DE1531517A1

DE1531517A1 - Regelverfahren fuer Flugzeuge

Info

Publication number: DE1531517A1
Application number: DE19671531517
Authority: DE
Inventors: Patterson Richard G
Original assignee: Honeywell Inc
Current assignee: Honeywell Inc
Priority date: 1966-09-30
Filing date: 1967-09-29
Publication date: 1969-12-18
Also published as: SE345635B; GB1148354A; US3379396A

Description

Die Erfindung betrifft ein Regelverfahren, mit dessen Hilfe der Antrieb eines Flugzeuges derart gesteuert wird, daß dieses einen vorgegebenen Anstellwinkel beibehält. Beim Betrieb moderner Flugzeuge mit vorgegebenem Gewicht oder Ladung kann ein Anstellwinkel des Flugzeugs gewählt werden, der einen Auftrlebskoeffizienten solcher Größe ergibt, daß für das Flugzeug keine Gefahr des Überziehens besteht. Bei vorgegebenem Gewicht und vorgewähltem Auftriebskoeffizienten ist deshalb die Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges für den Flug in gleichbleibender Höhe oder für solche Fälle, in denen das Flugzeug keiner Normalbeschleunigung, d.h. keiner Beschleunigung rechtwinklig zur Längs- und Querachse,unterliegt vorbestimmt. Dien ergibt sich aus der Beziehung, daß der Auftrieb gleich dem Gewicht

909851/0202 * = £·$< ^²C₁A ist,

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wobei W das Pluggewicht des Flugzeuges, ζ die Luftdichte, V die wahre Eigengeschwindigkeit, Cj der Auftriebskoeffizient und A die tragende Fläche des Flugzeuges bedeutet.

Es sind automatische Antriebsregler für Flugzeuge bekannt, in weichen die Stellung des Brennstoffregelorgans. der Antriebsmaschine und damit die abgegebene Leistung in Abhängigkeit von irgendweichen Abweichungen des Anstellwinkels von einem vorgegebenen Wert gesteuert wird. In solchen Anlagen wird für Horizontalflug oder andere Plugzustände ohne Normalbeschleunigung der Anstellwinkel durch Ändern der Stellung des Brennstoffreglers auf einen vorgegebenen Wert des Anstellwinkels geregelt, wenn sich der Anstellwinkel aus irgendwelchen Gründen ändert. Sobald der Anstellwinkel größer wird, wird auch die Schubleistung und damit die Vorwärtsgeschwindigkeit um einen solchen Betrag vergrößert, daß sich der Anstellwinkel wieder auf den vorgegebenen Wert verringert. Solche Regeleinrichtungen können als Anstellwinkel-abhängige Antriebsregelung bezeichnet werden und unterscheiden sich von geschwindigkeitsabhängigen Antriebsregelungen, bei denen die Brennstoffzufuhr in Abhängigkeit von irgendwelchen Abweichungen der Eigengeschwindigkeit des Plugzeuges von einem vorgegebenen Sollwert derart gesteuert wird, daß durch Verändern der abgegebenen Leistung eine praktisch konstante Pluggeschwindigkeit eingehalten wird. Bei den letztgenannten Anlagen ändert sich beim Geradeaus-' und Horizontalflug der Anstellwinkel, wenn die

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Schubleistung zwecks Aui'rechterha tung einer vorgegeoenen Pluggeschw ndi^ke.t geändert wird.

In Anlagen m ..t anstellwinkelabhängiger Antriebsregelung wird der E:" nstellwi^kei selbsttätig durch Minderung der Motorleistung gesteuert. Hierdurch bleibt die Betätigung der Steuerflächen des Plugzeuges, also Höhen-, Seiten- und Querruder, der Kurssteuerung des Flugzeuges vorbehalten. Zur Aufrechterhaltung des Anstellwinkels brauchen die Steuerflächen nicht oetät.Lgt zu werden. Es ist dabei gleichgüxt:'! 3, ob die Kurssteuerung von Hand oder mittels e^nes Plugreglers erfolgt.

