Die Erfindung betrifft eine Steuervorrichtung für Flugzeuge umfassend mindes- tens ein an einem Flugzeug angeordnetes Flugzeugfahrwerk, das ein oder mehrere Fahrwerksräder aufweist, und einen mit dem Flugzeugfahrwerk zusammenwirkenden Steuermechanismus, der zum Drehen der Fahrwerksräder gegenüber der Längsachse des Flugzeuges eingerichtet ist. In der Luftfahrt ist die Start- und Landephase eines Flugzeuges der sicherheitskritischste Teil eines Fluges, da insbesondere große Fracht- und Passagierflugzeuge nur auf dafür entsprechend vorgesehenen Flächen (Landebahn) starten oder landen können und aufgrund der Nähe des Flugzeuges zum Boden insbesondere während des Landevorgangs eine erhöhte Gefahr des un- gewollten Bodenkontaktes und somit ein erhöhtes Unfallrisiko besteht. Bei der Start- und Landephase müssen die Bewegungsrichtungen des Flugzeuges gegenüber dem Boden (Rollen auf der Start- und Landebahn, Bodengeschwindigkeit („Ground Speed") oder inertialer Geschwindigkeits-Vektor mit der Bewegung des Flugzeuges gegenüber der Luft (Luftgeschwindigkeit („Air Speed" / oder Flugwind-Vektor) ineinander überführt werden. Dieser Vorgang führt bei Seitenwind zu einem erhöhten Unfallrisiko.

Damit Flugzeuge auch bei starkem Seitenwinden sicher und komfortabel landen können, gibt es im Wesentlichen zwei verschiedene Landeverfahren, die die Piloten beherrschen müssen. Dabei handelt es sich zum einen um die De- Crab-Methode und zum anderen um die Sideslip-Methode. Bei der De-Crab- Methode landet das Flugzeug aerodynamisch zum Wind ausgerichtet mit einem Vorhaltewinkel, d.h. die Längsachse des Flugzeuges (allgemein gesprochen auch als die Nase des Flugzeuges) wird in Windrichtung ausgerichtet, so dass aufgrund der Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges und dem Vorhaltewinkel die Abdrift durch den Seitenwind kompensiert wird. Kurz vor oder kurz nach

BESTÄTIGUNGSKOPIE dem Aufsetzen, je nach Airline oder Betreiber, richtet der Pilot mit einem Manöver das Flugzeug längs zur Landebahn aus, damit das Flugzeug nach dem Aufsetzen während des Ausrollvorgangs bzw. Ausrollphase auf der Landebahn verbleibt. Dieses Manöver erfordert dabei viel Erfahrung von dem Piloten und kann den Ausrollvorgang des Flugzeuges auf der Landebahn destabilisieren, wobei bei unsachgemäßer Anwendung der De-Crab-Methode erhebliche Kräfte auf das Bug- oder Hauptfahrwerk wirken, insbesondere Querkräfte, die zur Gewährleistung der erforderlichen Sicherheit eine entsprechend starke Dimensionierung der Fahrwerke erforderlich machen, wodurch sich ein großes Fahr- werksgewicht ergibt.

Bei der Sideslip-Methode handelt es sich um ein Landeverfahren bei Seitenwind, bei der der Pilot mit dem Querruder das Flugzeug in Richtung des Windes steuert, so dass die Tragfläche zum Wind„hängen gelassen" wird. Damit das Flugzeug nicht durch den Querruderausschlag in den Wind dreht, steuert der Pilot mit dem Seitenruder gegen und hält das Flugzeug weiterhin auf Kurs längs der Landebahn, so dass aufgrund dessen dieser Zustand auch als„gekreuzte Ruder" bezeichnet wird. Durch das Hängenlassen der zum Wind geneigten Tragflächen wird die Abdrift aufgrund des Seitenwindes kompensiert, so dass eine Landung ohne Vorhaltewinkel möglich wird. Nachteilig bei dieser Methode ist insbesondere die Tatsache, dass bei sehr starken Seitenwinden und somit einer sehr starken hängenden Tragfläche das Risiko besteht, dass während des Aufsetzens des Flugzeugs auf der Landebahn die hängende Tragfläche (bzw. das unter der Tragfläche angebrachte Triebwerk) den Boden berührt, was zu schweren Unfällen führen kann. Bei einem Landeanflug dürften keine Hängewinkel von mehr als 5 ° eingestellt werden, damit es nicht zu einer Berührung der Flügelspitzen mit der Landebahn kommt.

