DE1756781C2

DE1756781C2 - Steuer- und Stabilisierungsanordnung für eine Steuereinrichtung eines Flugzeuges und Verfahren zur Steuerung des Flugzustandes

Info

Publication number: DE1756781C2
Application number: DE1756781A
Authority: DE
Inventors: Milford Roberts Arlington Tex. Murphy
Original assignee: Textron Inc
Current assignee: Textron Inc
Priority date: 1967-07-18
Filing date: 1968-07-12
Publication date: 1982-07-01
Also published as: GB1239936A; FR1574503A; DE1756781A1; CA925598A; US3584814A

Description

Die Erfindung betrifft eine Steuer- und Stabilisierungsanordnung für eine Steuereinrichtung eines Flugzeuges gemäß Oberbegriff des Hauptanspruchs. Ferner betrifft die Erfindung ein Verfahren zur Steuerung des Flugzustandes eines Flugzeuges, insbesondere eines Hubschraubers, unter Verwendung der Steuer- und Stabilisierungsanordnung.

Aus der US-PS 29 98 210 ist bereits eine automatische Schwebeflugsteuerung bekannt, die den Handsteuerbefehlen des Piloten nicht entgegenwirkt. Beabsichtigt der Pilot ohne Ausschaltung der automatischen Schwebeflugsteuerung eine Veränderung der Fluglage vorzunehmen, so reichen hierzu die üblichen Handsteuerbefehle aus, ohne daß gegen die Automatik gearbeitet werden muß. Diese ordnet sich den Handsteuerbefehlen unter und wird bei Beendigung der Handsteuerbefehle wieder erneut wirksam.

Es ist demgegenüber Aufgabe der Erfindung, eine Steuer- und Stabilisierungsanordnung für eine Steuereinrichtung eines Flugzeuges zu schaffen, bei der äußere Störeinflüsse, die beispielsweise auf Windböen oder auf den Abschluß von Feuerwaffen zurückzuführen sind, automatisch derart gedämpft werden, dal.' stets nur die üblichen Handsteuerbefehle gegeben werden müssen.

Zur Lösung dieser Aufgabe dienen die im kennzeichnenden Teil des Hauptanspnichs angegebenen Maßnahmen.

Dadurch wird erreicht, diiß der Rückkopplungsgrad für starke Störungen gering, hingegen für geringe Störungen größer und für konstante Störungen Null ist. Der Pilot braucht somit nur die üblichen Handsteuerbefehle zu gehen und muß nicht andauernd Ausgleichsbcwegungen durchführen.

Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen sowie aus der

nachfolgenden Figurenbeschreibung,

Die Erfindung wird im folgenden an Hand von Figuren näher erläutert

Fig. 1 zeigt ein Blockschaltbild eines Ausführungsbeispiels;

F i g. 2 zeigt ein funktionell äquivalentes System mit abgetrenntem elektrischen Eingangsteil;

F i g. 3 zeigt ein funktionell äquivalentes System wie F i g. 1 mit abgetrenntem mechanischen Eingangsteil;

Fig.4 zeigt im Prinzip den Parallelaufbau der Anordnung gemäß Fig. 1;

F i g. 5 zeigt in einem Bode-Diagramm die Beziehungen zwischen Übertragungsfunktion eines Flugkörpers und seiner Stabilisierungsanordnung;

F i g. 6 zeigt in einem Bode-Diagramm die Stabilitätsübertragungsfunktion eines Hubschraubers mit einer Anordnung gemäß der Erfindung;

F i g. 7 zeigt schematisch eine Kopplungsschaltung für einen Regelkreis;

F i g. 8 zeigt schematisch eine Kopplungsschaltung für eine Steuerkette;

Fig.9 zeigt in einem Bode-Diagramm die Steuerübercragungsfunktion eines Hubschraubers mit einer Anordnung gemäß der Erfindung;

Fig. 10 zeigt schematisch ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung.

Die in F i g. 1 dargestellte Steuer- und Stabilisierungsanordnung gemäß der Erfindung für einen Hubschrauber weist einen inneren Regelkreis 4, einen weiteren Regelkreis 6 und eine Steuerkette 8 auf.

In der Steueranordnung befindet sich eine elektrohydraulisch betätigte Betätigungseinrichtung 16 von bekannter Art Ein Rückkopplungswandler 50 ist ein elektromechanischer Stellwandler für die Betätigungseinrichtung 16. Ein Gyroskop 20 stellt den Flugzustand fest und erzeugt ein Grundrückkopplungssignal. Die Teile 16, 20 und 50 sind übliche Standardsteuereinrichtung für Hubschraubersteuersysteme.

Die Kopplungsschaltung oder Stabilitätsausgleichsschaltung 24 besteht aus einer elektrischen Schaltungsanordnung, die das Gyroskop 20 im Regelkreis 6 ergänzt, 'im während der gesamten Flugkurve das gewünschte Stabilitätsverhalten der Flugkörperzelle 48 zu erreichen.

Eine Kopplungsschaltung oder Steuerausgleichsschaltung 38 besteht aus einer elektrischen Schaltungsanordnung in der Steuerkette 8, die auf ein vom Wandle/ 32 infolge Bewegung eires Steuerknüppels 10 erzeugtes elektrisches Signal anspricht.

Die Steuereinrichtung 44 besteht aus üblichen Steuermitteln zur Durchführung einer Änderung der Richtung oder der FL-glage der Flugkörperzelle 48. Es kann irgendeines der Steuersysteme der Querachse des Hauptrctors, der Längsachse des Hauptrotors oder des Heckrotors eines Hubschraubers zur jeweiligen Quersteuerung, Giersteuerung und Nicksteuerung sein. Die Beschreibung erfolgt für eine einzige Achse. Es ist jedoch klar, daß bei Verwendung für ein Flugzeug, beispielsweise einen Hubschrauber, im allgemeinen für jede der drei Achsen eine Anordnung benutzt wird.

Die Anordnung gemäß der Erfindung enthält zwei Grundschleifen, den Regelkreis 6 und die Steuerkette 8 mit einem gemeinsamen inneren Regelkreis 4. Um das Verständnis zu erleichtern, werden zunächst ziemlich unabhängig voneinander die beiden Grundschleifen und der innere Regelkreis beschrieben.