Bei der Betätigung der Steuerflächen des Plugzeuges, beispielsweise oej-rn geneigten Kurvenflug, muß der Gesamtauftriebsvektor des Plugzeugs vergrößert werden, um die vorgegebene Flughöhe einzuhalten, d.h. die Vertikalbeschleunigung des Plugzeuges auf dem Wert Null zu halten. Wenn der Pilot die Steuerflächen des Flugzeuges betätigt, um dieses in eine Kurve zu ziehen, kann er auch das Höhenruder betätigen, um den Anstellwinkel des Plugzeuges und damit den Gesamtauftriebsvektor zu vergrößern. Wenn Jedoch ein anstellwinkelabhängiges Antriebsregelsystem verwendet wird, welches den Anstellwinkel konstant zu halten sucht, wird jede Änderung des Anstellwinkels von einem entsprechenden

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Fühler festgestellt und würde normalerweise zu einer Vergrößerung der Motorausgangsleistung und damit zu einer Verringerung des Anstellwinkels auf den alten Wert führen, d.h. der durch Betätigen des Höhenruders beabsichtigten Wirkung entgegenwirken. Aufgabe der Erfindung ist es, bei anstellwinke !abhängige η Antriebsregeleinrichtungen für Plugzeuge, diese unerwünschten Auswirkungen zu vermelden.

Das Regelverfahren gemäß der Erfindung sieht hierfür vor, daß ein von einem ersten Fühler erzeugtes, dem jeweiligen Anstellwinkel entsprechendes Signal, ein von einem zweiten Fühler erzeugtes, der jeweiligen Normalbesehleunigung des Flugzeuges entsprechendes Signal und ein einem vorgewählten Anstellwinkel entsprechendes Signal derart zusammengeschaltet werden,,daß ein Fehlersignal entsteht, welches der Differenz zwischen dem jeweiligen Anstellwinkel und der Summe des vorgewählten Winkels und eines: einer Änderung der Normalbeschleunigung äquivalenten Winkels entspricht, und daß dieses Fehlersignal den Antrieb des Flugzeuges im Sinne einer Verringerung des Fehlersignals auf Null steuert. Beim Auftreten von Normalbeschleunigungen wird also der vorgegebene Sollwert des Anstellwinkels vergrößert, so daß die automatische Anstellwinkelregelvorriohtung einer solchen, vom Flugzeugführer beispielsweise beim Kurvenflug bewußt vorgenommenen Vergrößerung - des Anstellwinkels nicht entgegenwirkt. Sobald

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die Normalbeschleunigung aufhört, geht das Flugzeug selbsttätig wieder auf den vorgewählten Anstellwinkel über.

In Weiterbildung der Erfindung kann ein von e.Lnem dritten Fühler erzeugtes, der Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges entsprechendes Signal über ein Hochpaßfilter zugeführt und mit den anderen drei Signalen zwecks Erzeugung des Fehler- d signals zusammengeschaltet werden.

Weitere Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der nachfolgenden Beschreibung eines Ausführungsbeispiels, worin Figur 1 ein Blockschaltbild einer Regeleinrichtung und Figur 2 einige deren Verhalten und Wirkung wiedergebende Kurven zeigt.

Das Flugzeug 10, dessen Steuerflächen von Hand oder mittels eines selbsttätigen Flugreglers (Autopilot) betätigt werden können, weist, einen oder mehrere Antriebsmotoren auf, die in Figur 1 schematisch als Block 11 wiedergegeben sind. Die vom Motor 11 erzeugte Ausgangsleistung wird beispielsweise durch Verstellen eines Brennstoffventils geregelt, welches seinerseits durch den Ventilantrieb 14 eines selbsttätigen Brennstoff regelsystems 15 beeinflußt wird. Dieses Regelsystem enthält einen iöbier 17, welcher ein der Eigengeschwindigkeit