Um die Nachteile bei der De-Crab-Methode auszugleichen, nämlich die erhöh- ten Querkräfte während des Aufsetzens, beschreibt die U.S. 6,722,610 B1 ein spezielles drehbares Flugzeugfahrwerk, bei dem jedes einzelne Rad des Fahr- werks bzw. der kompletten Fahrwerksanlage des Flugzeuges separat um die Längsachse geschwenkt werden kann (Drehachse ist Gierachse), um so den Vorhaltewinkel während der Landung nach der De-Crab-Methode (sogenannter Crabwinkel) durch Drehen der Räder parallel zur Bewegungsrichtung des Flug- zeugs über Grund auszugleichen. Dazu wird anhand der tatsächlichen Bewegungsrichtung des Flugzeuges über Grund die Richtung der Längsachse, die bei der De-Crab-Methode von der Bewegungsrichtung abweicht, ermittelt, wobei sich aus der Differenz zwischen tatsächlicher Bewegungsrichtung des Flugzeuges über Grund und Richtung der Längsachse der Crabwinkel ergibt. Um genau diesen Crabwinkel wird nun jedes der Räder des Flugzeuges über der Längsachse gedreht, so dass die Laufrichtung der Räder parallel bzw. in Richtung der Bewegung des Flugzeuges über Grund ausgerichtet ist.

Daher wirken auf das Fahrwerk keine anderen Kräfte als die, die auch bei einer normalen Landung ohne De-Crab-Methode auftreten würden, da die Räder in die Bewegungsrichtung des Flugzeuges ausgerichtet sind. Nachteilig dabei ist jedoch insbesondere die Tatsache, dass durch spontane Änderungen der Windrichtung oder Windstärke der Aufsetzpunkt des Flugzeuges auf der Landebahn verschoben sein kann, so dass das Flugzeug nicht genau mittig auf der Landebahn aufsetzt, was letztlich das Unfallrisiko erhöht, was bis hin zu einem Verlassen der Landebahn führen kann.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es somit, eine Vorrichtung anzugeben, mit der ein Flugzeug während der Start- oder Landephase auch bei Anwendung der De-Crab-Methode sicher geführt werden kann.

Die Aufgabe wird mit der Steuervorrichtung der eingangs genannten Art erfindungsgemäß dadurch gelöst, dass die Steuereinheit eine Ausrichteinheit hat, die mit dem Steuermechanismus verbunden und zur Steuerung der Bewegung der Fahrwerksräder mittels des Steuermechanismus während der Lande- oder Startphase des Flugzeuges derart eingerichtet ist, dass die Laufrichtung der Fahrwerksräder in Richtung eines Fixpunktes ausgerichtet sind.

So werden beispielsweise bei der De-Crab-Methode, bei der die Längsachse des Flugzeuges in Windrichtung gedreht ist, die Räder nicht um den sogenann- ten Crabwinkel in die Bewegungsrichtung des Flugzeuges über Grund gedreht, sondern die Laufrichtung der Fahrwerksräder werden in Richtung eines Fixpunktes ausgerichtet, der vorteilhafterweise am Ende der Start- oder Landebahn mittig angenommen werden kann. Setzt das Flugzeug somit nicht hundertprozentig mittig der Landebahn auf, so wird aufgrund der Ausrichtung der Fahrwerksräder das Flugzeug kurz nach dem Aufsetzen sofort in Richtung des angenommenen Fixpunktes geführt, so dass das Flugzeug am Ende des Ausrollvorgangs (vor Beginn des Taxiweges) sich mittig der Landebahn befindet.

