der Querwinkel muss der itengeschwindigkeit proportional sein. Seitliche Steuerausschläge müssen zu ewegungen in gleicher Richtung führen. riterien zu den Vertikalbewegungen beziehen sich auf: as Ansprechen der Bewegung auf die Kollektiveinsteuerung, die Dämpfung d die Zeitverzögerung werden gemessen, die Reaktion sollte der eines Sysms erster Ordnung entsprechen. ie vertikale Fahrtaufnahme, sie soll 1,5 sec nach der Kollektiveingabe größer s 0,81 m/sec sein um Level 1 zu erreichen. egenüberstellung des Drehmomentes am Triebwerk zur Drehgeschwindigkeit s Rotors. Die Zeit bis zum Punkt des Überschießens und das Überschwingrhältnis sind die Charakteristika. ie Rotordrehzahl muss die Grenzen einhalten, die zur Erfüllung aller MTE nerhalb der OFE nötig sind. Das ist stark vom Rotorträgheitsmoment abhäng, vor allem aber von der Reaktionsgeschwindigkeit des Triebwerksreglers. tzlich sind Steuerungscharakteristiken gefordert bezüglich Zentrierungen, rechkräften, Kraftgradienten, Kraftgrenzen, Freigängigkeiten und Abstimgen der verschiedenen Steuerungsorgane untereinander. hließlich werden die in der Erprobung zu fliegenden Manöver genau festgeereiche der neuen Vorschriften sind noch in Diskussion. Eine umfangreiche istung von noch zu klärenden Punkten bringt [6]. er überwiegende Teil der genannten zusätzlichen Forderungen ist mit theoreen Berechnungen nicht vorherzubestimmen, und damit auch nicht mit Hilfe Simulationen darstellbar. Für beides sind unsere Werkzeuge zu stark verein-. Zur Feststellung bleibt allein der Flugversuch, weshalb der Bau von Protounabdingbar bleibt; dies sind Maschinen, deren flugmechanisches System Hilfe aufwändiger Messkampagnen und feinkorrigierender Eingriffe in die me optimiert wird, bis schließlich die endgültige Konfiguration gefunden ist..3 hfrequente rückkoppelnde Steuerbewegungen kleiner lituden

18 12.6 Höherfrequentige Ansteuerungen/Reaktionen 203 släufig niedrigdimensionalen) Simulationen mit Flugversuchen führten für e Hubschrauber in anspruchsvoller Mission zu völlig unterschiedlichen en bezüglich Fliegbarkeit. Die Steuerungscharakteristika in der Zeitebene, die Dämpfungen, verloren offensichtlich an Bedeutung. Bei Schiffslanstellte sich die schnelle Feinsteuerung als entscheidend heraus. Aus solfahrungen wurde klar, dass die hochfrequenten Anteile der Steuereingaben höhere Ordnung unseres Systems hierfür die Ursachen sind. h die Rückkopplung der Flugbahnparameter auf die Steuereingaben, zur ung vorgegebener Flugbahntoleranzen, entstehen closed loop-systeme. Zur e dieses Problemkreises und vor allem um später Auslegungsgrenzen zu en, wird auf die Systematik und die Arbeitsmethoden der elektronischen ker- oder auch der Regeltechnik zurückgegriffen. deren Analyse im hochfrequenten Bereich (0,5 bis 25 rad/sec) wird in der nzebene gearbeitet, mit Bandbreiten (Band Width) und Phasenverschie- (Phase Delay). Die Reaktionen des Systems auf immer höherfrequentere ingaben werden in der Form des Bode- (Amplituden)- und des zugehörigen diagrammes dargestellt. Die Arbeitsweisen sind im Aeronautical Design d ADS-33 [10] zusammengefasst. Damit können im stark missionsbezogechleistungsflug auftretende flugmechanischen Probleme und Grenzen idenund später quantifiziert werden, über die die klassische Flugmechanik in it- und Komplexebene keine Aufschlüsse geben kann. Die klassischen enschaftsforderungen für die niederfrequente Primärsteuerung und die hnellen Bewegungen bleiben aber bestehen. 1 lagen de-diagramm zeigt die Amplitudenverstärkung aufgetragen in Abhängigder Erregerfrequenz. Es entspricht dem der Schwingungslehre, jedoch in er elektronischen Verstärkertechnik üblichen Form.

