CH654536A5 - Anordnung zum erzeugen eines fluggeschwindigkeitssignals. - Google Patents

Description

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PATENTANSPRUCH Anordnung zum Erzeugen eines Fluggeschwindigkeitssignals, gekennzeichnet durch:

einen Fluggeschwindigkeitsmessfühler (12), der ein Fluggeschwindigkeitsrohsignal (11) liefert, das die durch den Fühler gemessene Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges angibt;

einen Längsbeschleunigungsmesser (14), der ein Längsbeschleunigungssignal (13) liefert, das die Beschleunigung des Flugzeuges in dessen Längsachse angibt; und eine Signalverarbeitungseinrichtung (15-21; 24-31), die ein integriertes gefiltertes Signal der Fluggeschwindigkeit (10) liefert, ein Fluggeschwindigkeitsdifferenzsignal (21) als Differenz zwischen dem Fluggeschwindigkeitsrohsignal (11) und dem gefilterten Signal der Fluggeschwindigkeit (10) ein Proportionalfluggeschwindigkeitsdifferenzsignal (18) als eine Proportionalfunktion des Fluggeschwindigkeitsdifferenzsignals (21), ein Integralfluggeschwindigkeitsdifferenzsignal (17) als eine Integralfunktion des Fluggeschwindigkeitsdifferenzsignals (21), ein Beschleunigungssignal (16) als Summe des Proportionalfluggeschwindigkeitsdifferenzsignals (18), des Integralfluggeschwindigkeitsdifferenzsignals (17) und des Längsbeschleunigungssignals (13), und das gefilterte Signal der Fluggeschwindigkeit (10) als das Integral des Beschleunigungssignals (16).

Die Erfindung bezieht sich auf eine Anordnung zum Erzeugen eines Fluggeschwindigkeitssignals.

Bekanntlich ist die Geschwindigkeit eines Hubschraubers eine Funktion der kollektiven Blattverstellung und der periodischen Längssteuerung des Hauptrotors. Bei Autopilotoder Flugreglersystemen von Hubschraubern ist es bekannt, eine Fluggeschwindigkeit-Haltung bei Reisefluggeschwindigkeiten (beispielsweise oberhalb von etwa 60 knot) sowie eine Fluglage-Haltung bei Geschwindigkeiten unterhalb von Reisefluggeschwindigkeiten vorzusehen. Zum Halten der Geschwindigkeit wird eine Sollgeschwindigkeit erzielt, mit der dann das Haltesystem synchronisiert wird, so dass die Sollgeschwindigkeit «gespeichert» wird, und Abweichungen in der Istgeschwindigkeit ergeben Einwirkungen auf das Hubschraubersteuersystem, so dass die Geschwindigkeit korrigiert wird, bis der Fehler null ist. Ebenso kann die Sollfluglage synchronisiert werden, wenn eine Fluglage-Haltung benutzt wird. Das System, das auf die Abweichung entweder von der Sollgeschwindigkeit oder von der Sollfluglage anspricht, enthält sowohl Proportional- als auch Integralverstärkungen, damit sich ein schneller, stabiler Betrieb ergibt, bei dem die bleibende Abweichung null ist.

Das Ansprechen eines Hubschraubers auf Steuereinwirkungen seines Steuersystems führt zu Eigennacheilungen. Beispielsweise gibt es eine Nacheilung zwischen dem Befehl zum Erzielen einer besonderen Fluglage und der Stabilisierung des Flugzeuges in dieser Fluglage. Nachdem eine Nicklage tatsächlich durch einen Hubschrauber erreicht worden ist, kann darüber hinaus die Geschwindigkeit weiterhin zunehmen (oder abnehmen), bis eine Gleichgewichtsgeschwindigkeit für die gegebene Fluglage erzielt ist.

Ein weiteres Merkmal von bekannten Hubschrauberfluggeschwindigkeit-Haltungssystemen, das sich aus den dem System eigenen Nacheilungen ergibt, besteht darin, dass jedes Fluggeschwindigkeit-Haltungssystem bei hoher Verstärkung arbeiten muss, um in der Lage zu sein, Veränderungen in der Fluggeschwindigkeit vollständig zu korrigieren, so dass die Geschwindigkeit in der gewünschten Weise relativ konstant gehalten wird. Wenn die Verstärkung des Fluggeschwindigkeit-Haltungssystems bis zu dem Punkt vergrössert wird, wo es die Geschwindigkeit in ruhiger Luft relativ konstant halten wird, wird jedoch das System gegenüber Böen und Turbulenz zu empfindlich, was zu einem unbequemen Flug führt. Es muss daher ein Kompromiss zwischen s der Möglichkeit, die Fluggeschwindigkeit aufrechtzuerhalten, und dem unerwünschten, unregelmässigen Ansprechen während Böen und Turbulenz, das zu einem etwas unbequemen Flug führt und mit weniger als ausreichender Fluggeschwindigkeitsbeibehaltung gekoppelt ist, erreicht werden, io Aufgabe der Erfindung ist es, ein Fluggeschwindigkeitssignal zu erzeugen, das trotz Windböen und Turbulenzen gleichmässig ist und trotzdem solche Störungen berücksichtigt.

Diese Aufgabe wird mit einer Anordnung nach dem Pais tentanspruch gelöst. Die Erfindung beruht auf der Erkenntnis, dass eine rauhe Flugleistung infolge von Fluggeschwin-digkeit-Haltungssystemen hoher Verstärkung prinzipiell eine Funktion von Veränderungen in der angezeigten Fluggeschwindigkeit infolge von Windböen und Turbulenz ist, die 20 das Augenblicksausgangssignal eines Fahrt- oder Fluggeschwindigkeitsmesssystems nachteilig beeinflussen, statt von Veränderungen in der Flugzeugposition direkt infolge von Böen, die unerwünschte Autopiloteinwirkungen verursachen, welche wiederum Störungen in der Flugleistung verur-25 sachen. Gemäss der Erfindung wird ein gefiltertes Fluggeschwindigkeitssignal als das Integral der Summierung der Längsbeschleunigung mit Proportional- und Integralfunktionen der Summierung der von der Fluggeschwindigkeitsmessanlage gelieferten Fluggeschwindigkeit und der sich er-30 gebenden gefilterten Fluggeschwindigkeit selbst erzeugt. Die Erfindung kann mit im Rahmen fachmännischen Könnens liegenden Einrichtungen und Techniken unter Beachtung der folgenden Beschreibung in analoger oder in digitaler Form leicht implementiert werden und eignet sich gut 35 zur Implementierung mittels eines Digitalcomputers.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt:

Fig. 1 ein vereinfachtes Schaltbild einer Anordnung zum 40 Filtern der Fluggeschwindigkeit in einer Analogausfüh-rungsform der Erfindung,

Fig. 2 ein vereinfachtes logisches Flussdiagramm einer Computerroutine, die die gefilterte Fluggeschwindigkeit des in Fig. 1 dargestellten Typs in einer Digitalcomputerausfüh-45 rungsform der Erfindung liefert,

Fig. 3 ein vereinfachtes Schaltbild einer Schaltungsanordnung zum Erzeugen von Statussignalen, in der die Ana-logausführungsform der Erfindung brauchbar ist,

Fig. 4 ein vereinfachtes Schaltbild einer Analogausfüh-50 rungsform eines Längsautopilotsystems in der die Erfindung brauchbar ist,

Fig. 5 ein vereinfachtes logisches Flussdiagramm einer Computerprogrammroutine zum Erzeugen von Statusanzeigen, in der die Digitalausführungsform der Erfindung 55 brauchbar ist,

Fig. 6 ein vereinfachtes logisches Flussdiagramm von Digitalcomputerroutinen für Resynchronisierungs-, Nickauto-pilotbefehlsbegrenzungs- und Knüppelsteuerungsfunktionen in der die Digitalcomputerausführungsform der Erfindung 60 brauchbar ist, und

Fig. 7 ein vereinfachtes logisches Flussdiagramm einer Digitalcomputerroutine zum Berechnen von Digitalautopilotbefehlen, in der die Digitalcomputerausführungsform der Erfindung brauchbar ist.

65 Gemäss Fig. 1 ist ein erster Aspekt der Erfindung das Bereitstellen eines gefilterten Fluggeschwindigkeitssignals auf einer Leitung 10 in Abhängigkeit von dem Integral einer Kombination eines herkömmlichen Fluggeschwindigkeitssi

gnals auf einer Leitung 11, das einem herkömmlichen Fahrtoder Fluggeschwindigkeitsmesssystem 12 entnommen werden kann, einem Längsbeschleunigungssignal auf einer Leitung 13, das einem herkömmlichen Längsbeschleunigungsmesser 14 entnommen werden kann, und der Rückführung des gefilterten Fluggeschwindigkeitssignals auf der Leitung 10 selbst. Insbesondere spricht ein Integrator 15, der das gefilterte Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 10 liefert, auf einen Summierpunkt 16 an, der das Längsbeschleunigungssignal auf der Leitung 13 mit einem Integralflugge-schwindigkeitsdifferenzsignal auf einer Leitung 17 und einem Proportionalfluggeschwindigkeitsdifferenzsignal auf einer Leitung 18 addiert. Das Integralfluggeschwindigkeitsdif-ferenzsignal wird von einem Integrator 19 geliefert, der eine Verstärkung K8 hat, die zusammen mit der Verstärkung K9 eines Proportionalverstärkers 20 so gewählt worden ist, dass sich durch die Verknüpfung der Signale auf den Leitungen 17 und 18 ein System zweiter Ordnung ergibt, das eine Zeitkonstante von etwa 7 s und einen Dämpfungsfaktor von etwa 0,7 hat. Die Verstärker 19,20 empfangen ihre Eingangssignale aus einem Summierpunkt 21, der das rückgeführte, gefilterte Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 10 zu dem aus dem Fluggeschwindigkeitsmesssystem erhaltenen Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 11 addiert. Die durch die Verstärker 19,20 und den Integrator 15 vorgenommene Filterung beseitigt sämtliche kurzfristigen Veränderungen, die sich aus Windböen und Turbulenz ergeben können, in dem Ausgangssignal des Fluggeschwindigkeitsmesssystems 12, gestattet aber langfristige Anzeigen der Istfluggeschwindigkeit, wenn sich die mittlere Windgeschwindigkeit über längere Zeitspannen ändert und wenn sich die Fluggeschwindigkeit ändert. Andererseits werden kurzfristige Änderungen in der Inertialhubschraubergeschwindigkeit durch den Längsbeschleunigungsmesser abgefühlt; für kurzfristige Anzeigen von Geschwindigkeitsänderungen wird die Beschleunigung des Flugzeuges zur Fluggeschwindigkeit durch den Integrator 15 integriert. Das Gesamtergebnis besteht darin, dass die Augenblicksfluggeschwindigkeit aus dem Längsbeschleunigungsmesser verfügbar ist, dass aber deren langfristige Drifterscheinungen irrelevant sind, da die stark gefilterte Fluggeschwindigkeitsmesssystem-Fluggeschwindigkeit zusammen mit der Rückführung diese Drifterscheinungen korrigiert. In gewissem Sinn ist deshalb die in Fig. 1 gezeigte Anordnung zur Filterung der Fluggeschwindigkeit tatsächlich eine Anordnung zur Integration der Längsbeschleunigung, wobei die Langzeitdriftstabilität durch die stark gefilterte Fluggeschwindigkeitsmesssystem-Fluggeschwindigkeit geliefert wird.