Der Fixpunkt kann ein relativ zur Landebahn feststehender Fixpunkt oder be- vorzugt ein um einen Kompensationswinkel unterhalb des relativ zur Landebahn feststehenden Fixpunktes liegender korrigierter Fixpunkt sein.

Um entsprechende Querkräfte zu vermeiden, die z. B. bei zwei parallel zur Flugzeuglängsachse angeordneten Fahrwerken entstehen können, die als Hauptfahrwerk ausgebildet sind, werden die Fahrwerksräder dieser Fahrwerke so auf den feststehenden oder korrigierten Fixpunkt ausgerichtet, dass alle auf den feststehenden oder korrigierten Fixpunkt ausgerichteten Fahrwerksräder parallel ausgerichtet sind. Am Ende des Ausrollvorgangs, wenn das Flugzeug aufgrund der erfindungsgemäßen Steuervorrichtung trotz des Vorhaltewinkels mittig auf der Landebahn am Fixpunkt angekommen ist, ist es besonders vorteilhaft, wenn die Ausrichteinheit während des Ausrollvorgangs bzw. Abbremsvorgangs die Räder der Fahrwerksanlage so dreht, dass sie am Ende des Ausrollvorgangs parallel zur Längsachse des Flugzeuges ausgerichtet sind, d.h. der während der Landung beibehaltene Crap- bzw. Vorhaltewinkel wird während des Ausrollens durch die entsprechende Drehung der Flugzeuglängsachse auf den Kompensationswinkel reduziert.

Unter der Landephase im Sinne der vorliegenden Erfindung wird dabei der Zeitraum vom Landeanflug an bis zum Ende des Ausrollens auf der Landebahn verstanden. Dies beinhaltet somit sowohl den Anflug kurz vor dem Aufsetzen auf die Landebahn, den Moment des Aufsetzens sowie das Ausrollen und Abbremsen des Flugzeuges bis hin zum Beginn des Taxiweges. Während der genannten Landephase ist es daher ganz besonders vorteilhaft, wenn die Steuervorrichtung kontinuierlich die Fahrwerksräder auf den Fixpunkt, insbesondere auf den um den Kompensationswinkel unterhalb des unkorrigier- ten Fixpunktes liegenden korrigierten Fixpunkt, ausrichtet, so dass auch kleinere Abweichungen, die durch spontane Veränderungen der Wind- und Wetter- Verhältnisse entstehen können, sofort ausgeglichen werden können.

