DE1531407A1 - Flugregler - Google Patents
FlugreglerInfo
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Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
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Description
Patentanmeldung
Fluggerätewerk Bodenaee GmbH*, 777 Überlingen/Bodensee
Flugregler
Die Erfindung betrifft einen Flugregler mit wenigstens einem Kreisel,
einem Kraftverstärker und einem Stellmotor und mit einer Rückführung
vom Stellmotor auf den Verstärkereingang. - "
Bs sind Flugregler bekannt, bei denen eine Stellungszuordnung zwischen
Ruderausschlag (Stellmotorweg) und Fehlersignal besteht. Die Stellungszuordnung bezieht ihre Signale in erster Linie aus dem
Lagefehler des Flugzeugs, dem die Ruderstellung zugeordnet wird. Das
Maß dieser Zuordnung wird als die Verstärkung des Reglers bezeichnet.
Da diese Signale schon bei einem statischen Lagefehler des Flugzeuges vom Kreisel gebildet werden, stehen sie bereits bei kleiner Ruderwirksamkeit
und daher kleiner Stabilisierungsfreqtuenz voll zur Verfügung.
Anders ist es dagegen bei den dynamischen Signalen (Wendegeschwindigkeit
und Wendebeschleunigung). Ihre Amplituden wachsen linear bzw. «luadratisch mit der Frequenz. Sie erreichen ihre Wirkung |
aber erst bei höheren Fluggeschwindigkeiten. Durch ihren Vorhalt gegenüber den Lagefehlern dienen sie sowohl der Dämpfung des Regelvorganges als auch der Kompensation gewollter oder ungewollter Verzögerungen der Stellmptorbewegung. Naturgemäß iat dieser Vorhalt
im Bereich kleiner Ruderwirksamkeiten noch gering und läßt deshalb auch keine zusätzlichen Phasenverluete im Stellmotor zu. Solche Verluste können durch eine feste Stellungsgegenkopplung vermieden werden
Bei höheren Fluggeschwindigkeiten ergibt sich dagegen mit einer Stellungezuordnung die Schwierigkeit, daß mit zunehmender Suderwirksankelt die zulässigen Ruderamplituden extrem klein werden und daher
die Übertragungssicherheit durch die unvermeidliche lose und
-2-
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Elastizität des Steuergestänges ein Mehrfaches größer als die zu
steuernde Ruderbewegung werden kann. Bei Hochleintungsflugzeugen
wird daher das übliche Verfahren der SteXXungsssuordnung zum Steuersignal
unbrauchbar, weil es sinnlos ist, den Stellmotor auf Bruchteile von Graden zu steuern, wenn die Übertragungsfehler zum Ruder
eine Größenordnung höher liegen.
Bs ist daher bekannt, nicht die Stellung des Rudera sondern die
Geschwindigkeit dem Pehlersignal auzuordnen (Stollgeschwindlgkeitszuordnung).
Dieses Verfahren ist nicht nur äußerst unempfindlich
gegen Änderungen der Ruderwirksamkeit. Durch die Integration der Steuersignale im Stellmotor werden selbst bei einer sehr kleinen
dynamischen Verstärkung alle Übertragungsfehler voll ausgeglichen. Außerdem lassen sich mit der Differenzierung und damit feineren
"Auflösung" der Stellmotorbewegung auch kleine Ruderamplltuden
exakter regeln als mit der relativ groben Stellungszuordnung. Nachteilig ist dabei, daß bei einer Stellgeschwindigkoitszuordnung im
unteren Pluggeschwindigkeitsbereich, wo der Vorhalt; von der Wendegeschwindigkeit
und ffendebeschleunigung her noch gering ist, die Phasenverluste störend in Erscheinung treten.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen .Flugregler su schaffen, der in einem sehr großen Bereich von Pluggeschwindigkeiten und
Stabilisierungsfrequenzen optimal arbeitet.
Die Erfindung besteht darin, daß die Rückführung bei höheren Fluggeschwindigkeiten
von lage auf Geschwindigkeitsrückführung umschaltbar let* Vorteilhaft ist es, wenn die Umschaltung auf Geschwindigkeit*
rückführung gleichzeitig mit dem Einfahren der Landeklappen erfolgt.
Ein Aueführungsbeispiel der Erfindung ist in der Abbildung aehernatisoh
dargestellt und im folgenden beschrieben:
-3-90 9841/0127 BAD 0RfG?NAt
153H07
Der Flugregler enthält einen PID-Kreisel 10 für die Gieraohse und
einen PID-Kreisel 12 für die Rollachse. Jeder Kreisel enthält einen
Momentengeber 14,16, durch welchen a^^aesXreiaeji ein Moment ausger
übt werden kann, um eine Präzession des Kreisels 10 bzw. 12 einzuleiten.