Die gefilterte Fluggeschwindigkeit nach der Erfindung kann auch auf digitale Weise erhalten werden. Fig. 2 zeigt eine Unterroutine für die gefilterte Fluggeschwindigkeit, welche über einen Eingangspunkt 24 erreicht wird und deren erster Schritt darin besteht, die Fluggeschwindigkeitsdifferenz als Funktion der Fluggeschwindigkeitsmesssystem-Fluggeschwindigkeit minus der gefilterten Fluggeschwindigkeit zu bilden. Dieser Schritt ist dem Summierpunkt 21 von Fig. 1 äquivalent. Dann wird der Proportionalfluggeschwin-digkeitsdifferenzwert, der dem Signal auf der Leitung 18 äquivalent ist, erzeugt, indem der Fluggeschwindigkeitsdifferenzfaktor mit der Verstärkung K9 in einem Schritt 26 multipliziert wird. Danach wird in einem Schritt 27 ein Flugge-schwindigkeitsdifferenzinkrement erzeugt, indem die Fluggeschwindigkeitsdifferenz mit der Verstärkung K8 multipliziert wird, die der Verstärkung des Verstärkers 19 in Fig. 1 äquivalent ist. Dieses Inkrement wird in einem Schritt 28 zu einem Integralfluggeschwindigkeitsfehlerwert addiert, der eine Additionsfunktion ist, die der Integralfunktion des Verstärkers 19 in Fig. 1 äquivalent ist. Dann wird in einem

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Schritt 29 die driftkompensierte Beschleunigung, die dem Ausgangssignal des Summierpunktes 16 in Fig. 1 äquivalent ist, als Summe der Proportionalfluggeschwindigkeitsdiffe-renz, des Integralfluggeschwindigkeitsfehlers und der Längs-5 beschleunigung (die aus einem Beschleunigungsmesser auf dieselbe Weise gewonnen wird, wie es allgemein in Fig. 1 angegeben ist) erzeugt. Das Beschleunigungssignal des Schrittes 29 wird zu der gefilterten Fluggeschwindigkeit in einem Schritt 30 addiert, was eine Additionsfunktion ist, die das di-io gitale Äquivalent der Integralfunktion des Integrators 15 in Fig. 1 ist. Dann kehrt die Routine über einen Übergangspunkt 31 zu den anderen Teilen des Computerprogramms zurück.

Die Digitalfunktion, die durch das vereinfachte Flussdia-15 gramm von Fig. 2 angegeben ist, kann in irgendeiner Art eines digitalen Flugregelsystems implementiert werden, beispielsweise in demjenigen, das dem Gegenstand der US-Patentanmeldung, Serial No. 938 583, vom 31. August 1978 mit dem Titel SELECTIVE DISABLEMENT IN FAIL-20 OPERATIONAL, FAIL-SAFE MULTI-COMPUTER CONTROL SYSTEM bildet. Tatsächlich ist die Routine von Fig. 2 in tatsächlichen Computern, die für den Gegenstand der vorgenannten Patentanmeldung exemplarisch sind, in der Routine 906 zum Berechnen der Nickvorspan-25 nung, wie es in Fig. 9 dargestllt ist, implementiert worden, und zwar unter Verwendung von Längsbeschleunigungsmes-ser- und Fluggeschwindigkeitsmesssystem-Fluggeschwindigkeitssignalen, die durch Direktspeicherzugriffsdatenbewe-gungen in den Computer geladen worden sind, wie es in ei-30 ner Tabelle in der genannten Patentanmeldung angegeben ist.

Andererseits kann die Erfindung in verschiedenen anderen Analog- und Digitalformen implementiert werden und kann entweder in Duplex- oder Simplexcomputersystemen 35 mit einer Vielfalt von Architekturen unter Verwendung von bekannten Programmierverfahren implementiert werden.

Die Ausführungsform der Erfindung in Fig. 1 hat eine gewisse Ähnlichkeit mit der Verwendung eines integrierten Vertikalbeschleunigungsmessers zum Erzeugen eines Be-40 zugssignals für eine Höhen-Haltung-Autopilotfunktion, die zum Stand der Technik gehört. Im Stand der Technik wird jedoch die integrierte Vertikalbeschleunigung nur als ein Ersatz für die Druckhöhengeschwindigkeit in einem Vorhaltoder D-Reglerteil einer Höhen-Haltung benutzt. Ihre Ver-45 wendung hier besteht darin, die Verwendung des Differentialquotienten eines rauschbehafteten Signals, des Druckhöhensignals, zu vermeiden, das, wenn es differenziert wird, eher noch rauschbehafteter wird. Es wird jedoch nicht als eine Anzeige der Höhe benutzt, die zu halten ist, wohingegen 50 bei der Erfindung die integrierte Längsbeschleunigung als eine prinzipielle Anzeige der Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges benutzt wird, während die vom Fluggeschwindigkeitsmesssystem gelieferte Fluggeschwindigkeit einfach benutzt wird, um einen driftfreien Langzeitbezugswert für die 55 integrierte Beschleunigung bereitzustellen und den relativ konstanten Windbezugswert für die Beziehung zur Fluggeschwindigkeit zu liefern.

Aspekte der Erfindung werden in einer analogen Ausführungsform in Fig. 3 beschrieben, die Steuersignale liefert, 60 und in Fig. 4, die aus einer Analogausführungsform eines Längsautopilotsystems nach der Erfindung besteht, das unter der Steuerung der Signale betreibbar ist, die in Fig. 3 erzeugt werden.

Gemäss Fig. 3 wird das gefilterte Fluggeschwindigkeitssi-65 gnal auf der Leitung 10, das in Fig. 1 erzeugt worden ist, an eine Vergleichsschaltung 32 angelegt, die alternativ ein Signal für eine Fluggeschwindigkeit über 60 knot auf einer Leitung 33 oder ein Signal für eine Fluggeschwindigkeit un-

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ter 60 knot auf einer Leitung 34 liefert, je nach der Geschwindigkeit, die durch das gefilterte Fluggeschwindigkeitssignal angezeigt wird. Um festzustellen, wann das Flugzeug zwischen Reisefluggeschwindigkeiten (über 60 knot in der hier beschriebenen Ausführungsform) und Unterreisefluggeschwindigkeiten (unter 60 knot) übergeht, werden die Signale auf den Leitungen 33,34jeweils mit einer verzögerten Version des anderen verglichen. Daher wird das Signal auf der Leitung 33 einer Verzögerungsschaltung 35 und das Signal auf der Leitung 34 einer Verzögerungsschaltung 36 zugeführt. Falls sich die Fluggeschwindigkeit von über 60 knot auf unter 60 knot ändert, wird eine UND-Schaltung 37 sofort das Signal auf der Leitung 34 abfühlen und anzeigen, dass das Signal unter 60 knot ist, wohingegen das Ausgangssignal der Verzögerungsschaltung 35 weiterhin für 50 ms vorhanden sein wird, nachdem das Signal von der Leitung 33 verschwunden ist. Das ergibt ein 50-ms-Gatter an der UND-Schaltung 37, so dass eine ODER-Schaltung 38 ein 50-ms-Signal auf einer Leitung 39 liefert, welches die Tatsache anzeigt, dass ein Übergang zwischen Reise- und Unterreisefluggeschwindigkeiten erfolgt ist. Ebenso wird, wenn die Geschwindigkeit von Unterreisefluggeschwindigkeiten auf Reisefluggeschwindigkeiten übergeht, das Signal auf der Leitung 33 eine UND-Schaltung 40 freigeben, die weiterhin durch eine Verzögerungsschaltung 36 für 50 ms aufgesteuert wird, nachdem das Signal von der Leitung 34 verschwunden ist. Das ergibt ebenfalls einen 50-ms-Impuls auf der Leitung 39, der einen Fluggeschwindigkeitsübergang anzeigt. Bekanntlich ist es üblich, einen Trimmauslöseknopf oder -Schalter an dem Steuerknüppel eines Hubschraubers vorzusehen. Das Drücken dieses Schalters wird ein Trimmauslösesignal auf einer Leitung 41 ergeben. Es ist ausserdem bekannt, eine «Taster»-Möglichkeit vorzusehen, die typischerweise aus einem Schalter oder Ventil mit Rückführung durch Feder jeweils für die Vorwärts- und die Rückwärtsrichtung des Steuerknüppels besteht, wobei vorübergehendes Drük-ken bewirkt, dass der Trimmpunkt in der Achse der periodischen Längssteuerung oder Nickachse in der angezeigten Richtung angestossen wird. Gemäss der Darstellung in der Zeichnung hat ein Tasterschalter 42 einen Vorwärtskontakt 43 und einen Rückwärtskontakt 44, die jeweils mit einer Spannungsquelle 45 bzw. 46 entsprechender Polarität verbunden sind. Wenn der Pilot wünscht, die kopflastige Fluglage des Hubschraubers zu vergrössern oder die Geschwindigkeit von einem gegenwärtigen Trimmpunkt aus zu vergrössern, kann er daher den Schalter 42 so drücken, dass der Kontakt 43 betätigt wird und dadurch ein positives Signal auf der + Tastsignalleitung 47 geliefert wird; durch Drücken des Schalters in der Rückwärtsrichtung wird bewirkt, dass ein Minussignal auf der + Tastsignalleitung 47 erscheint. Die diskrete Tatsache, dass das Tasten erfolgt, wird durch einen Fenstervergleicher 48 festgestellt, der einfach ermittelt, ob das Signal auf der Leitung 47 entweder oberhalb eines gewissen kleinen positiven Schwellenwertes oder negativer als ein gewisser kleiner negativer Schwellenwert ist, um ein Tastsignal auf einer Leitung 49 zu liefern. Ein monostabiler Mul-tivibrator 50 liefert einen 50-ms-Impuls auf einer Leitung 51 während des Tastens.

In Fig. 3 spricht eine ODER-Schaltung 52 auf irgendeines der Signale auf den Leitungen 39,41 oder 51 an, um ein Nicksynchronisiersignal auf einer Leitung 53 zu liefern. Das Vorhandensein des Nicksynchronisiersignals auf der Leitung 53 wird eine ODER-Schaltung 54 veranlassen, ein Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf einer Leitung 55 zu erzeugen. Die ODER-Schaltung 54 wird ausserdem das Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal erzeugen, vorausgesetzt, dass das Flugzeug mit Unterreisefluggeschwindigkeiten fliegt, was durch das Signal auf der Leitung 34 angezeigt wird, das eine Fluggeschwindigkeit von weniger als 60 knot angibt; das verhindert jedweden Fluggeschwindigkeitsfehler während der Fluglage-Haltung, wie im folgenden beschrieben.