19 12 Steuerbarkeit zwar: doppel-log-auftragung, it der Ordinateneinheit db ( Dezibel = 20 mal die 10er Potenz ), it der Abszisseneinheit Hertz oder rad/sec, t mit dem Anfangswert normalisiert. as Bild 12.8 zeigt ein Bode-Diagramm für den Hubschrauber UH-60A Black k der Firma Sikorsky, gültig für die Rollbewegung, im oberen Teil die Ampliverstärkung und im unteren den zugehörigen Phasenwinkel zwischen teuerung und Reaktion. Es ist [3] entnommen. ie angegebenen Flugmessdaten wurden mit Hilfe der schnellen Fourieryse aus Messschrieben ermittelt, die Vergleichskurven entstanden mit Hilfe bertragungsfunktionen. ei niedrigen Frequenzen folgt der Hubschrauber unmittelbar den Steuereingadie gewünschten Bewegungen sind proportional den Steuerausschlägen, es iert keine Phasenverschiebung. Dieser Arbeitspunkt entspricht weitgehend Arbeitsbedingungen des in Kapitel 12.5 behandelten Steuerbarkeitsdiagramit zunehmender Ansteuerungsfrequenz steigt die Kurve der Amplitudenverung zunächst an, bis zur Resonanzfrequenz, um anschließend stark abzufalie Amplitudenüberhöhung ist dabei von der Dämpfung abhängig, sie tritt auf u Dämpfungsbeiwerten unter 2 1 2, darüber nicht. Bei zu hohen Eingabefrezen kann das System nicht mehr ausreichend folgen, die Ausgangsamplituden amit die Steuerwirksamkeiten schwinden drastisch. hon unterhalb der Resonanzfrequenz beginnend, verschiebt sich die Phase chen Einsteuerung und Reaktion immer stärker von -90 ausgehend zu höheeträgen. is zu den Frequenzen, bei denen das System noch ausreichend folgt ( die e flach ist ), reicht dessen Bandbreite (BW, Band With), im Bode-Diagramm etwa bis zur cross-over-frequenz und im Phasengang etwa bis zur Phasenverbung von er Abstand der Phase zu -180, damit würde Steuerumkehr auftreten, muss ichend groß bleiben, zur Vermeidung der Steuerumkehr und als Sicherheit ompensation von Totzeiten des Steuerungssystems, der Piloten- und Rotorionszeiten und der begrenzten Stellgeschwindigkeiten der Hydraulik. Innerder Bandbreiten sind ausreichende Wirksamkeit (Amplitude) und Sinnfällig- Phase) der Reaktionen auf Steuereingaben sichergestellt. och höhere Eingangsfrequenzen führen (wenn diese für die verwendete Rochnologie überhaupt verträglich sind) zum Verlust der Steuerwirksamkeit und llem zu Steuerumkehr und damit sehr schnell zu PIO (Pilot Induced Oscilla- ). Um dies zu vermeiden, muss sich der Pilot zu weniger Aggressivität, also rfrequenterem Steuern, zwingen (wenn dies möglich ist und was ihn stärker

20 12.6 Höherfrequentige Ansteuerungen/Reaktionen 205 neuen Flugeigenschaftskriterien nach ADS-33-PRF, für hochfrequente ngseingaben, fordern Mindestbandbreiten, zu bestimmen aus dem Bodem entsprechend dem in Bild 12.9 dargestellten Verfahren: Bandwith und Phase Delay elay: τ P Φ2 ω = 57,3 2 ω sponse - Types: ω BW is lesser of ω BWgain and ω BWphase e Command/Attitude Hold Response-Types: ω BW ω BWphase ung der Bandbreiten: angspunkt für die Bestimmung der BW ist der Schnittpunkt des Phasenmit der Linie (Steuerumkehr!) bei ω 180. Von diesem Punkt ist end Abstand zu halten um eine gewisse Steuerbarkeitsreserve beizubehalr Funktionswert im Bodediagramm bei dieser Frequenz erhält deshalb uschlag (GM, Gain Margin) von 6 db. Der neue Funktionswert markiert bis hierher reicht die Bandbreite BW gain, aus der Verstärkungskurve be- Die Bandbreite aus dem Phasengang BW phase ergibt sich aus dem Schnitter Phasenkurve mit der Linie. e BW gain sichert dem Piloten exaktes Steuern bis zu höchster geforderter