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des Plugzeuges entsprechendes Signal abgibt, einen Fühler l8 für den Anstellwinkel des Plugzeuges und einen Beschleunigungsmesser 20, weicher die Normalbeschleunigung des Flugzeuges, d.h. seine Beschleunigung längs der Hochachse, axso rechtwinkelig zur Ebene der Längs- und Querachse, mißt. Eine Summiervorrichtung 21 gibt ihr Ausgangssignal an die Antriebssteuervorrichtung 14 weiter. Ein Signal, welches irgendwelche Änderungen der Normalbeschieunigung des Plugzeuges anzeigt, wird vom Beschleunigungsmesser 20 über eine Verstärkervorrichtung 23 der Summiervorrichtung 24 zugeleitet. Ein zweites Eingangssignal erhält diese Summiervorrichtung von einer Wahlvorrichtung 25 für den gewünschten Anstellwinkel. Die Verstärkervorrichtung 23 wandelt das Ausgangssignal des Beschleunigungsmessers 20 in eine äquivalente Winkeländerung des Anstellwinkels um, so daß mit dem Ausgangssignal 23 im Endeffekt bei einer Vergrößerung der Normalbeschleunigung der vorgegebene Anstellwinkel vergrößert wird, indem das Ausgangssignal der Verstärkervorrichtung 23 zu dem des Ansfeellwinkelvorwählers 25 hinzugefügt wird. Am Ausgang der Suinmiervorriqhtung 24 entsteht somit das um einen der Normalbeschleunigungsänderung äquivalenten Winkelbetrag vergrößerte oder verkleinerte Anstellwinkel-Sollwert-Signal und gelangt zu-einer zweiten gummiervorrichtung 27. Das Ausgangssignal der Verstärkervorriohtung 23 ist der Abweichung der Normalbeschieunigung vom Wert Ig bei horizontalem Geradeausflug proportional»

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- τ

Der vom Fühler 13 festgestellte Ist-Anstellwinkel wird :i.n Form eines entsprechenden Signals als zweite Eingangsgröße der Summiervorrichtung 27 zugeleitet. In der Summlervorr.Lchtung 27 werden das vom Summierpunkt 24 und das vom Fühler 18 kommende Signal",wie die eingetragenen Vorzeichen andeuten, gegeneinander- geschaltet, so daß am Ausgang der Summiervorriehtung 27 ein der Differenz zwischen Ist- und Sollwert, also der Regelabweichung,entsprechendes Signal, entsteht.

Das der Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges entsprechende Aus gangs signal des Fühlers I7 wird über em Hochpaßfilter dem einen Eingang einer dritten Summiervorrichtung· JO zugeleitet, deren anderer Eingang an die Summiervorrichtung 27 angeschlossen ist. Das Hochpaßfilter 29 hat eine Übertragungs-

T, S
funktion ■*- , worin T₁ eine Zeitkonstante und S der

Laplace Operator ist. (

Ein der Abweichung des Brennstoffventilantriebs 14 von der Ruhelage entsprechendes Rückkopplungssignal wird über ein

T₂S Hochpaßfilter J54 mit einer Übertragungsfunktion —————

wobei T₀ eine Zeitkonstante und S wiederum der Laplace Operator ist, an den einen Eingang einer vierten Summiervorrichtung geleitet, deren anderer Eingang an den Ausgang der Summier-.

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vorrichtung 30 angeschlossen ist. Das Ausgangssignal der Summiervorrichtung 35 steuert den Antrieb 14 des Brennstoff ventils.

Die von den Fühlern 17, 18 und 20 gelieferten Signale können elektrische Signale sein, ebenso wie das Ausgangssignal des m Anstellwinkel-Vorwählers 25 und das Rückkopplungssignal vom Ausgang der Antriebssteuervorrichtung l4. Die Netzwerke 29 und 24 haben die geeigneten Durehlaßkurven für die ihnen zugeführten Signale. Die Summiervorrichtungen 24, 27, 30 und 35 werden derart ausgewählt, daß sie die ihnen zugeführten Signale mit der aus Figur 1 ersichtlichen Phasenlage oder Polarität summieren, also entweder addieren oder subtrahieren.

Durch die Signftlschleife mit dem Normalheschleunigungsraesser wird dem Anstellwinkel-Bezugssignal des Vorwählers 25 ein Signal hinzugefügt, welches im Endeffekt den Anstellwinkel derart ändert, wie er beim Vorhandensein von Normalbeschleunigungen, also beispielsweise während eines geneigten Kurvenfluges_;durch Betätigen der Höhenruder, erforderlich ist, um die Flughöhe zu halten* -Eine solche Vergrößerung des Anstellwinkeis erhöht flie Normalbesohleunigung des Flugzeuge. ·

Figur 2 zeigt die Vorteile dieser Maßnahme. Das obere'Diagramm zeigt den Neigungswinkel φ und das Scheingewicht ö in Abhängig ■ *■

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keit von der Zeit und das untere Diagramm die Eigengeschwindigkeit V. ebenfalls über der Zeit als Abszesse« Aus dem oberen

i ■■■-.-■■. ■■■■-.