Jeder Kreisel enthält einen P-Abgriff 18 bzw. 20, dessen Signal der Kreiselauslenfcung proportional ist, und einen D-Abgriff
19 bzw. 21, dessen Signal der Zeitableitung der Auslenkung des Kreisels proportional ist. Die Auslenkung des Kreisels ist jeweils |
proportional einer Linearkombination von Präzessionsmoment und Zeitintegral desselben. Ein Stellmotor 22 für das Seitenruder wird
von einem Verstärker 24 gespeist. Bin Stellmotor 26 für die Querruder wird von einem Verstärker 28 gespeist.
Auf den Verstärker 24» der als Summierverstärker ausgebildet ist, wird
das Signal von dem D-Abgriff .19 des PID-Kreisels 10 gegeben, ferner über einen Umschalter 30 in der Stellung "langsamflug" das Signal
von dem P-Abgriff 18 des Kreisels 10 und über einen Schalter 32 in
der Stellung "Schnellflug" desselben ein Signal von einem Querbeschleunigungsmesser
34 ο Der Verstärker 28, der ebenfalls ein Summierverstärker istt erhält ein Signal vom D-Abgriff 21 des PID-Kreisels
12 sowie ein Signal vom P-Abgriff 20 dieses Kreisels. Das letztere Signal geht über einen Schalter 36, Über welchen ein Widerstand 38 λ
in den Signalkreis einschaltbar ist.
Auf den Momentengeber 16 des Roll-Kreisels 12 werden verschiedene
Signale gegeben und zwar: ein durch den Kondensator 38 differenziertes
Kurvenkommando, welches auch auf den Momentengeber 14 des Kreisels 10 gegeben wird, in der Schalt stellung "Schnellflug" des Umschalters
30 das Ausgangssignal des P-Abgriffes vom Gier-Kreisel 10,
ebenfalls in der Schaltstellung "Schnellflug11 des Umschalters 30
über einen zweiten Kontakt desselben das Signal des D-Abgriffes vom
Kreisel 10 und in der Schaltstellung "langsamflug" des Schalters 32
das Signal des Querbeeehleunigungsmeaseie 34.
-4-909841/0127 BAD '
-ι
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-4-
Vom Stellmotor 22 erfolgt eine Rückführung auf den Summierverstärker
24» und zwar über einen Umschalter 40 entweder eine Stellungsrückführung
oder eine Stellgeschwindigkeitsrückführung. Es wird dadurch also entweder der Seitenruderausschlag 5 dem am Verstärker 24
wirksamen Summensignal proportional gemacht oder aber die Stellgeschwindigkeit ψ. Man erhält somit in der einen Stellung des Schalters
40 eine Stellungszuordnung und in der anderen Stellung eine Stellgesehwindigkeitszuorclnung
für das Seitenruder. Entsprechend wird durch einen Schalter 42 o3ne !Rückführung vom Stellmotor 26 der
Querruder auf den Verstärker 28 von einer Stellungszuordnung bei
Langsamflug auf eine SteiJßßsahwindigkeitszuordnung umgeschaltet.
Im erstereri Fall ist der Querruderausschlag c dem aia verstärker 28
wirksamen ijummensignai prox»ort±oimX, im zweiten FaJl die Querruder™
Stellgeschwindigkeit f . In der dargestellten rechten Schaltstellung
mit Stellungszuordnung befinden oich die Schalter 40 und 42 bei Langsamflug,
während nie bei Sehnellflug in die linke Stellung mit Stellgeschwindigkeitsssuordnung
umschalteno Die Umschaltung kann vorzugsweise gleichzeitig mit der Umschaltung der Schalter 3.0,32 und 36
erfolgen. Der geeignete Zeitpunkt für die Umschaltung ist das
Ausfahren der Landeklappen t und die Umschaltung kann automatisch
damit gekuppelt werden.