21 12 Steuerbarkeit ie Steuereingabe (pitch und roll) erzeugt eine stetige Änderung des zu steunden Freiheitsgrades (Mindestforderung, gut fliegbar). titude Command / Attitude Hold Response (ACAH): ie Steuereingabe erzeugt eine Änderung bis zu einem Endwert (verbessert egbar). r RC ist die zu verwendende Bandbreite die kleinere der beiden aus dem tärkungs- bzw. Phasendiagramm. Für ACAH ist die Bandbreite aus dem endiagramm zu verwenden. Diese Einschränkung wurde eingeführt, weil die tärkungskurven für ACAH gerade im wichtigen Bereich in der Nähe der -over Frequenz in der Regel sehr flach verlaufen, d.h. Steuereingaben wenig ung zeigen. Aggressiv steuernde Piloten laufen dadurch Gefahr, zu übersteund dadurch in den Bereich der Steuerumkehr zu geraten. Solche Systeme, nders wenn ω BWphase <ω BWgain ist, sind stark PIO-gefährdet. der Praxis ist die Situation etwas entspannter, da die typische ACAHabe, die Höhenhaltung, in der Regel vom SAS gesteuert wird. Phase Delay: as Kriterium Phase Delay τ p ist ein Maß für das Anwachsen der Frequenzverbung jenseits der Frequenz neutraler Stabilität ω 180. Charakteristiken mit stark abfallendem Phasengang in der Nähe der Bandbreitenobergrenze ereren dem Piloten die Steueraufgabe entscheidend. Das Voraussteuern miss-. Obendrein ergeben sich in solchen Fällen kleine Bandbreiten. r vereinfachte Systeme ist die Bandbreite ω BWphase gleich dem Kehrwert der onstanten in rad/sec. Bei einer Bandbreite von 3 rad/sec wird also t 0,63 in Drittel Sekunde erreicht. Hier wird sichtbar, dass die neuen Betrachtungsen eine Weiterentwicklung der bisherigen sind, dass die hochfrequente Steuedie Primärsteuerung als Basis hat. der Nähe der cross-over-frequenz führt der Pilot bereits sehr schnelle Beween aus, bei BW = 10 z.b. 1,6 Steuerzyklen pro Sekunde, d.h. sie liegen schon in den Arbeitsbereichen von Steuerungssystemen. ohe Bandbreiten können durchaus in Resonanzbereiche anderer Hubschrauauteile reichen und diese anregen, z.b. in die der Rotorschwingungen, oder auch die Stabilität der Simulationssoftware im SCAS überfordern..3.2 rderte Systemeigenschaften der Flugpraxis und aus Simulationen mit Piloten und Normpiloten in closed- -Systemen ist seit langem bekannt, je aggressiver in Frequenz und Steuerweg cht wird, kritische Flugsituationen exakt einzuhalten, desto instabiler kann ystem werden, bis hin zur Wirkungslosigkeit, zur Steuerumkehr und absolustabilität. Die für noch ausreichend wirksame Reaktionen auf Steuereingaben