Um auch bei älteren Flugzeugtypen die erfindungsgemäße Steuervorrichtung einfach nach rüsten zu können, ist es besonders vorteilhaft, wenn die Vorrichtung mit einer Drehmomentstütze mechanisch zusammenwirkt, wobei die Drehmomentstütze die mechanische Verbindung zwischen dem Flugzeug und dem unteren Teil des Federbeins des Fahrwerkes ist. Das Federbein, an dessen unteren Ende die entsprechenden Fahrwerksräder angeordnet sind, wird dann mittels des Steuermechanismus an der Drehmomentstütze gedreht, so dass sich die Laufrichtung der Fahrwerksräder gegenüber der Längsachse des Flugzeuges verschwenken. In dieser vorteilhaften Ausgestaltung werden somit alle Fahrwerksräder, die an einem Federbein angeordnet sind, zusammen mit diesem Federbein gemeinschaftlich gedreht. Dies beinhaltet auch die Möglichkeit der Drehung des kompletten Radsatzes mit einem Teil des Federbeins relativ zum verbleibenden Teil des Federbeins. Denkbar ist auch die Drehung einzelner Fahrwerksräder relativ zu ihrer jeweiligen Aufhängung. Um das Flugzeug sofort nach dem Aufsetzen der Fahrwerksräder auf der Landebahn in Richtung des Fixpunktes bzw. des um den Kompensationswinkel unterhalb des unkorrigierten Fixpunktes liegenden korrigierten Fixpunktes zu führen, ist die Ausrichteinheit zur Ermittlung der Lage des Fixpunktes relativ zur Längsachse des Flugzeuges ausgebildet. Dies ist dann besonders vorteilhaft, wenn das Flugzeug aufgrund von starkem Seitenwind mit einem Vorhaltewinkel landen will und sich somit die Bewegungsrichtung von der Richtung der Längsachse unterscheidet. Somit wird von der Ausrichteinheit der Winkel zwischen der Längsachse des Flugzeuges und der Richtung des Fixpunktes ermittelt, so dass in Abhängigkeit dieser relativen Lage des Fixpunktes die Fahrwerksräder entsprechend gedreht und auf den Fixpunkt bzw. den um den Kompensationswinkel unterhalb des unkorrigierten Fixpunktes liegenden korrigierten Fixpunkt ausgerichtet werden können. Ganz besonders vorteilhaft ist es hierbei, wenn die Steuervorrichtung eine Signalerfassungseinrichtung hat, mit der ein elekt- romagnetisches Signal, welches den Fixpunkt, auf den die Räder ausgerichtet werden sollen, markiert, erfasst werden kann. Ein solches elektromagnetisches Signal kann beispielsweise das Signal des„Instrument Landing System" (ILS) sein, wobei der Sender des ILS-Signals auf der Center Line hinter der Landebahn steht und kontinuierlich die Mitte der Landebahn markiert. In Abhängigkeit dieser elektromagnetischen Signale, die vom ILS ausgesendet werden, lässt sich somit die Lage des Fixpunktes ermitteln, so dass die Fahrwerksräder entsprechend auf den Fixpunkt bzw. auf den um den Kompensationswinkel unterhalb des unkorrigierten Fixpunktes liegenden korrigierten Fixpunkt ausgerichtet werden können.

Darüber hinaus ist es auch denkbar, dass die Steuervorrichtung eine hoch genaue Positionsermittlungseinheit hat, mit der die Position des Flugzeuges hoch genau bestimmt werden kann. Ein solches hoch genaues Positionsermittlungs- system kann beispielsweise ein D-GPS-System sein in Verbindung mit einem inertialen Messsystem, welches entsprechende Beschleunigungskräfte detek- tiert und somit die Ausrichtung der Längsachse des Flugzeuges detektieren kann. Damit lässt sich ebenfalls rein rechnerisch die Lage des Fixpunktes, deren Position beispielsweise durch eine hoch genaue GPS-Position angegeben werden kann, ermitteln. Denkbar ist aber auch, dass die Ausrichteinheit alle Fahrwerksräder der kompletten Fahrwerksanlage des Flugzeuges (Bugfahrwerk und Hauptfahrwerk) in Richtung des Fixpunktes bzw. des um den Kompensationswinkel unterhalb des unkorrigierten Fixpunktes liegenden korrigierten Fixpunktes ausrichtet und somit jedes Fahrwerksrad an der Führung in Richtung Fixpunkt teilnimmt. Das Bugfahrwerk muss dabei selbstverständlich so ausgelegt sein, dass es die entsprechenden Querkräfte ohne Schaden aufnehmen kann.

Die Erfindung wird anhand der beigefügten Zeichnungen beispielhaft erläutert. Es zeigen: Fig. 1 - schematische Darstellung einer Landung nach der De-Crab- Methode (Stand der Technik);

Fig. 2 - schematische Darstellung eines Blockschaltbilds der vorliegenden

Steuervorrichtung;

Fig. 3 + 4 - schematische Darstellungen einer Landung mittels der vorliegenden Steuervorrichtung

Fig. 1 zeigt schematisch eine Landung nach der De-Crab-Methode, wie sie aus dem Stand der Technik hinreichend bekannt ist. Dabei wird der Einfachheit halber die Landephase in drei Unterabschnitte I, II und III unterteilt, wobei I die Anflugphase an die Landebahnschwelle 100 darstellt, II die Phase kurz vor oder kurz nach dem Aufsetzen des Flugzeuges 1 auf der Landebahn 2 und III bezeichnet die Phase des Ausrollens des Flugzeuges 1 bis zum Ende der Lan- debahn und Beginn des Taxiweges.