Wenn das Tastsignal auf der Leitung 49 vorhanden ist, wird es eine ODER-Schaltung 56 veranlassen, eine Flugge-schwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignal auf einer Leitung 57 zu erzeugen. Es wird ausserdem eine UND-Schal-tung 58 freigeben, so dass, wenn ein Signal, welches anzeigt, dass der Fluggeschwindigkeitsfehler 5 knot übersteigt, auf einer Leitung 59 vorhanden ist, die UND-Schaltung 58 eine bistabile Schaltung 60 setzen kann, damit ein Signal auf einer Leitung 61 erzeugt wird, welches ebenfalls bewirkt, dass die ODER-Schaltung 56 weiterhin das Fluggeschwindig-keitsfehlerbegrenzungssperrsignal auf der Leitung 57 liefert, selbst nachdem das Tastsignal von der Leitung 49 verschwindet. Nachdem die bistabile Schaltung 60 in den gesetzten Zustand gebracht worden ist, wird sie in diesem bleiben, bis der Fluggeschwindigkeitsfehler unter 5 knot abfallt, was durch ein Signal auf einer Leitung 62 angezeigt wird. Die Signale auf den Leitungen 59 und 62 werden alternativ durch einen Fenstervergleicher 63 auf ein Fluggeschwindigkeitsfehlersignal hin geliefert, das über eine Leitung 64 durch eine Schaltungsanordnung geliefert wird, die mit Bezug auf Fig. 4 im folgenden beschrieben ist.

Die in Fig. 3 dargestellte Schaltungsanordnung liefert Statussignale, die den im folgenden mit Bezug auf Fig. 4 beschriebenen Autopiloten steuern. Ein Hauptsignal ist das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 (zusammen mit dem Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 55). Es sei beachtet, dass das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 entweder auf Übergänge in der Fluggeschwindigkeit zwischen Reiseflug- und Unterreiseflugge-schwindigkeitswerten hin (Signal auf der Leitung 39) zur Trimmauslösung (Signal auf der Leitung 41) oder zum Einleiten eines Tastens (Signal auf der Leitung 51) hin erzeugt wird. Immer dann, wenn Unterreisefluggeschwindigkeiten vorliegen, wird das Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 55 für den Gebrauch in Fig. 4 ständig erzeugt. Das Nicksynchronisiersignal liegt aber nur vorübergehend auf Geschwindigkeitsübergänge oder auf die Einleitung des Tastens hin vor, es ist aber während der gesamten Trimmauslösung vorhanden.

Gemäss Fig. 4 enthält die Längsachse (oder Nickachse) des Autopilotsystems einen Fluggeschwindigkeitsteil (im oberen linken Teil von Fig. 4), einen Fluglageteil (im unteren linken Teil von Fig. 4) und gemeinsame Teile in der Mitte und rechts in Fig. 4. In dem Fluggeschwindigkeitsteil wird das Signal der gefilterten Fluggeschwindigkeit auf der Leitung 10 an einen Summierpunkt 68 zusammen mit einem integrierten Rückführungssignal auf der Leitung 69 aus einem integrierenden Verstärker 70 angelegt, der eine Verstärkung K6 hat. Der integrierende Verstärker 70 liefert die notwendige Integralrückführung, um die vom Piloten ausgewählte Bezugs- oder Sollfluggeschwindigkeit mit der dann vorhandenen gefilterten Fluggeschwindigkeit auf bekannte Weise zu synchronisieren. Das Eingangssignal des integrierenden Verstärkers 70 auf einer Leitung 71 wird über einen Schalter 72 als eine Funktion eines Fluggeschwindigkeitsfehlersignals auf einer Leitung 64, das durch den Summierpunkt 68 erzeugt wird, immer dann geliefert, wenn das Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 55 vorhanden ist. Da dieses Signal wenigstens 50 ms dauern wird, wird das Ausgangssignal des Summierpunkts an den integrierenden Verstärker 70 für eine ausreichende Zeit angelegt, damit das Ausgangssignal des Verstärkers gleich seinem Eingangssignal sein wird, so dass das Fluggeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 64 später auf null gehen und sich das Aus4

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gangssignal des Verstärkers 70 stabilisieren wird. Das wird als Synchronisierung bezeichnet. Dann, wenn das Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal nicht länger auf der Leitung 55 vorhanden ist, wird der Schalter 72 offen sein, und (ausgenommen während des Tastens, wie im folgenden beschrieben) es wird kein Signal auf der Leitung 71 geben, weshalb das Ausgangssignal des Integrators auf der Leitung 69 anschliessend konstant bleiben wird, wodurch der Integrator 70 als eine Speichereinheit wirkt, die die gewünschte gefilterte Fluggeschwindigkeit zur Zeit der Synchronisierung speichert.

Das Fluggeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 64 wird über eine Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungsschal-tung 73 und dann zu zwei Verstärkern 74, 75 geleitet, die die Verstärkungen K4 bzw. K5 haben. Die Begrenzungsschaltung 73 bewirkt, dass das Fluggeschwindigkeitsfehlersignal, welches benutzt wird, nicht grösser ist als ein gewisser Wert, der beispielsweise 5 knot beträgt. Die Funktion der Begrenzungsschaltung 73 kann jedoch aus der Schaltungsanordnung von Fig. 4 immer dann eliminiert werden, wenn ein Schalter 76 mit Hilfe des Fluggeschwindigkeitsfehlerbegren-zungssperrsignals auf der Leitung 57 (aus der oben mit Bezug auf Fig. 3 beschriebenen Schaltungsanordnung) geschlossen wird. Daher kann während des Tastens, bei dem es erwünscht ist, den Schaltungen zu gestatten, auf den maximalen Fluggeschwindigkeitsfehler anzusprechen, die Begrenzungsschaltung 73 umgangen werden. Wenn der Pilot wünscht, den Geschwindigkeitstrimmpunkt anzustossen, wenn er sich auf Reisefluggeschwindigkeiten befindet und die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet ist, kann er den Tasterschalter drücken, der ein Signal bekannter Grösse auf der Leitung 47 liefern wird, dessen Polarität davon abhängig ist, ob er seine Geschwindigkeit zu vergrössern oder zu verringern wünscht. Wenn ein Betrieb bei Reisefluggeschwindigkeit vorliegt, wird das Signal, das eine Fluggeschwindigkeit über 60 knot angibt, auf der Leitung 33 vorhanden sein und einen Schalter 77 betätigen, damit das ± Tastsignal auf der Leitung 71 an den Eingang des integrierenden Verstärkers 70 angelegt wird. Der integrierende Verstärker 70 wird deshalb das festgelegte + Tastsignal gewünschter Polarität integrieren, solange der Tastschalter in dieser Richtung niedergedrückt ist. Das wird bewirken, dass am Ausgang des integrierenden Verstärkers 70 auf der Leitung 69 ein sich änderndes Signal an den Summierpunkt 68 abgegeben wird, so dass eine Fluggeschwindigkeitsfehlersi-gnalkomponente auf der Leitung 64 erzeugt wird, die anzeigt, dass das Anstossen des Trimmpunkts durch den Taster erfolgt.

Im unteren Teil von Fig. 4 spricht die Nicklageschal-tungsanordnung auf ein Nicklagesignal auf einer Leitung 80 an, das dem Nickachsenausgang des Vertikalkreises des Flugzeuges (oder einer äquivalenten Einrichtung) entnommen wird. Auf eine Weise, die der in Fig. 4 insoweit beschriebenen Fluggeschwindigkeitsschaltungsanordnung völlig analog ist, enthält die Nicklageschaltungsanordnung einen Summierpunkt 81, der durch eine Signalleitung 82 von dem Ausgang eines integrierenden Verstärkers 84 her gespeist wird, welcher eine Verstärkung von K7 hat. Der Verstärker 84 spricht seinerseits auf Signale auf einer Leitung 85 an. In Abhängigkeit von dem Schliessen eines Schalters 86 auf das Vorhandensein des Nicksynchronisiersignals auf der Leitung 53 hin spricht die Leitung 85 auf das Ausgangssignal des Summierpunkts 81 auf der Leitung 87 an. Der Integrator 84 kann auf das Tastsignal auf der Leitung 47 ansprechen,

wenn ein Schalter 88 durch das Signal auf der Leitung 34 geschlossen wird, welches angibt, dass die Fluggeschwindigkeit kleiner als 60 knot ist. Das Nicklagesynchronisiersignal (äquivalent dem Fluggeschwindigkeitsfehlersignal auf der

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Leitung 64) wird über die Leitung 87 an zwei Verstärker 90, 91 angelegt, die Verstärkungen Kl bzw. K3 haben und den Verstärkern 74, 75 entsprechen, die oben mit Bezug auf die Fluggeschwindigkeit beschrieben worden sind.

5 Darüber hinaus enthält der untere Teil von Fig. 4 ein Nickwendestabilitätssignal, das durch ein Nickwendesignal auf einer Leitung 92 auf einen Nickwendekreisel hin geliefert wird, das über einen Verstärker 93 mit einer Verstärkung von K2 und zu einer Einblendschaltung 94 geleitet wird. Die io Einblendschaltung 94 kann aus der Kombination eines Verstärkers mit veränderbarer Verstärkung und einer Sägezahnschaltung bestehen, die eine Spannung erzeugt, welche an den Verstärkungssteuereingang des Verstärkers angelegt wird, um ein Signal zu erzeugen, das immer dann null ist, i5 wenn das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 vorhanden ist, und linear auf ein Signal ansteigt, das einen Multiplikationswert von «eins» innerhalb einer gewissen Einblendzeitdauer von beispielsweise 1 s hat. Die Verstärkung des Verstärkers innerhalb der Einblendschaltung 94 wird 20 während der Nicksynchronisierung null sein und daran anschliessend schnell auf «eins» ansteigen, um ein allmählich angelegtes Nickwendebefehlssignal auf der Leitung 95 an einem Summierpunkt 96 zu ergeben.

Der Summierpunkt 96 spricht ausserdem auf ein Nickla-25 gebefehlssignal auf einer Leitung 97 und auf ein Fluggeschwindigkeitsproportionalsignal auf einer Leitung 98 an. Der Summierpunkt 96 spricht weiter auf ein Nickautopilot-integratorsignal auf einer Leitung 99 an, das durch eine Autopilotintegratorschaltung 100 geliefert wird, welche den 30 Wert eines Integratoreingangssignals auf einer Leitung 101 integriert. Das Integratoreingangssignal auf der Leitung 101 wird das sein, was auf der Leitung 102 vorhanden ist, wann immer ein Schalter 103 auf Grund eines Signals auf einer Leitung 104 geschlossen ist, das eine Nicktrimmkraft von 35 weniger als 8,9 N angibt. Wenn das Signal auf der Leitung 104 nicht vorhanden ist, wird aber das Integratoreingangssignal auf der Leitung 101 null sein, was bewirkt, dass der Nickautopilotintegrator 100 seinen gegenwärtigen Wert behält, und zwar für im folgenden beschriebene Zwecke. Im-40 mer dann, wenn das System synchronisiert wird, wird das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 den in dem Integrator 100 gespeicherten Wert auf null rücksetzen.