22 12.6 Höherfrequentige Ansteuerungen/Reaktionen 207 en antizipieren die Bewegungen des Systems, um den beobachteten Phachiebungen zuvorzukommen. Dies funktioniert aber nur bis in Bereiche end kleineren Frequenzen als etwa der cross-over-frequenz. Darüber sich die Phasenverschiebung so schnell, dass die Voraussteuerung nicht elingt. Aus diesem Grund wird die Steigung des Phasenverlaufes im Beoher Frequenzen, als zweites Steuerbarkeitskriterium genutzt, sie wird als lay τ p bezeichnet. BW und τ p enthalten implizit die in Kapitel 12.2 im Vorlauf zu den Steuerdiagrammen definierten Charakteristika τ und ω m. Um dies zu zeigen, Amplituden- und Phasenverlauf für ein closed-loop-system qualitativ ie Ansätze (12.22 und 12.23) dargestellt werden. Daraus lassen sich mit r vorgegebenen Verfahren zu den bekannten Größen τ und ω m die BW und rmitteln [9]. 1 Amplitude( ω ) = (12.22) 2 ω ω 1+ ωm 1 ω Phase ( ω ) = tan τ ω π (12.23) 2 ωm 0 Zusammenhang der Steuerempfindlichkeit zu hochfrequenter Steuerung τ=0 werden die ω m gleich den Bandbreiten BW. Die den Dämpfungen chen und in den Steuerbarkeitsdiagrammen der Bilder 12.3 bis 12.5 über

23 12 Steuerbarkeit hrung des Hubschraubers Bo105 technisch möglichen Flugeigenschaften (s. 10.1), auch flugmechanisch erfassen zu können. uellsituationen und NoE-Flüge, die hohe Agilität erfordern, mit Steilkurven bob-ups sind nur möglich durch prompte Reaktionen des Hubschraubers auf elle Steuereingaben. ls Grundlage zur Quantifizierung dieser Forderungen werden die Missionen Auftraggeber in Abschnitte typischer Anforderungen (Mission Task Eles, MTE) unterteilt z. B. in: äzisionsschweben, einschließlich schnellem Drehen im Schwebeflug, äzisionslanden, auch auf Schiffen, hneller Slalom, ndung auf geneigten Flächen, ll-up/push-over Manöver, hnelles bob-up/bob-down, hnelle Transitionen aus dem und in den Schwebeflug, he Beschleunigung/Verzögerung. sätzlich werden zu berücksichtigende Neben- und Randbedingungen festge- C (Instrument Meteoroglogical Conditions, Flug nur nach Instrumentenzeige), lle oder geteilte Aufmerksamkeit, innerhalb OFE (Operational Flight Envepe) oder SFE (Service Flight Envelope), VE (Degraded Visual Environment), CE (Usable Cue Environment: zu bewertende, dem Piloten zur Verfügung ehende Sichthilfen/-anzeigen), etter/atmosphärische Bedingungen, aktionsarten (Bewegungs- oder Lageeinsteuerung) u.a. uch hierzu gibt es weitere Detaillierungen: In der OFE ist HQR Level 1 zu eren, in der SFE mindestens Level 2. Zu den einzelnen MTE sind Reaktionsarefiniert. Bei einem Komponentenausfall darf der Level höchstens mit defien Wahrscheinlichkeiten abfallen, z.b. in der OFE auf Level 2 nur mit einer rscheinlichkeit von höchstens 2, pro Flugstunde. ei einem Komponentenausfall muss der Übergang in einen neuen Flugzustand lemlos möglich sein. Es dürfen keine PIO (Pilot Induced Oscillations) auftrer die Beurteilungskriterien BW und τ p sind Grenzkurven gegeben über denen mmte HQR-Levels zu erreichen sind, diese sind in den Bildern bis dargestellt. ie Diagramme gelten von Schwebeflugnähe bis in Bereiche mittlerer Geindigkeiten, getrennt für Nicken, Rollen und Gieren.