Der innere Regelkreis 4 enthält einen Verstärker 28 und eine mechanisch über 42 mit einem Rückkopplungswandler 50 verbundene Betätigungseinrichtung 16. Wird dem Verstärker 28 ein elektrisches Eingangssignal, beispielsweise von dem Regelkreis 6 über die Leitung 26 zugeführt, so wird dieses verstärkt und an die Wicklung eines Drehmomentenantriebes in der hydraulischen Betätigungseinrichtung 16 gegeben, wodurch sich diese je nach Polarität des dem Verstärker zugeführten Eingangssignals streckt oder zusammenzieht Diese Streckung oder Zusammenziehung der Betätigungseinrichtung 16 wird vom Wandler 50 ausgewertet, der dem Verstärker 28 über die Leitung 54 ein entgegengesetzt gerichtetes elektrisches Signal zuführt Die Verstellung der Steuereinrichtung 44 durch die Betätigungseinrichtung 16 wird so lange fortgesetzt, bis die dem Verstärker 28 über die Leitungen 26 und 54 zugeführten Eingangssignale gleich groß sind und einander aufheben. Die Größe der mit Hilfe der Steuereinrichtung 44 erzielten Steuerung, die für jede dem Verstärker 28 über den Kanal 26 zugeführte Signaleinheit erreicht wird, ist durch die statische Regelkreis-Verstärkung des inneren Regelkreises 4 bestimn.t. Sie ergibt sich, wie im folgenden erklärt werden wird, aus dem Aufbau dr. Regelkreises.

Der Regelkreis 6 enthält die Fiugkärperzeiie 48, das Gyroskop 20, die Ausgleichs- oder Kopplungsschaltung 24, den inneren Regelkreis 4 (28; 16; 50) und die Steuereinrichtung 44. Die Grundaufgabe des Regelkreises f besteht in der Einstellung der Steuereinrichtung 44, die den äußeren, den Flugzustand beeinflussenden Störungen entgegenwirkt. Außer den Eigenschaften und Aufgaben der Ausgleichsschaltung 24 ist der Regelkreis 6 an sich bekannt. Die Ausgleichsschaltung 24 enthält eine Abgleichsschaltung und eine Verzögerungsschaltung, die später erklärt werden.

Im Betrieb erzeugt das Gyroskop 20 in Abhängigkeit von der Bewegung der Flugkörperzelle 48 ein elektrisches Signal, das fiber die Ausgleichsschaltung 24 und den Verstärker 28 der Betätigungseinrichtung 16 zugeführt wird. Diese wird dadurch gestreckt oder zusamengezogen. Wie bereits an Hand des inneren Regelkreises beschrieben, betätigt die Betäi.gungseinrichtung 16 die Steuereinrichtung 44.

Die Steuerkette 8 enthält den Steuerknüppel 10 des Piloten, den Steuerbewegungswandler 32, die Kopplungs- oder Ausgleichsschaltung 38 und den inneren Regelkreis 4. Eine Bewegung des Steuerknüppels 10 erzeugt über eine mechanische Verbindung im Wandler 32 ein dieser Bewegung proportionales elektrisches Ausgangssignal, das von der Ausgleichsschaltung 38 verarbeitet wird. Sie erzeugt ein Signal, das zusammen mit dem der Betätigungseinrichtung 16 zugeführten mechanischen Eingangssignal des Piloten eine Änderung in der Steuereinrichtung 44 bewirkt. Die Wirkung der Ausgleichsschaltung 38 besteht darin, daß die Rückkopplungsschleifen-Verstärkung frequenzabhängig gemacht wird.

Regelkreise werden hauptsächlich zur Stabilisierung des Ausgangssignals eines Systems auf iinen Btzugswert oder zur Änderung des Verhaltens eines System·* benutzt, um ein spezielles Ansprechen auf ein Eingangssigna) zu erreichen. Diese beiden Funktionen der Schleife schließen sich nicht gegenseitig aus, und die Stabilisierungseigensehaften unterstützen das Steuerverhalten und umgekehrt. Soll hauptsächlich eine Stabilität erreicht werden, so erfolgt, wie vorstehend bereits ausgeführt, die Rückkopplung mit einer verhältnismäßig hoher Regelkreis-Verstärkung, so daß der dynamische und statische Fehler des Ausgangssinais

bezogen auf einen Bezugswert (üblicherweise das Eingangssignal) ein Minimum wird. Ist das Steuerverhalten von besonderer Wichtigkeit, so erfolgt die Rückkopplung mit verhältnismäßig niedriger Regelkreis-Verstärkung. Da in den meisten Fällen Stabilität und Steuerung gleich wichtig sind, erfolgt die Rückkopplung üblicherweise mit einer mittleren oder einem Kompromißwert der Rückkopplungsschleifen-Verstärkung.

Gemäß der Erfindung werden Stabilität und Steuerung getrennt erreicht und gesteuert. F i g. 2 zeigt das Blockschaltbild eines typischen Steuersystems mit geschlossener Schleife. Θ, ist das Eingangssignal, ψ ist das Ausgangssignal des Systems, Gi ist die Übertragungsfunktion der Flugkörperzelle, H ist die Übertragungsfunktion des Regelkreises, und Gi ist die Übertragungsfunktion der geschlossenen Schleife, die sich folgendermaßen

= ψ

ψ I θ, = G_} =

C₁

1+G, H

Ist G\H kleiner als 1. so ist Gi etwa gleich G₁. Ist G\ die der Flugkörperzelle entsprechende Übertragungsfunktion, so isi bei Gi W kleiner als 1 die resultierende Übertragungsfunktion Gi etwa gleich der Übertragungsfunktion des Flugkörperzellensystems, d. h. die Ansprechempfindlichkeit wird im wesentlichen von der Flugkörperzelle bestimmt. Ist CiW größer als 1, so ist die Ansprechempfindlichkeit des Systems etwa gleich der inversen Übertragungsfunktion der Rückkopplungsschleife, d. h. die Ansprechempfindlichkeit wird im wesentlichen vom Regelkreis (H) bestimmt. Ist Ci H größer als 1. so beherrschen die Eigenschaften des Regelkreises den Rumpf.