Das Signal auf der Leitung 102 wird an dem Ausgang des Verstärkers 75 immer dann abgegeben, wenn das eine Flug-45 geschwindigkeit von über 60 knot angebende Signal auf der Leitung 33 vorhanden ist, um einen Schalter 107 zu schliessen. Das Signal auf der Leitung 102 wird durch den Verstärker 91 immer dann geliefert, wenn das eine Fluggeschwindigkeit von weniger als 60 knot angebende Signal auf der Lei-50 tung 34 vorhanden ist, um einen Schalter 108 zu schliessen. Somit wird die Anzeige der Reisefluggeschwindigkeit auf den Leitungen 33 und 34 entweder die Geschwindigkeit oder die Fluglage zum Tasten (wenn geeignet) auswählen und ebenso entweder die Geschwindigkeit oder die Fluglage zur 55 Zuführung zu dem Nickautopilotintegrator 100 auswählen.

Die bis hierher beschriebene Schaltungsanordnung liefert dem Summierpunkt 96 Signale, die zu dem Fluggeschwindigkeitsfehler-, dem Nicklagesynchronisiersignal und dem Nickwendesignal proportional sind sowie zu dem Ausgangs-60 signal des Nickautopilotintegrators, das wiederum entweder null ist, im Anschluss an eine Nicksynchronisierung, einen festen Wert hat, wenn der Schalter 103 nicht betätigt ist,

oder das Integral einer Funktion der Fluggeschwindigkeit oberhalb 60 knot oder der Nicklage unter 60 knot ist. Das 65 Ausgangssignal des Summierpunkts 96 beinhaltet ein Nick-autopilotbefehlssignal auf einer Leitung 110, das über eine Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzungsschaltung 111 geleitet wird, mit Ausnahme während der Synchronisierung,

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während der das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 einen Schalter 112 zum Überbrücken der Änderungsge-schwindigkeitsbegrenzungsschaltung 111 betätigen kann. Die Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzungsschaltung 111 kann irgendein bekanntes Anderungsgeschwindigkeitsfilter oder die Reihenschaltung aus einem Differenzierer, einem Amplitudenbegrenzer und einem Integrator enthalten, was bekannt ist. Das Nickautopilotbefehlssignal, ob änderungs-geschwindigkeitsbegrenzt oder nicht, wird über eine Leitung 113 an einem Summierpunkt 114 angelegt, um mit einem Knüppelsynchronisiersignal auf einer Leitung 115 summiert zu werden. Das Knüppelsynchronisiersignal auf der Leitung 115 wird durch Synchronisieren mit einer erwünschten Knüppeltrimmposition gewonnen, wie im folgenden beschrieben.

Das Ausgangssignal des Summierpunkts 114 bildet ein Knüppelbezugssignal auf einer Leitung 116, das an einen Summierpunkt 117 angelegt wird, der ein Knüppeltrimmpo-sitionssignal auf einer Leitung 118 davon subtrahiert. Das ergibt ein Knüppelbefehlsfehlersignal auf einer Leitung 119, das (über einen geeigneten Verstärker, der nicht dargestellt ist) an einen Trimmstellantrieb 120 angelegt wird. In der hier beschriebenen Ausführungsform ist der Trimmstellantrieb 120 Teil eines Kraftverstärkungssystems, das die gewünschte Kraft dem Knüppel relativ zu der Knüppeltrimmposition auf bekannte Weise zuführt; die tatsächlichen gewünschten Krafteinwirkungen auf den Trimmstellantrieb werden jedoch hier weggelassen, da sie nicht Teil der Erfindung sind. Weiter kann die Erfindung, die die insoweit beschriebene übrige Schaltungsanordnung enthält, in einem Flugzeugsteuersystem benutzt werden, das nicht mit einer hydraulisch hervorgerufenen Kraftverstärkung an dem Knüppel arbeitet, sondern stattdessen einen Aussenkreisautopilotstellantrieb benutzt, der die Kraftfunktion nicht erfüllen kann. Der Trimmstellantrieb 120 übt eine Kraft auf ein mechanisches Verbindungssystem 121 aus, das mit dem Längssteuerknüppel 122 des Piloten über eine Übersteuerungsfeder 123 verbunden ist und über eine Verbindung 124 mit der Hauptro-torblattverstellvorrichtung bekannten Typs verbunden ist. Die Verbindung 121 ist ausserdem mit Positionsdetektoren 126,127 verbunden, bei denen es sich einfach um Potentiometer oder um linear veränderliche Differentialtransformatoren handeln kann, die mit dem Ausgang des Trimmstellantriebs bzw. mit der Verbindung 124 verbunden sind. Das Knüppeltrimmpositionssignal auf der Leitung 118, das durch den Positionsdetektor 126 geliefert wird, gibt die Knüppeltrimmposition an; andererseits gibt das Signal auf der Leitung 128 an dem Ausgang des Positionsdetektors 127, der über die Verbindung 124 direkt mit dem Steuerknüppel 122 des Piloten verbunden ist, die Istposition des Knüppels an. Immer dann, wenn der Pilot das System nicht übersteuert, werden diese Positionen dieselben sein. Das Knüppelpositionssignal auf der Leitung 118 wird nicht nur für einen Betrieb mit geschlossenem Regelkreis dem Summierpunkt 117 zugeführt, sondern wird auch einer Nachlaufspeichereinheit 131 zugeführt. Bekanntlich wird das Ausgangssignal der Nachlaufspeichereinheit jedem an seinem Eingang angelegten Signal immer dann folgen, wenn das Nicksynchronisiersignal an seinem Nachlaufbefehlseingang vorhanden ist, das Ausgangssignal wird aber konstant bleiben (und somit das letzte Eingangssignal speichern), wenn das Nicksynchronisiersignal nicht vorhanden ist. Deshalb wird während der Nicksynchronisierung das Knüppelsynchronisiersignal auf der Leitung 115 auf den Wert des Knüppeltrimm-positionssignals auf der Leitung 118 gebracht, und, wenn das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 verschwindet, wird die Nachlaufspeichereinheit 131 dieses Knüppelsynchronisiersignal auf der Leitung 115 behalten.

Daher werden während der allgemeinen Synchronisierung, die sich ergibt, wenn das Nicksynchronisiersignal vorhanden ist, die vielfältigsten Funktionen erfüllt. Es sei der Fall betrachtet, in welchem die Fluggeschwindigkeit kleiner als 60 knot ist, so dass die Fluglage-Haltung-Funktion (statt der Fluggeschwindigkeit-Haltung) durch die Autopilotschaltung von Fig. 4 ausgeführt wird. Sollte der Pilot wünschen, den Fluglagetrimmpunkt zu tasten, oder sollte er den Trimmauslöseschalter drücken oder sollte ein Fluggeschwindigkeitsübergang auftreten und die Fluggeschwindigkeit grösser als 60 knot werden, so wird das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 vorhanden sein. Das wird eine Vielfalt von direkten Ergebnissen und eine weitere Vielfalt von sich als Konsequenz ergebenden Resultaten verursachen, die zusammen das gesamte System resynchronisieren. Das Fluglagesynchronisiersignal auf der Leitung 87 wird gleich null sein, weil das Nicklagebezugssignal über den Schalter 86 und den integrierenden Verstärker 84 auf den neuesten Stand gebracht wird, so dass es gleich dem Nicklagesignal ist. Daher wird das Ausgangssignal des Verstärkers 91 null sein, und das Signal auf den Leitungen 102 und 101 wird null sein, so dass kein Eingangssignal an dem Nickautopilotintegrator 100 anliegen wird. Der Integrator wird ausserdem durch das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 auf null rückgesetzt, so dass ein Signal auf der Leitung 99 an dem Summierpunkt 96 anliegen wird. Ebenso wird, wenn das Nicklagesynchronisiersignal auf der Leitung 87 gleich null ist, das Nicklagebefehlssignal auf der Leitung 97 ebenfalls null sein. Weil das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 ausserdem die Einblendkonstante in der Einblendschaltung 94 auf null hält, wird das Nickwendebefehlssignal auf der Leitung

95 ebenfalls null sein. Wenn die Fluggeschwindigkeit kleiner als 60 knot ist, wird das Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 55 (in Fig. 3 durch die ODER-Schal-tung 54 erzeugt) ständig vorhanden sein, so dass das Fluggeschwindigkeitsbezugssignal auf der Leitung 69 auf die gefilterte Fluggeschwindigkeit zu allen Zeiten resynchronisiert wird und deshalb der Fluggeschwindigkeitsfehler auf der Leitung 64 null sein wird. Der Verstärker 74 wird ein Null-fluggeschwindigkeitsproportionalsignal auf der Leitung 98 liefern. Das ist notwendig, da das Halten der Nicklage bei Unterreisefluggeschwindigkeiten nicht irgendeinem Flugge-schwindigkeitsfehlereingangssignal an dem Summierpunkt

96 ausgesetzt sein sollte.

Das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 umgeht die Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzungsschaltung 111, so dass das Signal auf der Leitung 113 dem Nickautopilotbefehlssignal auf der Leitung 110, das null ist, sofort folgen wird. Wegen der Wirkung des Nicksynchronisiersignals auf der Leitung 53 und der Nachlaufspeichereinheit 131, die oben beschrieben worden ist, kann das Eingangssignal an dem Summierpunkt 114 auf der Leitung 113 auf null gehen, und zwar ohne irgendeine Änderung in dem Knüppelbefehlsfehlersignal aus dem Summierpunkt 117, da das Knüppeltrimmpositionssignal auf der Leitung 118 über die Nach-laufspeichereinheit 131 direkt an die Leitung 115 angelegt wird, um jedwede Differenz auszugleichen und das Knüppelbezugssignal auf der Leitung 116 während des Vorhandenseins des Nicksynchronisiersignals auf der Leitung 53 gleich der Knüppeltrimmposition auf der Leitung 118 zu halten.

Es ist ein Aspekt der Erfindung, dass das Knüppelbefehlsfehlersignal auf der Leitung 119 konstant bleiben wird, obgleich der übrige Teil des Systems resynchronisiert wird und einen Nullnickautopilotbefehl auf der Leitung 110 liefert, weil das Knüppelbezugssignal auf der Leitung 116 gleich dem Knüppeltrimmpositionssignal auf der Leitung 118 gemacht worden ist. das konstant bleibt, weil der Trimmstellantrieb 120 während der 50 ms eines Nicksyn6

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chronisiersignals nicht augenblicklich ansprechen wird. Daher können Änderungen der Betriebsart auftreten und das Tasten kann eingeleitet werden, ohne dass an dem Eingang des Trimmstellantriebs 120 Übergangsvorgänge auftreten.