24 12.6 Höherfrequentige Ansteuerungen/Reaktionen 209 senkrechten Äste der Grenzkurven entsprechen Mindestforderungen bezügerreichender BW. Die sich anschließenden oberen Teile in den Bildern is berücksichtigen, dass die Nachteile größerer Zeitkonstanten in n durch höhere Bandbreiten kompensiert werden können. Allerdings wird ich nur schwer möglich sein, bei hohen Zeitkonstanten auch höhere Bandzu erreichen. 1 Bandbreiten in Nickrichtung 2 Bandbreiten Rollen

25 12 Steuerbarkeit.3.3 bnisse aus der Flugerprobung nalyse des hochfrequenten Steuerverhaltens werden die Antworten des Sysauf steigend höherfrequente Steuereingaben des Piloten erfasst. Das folgende zeigt entsprechende Messschriebe der Reaktionen über der Ansteuesfrequenz für den Hubschrauber Bo105 in Nickrichtung bei 80 kt: 2.14 Reaktionen über der Ansteuerungsfrequenz [6] Bild sind zwei Messreihen dargestellt. Die sehr gute Übereinstimmung gute Reproduzierbarkeit an. Die Unstetigkeit bei 16 rad/sec ist durch Luftrenz verursacht. ne Auswertung ergibt, für den Hubschrauber Bo105: Nickrichtung: BW = 2,5 bzw. 2,8 rad/sec und τ p = 79 bzw. 75 msec. us entsprechenden Schrieben ergeben sich: Rollrichtung: BW = 5,5 bzw. 6,1 rad/sec und τ p = 49 bzw. 46 msec, Gierrichtung: BW = 3,3 bzw. 3,6 rad/sec und τ p = 28 bzw. 5 msec. iese Maßzahlen charakterisieren den Hubschrauber Bo105 als den hoch agilen chrauber, als der er bekannt ist. Dies ist erreicht durch höchst effektive Steurksamkeiten und -folgsamkeiten bis in die Bereiche hochfrequenter Steuerben, wie sie für moderne, präzise Steuerungen zur exakten Einhaltung vorbener Flugbahnen unabdingbar sind. Diese Charakteristika haben die Bo105 Vorbild aller neuen Hubschrauberentwicklungen gemacht. Um die neuen

26 12.6 Höherfrequentige Ansteuerungen/Reaktionen 211 a der lineare Bereich der BW-Grenze bis τ p = 150 msec reicht und der ellte Bereich weit darunter liegt. h die quantitative Gegenüberstellung ihrer BW und τ p können Huber qualifizierend verglichen werden. der Entwicklung des bereits in Kapitel 10 verwendeten Beispielhubers, einem zivilen Mehrzweckhubschrauber, wurde bewusst auf maximale verzichtet, sie waren im Aufgabenspektrum nicht gefordert und hätten die gesteigert. Für ihn ergeben sich: ick-richtung: BW = 1,84 rad/sec und τ p = 92 msec, oll-richtung: BW = 3,7 rad/sec und τ p = 55 msec. ere Gegenüberstellungen zeigen, dass moderne Transporthubschrauber end in Richtung weniger Agilität folgen, siehe auch Bild Auch erreitere Kampfhubschrauber keine hohen Agilitäten, aus konstruktiven Grünsind noch traditionell ausgelegt, obwohl gerade dies für ihre Klasse drinwünscht wäre. Der PAH2 Tiger erreicht nach [13] HQR Level 1: OH-58D Rollen BW = 3,4 rad/sec τ P = 120 msec 214ST Rollen BW = 2,4 rad/sec τ P = 85 msec rsky UH-60A Rollen BW = 2,3 rad/sec τ P = 181 msec 0(Simulation) Rollen BW = 2,6 rad/sec τ P = 130 msec 2 Tiger Rollen BW = 3,0 rad/sec τ P = 70 msec Nicken BW = 1,9 rad/sec τ P = 180 msec AH64 Rollen BW = 1,9 rad/sec τ P = 80 msec Nicken BW = 2,15 rad/sec τ P = 270 msec 4 ichende Darstellung von Messergebnissen nd Transporthubschrauber benötigen keine so extreme Agilität wie sie für ubschrauber entscheidend wichtig ist. Durch die heute üblichen Einsatzngen und Flugregler treten aber auch bei ihnen höherfrequente Anteueauf, die Analysen der Bandbreiten und der Time Delays erfordern. Die nerhalb von Konkurrenzanalysen auch verglichen werden. en folgenden beiden Diagrammen Bilder und Bild 12.16, aus [13] r vergleichbare Flugsituationen zwei Kampfhubschrauber gegenübergergänzt um die Werte der Bo105. AH2 Tiger PT 2, mit 5748 kg Flugmasse, einer Schwerpunktslage von x CG 7 m, bei einer Fluggeschwindigkeit von 100 kt, mit step input angesteuert. AH64 Apache, bei einer Fluggeschwindigkeit von 120 kts. 5, mit 2100 kg Flugmasse, bei einer Fluggeschwindigkeit von 80 kts.