Um ein System zu erhalten, das sowohl mit höchster Stabilität als auch mit höchster Steuerempfindlichkeit arbeitet, muß der Kreis bei Reaktion auf äußere Störungen mit großer Verstärkung und bei Reaktion auf Steuersignale mit niedriger Verstärkung rückgekoppelt sein. Um dies mit Hilfe der Erfindung erreichte Ziel näher zu erläutern, sei zuerst auf F i g. 3 hingewiesen, wo G] die Übertragungsfunktion des Flugzeuges (als Flugzellenkörper bezeichnet), G_c die Übertragungsfunktion der Steuerkette, Θ, das Eingangssignal, Gi die resultierende Übertragungsfunktion des geschlossenen Kreises. G; Hund ψ das Ausgangssignal des Systems ist. Der geschlossene Kreis GiW hat eine verhältnismäßig große Verstärkung, die die Ansprechempfindlichkeit der Flugkörperzelle bestimmt und eine verhältnismäßig übliche oder konstante Ansprechempfindlichkeit im großen Steuer/Ansprech-Bereich ergibt G₀ ist dann so gewählt, daß die resultierende Übertragungsfunktion GcGi die gewünschte Steuerempfindlichkeit hat Wirkt also eine äußere Störung auf d, so hängt die Reaktion nur von den Eigenschaften der geschlossenen Schleife Gi H ab. Wird über G_c ein Steuersignal Θ, zugeführt so hängt die Reaktion von der Eigenschaft der Übertragungsfunktion GcGj ab.

Das in F i g. 1 dargestellte System ist in Teilschleifen zerlegt in den F i g. 2 und 3 dargestellt Das Blockschaltbild gemäß F i g. 2 ist ein funktionelles Äquivalent zum System gemäß Fig. 1, wobei der elektrische Teil der Steuerkette abgetrennt ist und nur das vom Piloten mit Hilfe des Steuerknüppels 10 erzeugbare mechanische Eingangssignal der Betätigungseinrichtung 16 und dem Regelkreis 6 zugeführt werden kann.

Das im Blockschaltbild gemäß F i g. 3 dargestellte System ist dem System gemäß Fig. I funktionell äquivalent, wobei der Steuerknüppel 10 von der Betätigungseinrichtung 16 abgetrennt ist, so daß nur der elektrische Teil der Steuerkette 8 und des Regelkreises 6 wirksam ist. In diesem Fall wirken die elektrischen Steuersignale des Piloten über den Wandler 32 und die Ausgleichsschaltung 38.

ίο Hie Systeme gemäß F i g. 2 und 3 enthalten den Regelkreis 6. Auf diese wirken die äußeren Störungen, und er bewirkt ein optimales Stabilitätsvcrhalten über den gesamten Steuer/Empfindlichkeits-Bereich des Flugzeuges.

Die Systeme gemäß Fig. 2 und 3 können als zwei parallele Systeme aufgefaßt werden, auf die die Steuerung durch den Piloten wirkt. Sie können zur

ErZCü?'jn£ eiP.er »•nciilli^riinAlon [ lhfrtraannocfnnbluin

zusammengefaßt werden, die die Beziehung /wischen Ausgangssignal des Systems zu Steuereingangssignal durch den Piloten darstellt oder, mit anderen Worten, die Steuerempfindlichkeit des Flugzeuges angibt.

In Fig. 4 sind die Systeme gemäß F i g. 2 und 3 in

einem Blockschaltbild zu einem einzigen System

zusammengefaßt. G_r ist die Übertragungsfunktion des Steuersystems für das elektrische Eingangssignal, und G_n, ij' die Übertragungsfunktion des Steuersystems für das mechanische Eingangssignal. Bei Anwendung des gleichen Lösungsverfahrens wie zur Bestimmung von

C) gemäß F i g. 2 ergibt sich zw^;schen Eingangssignal Θ, und Ausgangssignal ψ die folgende Beziehung:

ψ/θ. =-■

MG_m

1 +

Baut man daher das System für die mechanischen Eingangssignale, Gm. so auf, daß es die gesamte Steuerung für die äußeren Störungen (z. B. Windböen, Waffenrückstöße, usw.) beherrscht und dimensioniert man das System für d''. elektrischen Eingangssignale, Gc so, daß es die gesamte Steuerung durch die Eingangssignale des Piloten beherrscht, so erhält man ein stabilisiertes System. Die Fähigkeit des einen oder des anderen der beiden Systeme, die Steuerfunktion zu beherrschen, läßt sich deutlicher aus einer Anr. ,herung der Gm- und G_c-Kurven an gerade Linien auf halblogarithmischem Papier erkennen.

Nimmt man an, daß G_c der Übertragungsfunktion G_CG3 (der resultierenden Übertragungsfunktion des elektrischen Teils der Steuerkette und dem Regelkreis entspricht und berücksichtigt man, daß Gy, die Übertragungsfunktion des Regelkreises durch die Stabilität bestimmt ist so erkennt man, daß die Übertragungsfunktion G_c (der elektrische Teil der Steuerkette) die gewünschten Werte der Beziehung GJGm liefert Mit anderen Worten: G_c ist eine Bezugsgröße, die zur Steuerung der Eigenschaften der resultierenden Übertragungsfunktion G_m + G_c benutzt wird, um die gewünschte Steuerempfindlichkeit zu erzielen.

Das Verfahren zur Bestimmung der Steuer- und Stabilisierungsanordnung wird jetzt an Hand der Gierachsenstabilität und der Steuerung im Schwebeflug

sowie bei einer Vorwärtsgeschwindigkeit von 185 km/h beschrieben. Bekannte Techniken zur Regelkreissteucrung werden zusammen mit mathematischen Verfahren benutzt.