Die Wirkung des Nicksynchronisiersignals ist soeben beschrieben worden. Wenn das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 auf das Niederdrücken des Trimmauslöseschalters hin geliefert wird, so dass das Trimmauslösesignal auf der Leitung 41 (Fig. 3) die ODER-Schaltung 50 betätigt, wird das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 vorhanden sein, was eine ständige Synchronisierung bewirkt, solange die Knüppeltrimmauslösung gedrückt wird. Normalerweise verfolgt der Pilot, wenn er die Trimmauslösung benutzt, den Zweck, einen neuen Trimmpunkt im Anschluss an die Bewegung seines Knüppels aus einer Trimmposition heraus herzustellen. Das würde der Fall sein, wenn er wünschte, seine Nicklage bei Unterreisefluggeschwindigkeiten zu verändern oder grosse Änderungen in dem Fluggeschwindigkeit-Haltung-Trimmpunkt bei Reisefluggeschwindigkeiten vorzunehmen. Da das Nicksynchronisiersignal während der gesamten Zeitspanne vorhanden ist, während der das Trimmauslösesignal vorhanden ist, wird deshalb die Synchronisierung am Ende des Trimmauslösesignals auf der gegenwärtigen Nicklage und der gefilterten Fluggeschwindigkeit sein, und das Halten des Knüppels relativ konstant,

nach dem Abschalten des Trimmauslösesignals, würde bewirken, dass der Trimmstellantrieb den Trimmpunkt auf dieselbe Position wie der Knüppel verstellt, wobei an diesem Punkt der Pilot den Knüppel loslassen könnte und das System auf die Fluggeschwindigkeit und die Nicklage synchronisiert würde, die erzielt wurden, während die Trimmauslösung gedrückt gehalten wurde. Vorübergehendes Tasten kann dann benutzt werden, um einen Geschwindigkeitsfehler auf Grund von System- und Fluggeschwindigkeitsnachei-lungen zu korrigieren.

Es werde nun der Fall betrachtet, in welchem der Längsautopilot eingeschaltet ist und sich das Flugzeug unter der Reisefluggeschwindigkeit befindet und der Pilot anschliessend entscheidet, die Geschwindigkeit des Flugzeuges auf einen Wert oberhalb der Reisefluggeschwindigkeit zu erhöhen, beispielsweise von 40 knot auf 100 knot zu erhöhen, durch Drücken sowohl des Steuerknüppels 122 nach vorn als auch Anheben des Blattverstellhebels für die kollektive Blattverstellung in bekannter Weise. Das wird einen Übergang von der Fluggeschwindigkeit unter 60 knot auf eine Fluggeschwindigkeit oberhalb von 60 knot ergeben. Daher wird die ODER-Schaltung 38 (Fig. 3) ansprechen und ein 50-ms-Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 erzeugen. Die Funktionen der Nicksynchronisierung, die oben beschrieben sind, werden alle auf dieselbe Weise ausgeführt. Da sowohl die Nicklage als auch die gefilterte Fluggeschwindigkeit durch ihre integrierenden Verstärker 69 bzw. 84 resynchronisiert werden, werden der Fluggeschwindigkeitsfehler auf der Leitung 64 und die Nicklagesynchronisierung auf der Leitung 87 beide null sein, so dass die Ausgangssignale von sämtlichen Verstärkern 74,75, 90 und 91 null sein werden. Die Einblendschaltung 94 wird, wie oben beschrieben, eine Verstärkung von null haben, und der Nickautopilotintegrator 100 wird rückgesetzt, so dass sämtliche Eingangssignale des Summierpunkts 96 null sind, wie oben beschrieben. Das ergibt ein Eingangssignal von null an dem Summierpunkt 114 auf der Leitung 113, wie beschrieben. Der einzige Unterschied zwischen der Nicksynchronisierfunktion bei Reisefluggeschwindigkeiten und der bei Unterreisefluggeschwindigkeiten besteht somit darin, dass der Fluggeschwindigkeitsfehler durch die Nicksynchronisierung bei Reisefluggeschwindigkeiten synchronisiert wird, aber die gesamte Zeit bei Unterreisefluggeschwindigkeiten synchronisiert wird.

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Es werde der Tastbetrieb betrachtet. In Fig. 3 bewirkt das ± Tastsignal auf der Leitung 47 das diskrete Tastsignal auf der Leitung 49, um das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 für die Periode von 50 ms des monostabilen Mul-s tivibrators 50 zu erzeugen. Das ist mit dem Betrieb des 50-ms-Impulses auf der Leitung 39 insoweit identisch, als es das Nicksynchronisiersignal betrifft. Wenn die Fluggeschwindigkeit über der Reisefluggeschwindigkeit liegt, wird ausserdem ein 50-ms-Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der 10 Leitung 55 vorhanden sein, wenn aber die Fluggeschwindigkeit auf einem Unterreisefluggeschwindigkeitswert ist, ist dieses Signal eine Konstante. Es wird somit zu einer vorübergehenden Synchronisierung der Schaltung von Fig. 4 auf die oben mit Bezug auf Fluggeschwindigkeitsübergänge 15 beschriebene Weise kommen. Anschliessend wird jedoch das konstante Tastsignal auf der Leitung 49 ein konstantes Flug-geschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignal auf der Leitung 57 erzeugen. In Fig. 4 wird dadurch der Schalter 76 veranlasst, die Begrenzungsschaltung 73 zu überbrücken, so 20 dass jedweder Fluggeschwindigkeitsfehler (nach 50-ms-Synchronisierung) über beide Verstärker 74,75 geleitet werden und das System darauf ansprechen kann. Das bedeutet, dass ungeachtet dessen, welche Fluggeschwindigkeitsfehler erzeugt werden, indem der integrierende Verstärker 70 als 25 Ergebnis des Tastens angesteuert wird, das System auf sie ansprechen wird, so dass, wenn das Tasten beendet wird,

kein grosser Fluggeschwindigkeitsfehler verbleiben wird, der weiterhin die Fluglage des Flugzeuges im Anschluss an das Tasten einstellt. Tatsächlich ist die einzige Nacheilung in ei-30 nem solchen Fall die Nacheilung des Flugzeuges beim Erreichen einer Fluggeschwindigkeit, die einer besonderen Nicklage entspricht, welche durch das Tasten bis zu dem Punkt befohlen wird, wo das Tasten beendet wird.

Das + Tastsignal auf der Leitung 47 wird über einen der 35 Schalter 77, 88 an einen zugehörigen integrierenden Verstärker 70, 84 in Abhängigkeit davon angelegt, ob das eine Fluggeschwindigkeit von über 60 knot angebende Signal auf der Leitung 33 oder das eine Fluggeschwindigkeit von weniger als 60 knot angebende Signal auf der Leitung 34 vorhanden 40 ist. Am Ende des 50-ms-Nicksynchronisiersignals auf der Leitung 53 wird der Schalter 86 nicht länger geschlossen sein, und am Ende des 50-ms-Fluggeschwindigkeitssynchro-nisiersignals auf der Leitung 55 wird der Schalter 72 nicht länger geschlossen sein. Daran anschliessend wird das ± 45 Tastsignal auf der Leitung 47, das über den Schalter 77 oder 88 geht (in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit) bewirken, dass der entsprechende Verstärker die einen festen Wert aufweisende Spannung des + Tastsignals zu integrieren beginnen wird, um das Ausgangssignal des zugehörigen 50 integrierenden Verstärkers 70, 84, je nachdem, welcher der Kontakte 43,44 (Fig. 3) durch den Piloten betätigt worden ist, entweder zu erhöhen oder zu verringern. Bei Bedarf könnte das Tastsignal auf der Leitung 47 um etwa 50 ms verzögert werden, um zu vermeiden, dass die Eingangsleitung 55 71 an dem integrierenden Verstärker 70 sowohl mit dem Fluggeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 64 über den Schalter 72 und mit dem Tastsignal auf der Leitung 47 über den Schalter 77 gleichzeitig (und entsprechend mit Bezug auf die Schalter 86, 88) verbunden ist. Solange der Ta-60 ster gedrückt ist, geht die Integration weiter, und der zugehörige integrierende Verstärker 70, 84 wird ein sich änderndes Bezugssignal an seinem entsprechenden Summierpunkt 68, 81 anlegen, und zwar in Abhängigkeit davon, ob die Fluggeschwindigkeit oberhalb der Reisefluggeschwindigkeit 65 ist oder nicht. Solange der Tasterschalter gedrückt ist, wird die Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungsschaltung 73 durch den Schalter 76 infolge des Fluggeschwindigkeitsfeh-lerbegrenzungssperrsignals auf der Leitung 57 überbrückt.

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Daher wird jeder Fluggeschwindigkeitsfehler, der durch konstantes Betätigen des Tasterschalters erzeugt wird, über den Schalter 76 geleitet, und die Verstärker 74 und 75 werden eine entsprechende Auswirkung auf die Nickautopilot-befehlsabgabe des Summierpunkts 96 haben. Die Tastgeschwindigkeit steuert somit die Geschwindigkeit des Ansprechens des Autopiloten. Wenn jedoch das Tastsignal ausgelöst wird und die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs, die durch das Signal der gefilterten Fluggeschwindigkeit auf der Leitung 10 angegeben wird, nicht bis auf innerhalb von wenigstens 5 knot der durch den integrierenden Verstärker 70 als Ergebnis des Tastens befohlenen gewünschten Fluggeschwindigkeit aufgeholt hat, was sich in dem Fluggeschwindigkeitsbezugssignal auf der Leitung 69 äussert, wird das Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignal auf der Leitung 57 weiterhin vorhanden sein, und zwar wegen der bistabilen Schaltung 61 (Fig. 3). Wenn aber der Fluggeschwindigkeitsfehler niemals 5 knot überschritten hatte, würde die bistabile Schaltung nicht an erster Stelle gesetzt worden sein. Wenn während des Tastens oder im Anschluss daran die Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges einen Wert innerhalb von 5 knot der befohlenen Fluggeschwindigkeit erreicht, dann wird der Fenstervergleicher 63 (Fig. 3) ein weniger als 5 knot angebendes Signal auf der Leitung 62 zum Rücksetzen der bistabilen Schaltung 60 liefern, so dass die ODER-Schaltung 56 nicht länger das Fluggeschwindigkeits-fehlerbegrenzungssperrsignal auf der Leitung 57 darbieten wird. Daher wird die Begrenzungsschaltung wieder vorhanden sein, so dass alle späteren grossen Fluggeschwindigkeitsfehler auf 5 knot begrenzt werden und gleichmässige Übergänge von einer Fluggeschwindigkeit auf eine andere ergeben.

Es sei angemerkt, dass die Begrenzungsschaltung 73 während Nicksynchronisierungen wirksam sein wird, die durch Fluggeschwindigkeitsübergänge verursacht werden, oder immer dann, wenn die Trimmauslösung gedrückt wird, da diese nicht bewirken werden, dass das Fluggeschwindig-keitsfehlerbegrenzungssperrsignal erscheint. Wenn der Pilot das Autopilotsystem übersteuert, ohne es abzuschalten, so dass die Fluggeschwindigkeit tatsächlich bezüglich des Fluggeschwindigkeitsbezugswertes merklich geändert wird, wird das Autopilotsystem deshalb trotzdem nur auf Fluggeschwindigkeitsfehler von 5 knot ansprechen. Das ergibt gleichmässige Übergänge zwischen Geschwindigkeiten. Sollte der Pilot eine neue gewünschte Geschwindigkeit erreichen und dann die Trimmauslösung drücken, würde der Autopilot ebenso mit der Geschwindigkeit von 5 knot aufgeholt haben, bis die Trimmauslösung gedrückt wird, zu welcher Zeit der Fluggeschwindigkeitsfehler in jedem Fall auf null gehen würde. Wenn aber die Trimmauslösung während der gesamten Zeit gedrückt würde, während der der Pilot das System übersteuert, würde der Fluggeschwindigkeitsfehler null sein und die Begrenzungsschaltung würde unnötig sein.