Diagramm ersieht man, wie sich das Scheingewicht beim Vergro3ern des Neigungswinkels erhöht, bis der gewünschte Neigungswinkel erreicht ist. Sobald der gewünschte oder maximale Neigungswinkel erreicht ist, stellt sich auch das Scheingewicht auf eine vorgegebene, konstante Gröise ein. Die Vergrößerung des Scheingewichts bedeutet eine Vergrößerung der Normalbeschleunigung«

Das untere Diagramm zeigt drei Kurven 42, 4j5 und 44« Die Kurve 42 zeigt den Verlauf der Eigengeschwindigkeit bei Verwendung eines bekannten, anstellwinkelabhängigen Antriebssteuersystems. Hier wird der vorgegebene Anstellwinkel konstant gehalten, aber während des geneigten Kurvenfluges die Eigengeschwindigkeit erhöht, damit der Gesamtauftriebsvektor vergrößert und somit die Erhöhung des Scheingewichtes kompensiert und damit ein Verlust an Flughöhe vermieden wird. Die Kurve 4? zeigt das Verhalten eines 0eschwindigkeitsabhängigen Antriebsregelsystems, wenn beim geneigten Kurvenflug der Anstellwinkel verändert und die Eigengeschwindigkeit konstant gehalten wird. Die Kurve 44 schließlich zeigt das Verhalten der Regelvorrichtung gemäß der Brfindung_# die im Prinzip eine anstellwinkelabiiängige Antriebsregelung darstellt, die beim geneigten Kurvenflug eine bestimmte Fluggeschwindigkeit konstant

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hält, also keine Geschwindigkeitserhöhimg beim Kurvenilug hervorruft, wie dies beim anhand von Kurve 42 erörterten Regelverfahren der Pail ist. Diese konstante Eigengeschwindigkeit wird durch die Regelschleife mit dem. Beschleunigungsmesser 20 erreicht, wobei der vorgegebene Soll-Anstelj-winkel um einen der Beschleunigung entsprechenden Betrag vorübergehend erhöht wird, so daß dem durch Betätigen der Steuerflächen vergrößerten Ist-Anstellwinkel auch vorübergehend ein vergrößerter Sollwert gegenübersteht« ^; *

Die Vorteile des Regelverfahrens ' gemäß der Erfindung werden besonders beim Landeanflug eines Plugzeuges längs eines üblichen Gleitpfades deutlich. Längs eines solchen Gleitpfades hat das Flugzeug eine konstante Sinkgeschwindigkeit und ist deshalb keiner Normalbeschleunigung unterworfen außer der Aufwärtsbeschleunigung von Ig, die der Schwerkraft entgegenwirkt. Sollte sich das Plugzeug seitlich neben demöleitpfad befinden, so muß der Pilot die Steuerflächen betätigen und eine S-Kurve fliegen, um wieder auf den vorgeschriebenen Gleitpfad zu kommen. Sobald er das Plugzeug in die Kurve legt, gibt/er an das Höhenruder das Signalⁿaüfwärtsⁿ, wodurch der Anstellwinkel vergrößert wird, um die vorhandene Höhenänderungs· geschwindigkeit beizubehalten. Die Vergrößerung des Anstellwinkels wird vom Fühler 10 gemessen, aber ihre Auswirkung auf den Antriebsregler wird kompensiert durch das Ausgangssignal des Beschleunigungsmessers 20, welches praktisch den Bezugs- ^; 909851/0202 BAD ORIG.NAL

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Anstellwinkel vergrößert. Hierdurch ändert sich an der Einstellung des Brennstoffreglers nichts, und es tritt keine Vergrößerung der Eigengeschwindigkeit auf mit Ausnahme von Übergangserscheinungen.

Bei der Inbetriebnahme der selbsttätigen Antriebsregelung wird das Ausgangssignai des AnstellwinkelfUhlers 18 mit dem vorgegebenen Anstellwinkel verglichen, der beispielsweise 16.5° betragen kann. Die sich hieraus ergebende Regelabweichung wird dem Antriebsregler 14 zugeleitet und versteilt das Brennstoffventil und beschleunigt damit das Plugzeug so lange, bis das Plugzeug den vorgegebenen Anstellwinkel einnimmt. Die Eigengeschwindigkeit wird vom Fühler 17 gemessen«, und Über das Hochpaßfilter 29 auf die Eingangsseite der Antriebssteuervorrichtung 14 zurückgeführt, um die erforderliche Dämpfung zu erzielen. Die Phasenlage des Regelabweichungssignals ist derart, daß eine, beispielsweise durch eine vertikale BÖ hervorgerufene, Vergrößerung des Anstellwinkels eine Erhöhung der Motorleistung auslöst und damit der Anstellwinkel wieder auf den vorgegebenen Wert verringert wird* Dementsprechend ruft eine Verringerung des Ist-Anstellwinkels eine Verkleinerung eier Motorleistung und damit der Eigengeschwindigkeit hervor.