Der erste, allein auf Stabilität gerichtete Schritt behandelt sowohl das Schweben als auch die Vorwärtsgeschwindigkeil von 185 km/h. Der zweite Schritt, der auf .'ie Entwicklung der Steuerempfindlichkeit der Gierachse gerichtet ist, ist auf dem Zustand bei 185 km/h - Vorwärtsgeschwindigkeil beschränkt.

Die erste Aufgabe ist eine Regelkreis'Jbertragungsfunktion // (Fig. 3) zu schaffen, die während der gesamten Flugbahn einen gin gedämpften Flug/.ellenkörper ergibt. F i g. 5 zeigt eine vereinfachte Übertra gungsfunktion der Empfindlichkeit des Flugzellenkörpers auf äußere Störungen beim Schwebeflug und beim Vorwärtsflug mit 185 km/h in einem ülichen Bode-Diapramm (ohne Phasenbeziehung) als Linien G_n und f/.n... Aufgetragen ist die Regelkreis-Verstärkung in db als Funktion der Frequenz in rad/sec.

Wo die Übertragungsfunktion G\ //kleiner als I ist. ist die resultierende Übertragungsfunktion der geschlossenen Schleife etwa gleich Gi. d. h., der Flugzellenkörper herrscht vor. Ist die Übertragungsfunktion Gi H größer als I, so ist die resultierende Übertragungsfunktion für die geschlossene Schleife etwa gleich I///, d.h. der Regelkreis herrscht vor. Man erkennt daraus, daß bei einem Regelkreis mit einer Verstärkung größer als 1 während des gesamten Flugspektrums ein System vorhanden ist, in welchem die Stabilitätseigenschaften de? Flugzeuges engegen den Eigenschaften des Flugzellenkörpers durch die Eigenschaften des Kreises bestimmt sind.

Die Kurve 1 / // in F i g. 5 stellt den Reziprokwert der Regelkreisübertragungsfunktion H dar. Man erkennt, daß bei der Darstellung in !//-/bei jeder Frequenz, für die der Punkt auf der !///-Linie tiefer als die G_n- und Gioo-Linie liegt, die Übertragungsfunktion G, H größer als 1 ist und die Ansprechempfindiichkeit von den Eigenschaften des Regelkreises beherrscht wird. Liegt ein Punkt der 1///-Linie höher als die entsprechenden Punkte auf den Linien G_n und Gioo. so ist die Übertragungsfunktion G\H kleiner als I, und die Ansprechempfindlichkeit auf äußere Störungen wird durch den Flugzellenkörper beherrscht.

Gemäß der Erfindung ist der Regelkreis, wie in F i g. 5 dargestellt, derart aufgebaut, daß die 1///-Linie niedriger liegt als die Linien Co und G;oo und ihre Werte das gewünschte Stabilitätsverhalten über den großen Bereich des Flugspektrums ergeben.

In der Praxis treten die in Fig. 5 dargestellten geradlinigen Verhältnisse nicht auf. Der Praxis entsprechen mehr die in Fig.6 dargestellten Verhältnisse. Diese zeigt ein Bode-Diagramm (ohne Phasenbeziehungen) für Gierachsen-Übertragungsfunktionen im Schwebeflug und im Geradeausflug mit 185 km/h unter Benutzung einer Anordnung gemäß der Erfindung.

Der Bereich d-e der Linie 1 ///zeigt die gewünschten Verstärkungswerte für einen gegebenen Frequenzbereich. Würde man den Bereich d-e geradlinig zu höheren Frequenzen hin verlängern, so daß der Regelkreis auch bei höheren Frequenzen beherrschend wäre, so würde das Stabilisierungssystem sehr anfällig für alle Arten von hochfrequenten Störungen einschließlich Geräusche, Schwingungen usw. und würde auf diese ansprechen. Daher stellt der Bereich g-k keine geradlinige Fortsetzung des Bereichs d-e dar, sondern schneidet die Linie Gioo bei h. Als Folge davon herrscht der Regelkreis beim Geradeausflug mit 185 km/h für Frequenzen bis etwa 7 rad/sec vor. Oberhalb von 7 rad/sec herrscht der Flugzellenkörper vor. Dieser Punkt etwas oberhalb von 7 rad/sec ist derart gewählt, daß er außerhalb des .Steuerfrequenzbereichs des P'loten liegt. Wie vorstehend bereits erwähnt, ist dies di(. Grenze für eine vernünftige Analyse der Flugzeugbew 'gung durch den Piloten. Daher hat das Vorherrschen der Stabilität durch den Flugzellenkörper bei Frequenzen größer als 7 rad/sec keinen störenden Einfluß auf die Steuerung durch den Piloten. Entsprechende Überlegungen bezüglich des .Schwebefluges führen zur Bestimmung des Punktes f.

Man erkennt, daß an den Schnittpunkten /'und Λ (an

is diesen ist Gi//gleich 1) eine sehr große Phasenempfindlichkeit herrscht. Zur Erreichung einer ausreichenden Stabilität ist daher ein entsprechender Phasenspielraum erforderlich. Bei praktischen Ausführungen der Erfindung wurde vom Punkt f nach h ein Phasenspielraum von etwa 6(T aufrechterhalten.

Die geradlinige Fortsetzung des Bereichs d-e zu niedrigen Frequenzen wird, wie dargestellt, am Punkt d unterbrochen, um eine besser dimensonierte Schaltung zu erhalten, d. h. um extrem große Kondensatoren usw.

zu vermeiden. Die Linie MH verläuft unter den Linien Gn und Gi m, so daß über den gesamten unteren Frequenzbereich der Regelkreis dominiert. Ein weiterer Schnittpunk: kann bei einer Frequenz unterhalb derjenigen vorgesehen sein, bei der der Pilot sein Erinnerungsvermögen zur Einleitung eines Steuervorgangs benötigt, d.h. etwa 0.5 rad/sec. Der Regelkreis herrscht dann immer noch über den großen Steuerbereich vor.