Wie in Fig. 1 zu erkennen ist, folgt die Landung während einem sehr starken Seitenwind, wobei man in der fliegerischen Praxis erst bei einer Stärke von ca. 10 bis 25 Knoten (ca. 18 bis 46 km/h) von einer Seitenwindlandung spricht.

Aufgrund des Seitenwindes, der im vorliegenden Beispiel von rechts nach links weht, kann der Pilot die Landebahn nicht normal ausgerichtet anfliegen, da sonst aufgrund des Seitenwindes das Flugzeug 1 von der Landebahn abgetrieben werden würde. Aus diesem Grund ist bereits in der Anflugphase I die Ma- schine in Windrichtung eingedreht, um so die Abdrift aufgrund des Seitenwindes zu kompensieren. Dieser Vorhaltewinkel, auch Crapwinkel genannt, er- gibt sich dabei aus dem Verhältnis von Fluggeschwindigkeit gegenüber der Luft, Flugrichtung, Windrichtung und Windstärke. Im vorliegenden Beispiel der Fig. 1 beträgt der Crapwinkel z. B. ungefähr 45 Grad, so dass der exakt 90 Grad anliegenden Seitenwind und die daraus resultierende Abdrift kompensiert wird. Die vektorielle Addition des Fluggeschwindigkeitsvektors gegenüber der Luft plus Windvektor gegenüber der Erde ergeben den Fluggeschwindigkeitsvektor gegenüber der Erde. Das heißt, bei einem vorgegebenen Betrag der An- fluggeschwindigkeit gegenüber der Luft muss die Richtung der Fluggeschwindigkeit gegenüber der Luft so gewählt werden, dass sich zusammen mit dem Windvektor die gewünschte Flugrichtung über Grund ergibt. Wie in diesem Beispiel weiterhin zu erkennen ist, sind alle Fahrwerksräder 3 des Flugzeuges 1 starr und somit parallel zur Längsachse des Flugzeuges 1 ausgerichtet.

Kurz vor dem Aufsetzen des Flugzeuges 1 in Phase II auf der Landebahn 2 muss die Maschine wieder parallel zur Flugrichtung über Grund (Track) bzw. parallel zur Landebahn ausgerichtet werden, um unnötig große Querkräfte an den Fahrwerksrädern 3 zu vermeiden. Denn würde die Maschine 1 mitsamt dem Vorhaltewinkel α auf der Landebahn aufsetzen, so ergäbe sich aufgrund der Bewegungsrichtung und der Verschiebung der Längsachse um den Winkel α an den Fahrwerksrädern große Querkräfte, die zu extremen Belastungen des Fahrwerks und zu extremen Seitenbeschleunigungen bei den Passagieren führen würden. Aus diesem Grund ist es extrem wichtig, dass kurz vor dem Aufsetzen die Maschine wieder parallel zur Flugrichtung über Grund eingeschwenkt wird und der Vorhaltewinkel α somit gegen 0 geht. In der fliegeri- sehen Praxis ist dies der kritischste Moment bei einer Seitenwindlandung.

Nach dem Aufsetzen in Phase II folgt die Ausrollphase III, in der das Flugzeug auf die für den Taxiweg beschränkte Geschwindigkeit heruntergebremst wird. Wie in dem Beispiel der Fig. 1 gut zu erkennen ist, gelingt es nicht immer, die Maschine aufgrund des vorherrschenden Seitenwindes exakt auf der Lande- bahnmitte aufzusetzen, was unter Umständen ein Sicherheitsrisiko darstellen könnte.