Es werde nun der Fall betrachtet, in welchem der Pilot zu übersteuern wünscht, aber das Autopilotsystem nicht abschaltet, beispielsweise um eine Normalkurve zu fliegen und dann zu der Bezugsgeschwindigkeit zurückzukehren. Wenn er ausreichend auf den Knüppel einwirkt, um eine Schwel-lenwertgrösse an Differenz gegenüber der Trimmstellantriebsposition zu überschreiten, werden die Ausgangssignale der beiden Positionsdetektoren 126,127 bewirken, dass die Signale auf den Leitungen 118, 128 um einen gewissen Schwellenwert divergieren (der gleich etwa 8,9 N an Kraft in der Feder 123 angenommen wird), was zur Folge hat, dass ein Vergleicher 140 aufhört, das eine Kraft von weniger als 8,9 N angebende Signal an die Leitung 104 abzugeben. Das wird zur Folge haben, dass der Schalter 103 das Eingangssignal an dem Nickautopilotintegrator 100 abschaltet, so dass der Integrator sein dann vorhandenes Ausgangssignal auf der Leitung 99 beibehalten wird. Das dient als Speicher für den Trimmpunkt, wie er vorhanden war, bevor die Übersteuerung durch den Piloten erfolgte. Wenn der Pilot das Autopilotsystem übersteuert, so veranlasst die Flugge-schwindigkeitsfehlerbegrenzungsschaltung 73 das Autopilotsystem, nur auf 5 knot (oder einen anderen geeigneten Wert) des Fluggeschwindigkeitsfehlers anzusprechen, der sich ergibt. Wenn der Pilot das Manöver beendet, kann deshalb die Differenz in der gefilterten Fluggeschwindigkeit gegenüber der gewünschten Fluggeschwindigkeit einen grossen Geschwindigkeitsfehler hervorrufen, wobei aber dem Autopilotsystem, das den Nickautopilotintegrator enthält, nur relativ kleine Geschwindigkeitsfehler geliefert werden, während der Nickautopilotintegrator selbst ein Eingangssignal liefert, das sich bei diesen Fluggeschwindigkeitsfehlern nur langsam ändert und einen Anfangswert hat, der der vorherigen gewünschten Fluggeschwindigkeit äquivalent ist, die vor der Übersteuerung durch den Piloten vorhanden war.

Die Erfindung kann, wie oben mit Bezug auf Fig. 2 beschrieben, vorzugsweise in einem Digitalcomputer statt mit Analogschaltungen des in den Fig. 1,3 und 4 dargestellten Typs implementiert werden.

Gemäss Fig. 5 wird eine Unterroutine zum Festsetzen von Statuswörtern zur Steuerung des Längsautopiloten über einen Übergangspunkt 143 eingegeben, und in einem ersten Test 144 wird der Status eines Steuertafeltrimmeinschalt-schalters sowie des Trimmauslöseknopfes an dem Knüppel überprüft. Wenn der Trimmeinschaltschalter geschlossen ist und die Trimmauslösung nicht gedrückt worden ist, wird ein positives Ergebnis des Tests 144 bewirken, dass in einem Schritt 145 ein Längsknüppeltrimmung-eingeschaltet-Flag gesetzt wird. Andernfalls wird der Schritt 145 umgangen. In dieser Ausführungsform wird das Nichtvorhandensein des Längsknüppeltrimmung-eingeschaltet-Flags als das Äquivalent des Nicksynchronisiersignals auf der Leitung 53 (zusammen mit dem Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 55) benutzt, um Rücksetz- und Synchronisierfunktionen auszuführen, die ausführlicher mit Bezug auf Fig. 6 weiter unten beschrieben sind. Die Unterscheidung zwischen Geschwindigkeiten oberhalb von Reisefluggeschwindigkeiten oder Unterreisefluggeschwindigkeiten erfolgt durch Setzen eines Fluggeschwindigkeit-Haltung-einge-schaltet-Flags in einem Schritt 146 immer dann, wenn ein Test 147 anzeigt, dass die Längsknüppeltrimmung eingeschaltet ist, und ein Test 148 anzeigt, dass die gefilterte Fluggeschwindigkeit 60 knot übersteigt. Wenn in einem Test 149 festgestellt wird, dass der Tasterschalter während eines gegenwärtigen Zyklus gedrückt ist, wird ein Fluggeschwindig-keitsfehlerbegrenzungssperrflag in einem Schritt 150 gesetzt. Nachdem dieses Flag in dem Schritt 150 gesetzt worden ist, kann es erst rückgesetzt werden, nachdem das Tasten abgeschlossen ist, was durch ein negatives Ergebnis des Schrittes 149 angezeigt wird, und der Fluggeschwindigkeitsfehler kleiner als 5 knot ist, was durch einen Test 151 angezeigt wird, der zu einem Schritt 152 zum Rücksetzen des Fluggeschwin-digkeitsfehlersbegrenzungssperrflags führt.

Wenn die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet ist (was bedeutet, dass die Längsknüppeltrimmung eingeschaltet ist und das Flugzeug schneller als 60 knot fliegt), wird ein positives Ergebnis eines Tests 153 zu einem Test 154 führen, in welchem festgestellt wird, ob der Tasterschalter in dem gegenwärtigen Zyklus betätigt ist. Wenn dem so ist, wird in einem Test 155 festgestellt, ob der Taster in dem vorangehenden Zyklus betätigt wurde, indem ein Tastflag des gegenwärtigen Zyklus (Tasten N) mit einem Tastflag des vorangehenden Zyklus (Tasten M) verglichen wird. Wenn der Test 155 negativ ausfällt, bedeutet das. dass das Tasten innerhalb des

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gegenwärtigen Zyklus eingeleitet worden ist, und in einem Schritt 157 wird das Längsknüppeltrimmung-eingeschaltet-Flag rückgesetzt (äquivalent dem Erzeugen des Nicksynchronisiersignals als Ergebnis des Tastens, wie oben mit Bezug auf Fig. 3 beschrieben).

Obgleich der Einfachheit halber nicht dargestellt, wird angenommen, dass in der hier beschriebenen Digitalausfüh-rungsform gewisse Statusflags am Beginn jedes Hauptcomputerzyklus rückgesetzt werden und auf ausgewählte Weise gesetzt werden, wenn das Programm fortschreitet, um Zustände, die innerhalb dieses Zyklus vorhanden sind, auf bekannte Weise wiederzugeben. In dieser Ausführungsform wird angenommen, dass vor dem Erreichen der Routine von Fig. 5 das Längsknüppeltrimmung-eingeschaltet-Flag, das Fluggeschwindigkeit-Haltung-eingeschaltet-Flag und gewisse berechnete Werte, die als Zwischenwerte benutzt werden, rückgesetzt werden, so dass, wenn sie nicht berechnet oder gesetzt sind, auf Grund des besonderen bezogenen gegenwärtigen Status in einem Nullzustand gelassen werden, der geeignet ist, wie im folgenden noch näher beschrieben.

Unter Voraussetzung der vorstehenden Angaben wird in einem anschliessenden Durchlauf des Programms durch die Routine von Fig. 5, unter der Voraussetzung, dass geeignete Bedingungen noch vorhanden sind, in dem Schritt 145 das Längsknüppeltrimmung-eingeschaltet-Flag gesetzt, und in dem Schritt 146 wird das Fluggeschwindigkeit-Haltung-eingeschaltet-Flag gesetzt. Das Ergebnis des Tests 153 wird daher positiv sein und, wenn der Taster ständig niedergedrückt ist, wird das Ergebnis des Tests 154 ebenfalls positiv sein. Da das jedoch der zweite Zyklus hintereinander bei betätigtem Taster ist, wird der Taststatus dieses Zyklus gleich dem Taststatus des vorangehenden Zyklus sein, so dass das Ergebnis des Tests 155 positiv ist und der Schritt 157 umgangen wird. Nachdem der Test des Schrittes 155 durchgeführt ist, wird in jedem Zyklus der Taststatus des gegenwärtigen Zyklus für den nächsten Zyklus in einem Schritt 158 auf den neusten Stand gebracht. In der hier beschriebenen Ausführungsform wird, nachdem die Längsautopilotstatusunter-routine von Fig. 5 abgeschlossen ist, über einen Rückkehrpunkt 159 zu anderen Teilen des Programms zurückgekehrt. In Abhängigkeit von der besonderen Ausführungsform könnte jedoch der Eintritt in die Unterroutine von Fig. 6 bei Bedarf direkt im Anschluss an die Unterroutine von Fig. 5 erfolgen.

Gemäss Fig. 6 wird ein allgemeines Längsautopilotpro-gramm, bei dem einige der Statusbedingungen benutzt werden, die in Fig. 5 festgesetzt worden sind, über einen Eintrittspunkt 160 erreicht. In einem ersten Test 161 wird festgestellt, ob die Längsknüppeltrimmung eingeschaltet ist. Wenn dem so ist, dann wird in einem Test 162 festgestellt, ob der Fluggeschwindigkeit-Haltung-Status in diesem Zyklus gegenüber seinem Status in dem letzten Zyklus geändert worden ist. Das ist der Schaltungsanordnung 36-39 in Fig. 3 äquivalent, die das Nicksynchronisiersignal und bezogene Signale immer dann erzeugt, wenn es einen Übergang von Reisefluggeschwindigkeiten auf Unterreisefluggeschwindigkeiten, oder umgekehrt, gibt. Wenn es keinen Übergang gegeben hat, wird ein Test 162 ein positives Ergebnis haben, und es werden Autopilotnickberechnungen ausgeführt, wie im folgenden mit Bezug auf Fig. 7 beschrieben. Wenn es aber einen Übergang der Fluggeschwindigkeit gegeben hat, wird das Ergebnis des Tests 162 negativ sein, und das Flug-geschwindigkeit-Haltung-eingeschaltet-Statusflag für den gegenwärtigen Zyklus wird in einem Schritt 163 anschliessend auf den neuesten Stand gebracht, um den vorherigen Zyklus wiederzugeben.