Die Übertragungsfunktion H ergibt sich aus dem Gyroskop 20 und der Ausgleichsschaltung 24 im Regelkreis 6 (F i g. 1). Die Ausgleichs- oder Kopplungsschaltung 24 enthält eine Verzögerungsschaltung und eine Abgleichschaltung. Die Verzögerungsschaltung reagiert auf ein Lageänderungssignal und erzeugt den Verlauf von e nach k. Die Abgleichschaltung reagiert auf das Lageänderungssignal und erzeugt den Verlau von a nach e (F i g. 6). Die Annäherung an eine gerade Linie von d nach e entspricht der Verstärkung der Gyroskoplageänderung, die in einem Ausführungsbeispiel 0,624° je Θ, pro ' pro Sekunde Lageänderung betrug.

F i g. 7 zeigt ein Beispiel für eine Ausgleichsschaltung 24. Sie enthalt eine Verzögerungsschaltung 60 und eine Ausgleichsschaltung 62. Die Knickpunkte bei e und g (F i g. 6) werden jeweils durch (R₁ + R₂)Q und R2Q der Verzögerungsschaltung bestimmt. Der Knickpunkt c/ ist .lurch RiCi der Ausgleichsschaltung festgelegt.

Im oberen Teil des Frequenzspektrums, wo Gi//etwa gleich 1 ist (von 1 bis 10 rad/sec), reagiert das Verzögerungsnetzwerk auf das Gyroskopsignal und hält eine verhältnismäßig konstante Phasenlage von 65° ±10° über eine dekadische Frequenzänderung aufrecht. Dies ermöglicht eine Anpassung an große Änderungen der Übertragungsfunktion des Flugzellenkörpers, beispielsweise durch Änderungen der Geschwindigkeit, der Höhe, des Ladegewichtes usw. Eine andere Wirkung der Verzögerungsschaltung besteht darin, daß verhindert wird, daß plötzliche äußere Störungen entsprechend plötzliche Korrektursteuervorgänge hervorrufen und daß statt dessen eine allmähliche Steuerangskcrrekrjr vorgenommen wird, wodurch der Komfort im Flugzeug vergrößert wird und dieses eine stabilere Plattform, z. B. zum Abschießen

von Waffen, darstellt.

Die Abgleichschaltung 66 dient zur Erzeugung eines neuen Bezugswertes, von dem aus Steueränderungen gemessen werden können, was bei niedrigen Frequenzen nützlich ist, bei denen die Abgleichsschaltung wirksam wird, da verhältnismäßig langfristige Steuereingangssignale auftreten. Werden z. B. im Schwebeflug die Steuerpedale vom Piloten in eine außermittige Stellung gel. acht und dort gehalten, so zeigt das System statt »Stellung« »Veränderung« an. Die Abgleichsschaltung sperrt das gleichbleibende Signal.

Die Abgleichsschaltung 66 in der Steuerkette und die Abgleichsschaltung 62 im Regelkreis bewirken eine Kompensation, wenn der Pilot ein Kommandosignal zuführt. Wie vorstehend bereits erwähnt, haben die ΐί beiden Abgleichsschaltiingen zur Erzielung dieser Kompensation gleiche Eigenschaften.

Es zeigen also die Linie acde-f-j'das resultierende Stabilitätsverhalten eines typischen Flugzellenkörpers im Sehwebe/uslarul (Gn) und die linie c-d-e-f-g-h-i das m entsprechende .Stabilitätsverhalten beim Geradeausnug mit 185 km/h (G\,^) (siehe F i g. 6). Es sei bemerkt, daß in dem sogenannten Steuer/Empfindlichkeits-Bereich des Piloten/Flugzellenkörper-Systems (c-d-e-f) das Stabilitätsverhalten im Schwebeflug und im Geradeausflug mit 185 km/h im wesentlichen gleich ist. Die Steuerkette kann hierbei zur Erzeugung der besonderen Empfindlichkeit konstant sein.

Die Linie 1/Win F i g. 6 zeigt für Werte GH Größe 1. d. h. von h bis a den Flugzellenkörper, der von äußeren Störungen beeinflußt wird und erfindungsgemäß ein Teil desjenigen Systems ist. auf das die mechanischen Eingangssignale des Piloten wirken. Dies ist durch das System G_n, in Fig. 4 dargestellt. Die elektrischen Eingangssignale des Piloten und der stabilitätsverstärkte Flugzellenkörper werden als getrenntes System G_e gemäß Fig.4 angesehen. Wie bereits vorstehend erklärt, werden die beiden Systeme zueinander parallel liegend betrachtet. Der Schritt zur Entwicklung des Aufbaus und der Eigenschaften von G_f umfaßt die Bestimmung einer in Reihe liegenden Übertragungsfunktion für die Steuerkette, so daß das resultierende System eine spezielle Empfindlichkeit für Eingangssignale des Piloten aufweist.

Die Steuerkette enthält den Steuerknüppel 10. den Wandler 32, die Ausgleichsschaltung 38 und den Verstärker 28. Ferner sind Einrichtungen vorgesehen, um zwischen äußeren Störungen und Eingangssignalen des Piloten zu unterscheiden und damit die gewünschte Empfindlichkeit für Eingangssignale des Piloten herzustellen. Der Steuerknüppel 10 erzeugt im Wandler 32 ein elektrisches Ausgangssignal, das der Lageänderung des Steuerknüppels proportional ist. Dieses Ausgangssignal wird von der Ausgleichsschaltung 38 verarbeitet und kann als Übertragungsfunktion G_c in Reihe mit der resultierenden Übertragungsfunktion Gi der parallel Übertragungsfunktionen G_n, und G_c angesehen werden.

Die im Gierachsensystem eines Hubschraubers benutzte Steuer- und Stabilisierungsanordnung soll je Einheit des Steuereingangssignals des Piloten eine konstante Gierachsengeschwindigkeit ergeben. Um dieses besondere Verhalten zu erreichen, sollte die Ausgleichsschaltung 38 der Steuerkette genau gleich der Ausgleichsschaltung 24 des Regelkreises sein. Sollen andere besondere Zeitkonstanten erzielt werden, beispielsweise Trennung von zwei vom Hauptrotor gelieferten Signalen, so können die Ausgleichsschaltungen selbstverständlich unterschiedlich aufgebaut sein. In diesem Fall kompensiert jedoch die Ausgleichsschaltung 38 die dynamischen Wirkungen der Ausgleichsschaltung 2'i ohne das Signal des Gyroskops als gesteuerte Variable zu unterdrücken.