Fig. 2 zeigt schematisch ein Blockschaltbild der vorliegenden Steuervorrich- tung, mit deren Hilfe das Flugzeug 1 nach der Landung auf der Landebahn entsprechend auf die Landebahnmitte geführt werden kann. Das Flugzeug 1 weist ein Bugfahrwerk 4a sowie ein Heckfahrwerk 4b, 4c auf, wobei an jedem Fahrwerk 4a, 4b, 4c ein oder mehrere Fahrwerksräder 3 angeordnet sind. Die Fahrwerke 4a, 4b, 4c sind dabei mit einem Steuermechanismus 5 verbunden, mit deren Hilfe die Fahrwerke 4a, 4b, 4c gedreht werden können, d.h. die Laufrichtung der Fahrwerksräder 3 wird gegenüber Längsachse A geschwenkt bzw. gedreht.

Der Steuermechanismus 5 kann dabei beispielsweise ein Aktor sein, der ober- halb des Federbeins an der Drehmomentstütze angeordnet ist und mit der Drehmomentstütze mechanisch derart verbunden ist, dass er das gesamte Federbein des entsprechenden Fahrwerks 4a, 4b, 4c mitsamt den an dem jeweiligen Fahrwerk 4a, 4b, 4c angeordneten Fahrwerksrädern 3 gegenüber der Längsachse A des Flugzeuges 1 dreht. Der Aktor kann dabei ein mechanischer Aktor sein, beispielsweise ein Elektromotor, aber auch ein hydraulischer oder ein ähnlich gelagerter Aktuator. Die Aktuatoren können aber auch so angeordnet sein, dass sie lediglich den Radsatz insgesamt oder individuell einzelne Räder drehen können. Die Steuermechanismen 5 sind darüber hinaus mit der Ausrichteinheit 6 verbunden, die die Steuerung der Drehung der Fahrwerksräder 3 bzw. Fahrwerke 4a, 4b, 4c mittels des Steuermechanismus 5 umsetzt. Dazu werden die Steuermechanismen 5 entsprechend von der Ausrichteinheit 6 angesteuert und richten die Laufrichtung der Fahrwerksräder 3 entsprechend auf den Fixpunkt bzw. einen um den Kompensationswinkel unterhalb des unkorrigierten Fixpunktes liegenden korrigierten Fixpunkt aus. Zur Ermittlung des Fixpunktes weist das Flugzeug des Weiteren eine Signalerfassungseinrichtung 7 auf, die ein von einem Sender (8, Fig. 3) ausgesendetes elektromagnetisches Signal, beispielsweise das so genannte Lokalisierungs- signal des ILS empfängt und somit die Lage des Fixpunktes in Abhängigkeit des erfassten elektromagnetischen Signals ermittelt. Bei dem Lokalisierungssignal des ILS-Signal handelt es sich um ein Führungssignal in der Horizontalebene, welches von einem Sender (8, Fig. 3) ausgesendet wird, der mittig hinter dem Ende der Landebahn 2 angeordnet ist. Somit markiert das Lokalisie- rungssignal des ILS beständig die Center Line der Landebahn 2. Da dieses Lokalisierungssignal des ILS auf nahezu jedem Flughafen und jeder Landebahn vorhanden ist, kann mit relativ einfachen Mitteln hier der Fixpunkt, der mittig am Ende der Landebahn angenommen wird, ermittelt werden. Eine andere Möglichkeit, um die Lage des Fixpunktes ermitteln zu können, besteht darin, mit Hilfe einer Positionsermittlungseinheit 8 hoch genau die Position des Flugzeuges 1 zu ermitteln. Dazu bietet sich beispielsweise D-GPS an, welches auf wenige Zentimeter genau die Position ermitteln kann. Unter Kenntnis der GPS-Koordinaten des Fixpunktes der entsprechenden Landebahn 2 sowie dem Vorhaltewinkel a, d.h. mit der Ausrichtung des Flugzeuges gegenüber seiner tatsächlichen Bewegungsrichtung lässt sich dann die Lage des Fixpunktes relativ zu dem Flugzeug 1 und seiner Längsachse A berechnen, so dass in Abhängigkeit dieser Relativlage die Ausrichteinheit 6 die Steuermechanismen 5 entsprechend ansteuern kann, um so die Fahrwerke 4a, 4b, 4c und deren daran angeordneten Fahrwerksrädern 3 entsprechend auf den Fixpunkt bzw. auf einen um den Kompensationswinkel unterhalb des unkorrigierten Fixpunktes liegenden korrigierten Fixpunkt auszurichten.