In jedem Fall werden, wenn es einen Geschwindigkeitsübergang gibt oder wenn die Längsknüppeltrimmung nicht

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eingeschaltet ist, mehrere Schritte ausgeführt, die denjenigen ungefähr äquivalent sind, die durch das Nicksynchronisiersignal in Fig. 4 ausgeführt werden. Zuerst bewirkt ein Schritt 164, dass der Nicklagebezugswert gleich der Nicklage ist, was der Synchronisierfunktion äquivalent ist, die durch den Schalter 86 und den Integrierverstärker 84 von Fig. 4 erreicht wird. Dann bewirkt ein Schritt 165, dass der Knüppelsynchronisierwert gleich dem Knüppeltrimmpositionswert gemacht wird, was der Wirkung der Nachlaufspeichereinheit 131 in Fig. 4 äquivalent ist. Dann bewirkt ein Schritt 166,

dass der Fluggeschwindigkeitsbezugswert gleich der gefilterten Fluggeschwindigkeit ist, was der Synchronisierung äquivalent ist, die durch den Schalter 72 und den integrierenden Verstärker 70 in Fig. 4 erfolgt. In einem Schritt 166a wird der Nickautopilotintegratorwert auf null rückgesetzt. Ein Schritt 167 bewirkt, dass der Nickänderungsgeschwindig-keits- oder Nickwendeeinblendfaktor am Anfang auf null gesetzt wird; das kann in Teilen eines Programms benutzt werden, das hier nicht beschrieben ist, das aber dem mit Bezug auf Fig. 21 der oben erwähnten US-Anmeldung beschrieben ist, so dass immer dann, wenn er auf null gesetzt wird, er anschliessend mit einer gewissen Geschwindigkeit inkrementiert wird, bis er einen Grenzwert erreicht und als ein Einblendmultiplikationsfaktor zur Verwendung auf dieselbe Weise verfügbar ist, wie es mit Bezug auf die Einblendschaltung 94 von Fig. 4 beschrieben worden ist und in der Digitalversion im folgenden ausführlicher beschrieben wird. Ein Schritt 168 setzt das Fluggeschwindigkeitsproportionalsignal auf null, was in Fig. 4 infolge der Tatsache erfolgt,

dass der Fluggeschwindigkeitszähler auf null geht und ein Schritt 169 bewirkt, dass der Nickautopilotbefehl des gegenwärtigen Zyklus auf null gesetzt wird, was dem äquivalent ist, dass das Ausgangssignal des Summierpunkts 96 in Fig. 4 null ist, weil sämtliche Eingangssignale null sind.

In dem Fall, in welchem die Resynchronisierung nicht auftritt, weil die Längsknüppeltrimmung eingeschaltet ist, und kein Fluggeschwindigkeitsübergang erfolgt ist, was durch die Tests 161 und 162 ermittelt wird, wird die Nick-autopilotberechnungsroutine von Fig. 7 über einen Eintrittspunkt 170 erreicht. In Fig. 7 stellt ein erster Schritt 171 fest, ob die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet ist. Wenn nicht, ist das der Tatsache äquivalent, dass in der Ausführungsform von Fig. 3 und 4 die Fluggeschwindigkeit unter 60 knot liegt. Das bedeutet, dass das Längs- oder Nickautopilotsystem zur Fluglage-Haltung benutzt wird. In einem solchen Fall wird ein negatives Ergebnis des Tests 171 zu einem Schritt 172 führen, der ein Nicklageinkrement als das Produkt eines für das Tasten festgesetzten Wertes (äquivalent der festgesetzten Spannung des ± Tastsignals auf der Leitung 47 in den Ausführungsformen von Fig. 3 und 4) mal einem gewissen Faktor erzeugt, welcher die Anzahl an Grad pro Sekunde angibt, um die der Taster den Trimmpunkt an-stossen sollte, was K7 in dem integrierenden Verstärker 84 äquivalent ist. Die Integration wird als eine Addition in dem Schritt 173 ausgeführt, wo zu dem Nicklagebezugswert das Nicklageinkrement addiert wird. Wenn kein Tasten vor sich geht, wird der ± Tastwert null sein, und das Nicklageinkrement wird null sein; der Nicklagebezugswert wird daher gleich der Nicklage bleiben, auf die er in dem Schritt 164 (Fig. 6) synchronisiert wurde.

Wenn der Schritt 171 ergibt, dass die Fluggeschwindig-keit-Haltung eingeschaltet ist, dann werden Faktoren, die sich auf die Fluggeschwindigkeit beziehen, statt Fluglagefaktoren berechnet. Ein Schritt 174 wird ein Fluggeschwindig-keitsbezugsinkrement als Produkt des festgelegten Tastsignals (das null sein kann) mal einem Faktor berechnen, der die Anzahl von Knoten pro Sekunde angibt, um die das Tasten den Geschwindigkeitstrimmpunkt anstossen sollte, was

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K6 des integrierenden Verstärkers 70 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent ist. Dann wird die Integration in einem Schritt 175 ausgeführt, wo zu dem Fluggeschwindigkeitsbezugswert das Fluggeschwindigkeitsbezugsinkrement addiert wird. Diese Schritte sind denjenigen analog, die in den Schritten 172 und 173 ausgeführt werden. Dann wird der Fluggeschwindigkeitsfehler als die Differenz zwischen dem Fluggeschwindigkeitsbezugswert und der gefilterten Fluggeschwindigkeit in einem Schritt 176 ermittelt. Das ist der Funktion des Summierpunkts 68 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent. Dann ermittelt ein Test 177, ob die Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzung gesperrt ist oder nicht. Das entspricht dem Testen des Statusflags, das in dem Schritt 150 erfolgt, wie oben mit Bezug auf Fig. 5 beschrieben, und ist der Funktion des Schalters 76 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent. Wenn das Ergebnis des Tests 177 positiv ist, werden die Begrenzungsfunktionen umgangen. Wenn aber das Ergebnis des Tests 177 negativ ist, dann ist die Begrenzung nicht gesperrt worden, weshalb ein Test 178 feststellt, ob der Fluggeschwindigkeitsfehler grösser als plus 5 knot ist, und, wenn dem so ist, wird in einem Schritt 179 der Fluggeschwindigkeitsfehler gleich dem Begrenzungswert von 5 knot gesetzt. Wenn das Ergebnis des Tests 178 negativ ist, dann wird ein Test 180 feststellen, ob der Fluggeschwindigkeitsfehler negativer als minus 5 knot ist. Wenn dem so ist, wird in einem Schritt 181 der Fluggeschwindigkeitsfehler gleich dem Begrenzungswert von minus 5 knot gesetzt. In jedem Fall wird, ob die Begrenzung erfolgt oder nicht, ein Schritt 182 erreicht, wo der Wert des Fluggeschwindigkeitsproportionalsignals (äquivalent dem auf der Leitung 98 in der Ausführungsform von Fig. 4) als Funktion des Fluggeschwindigkeitsfehlers mal einer Verstärkungskonstanten erzeugt wird, die K4 in dem Verstärker 74 der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent ist.

Ungeachtet dessen, ob die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet ist oder nicht, geht nach der Berechnung von geeigneten Fluglage- oder Fluggeschwindigkeitsfaktoren die Berechnung der Nickautopilotwerte mit einem Schritt 183 weiter, in welchem ein Nickänderungsgeschwindigkeits- oder Nickwendebefehlsfaktor äquivalent dem Signal auf der Leitung 95 in der Ausführungsform von Fig. 4 als Funktion des Nickwendesignals (wie das auf der Leitung 92) mal einem Verstärkungsfaktor K2 (äquivalent dem Verstärker 93) mal dem Einblendfaktor erzeugt wird, der oben mit Bezug auf den Schritt 167 in Fig. 6 beschrieben wurde. Das ist der kombinierten Wirkung des Verstärkers 93 und der Einblendschaltung 94 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent.

In Fig. 7 erzeugt der nächste Schritt 184 eine Nicklage-synchronisierung als Funktion des Nicklagebezugswerte minus der Nicklage, was der Funktion des Summierpunkts 81 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent ist. Dann erzeugt ein Schritt 185 den Nicklagebefehl als Produkt der Nicklagesynchronisierung mal einem Verstärkungsfaktor Kl, was der Funktion des Verstärkers 90 von Fig. 4 äquivalent ist. Die Schritte 183-185 sind vorgesehen, ob nun die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet ist oder nicht, da diese Funktionen sowohl bei Reisefluggeschwindigkeiten als auch bei Unterreisefluggeschwindigkeiten benutzt werden, um für eine Fluglagestabilität zu sorgen. Andererseits werden die Fluggeschwindigkeitsfaktoren nur bei Reisefluggeschwindigkeiten benutzt (äquivalent dem ständig angelegten Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 55, welches das Erzeugen irgendeines Fluggeschwindigkeitsfehlers blockiert, wenn mit Unterreisefluggeschwindigkeiten geflogen wird.

In Fig. 7 wird dann die Möglichkeit der Übersteuerung durch einen Piloten in einem Test 186 ermittelt. Wenn festgestellt wird, dass der Absolutwert der Nicktrimmkraft grösser als plus oder minus 8.9 N ist (was in der Reihenfolge geschehen kann, die mit Bezug auf die Tests und die Schritte 178-181 oben beschrieben worden ist), wird die Funktion des Haltens des Wertes des Nickautopilotintegrators auf seinem dann vorhandenen Wert, wenn die Pilotübersteuerung erfolgt, erfüllt, indem mehrere Integrierschritte umgangen werden. Wenn aber der Pilot das Autopilotsystem nicht übersteuert, wird ein negatives Ergebnis des Tests 186 bewirken, dass in einem Test 187 festgestellt wird, ob die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet ist (oberhalb 60 knot). Wenn dem so ist, wird das Integratoreingangssignal als Fluggeschwindigkeitsfehler mal einem Verstärkungsfaktor K5 ermittelt, was das Äquivalent zu den Funktionen des Verstärkers 75 und des Schliessens des Schalters 107 in der Ausführungsform von Fig. 4 ist. Wenn aber die Flugge-schwindigkeit-Haltung nicht eingeschaltet ist, wird ein negatives Ergebnis des Tests 187 zu einem Schritt 189 führen, in welchem das Integratoreingangssignal als das Produkt der Nicklagesynchronisierung mal einem Verstärkungsfaktor K3 ermittelt wird, was den Funktionen des Verstärkers 91 und des Schalters 108 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent ist. Dann wird die Integrationsfunktion des Nick-autopilotintegrators in einem Schritt 190 ausgeführt, in welchem das Integratoreingangssignal zu dem Wert des Nickautopilotintegrators addiert wird, der früher festgesetzt worden ist. Das ist selbstverständlich der Funktion des Integrators 100 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent.

Die letzte Autopilotberechnung in Fig. 7 ist das Erzeugen des Nickautopilotbefehls für den gegenwärtigen Zyklus (NICKAUTOPILOTBEFEHL N) als Summe des Ausgangssignals des Nickautopilotintegrators, des Fluggeschwindigkeitsproportionalwerts, des Nicklagebefehls und des Nickänderungsgeschwindigkeits- oder Nickwendebefehls. Das ist dasselbe wie die Summierfunktion, die durch den Summierpunkt 96 in der Ausführungsform von Fig. 4 erfüllt wird.