Fig. 8 zeigt ein Beispiel für eine Kopplungs- oder Ausgleichsschaltung 38 mit einer Verzögerungsschaltung 64 und einer Abgleichsschaltung 66. Diese Schaltungsanordnung entspricht im wesentlichen der Ausgleichsschaltung 24 gemäß Fig. 7, jedoch fehlt der Ableitwiderstand in der Verzögerungsschaltung 64, um eine bessere Anfangsempfindlichkeit zu erreichen. Der Widerstand Ri und der Kondensator C2 bestimmen die Knickpunkte im unteren Frequenzbereich, und der Widerstand R\ und der Kondensator G bestimmen die Knickpunkte im oberen Frequenzbereich.

In F i g. 9 ist die Übertragungsfunktion des stabilitäisverstärkten Flugzellenkörpers G_n, gemäß F i g. 4 zusammen mit einer Linie G_e aufgetragen, die die gewünschte Übertragungsfunktion für die elektrischen Eingangssignale des Piloten darstellt. Es sei darauf hingewiesen, daß die Verhältnisse dem in F i g. 3 dargestellten Blockschaltbild entsprechen, das der F i g. I funktionell äuquivalent ist, wobei jedoch der mechanische Steuerknüppel 10 des Piloten von der Betätigungseinrichtung 16 abgetrennt ist. Der elektrische Teil der Steuerkette und des Regelkreises bleibt betriebsfähig. Insoweit, als die resultierende Übertragungsfunktion des elektrischen Eingangssignals des Piloten sich aus der Multiplikation von Übertragungsfunktion des stabilitätsverstärkten Flugzellenkörpers und der Steuerkette ergeben, folgt, daß bei Kenntnis der ersten beiden Funktionen die Übertragungsfunktion der Steuerkette bestimmbar ist.

Die Steuerkette ist derart aufgebaut, daß sie die dynamischen Einflüsse des Regelkreises 6 unterdrückt, wobei die Trennfrequenz von 4 rad/sec vermieden wurde, so daß eine Dämpfung im Bereich der hohen Frequenzen erreicht und eine optimale Anfangsempfindlichkeit erzielt wurde.

Nach Bestimmung von G_c sind die Übertragungsfunktionen G_e und G_m zu summieren, was annähernd durch die höchsten Punkte der beiden Kurven dargestellt ist (Fig. 9). Das resultierende System wirkt über den Frequenzbereich von 0,8 rad/sec bis 8,0 rad/sec wie ein Integrator. Bei einer Zeitkonstanten von 0.125 Sekunden und einer Beschleunigungsverstärkung von etwa 0.64 rad/sec²/rad des Eingangssignals ist die Übertragungsfunktion für die Steuerung

G_r + G_n =

-0.64 (12.5 S +1)
S²(0 1255+1)

-64(5 + 0.08)
S¹ (S+ S)

Die Übertragungsfunktion des stabilitätsverstärkten Flugzeilenkörpers ist:

„ _ />67 (S + 0.4) (S + 0.8)

.2S±j3.2

Fig. 10 zeigt ein Ausführungsbeispiel der Erfindung, in dem das Gyroskop 20 ein erstes Fehlereingangssignal zur Steuerung einer Spannung abgibt, die der Wicklung 112 eines Klappenventils der Betätigungseinrichtung 16 zugeführt wird. Ein zweites Fehlersignal erzeugt der Pilot durch Betätigung des Steuerknüppels 10. Dadurch wird der Abgriff 114 des Potentiometers 115 verscho-

Leu und am Hunkt 1146 eine Fehlerspannung erzeugt. Eine dritte Quelle für eine Feh!erspannung ist der an die Klemme 116 angeschlossene Wandler 50. Eine vierte Spannung 117 dient zu Abgleichzwecken.

Das Gyroskop 20 hat einen Ausgangstransformator mit einer Primärwicklung 120, die mit ein;r an die Punkte 122 und 123 angeschlossenen Sekundärwicklung 121 gekoppelt ist. Die Punkte 122 und 123 sind über Widerstände 125 und 126 am Punkt 124 zusammengeschaltet. Das am Verbindungspunkt der Sekundärwicklung 121 und des Widerstandes 125 bei 123 auftretende Signal wird über den Kondensator 130 der Eingangsklemme 131 eines Verstärkers 132 zugeführt. Ein der Spannung am Abgriff 114 entsprechendes Gleichspannungssignal, das über dem Kondensator 99 liegt, wird über die Widerstände 125 und 126 der Mittelanzapfung 135 eines Eingangstransformators 137 eines Zweiweggatters 136 zugeführt. Die Primärwicklung des Eingangstransformators 137 ist mit einer Diode 128 überbrückt. Eine Klemme der Primärwicklung ist über einen Widerstand 139 mit der Klemme 140, der positiven "'Jemme einer Gleichspannungsquelle (nicht gezeigt) verbunden. Die andere Klemme der Primärwicklung des Transformators 137 ist mit dem Kollektor des Transistors 178 eines Impulsgenerators 98 verbunden. Der Impulsgenerator wird von einer 115 Volt/400 Hertz-Spannungsquelle erregt. Er erzeugt negative Impulse mit einer Frequenz von 400 Hertz. Der Gatterimpuls liegt so. daß er das Gatter 136 während der Spitze der negativen Halbwelle für eine Dauer von 0.002 Sekunden öffnet. Während dieser Zeitspanne fließt ein Impulsstrom in eine Schleife, die eine Zenerdiode 145: eine Diode 146. eine Diode 147 und eine Zenerdiode 148 enthält. Die Dioden 146 und 147 sind entgegen den Dioden 145 und 148 gepolt. Der gemeinsame Punkt 150 in der Schleife ist über einen Kondensator 151 mit Masse und direkt mit der Basis des Transistors 152 verbunden. Der Kollektor des Transistors 152 liegt über dem Widerstand 141 an der Klemme 140. Die Kollektorspannung wird mit Hilfe einer Zenerdiode 110 konstant gehalten. Der Emitter ist über den Widerstand 153 mit Masse und über eine Reihenschaltung von Kondensator 154 und Widerstand 155 mit der Eingangsklemme 131 des Verstärkers 132 verbunden. Auf diese Weise wird die Spannungsänderung durch Verschiebung des Abgriffs 114, welche durch Betätigung des Steuerknüppels 10 durch den Piloten erfolgt, abgenommen und im Kondensator 151 gespeichert. Die Kombination der Widerstände 125 und 126 bewirkt eine Zeitkonstante für die gewünschte Ansprechverzögerung des Systems auf Änderungen, die der Pilot über den Potentiometerabgriff 114 einleitet.