Letztlich ist die Ausrichteinheit 6 derart eingerichtet, dass sie in Abhängigkeit der Ausrichtung der Längsachse A des Flugzeuges 1 , die aufgrund eines beispielsweise vorhandenen Vorhaltewinkels α sich von der Bewegungsrichtung des Flugzeuges 1 über Grund unterscheiden kann, die Lage des Fixpunktes relativ zu dieser Längsachse A ermittelt, um so die Fahrwerksräder 3 entsprechend auf diesen Fixpunkt bzw. einen um einen Kompensationswinkel unterhalb des unkorrigierten Fixpunktes liegenden korrigierten Fixpunkt auszurich- ten. Dazu werden die Fahrwerksräder 3 relativ zu der Längsachse A des Flugzeuges 1 geschwenkt.

Fig. 3 zeigt schematisch die Landung eines Flugzeuges 1 mit Hilfe der vorliegenden Steuervorrichtung. Die bereits in Fig. 1 dargestellten Landephasen I, II und III werden dabei beibehalten. Wie zu erkennen ist, folgt der Anflug auf die Landebahn 2 unter Seitenwind, so dass das Flugzeug einen entsprechenden Vorhaltewinkel oder Crabwinkel α aufweist, um die Abdrift durch den Seitenwind zu kompensieren. Die an dem Flugzeug angeordneten Fahrwerksräder 3 sind dabei auf den um einen Kompensationswinkel unterhalb des Fixpunktes 9 (der sich mittig am Ende der Landebahn 2 befindet) liegenden korrigierten Fixpunkt ausgerichtet. Da das System kontinuierlich die Lage des Fixpunktes 9 in Bezug auf die Längsachse A des Flugzeuges 1 ermittelt, werden die Fahrwerksräder 3 auch ständig auf diesen um einen Kompensationswinkel unterhalb des Fixpunktes 9 liegenden korrigierten Fixpunkt hin neu ausgerichtet, so dass sie während der kompletten Landephase auf diesen um den Kompensationswinkel unterhalb des Fixpunktes 9 liegenden korrigierten Fixpunkt ausgerichtet sind. Die Ausrichtung der Fahrwerksräder 3 auf den um den Kompensationswinkel unterhalb des Fixpunktes 9 liegenden korrigierten Fixpunkt erfolgt dabei bereits schon während der Anflugphase I.

Setzt das Flugzeug nun in Phase II hinter der Landebahnschwelle 100 auf der Landebahn 2 auf, so beginnt die sofortige Führung des Flugzeuges 1 in Richtung des Fixpunktes 9 hin, da die Fahrwerksräder bereits zu dem um einen Kompensationswinkel unterhalb des Fixpunktes 9 liegenden korrigierten Fix- punkt hin ausgerichtet sind. Zu erkennen ist hierbei, dass die Fahrzeugräder 3 dabei nicht parallel zur Landebahn 2 bzw. zur Bewegungsrichtung des Flug- zeuges 1 über Grund ausgerichtet sind, so dass insbesondere im Moment des Aufsetzens des Flugzeuges 1 entsprechende (wenn auch kleine) Querkräfte auf das Hauptfahrwerk wirken. Hat das Flugzeug 1 nun vollständig aufgesetzt, so erfolgt in Phase III der Abbrems- und Ausrollvorgang, wobei aufgrund der Ausrichtung der Fahrwerks- räder in Richtung des um einen Kompensationswinkel unterhalb des Fixpunktes 9 liegenden korrigierten Fixpunkt hin, das Flugzeug 1 am Ende des Ausrollvorgangs und vor Beginn des Taxiweges sich mittig auf der Landebahnmitte (Center Line) befindet. Dabei ist die Ausrichteinheit 6, wie sie in Fig. 2 gezeigt wurde, derart eingerichtet, dass sie die Fahrwerksräder mittels des Steuermechanismus 5 derart dreht, dass am Ende des Ausrollvorgangs III sich das Flugzeug nicht nur in der Mitte der Landebahn befindet, sondern das Flugzeug 1 auch parallel zur Landebahn ausgerichtet ist und alle Fahrwerksräder ebenfalls parallel zur Landebahn 2 ausgerichtet sind (Figur 4).