Wenn die Nickautopilotberechnungen von Fig. 7 abgeschlossen sind, kehrt das Programm zu dem allgemeinen Längsautopilotprogramm von Fig. 6 über einen Übergangspunkt zurück, der zu einem Test 193 in Fig. 6 führt. Dieser stellt fest, ob der Nickautopilotbefehl für den gegenwärtigen Zyklus (N) den Nickautopilotbefehl für den unmittelbar vorangehenden Zyklus (M) um mehr als 15% der Verstellmöglichkeit pro Sekunde übersteigt. Wenn dem so ist, wird ein Schritt 194 einen auf den neuesten Stand gebrachten Nickautopilotbefehl (M) als den Wert des Nickautopilotbefehls in dem vorangehenden Zyklus (M) plus einem Wert, der 15% der Verstellmöglichkeit pro Sekunde äquivalent ist, erzeugen. Wenn aber der gegenwärtige Befehl den vorangehenden Befehl nicht um plus 15% pro Sekunde übersteigt, wird ein negatives Ergebnis des Tests 193 bewirken, dass in einem Test 195 festgestellt wird, ob der Nickautopilotbefehl des gegenwärtigen Zyklus (N) um mehr als minus 15% der Verstellmöglichkeit pro Sekunde negativer ist als der Nickautopilotbefehl des vorangehenden Zyklus (M). Wenn dem so ist, wird der auf den neuesten Stand gebrachte Autopilotbefehl (M) als der Nickautopilotbefehl des vorangehenden Zyklus (M) minus 15% der Verstellmöglichkeit pro Sekunde in einem Schritt 196 erzeugt. Wenn aber die Befehle innerhalb von 15% von einander liegen, werden die Ergebnisse von beiden Tests 193 und 195 negativ sein, so dass der auf den neuesten Stand gebrachte Nickautopilotbefehl (M) zur Verwendung in dem nächsten Zyklus gleich dem (N) für den gegenwärtigen Zyklus in einem Schritt 197 gesetzt wird. Die Schritte 194,196 und 197 bewirken, dass sowohl die Änderung in dem Nickautopilotbefehl von einem Zyklus zum nächsten begrenzt wird als auch der Wert auf den neuesten Stand gebracht wird, der in dem nächsten Zyklus für den

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Vergleich mit dem in dem nächsten Zyklus erzeugten Wert zu verwenden ist. Sämtliche Tests und Schritte 193-197 sind dem Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzer 111 in der Ausführungsform von Fig. 4 einfach äquivalent. Es sei angemerkt, dass keine Notwendigkeit besteht, diese Funktion während der Synchronisierung infolge der eingeschalteten Längsknüppeltrimmung zu umgehen (äquivalent dem Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 in Fig. 4 und der Funktion des dort vorgesehenen Schalters 112), weil der auf den neuesten Stand gebrachte Nickautopilotbefehl (M) der interessierende Wert ist und in dem Schritt 169 während der Resynchronisierung direkt auf null gesetzt wird.

In Fig. 6 wird der Knüppelbezugswert als die Summe des Knüppelsynchronisierwerts und des Nickautopilotbefehls in einem Schritt 198 erzeugt, was dem Summierpunkt 114 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent ist. Dann erzeugt ein Schritt 199 einen Knüppelbefehlsfehlerwert als Differenz zwischen dem Knüppelbezugswert und der Knüppeltrimmposition, was der Funktion des Summierpunkts 117 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent ist. Damit werden die Autopilotroutinen abgeschlossen, so dass zu anderen Teilen des Programms über einen Rückkehrpunkt 200 zurückgekehrt werden kann.

In dem Doppelcomputer-Hubschraubersteuersystem des in der oben erwähnten US-Patentanmeldung erwähnten Typs werden die Autopilotfunktionen nur ausgeführt, wenn beide Computer nicht gesperrt sind. Der Grund dafür ist,

dass ein Ausfall der vollen Möglichkeiten der Autopilotfunktionen eines Computers eine sofortige Endausschlagssituation verursachen könnte, die sehr gefährlich ist. Deshalb werden die hier beschriebenen Autopilotfunktionen nur während des Duplexbetriebes und nicht während des Simplexbetriebes ausgeführt. Beispielsweise kann die Längsauto-pilotstatusunterroutine von Fig. 5 in der Duplexbetriebssta-tusroutine 1203 ausgeführt werden, die in Fig. 12 der genannten US-Patentanmeldung dargestellt ist, vorausgesetzt, dass der Test 1202 dort feststellt, dass der betreffende Computer nicht im Simplexbetrieb ist. Ebenso können die Tests und die Synchronisieraspekte desjenigen Teils der Längsauto-pilotunterroutine, der hier in der oberen Hälfte von Fig. 6 gezeigt ist, sowie die hier in Fig. 7 dargestellte Berechnungs-nickautopilotunterroutine in der Nickaussenkreisberech-nungsroutine 1403 ausgeführt werden, die in Fig. 14 der genannten US-Patentanmeldung dargestellt ist, vorausgesetzt, dass dort ein Test 1402 feststellt, dass der betreffende Computer nicht im Simplexbetrieb arbeitet. Der hier in Fig. 6 unten dargestellte Teil der Längsautopilotunterroutine, der den Nickautopilotbefehl begrenzt und den Knüppelbefehlsfehler berechnet, kann in der Nickkrafterhöhungsberechnung-A-Unterroutine 519 ausgeführt werden, die in Fig. 5 der genannten US-Patentanmeldung dargestellt ist, wobei deren Ergebnisse an den Trimmstellantrieb in der Nickkrafterhö-hungsausgangssignal-A-Unterroutine 703 in Fig. 7 der genannten US-Patentanmeldung abgegeben werden können, vorausgesetzt, dass die Tests 518 in Fig. 5 und 702 in Fig. 7 anzeigen, dass der betreffende Computer nicht allein im Simplexbetrieb arbeitet, und diese Berechnungen können ein zweites Mal bei jedem Hauptdurchlauf durch das Computerprogramm wiederholt werden, beispielsweise in der Nick-krafterhöhungsberechnung-B-Routine 904 in Fig. 9 der genannten US-Patentanmeldung, deren Ergebnisse dem Trimmstellantrieb in der Nickkrafterhöhungsausgangssi-gnal-B-Routine 1003 in Fig. 10 der genannten US-Anmeldung zugeführt werden können, vorausgesetzt, dass Tests 902 in Fig. 9 und 1002 in Fig. 10 anzeigen, dass der zugehörige Computer nicht allein in einem Simplexbetrieb arbeitet. Diese doppelte Berechnung und Ausgabe ergibt einfach eine grössere Frequenz, mit der Knüppelbefehlsfehler an dem

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Trimmstellantrieb auf den neuesten Stand gebracht werden, gegenüber dem grundlegenden Computerzyklus (in der genannten US-Patentanmeldung mit «macro synch» bezeichnet).

Andererseits können die Digitalausführungsformen, wie sie in den Fig. 2 und 5-7 dargestellt sind, in anderen als Doppelcomputersystemen implementiert werden, wenn geeignete Vorkehrungen getroffen werden, dass der Ausfall eines solchen Systems nicht als katastrophal anzusehen ist. Die Autopilotfunktionen können bei der hier beschriebenen Erfindung, wie oben kurz dargelegt, in Systemen implementiert werden und sind in Systemen implementiert worden, in denen die Autopilotsteuerung über die Knüppelposition durch einen Trimmstellantrieb erfolgt, der keine Krafteinwirkungen aufweist. In den hier beschriebenen Ausführungsformen sind die Kraftberechnungen, wie diejenigen, die die Kraft als Funktion der Beschleunigung ergeben und von dem auf eine analoge Weise in der US-PS 4 078 749 dargestellten Typ sind, der Einfachheit halber weggelassen worden, da sie für die vorliegende Erfindung nicht relevant sind und auf analoge Weise oder auf irgendeine geeignete digitale Weise, die sich aus der US-PS 4 078 749 ergibt, in Abhängigkeit von dem besonderen System, in welchem die Erfindung angewandt wird, implementiert werden können.

Auf Grund der vorstehenden Beschreibung seien gewisse Hauptaspekte und sich daraus ergebende Vorteile der Erfindung beachtet. Beispielsweise synchronisiert die Trimmauslösung nach der Erfindung nicht nur den Knüppelbefehlsfehler (am Eingang des Trimmstellantriebs) auf die Knüppeltrimmposition, sondern synchronisiert auch ständig den Nicklagebezugswert und den Fluggeschwindigkeitsbezugswert und dient zum Rücksetzen des Nickautopilotintegrators. Weiter erzeugen Übergänge zwischen Geschwindigkeiten keine Übergangsstörungen, weil diese Übergänge ebenfalls den Knüppel, den Fluggeschwindigkeitsbezugswert, den Nicklagebezugswert und den Nickautopilotintegrator trimmen. Das Einleiten des Tastens trimmt ebenfalls die Fluggeschwindigkeit* und Fluglagebezugswerte, den Nickautopilotintegrator und den Knüppel. Diese Resynchronisierung ist aber nur vorübergehend, denn anschliessend an sie wird das Fortsetzen des Tastens den Fluggeschwindigkeits- oder den Fluglagebezugspunkt anstossen, abhängig davon, ob das Flugzeug mit Reisefluggeschwindigkeiten fliegt oder nicht. Ein wichtiger Aspekt der Erfindung ist, dass die Verwendung einer stark gefilterten Fluggeschwindigkeitsmesssy-stem-Fluggeschwindigkeit zum Vornehmen einer Driftkorrektur für eine integrierte Längsbeschleunigungsfluggeschwindigkeit angezeigte Fluggeschwindigkeitsstörungen infolge von Böen und Turbulenz eliminiert; das ergibt eine offensichtliche und besondere Verbesserung in der Funktion irgendeiner auf die Fluggeschwindigkeit ansprechenden Anordnung; sie ist aber besonders beträchtlich in einem Fluggeschwindigkeit-Haltung-Autopilotsystem, da sie die Verwendung einer maximalen Verstärkung für eine enge Kontrolle über die Fluggeschwindigkeit gestattet, ohne unbequeme Störungen in der Fluglage als Ergebnis von unregelmässigen Fluggeschwindigkeitsanzeigen zu erzeugen. Ein weiterer Aspekt der Erfindung ist, dass der Pilot das Autopilotsystem übersteuern kann, ohne es abzuschalten, und anschliessend zu im wesentlichen der vorherigen Bezugsfluggeschwindigkeit oder Bezugsfluglage zurückkehren kann, weil der Nickautopilotintegrator während der Pilotübersteuerung in einen Haltezustand versetzt wird und weil in dem Fall der Fluggeschwindigkeit-Haltung des Fluggeschwindigkeitsfeh-lereingangssignal an dem Integrator begrenzt wird, um abrupte Änderungen zu vermeiden, nachdem die Pilotübersteuerung aufgehört hat; das gestattet dem Piloten, den Hubschrauber leicht zu manövrieren und dann zu der vorhe11

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rigen Fluggeschwindigkeit oder Fluglage zurückzukehren, die durch den Autopiloten gehalten wird.

Vorstehend sind die wichtigen Aspekte der Erfindung dargelegt worden; weitere Aspekte der Ausführungsformen, in denen die Erfindung hier beschrieben worden ist, sind nicht bedeutsam. Das heisst, die Wahl der Hardware- oder

Softwareimplementierungen, die genaue Art der Hardware oder der Architektur eines Computers, in welchem die Software implementiert werden kann, und der besondere Typ des Stellantriebssystems, das benutzt wird, sind für die Erfindung nicht von Bedeutung.

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