27 Laufe der Arbeiten zur Erstellung der neuen Systematik haben sich die in Bildern bis dargestellten Grenzkurven wiederholt verschoben., die geringeren Ansprüche an Vielzweckhubschrauber und Transporthub- 12 Steuerbarkeit ngen voll angewendet werden, ist die, inzwischen allerdings eingestellte, -66 Comanche. Allerdings erreichte dieser Hubschrauber die Vorgaben nur h umfangreichen Einsatz von Steuerungselektronik BW Vergleich Nicken 2.16 BW Vergleich Rollen

28 12.7 Flugerprobung unter Berücksichtigung der neuen Kriterien 213 rprobung unter Berücksichtigung der neuen ien uen Ansätze zur Definition flugmechanischer Eigenschaften von Hubern weiten den Umfang der Flugerprobung zur Nachweisführung sehr s (dadurch stark anwachsende Kosten!). Daneben bergen die Flüge zum eis der nach ADS-33 definierten neuen Flugeigenschaften erhebliche Gefür den Hubschrauber, wenn er nicht oder noch nicht entsprechend ausge- Um diese zu vermeiden ist zusätzlicher Versuchsaufwand erforderlich. r zu überdeckenden Bandbreite treten in der Regel Resonanzen auf, wel- Struktur stark, möglicherweise zu stark, beanspruchen. Angeregt werden alle Rotorblattschwingungen mit ihren Höherharmonischen, Rumpfbiegersionsschwingungen, Relativschwingungen von Anbauten, Schwingungen triebsstranges, aber auch flugmechanische Schwingungen. Das typische l in diesem Bereich ist die Luftresonanz, eine Schwingung des Massenämpfungsystems: Rotorblätter/Rumpf. Diese Schwingung zeichnet sich in enen Bode-Diagrammen in der Regel deutlich ab, siehe auch Bild egensatz zur klassischen, erfordert eine zeitgemäße Flugerprobung zusätzlle Beachtung aller Struktureigenschaften der Gesamtmaschine wie Maseilungen, Elastizitäten und Dauerfestigkeiten. Die Erprobungshubschrauber entsprechend instrumentiert sein. Die gewonnenen Daten müssen während rsuchsfluges online übertragen, ausgewertet, angezeigt und von Vertretern zelnen Fachdisziplinen überwacht werden. Nichtlinearitäten in der Kette: ng-übertragung-resonanz erfordern ein Herantasten an kritische Frequen- Lasten. Der Flugversuchsingenieur am Boden muss den Piloten jederzeit können, wenn dieser Gefahr läuft, eine Festigkeitsgrenze zu überschreiten. ot kann dann z.b. bei gleicher Eingangsfrequenz zu kleineren Steueramplibergehen. Die strukturdynamische Auslegung von neuen Hubschrauberen gewinnt damit stark an Bedeutung. h Festigkeitsgrenzen kann die SFE (Service Flight Envelope, Bild 13.1) zungen erfahren. eingehende und praxisbezogene Hinweise zur Durchführung der erforder- Flugversuche werden in [6] gegeben; vor allem aber auch Informationen enreduzierung, d.h. zur Auswertung der Messschriebe. klassische Art, die strukturelle Festigkeit von Hubschraubern nachzuweimit Einführung der modernen Steuerungssysteme in weiten Bereichen ehr ausreichend. Ihre Anpassung ist dringend erforderlich. ere Ausweitungen der Flugerprobung ergeben sich aus den in den beiden und beschriebenen zu berücksichtigenden Sichtverhältnis- Wahrnehmungshilfen, sowie der Pilotenbelastung, Abschn