Damit trägt die erfindungsgemäße Steuervorrichtung maßgeblich zur Sicherheit während der Lande- und Startphase eines Flugzeuges bei. Fig. 4 zeigt schematisch ebenfalls einen Landevorgang mittels der vorliegenden Steuervorrichtung, jedoch werden die Fahrwerksräder 3 erst nach dem Aufsetzen in Phase II auf den um einen Kompensationswinkel unterhalb des Fixpunktes 9 liegenden korrigierten Fixpunkt ausgerichtet. In der Anflugphase I werden die Fahrwerksräder 3 aufgrund des Vorhaltewinkels α in Bewegungs- richtung des Flugzeuges 1 über Grund ausgerichtet, so dass während des Aufsetzens in Phase II des Flugzeuges 1 auf der Landebahnschwelle 100 an dem Fahrwerk keinerlei kritische Querkräfte wirken.

Kurz nach dem Aufsetzen in Phase II werden dann allerdings die Fahrwerksrä- der 3 auf den um einen Kompensationswinkel unterhalb des Fixpunktes 9 liegenden korrigierten Fixpunkt hin ausgerichtet, so dass das Flugzeug dann eine in Richtung des um einen Kompensationswinkel unterhalb des Fixpunktes 9 liegenden korrigierten Fixpunkt hin führende Führung erhält und somit in Richtung Landebahnmitte geführt wird. Die dabei entstehenden Querkräfte oder Gierkräfte sind dabei geringer als diejenigen, die während des Aufsetzens des Flugzeuges in Phase II entstehen, wenn die Fahrwerksräder auf den um einen Kompensationswinkel unterhalb des Fixpunktes 9 liegenden korrigierten Fixpunkt ausgerichtet sind.

Am Ende des Ausrollvorgangs III befindet sich das Flugzeug 1 dann mittig der Landebahn, wobei sowohl das Flugzeug als auch die Fahrwerksräder parallel zur Landebahn 2 ausgerichtet sind.

Dabei ist es beispielsweise denkbar, dass während der Führung des Flugzeuges auf den um einen Kompensationswinkel unterhalb des Fixpunktes 9 lie- genden korrigierten Fixpunkt hin aufgrund der schlechten Fahrbahnbedingungen eines oder mehrerer der Fahrwerksräder 3 zu rutschen beginnen, so dass von Haftreibung in die Gleitreibung überbegangen wird. In diesem kritischen Moment wird die Ausrollphase III dann sicherheitskritisch, da das Flugzeug 1 instabil wird. Um diesen Zustand wieder aufzuheben, ist es denkbar, dass die Fahrwerksräder 3 kurzzeitig in Rutschrichtung gelenkt werden, so dass die rutschenden Räder von der Gleitreibung wieder zurück in die Haftreibung gelangen können, um dann erneut das Flugzeug in Richtung Fixpunkt 9 zu führen. Denkbar ist aber auch, dass durch asymmetrisches Bremsen bzw. Anbremsen der Fahrwerksräder 3 Giermomente erzeugt werden, die zur Führung des Flug- zeuges, z. B. hin auf den um einen Kompensationswinkel unterhalb des Fixpunktes 9 liegenden korrigierten Fixpunkt, benutzt werden können.

Alle Steuermanöver werden bei Bedarf durch geeignete Quer- und Seitenrudereingaben unterstützt.