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Bei bestimmten Flugmanövern in gleichbleibender Hohe, wo das Flugzeug geneigt werden muß, während die Fluggeschwlndigkeist konstant bleibt, gibt der Pilot oder Autopilot ein Signal "aufwärts" in den Längsneigungskanal,, um den Auftrieb genügend zu erhöhen und damit den Auftriebsverlust infolge Drehung des Auftriebsvektors zu kompensieren« Die sich hieraus ergebende Vergrößerung des Anstellwinkels während solcher Standard-Kurvenmanöver erfordert eine entsprechende Kompensation auf Seiten des vorgegebenen Anstellwinkelsignals, um zu vermeiden, daß der Anstellwinkel-Regler den Kommandos des Piloten oder Autopiloten entgegenarbeitet. Bei der bisher üblichen anstellwinkelabhängigen Antriebsregelung würde eine solche Erhöhung des Anstellwinkels zu einer Vergrößerung der Motorleistung und damit der Fluggeschwindigkeit führen, was eine Verringerung des Anstellwinkels zur Folge hätte. Diese unerwünschte Gegenwirkung wird gemäß der Erfindung durch die Signalschleife mit dem Beschleunigungsmesser 20 vermieden.

Figur 1 ist selbstverständlich nur als Ausführungsbeispiel zu werten. Die Aufteilung der Summiervorrichtung 21 in einzelne Summierschaltungen kann auch in anderer Weise realisiert werden, oder es wird eine kombinierte Summierschaltung verwendet. Auch die Reihenfolge der einzelnen Summationen läßt sich ändern* In manchen Fällen bzw. für bestimmte Flug-

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zeuge kann es zweckmäßig sein, andere als die angegebenen Signale in die Summiervorrichtung einzuspeisen, beispielsweise zur Dämpfung oder für ähnliche Zwecke. In manchen Fallen Ist das geschwindigkeitsabhängige Signal des Fühlers entbehrlich. " „

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Claims

Patentansprüche

Rege!verfahreη für Flugzeuge zur Einhaltung e^nes vorgegebenen Anstellwinkels, dadurch gekennzeichnet, daß ein von einem ersten Fühler (l8) erzeugtes, dem Jeweiligen Ansteχ1winker entsprechendes Signal, ein von einen zweiten Fühler (20) erzeugtes, der jeweiligen Norrnaibeschleunigung des Flugzeuges entsprechendes Signal, und· ein einem vorgewählten. Anstellwinkel entsprechendes Signal derart zusainmengeschaltet werden, daß e .n Fehxersignal entsteht, welches der Differenz zwischen-dem jeweiligen Anstell.·! unkel und der Summe des vorgewählten Anstellwinkels und eines einer Änderung der Normalbeschleunigung des Flugzeugs äquivalenten Winkels entspricht,, und daß dieses Fehlersignal den Antrieb des. Flugzeuges im Sinne eerier Verringerung des ■ Fehlersignais auf Mull steuert.
2. Re gel verfahren nach Anspruch 1, d a d u. r c- fc g ■» k e η η zeichnet, daß ein von e^nera dritten Fühler (l?)

erzeugtes^ der Jigengeschwindigkeit des fflugz^amss- φ_::Λ~ : Si^aal über ein Hochpa^fij-t-ar (29) z-\&:y-^: ■ si^'i.

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• und mit den anderen drei Signalen zwecks Erzeugung des Fehiersignals zusammengeschaltet wird.
3. Regeiverfahren nach Anspruch 1 oder 2, d a d u r c h

g e k e η η ζ e i c h η e t, daui das Fehlersignal auf den Brennstoffregler (l4) des Antriebs einwirkt.
4. Regelverfahren nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Aus gangs signal des Brennstox'i'-reglers (l4) über ein Hochpaßfilter (5^) zurückgeführt und mit den anderen Signalen zwecks Erzeugung des Pehiersignals zusamraengesehaltet wird.

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AV

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