Das Gatter 136 dient sowohl zum Laden als auch zum Entladen des Kondensators 151 mit einer Geschwindigkeit die von der Größe und der Richtung der Stellungsänderung des Abgriffs 114 gesteuert wird. Der den Kondensator 154 und den Widerstand 155 enthaltende Kreis leitet das unabgegüchene Signal von der den Kondensator enthaltenden Schaltung zum Eingang des Verstärkers 132. Es wird nur die Gleichstromkomponente des Signals übertragen. Der Kondensator 154 und der Widerstand 155 bilden die vorstehend beschriebene Abgleichschaltung. Verschiebt der Pilot den Steuerknüppel in eine andere Stellung, so ist die an der Klemme 131 auftretende Spannung ein Maß für die Größe und die Richtung der Steüungsänderung. Die Zeitkonstante des den Kondensator 154 und den Widerstand 155 enthaltenden Kreises liegt in der Größenordnung von 2 bis 3 Sekunden.

Das Signal vom Wandler 150 wird über ein Dämpfungsglied 160 der Klemme 131 zugeführt. Über ein Dämpfungsglied 162 und einen Widerstand 163 wird der Klemme 131 eine Abgleichsspannung vom Potentiometer 117 zugeleitet. Die Klemme 131 ist über einen Widerstand 164 mit Masse verbunoen. Ist kein unabgeglichenes Signal im System vorhanden, so wird der Klemme 131 vom Potentioneter 117 eine Spannung

ίο zugeführt, deren Größe genau gleich der Gleichvcspannung an einer Eingangsklemme 165 des Verstärkers 132 ist.

Dem Impulsgenerator 98 wird die 400-Hertz-Spannung über einen Widerstand 170 einer Zenerdiode 171 zugeführt, die die Spitzen der Wechselspannung begrenzt und eine verhältnismäßig konstante Bezugsspannung liefert. Die positiven Halbwellen gelangen durch die Diode 172 auf die Basis eines Transistors 173. Dieser Transistor erzeugt einen Abstandsimpuls, der dem Transistor 174 über die Diode 175 zugeführt wird. Die Zeitverzögerung ist derart, daß ein positiver Impuls von 0,0002 Sekunden am Kollektor des Transistors 174 entsteht und über die Leitung 176 und die Diode 177 der Eingangsklemme Ϊ31 des Verstärkers 132 zugeführt wird. Der positive Inipuls wird außerdem der Basis eines Transistors 178 zugeführt, dessen Ausgangssignal ein negativer Impuls von 0,0002 Sekunden Dauer ist. Dieser negative Impuls gelangt über die Leitung 179 vom Kollektor des Transistors 178 über die Diode 180 zur Eingangsklemme 165.

Die dem Verstärker 132 zugeführten positiven und negativen Impulse betätigen ihn für verhältnismäßig kurze Zeitspannen während jedes Zyklus. Beispielsweise ist die Periodf. des 400-Hertz-Eingangssignals 2,5 Millisekunden, während der in der Mitte jeder positiven und negativen Halbwelle auftretende Gattcrimpuls 0,0002 Sekunden lang ist. Das unabgeglichene Signa! kann der Klemmt 131 entweder vom Gyroskop 20. ve m Potentiometer 114 oder vom Wandler 50 zugeführt werden. Es wird im Verstärker 132, der drei Stufen 191, 192 und 193 enthält, verstärkt. Der Emitter der Ausgangsstufe 193 ist über die Leitung 194 mit der Mittelanzapfung eines Eingangstransformators 195 eines Zweiweggatters 1% verbunden. Dieses Gatter hat im wesentlichen die gleichen Eigenschafte;, wie das Gatter 136 und enthält einen Speicherkondrnsator 197. Die über diesem Kondensator liegende Spannung wird dem Eingang eines Paares von in Darlington-Schaltung verbundenen Transistoren 199 und 200 zugeführt. Der

so Kollektor des Ausgangstransistors 200 ist über einen Widerstand 201 mit einer Klemme der Wicklung 112 eines Drehmomentenantriebes verbunden. Die andere Klemme der Wicklung 112 liegt über einen Widerstand 202 am Emitter des Transistors 193 und über einen Widerstand 203 an Masse. Über die Leitung 204 werden dem Gatter 196 negative Gatterimpulse zugeführt. Die Schaltung arbeitet so. daß während der Dauer eines negativen Impulses auf der Leitung 204 eine Spannung im Kondensator 197 gespeichert wird. Diese Spannung wird dann mit der am Emitter des Transistors 193 während der übrigen Zeit jedes Zyklus auftretenden Spannung verglichen. Die Spannungsdifferenz ist ein Maß für den durch die Wicklung 112 des Drehmomentenantriebes fließenden Strom. Sie kann entweder positiv oder negativ sein und kann daher dazu dienen, die Klappe einer üblichen hydraulischen Betätigungseinrichtung zu steuern. Fließt kein Strom durch die Wicklune HZ so befindet sich die Klappe in der ersten

Stufe einer hydraulischen Betätigungseinrichtung, z. B. der Betätigungseinrichtung 16 im Gleichgewichtszustand. Positive oder negative durch die Wicklung 112 fließende Ströme ändern die Stellung der Klappe in der hydraulischen Betätigungseinrichtung, wodurch eine entsprechende Änderung in der Steuereinrichtung hervorgerufen wird.