Die beschriebene Anordnung arbeitet wie folgt:
In der Stellung "Langsamflug" erfolgt die Stabilisierung um die Hoch«
achse (Winkel "ψ~ ) mittels des Seitenruders, dessen Verstärker 24 die
Signale von P- und D-Abgriff des Kreisels 10 zugeführt werden. Die Stabilisierung um die Längeachse (Winkel<f ) erfolgt durch das Querruder,
dessen Verstärker 28 die Signale von P- und D-Abgriff des Kreisels 12 zugeführt werden. In beiden Fällen erfolgt eine Stellungszuordnung
zwischen Signal und Ruderausschlag. Ein Kurvenkommando wird einmal auf den Momentengeber 14 des Gier-Kreisels 10 gegeben
und gleichzeitig differenziert auf den Momentengeber 16 des Roll-Kreisels 12. Das differenzierte Signal bewirkt eine Eindrehung
in eine Schräglage, während das Signal auf den Momentengeber 14 eine ständige Drehung ua di^ itochachse für die Dauer des Kurvenkanimandos
BAD ORIGINAL^-
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einleitet. Wenn die dabei erhaltene Kurvenkoordinierung noch nicht
vollständig ist, erfolgt durch den Beschleunigungsmesser 34 eine Korrektur über Schalter 32 (siehe deutsches Patent 1 196 969).
Bei Schnellflug wird über den Schalter 30 das Ausgangssignal des
Kreisels 10 von P- und D-Abgriff 18 bzw., 19 desselben von dem Seitenruder-Verstärker
24 abgeschaltet und stattdessen auf den Momentengeber 16 des Roll-Kreisels 12 gegeben.
Ein durch das Kurvenkommando ausgelöstes Fehlersignal den Kreisels
bewirkt daher zunächst ein Moment auf den Kx'eisel 12 und bewirkt eine
Schräglage, Gleichzeitig wird das differenzierte Kurvenkommando über
Kondensator 38 auch noch unmittelbar auf den Momentengeber gegeben. Dieses Steuerungsverfahren ist Gegenstand der älfceren Anmeldung
F 51 425 Xl/62b vom 2.Februar 1967«
Das Seitenruder erhält weiterhin das Signal vom D-Abgrlff des Kreisel!
10 zur Stabilisierung. Bs erhält ferner über den Schalter 32 in der
Stellung "Schnellflug" die Querbeschleunigung, so daß die genaue Kurvenkoordinierung jetzt über das Seitenruder erfolgt. Die P- und
D-Abgriffe 20 bzw. 21 des Rollkreisels steuern nach wie vor die Querruder, jedoch wird der P-Abgriff über einen Widerstand 38 auf den *
Verstärker 28 aufgeschaltet. Gleichzeitig erfolgt für Quer- und Sei- "
tenruder eine Umschaltung auf Stellgeschwindigkeitszuordnung. Dadurch,
daß dabei der Proportionalteil des Signals in einem Pail über
den Schalter 30 abgeschaltet, im anderenPall über den Schalter 36 und den Widerstand 38 geschwächt wird, wird bei der Stellgeschwindigkeitszuordnung
die Gefahr einer Überregelung vermieden.
909841/0127 „η.™™. Λ
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Claims (3)
- PatentansprüeheJ) Flugregler mit wenigstens einem Kreisel, einem Kraftverstärker und einem Stellmotor und mit einer Rückfühi'ung vom Stellmotor auf den Verstärkoreingang, dadurch gekennzeichnet, daß die Rückführung bei höhoren Fluggeschwindigkeiten von Lage auf Geocliwindigkeitsrückt führung umschaltbar 1st«
- 2) Flugregler nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß dl« Umschaltung auf Grijschwindigkeitsrtiekfiüirung gleiohßeLfcig mit dem Einfahren der Landeklappen erfolgt.
- 3) Flugregler nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeIchnet,daß auf den Verstärker (24,28) ein Signal von öinem P-Abgrlff (18, 20) und von einem D-Abgriff (19,21) des KrelBels (!0,12) aufschaltbar 1st, unddaß bei Umschaltung auf Geschwindigkeitsrückführung das Signal des P.Abgriffs (18,20) abgeschaltet oder geschwächt aufgeochaltet k, wird.BAD ORIGINAL 909841/0127
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US4583030A (en) * | 1982-08-03 | 1986-04-15 | Century Flight Systems, Inc. | Pitch/trim control |
US6860451B1 (en) * | 2003-11-21 | 2005-03-01 | The Boeing Company | Spacecraft spin axis reorientation method |
FR2991469B1 (fr) * | 2012-05-30 | 2016-05-20 | Airbus Operations Sas | Procede et dispositif de detection de pannes oscillatoires dans une chaine d'asservissement en position d'une gouverne d'aeronef. |
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US3241027A (en) * | 1962-09-27 | 1966-03-15 | North American Aviation Inc | Aerospace vehicle attitude control system |
US3412300A (en) * | 1965-06-01 | 1968-11-19 | Ibm | Optimum switching of a bangbang servo |
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