Es sei bemerkt, daß die Ausgleichsschaltungen 24 und 38 aus F i g. 1 in dem Ausfuhrungsbeispiel gemäß Fig. 10 zusammengefaßt worden sind. Das Befehlssignal vom Abgriff 114 und das Fehlersignal vom Gyroskop 20 gelangen nämlich durch die gleiche Verzögerungsschaltung, wobei die Verzögerung vom Kondensator 151 gesteuert wird. Sie gelangen durch eine erste Verstärkerstufe 152 und dann durch die Abgleichsschaltung, die den Kondensator 154 und den Widerstand 155 enthält. Die Klemme 131 bildet den

Summierungspunkt für die Signale aus der Abgleichs schaltung und aus dem Wandler 50, dessen Signal dei Klemme 116 zugeführt wird.

Die Verwendung einer Verzögerungsschaltung um einer Abgleichsschaltung sowohl für das Befehlsignal all auch für das Fehlersignal sichert gleiche Phasen- um Verstärkungseigenschaften und ermöglicht die Zufüh rung eines Befehls vom Steuerknüppel 10 ohni Anpassung oder Änderung der Verstärkung de: Verstärkers 132.

Falls erwünscht, können auch getrennte Verzöge rungs- und Abgleichsschaltungen benutzt werden.

Obwohl nur ein Kanal dargestellt wurde, ist es klar daß sowohl für die Hochachse als auch für dii Längsachse als auch für die Querachse ein vollständige: Steuer- und Stabilisierungssystem vorgesehen ist

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

Claims

17 56 78t Patentansprüche:

1. Steuer- und Stabilisierungsanordnung für eine Steuereinrichtung eines Flugzeugs mit einer Anzeigeeinrichtung zur Erzeugung eines der Flugzustandsabweichung entsprechenden Fehlersignals, mit einer Stabilitätsausgleichsschaltung zur Übertragung des Fehlersignals an einen stark verstärkenden Verstärker, mit einer mit dem Verstärker und mit einer Handsteuerung gekoppelten Betätigungseinrichtung für die Steuereinrichtung, wobei mit der Handsteuerung ein Wandler für die Erzeugung eines elektrischen Befehlssignals in Abhängigkeit vom gewünschten Flugzustand gekoppelt ist, gekennzeichnet durch eine an den Wandler (32) angeschlossene Steuerausgleichsschaltung (38) zur Zusammenfassung des Befehlssignals und des Fehlersignals am Eingang des Verstärkers (28) für die Steuerung des Flugzustands sowie zur weitgehenden Unterdrückung der dynamischen Eigenschaften iler Stabilitätsausgleichsschaltung (24) unter Beibehaltung der Anzeigeeinrichtung (20) als Regelgröße ohne Beeinflussung der Fehlersignalerzeugung.

2. Anordung nach Anspruch 1, dadurch gekannzeichnet, daß die Stabilitätsausgleichsschaltung (24) und die Steuerausgleichsschaltung (38) zu einer einzigen Schaltung zusammengefaßt sind, die eine Verzögerungsschaltung (60) und eine Abgleichsschaltung (62) aufweist.

3. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, faß die Zeitkonstante und der Frequenzgang der Stabilitätsausgleichsschaltung (24) und der Steuerausgleichsschaltung (j8) gleich sind.

4. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, di-J der Ausgang der Betätigungseinrichtung (16) zur Rückstellung des Ausgangssignals des Verstärkers (28) an dessen Eingang angeschlossen ist.

5. Anordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Anzeigeeinrichtung (20) ein mit der Flugkörperzelle gekoppeltes Gyroskop enthält.

6. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen den Ausgang der Betätigungseinrichtung (16) und den Eingang des Verstärkers (28) ein Rückkopplungswandler (50) geschaltet ist.

7. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß eine mit einem ersten Verstärker (152) verbundene Verzögerungsschal tung (125 oder 126; 151) an die Ausgänge des Gyroskops (20) und des Rückkopplungswandlcr:, (50) angeschlossen ist, daß an den Ausgang de:; ersten Verstärkers (152) eine Abgleichschaltung (154, 155) angeschlossen ist, und daß der Eingang eines zweiten Verstärkers (132) mit dem Ausgang der Abgleichschaltung (154, 155) und dem Ausgang des Rückkopplungswandlers (50) verbunden ist.

8. Anordnung nach einem der Ansprüche 1 bis '/, ho gekennzeichnet durch ein mit dem Eingang der, ersten Verstärkers (152) verbundenes erstes Zwdweggatter (136), durch ein mit dem Ausgang des zweiten Verstärkers (132) verbundenes zweites Zweiweggatter (1%) und durch einen mit dem ersten Zweiweggatter (136), mit dem Eingang des zweiten Verstärkers (132) und mit dem zweiten Zweiweggatter (196) verbundenen Impulsgenerator (98).

9. Anordnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Verzögerungsschaltung (125 oder 126; 151) zwei parallel geschaltete, mit einer Seite des ersten Zweiweggatters (136) verbundene Widerstände (125,126) und einen mit der gegenüberliegenden Seite des ersten Zweiweggatters (136) verbundenen Kondensator (151) enthält.

10. Anordnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß die Abgleichsschaltung (154, 155) eine Serienschaltung von Kondensator (154) und Widerstand (J55) enthält, die mit den Ausgang des ersten Verstärkers (152) und dem Eingang des zweiten Verstärkers (132) verbunden ist

11. Verfahren zur Steuerung des Flugzustandes eines Flugzeuges, insbesondere Hubschraubers, unter Verwendung einer Anordnung gemäß einem der Ansprüche 1 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß in Abhängigkeit von äußeren auf das Flugzeug wirkenden Störungen ein Rückkopplungssigna! erzeugt wird, daß durch manuelle Betätigung einer Steuervorrichtung ein Steuersignal erzeugt wird, welches in ein vorwärtsregelndes Befehlssignal umgewandelt wird, und daß das Befehlssignal und das Rückkopplungssignal unter Berücksichtigung von Zeitkonstanten und Frequenzgängen miteinander gemischt werden, um eine Steuerung des Flugzustandes ohne Änderung der auf äußere Störungen ansprechenden Rückkopplungsschleife zu bewirken.