DE1920384B2 - Flugregler fuer die regelung der bewegung von flugzeugen, insbesondere zur lageregelung von hubschraubern - Google Patents
Flugregler fuer die regelung der bewegung von flugzeugen, insbesondere zur lageregelung von hubschraubernInfo
- Publication number
- DE1920384B2 DE1920384B2 DE19691920384 DE1920384A DE1920384B2 DE 1920384 B2 DE1920384 B2 DE 1920384B2 DE 19691920384 DE19691920384 DE 19691920384 DE 1920384 A DE1920384 A DE 1920384A DE 1920384 B2 DE1920384 B2 DE 1920384B2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- control
- control loop
- flight
- aircraft
- flight controller
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 title claims description 6
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 title claims description 4
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 10
- 230000007774 longterm Effects 0.000 claims description 9
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 claims description 7
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 claims description 7
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 claims description 7
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 5
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 5
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 claims 3
- 230000008569 process Effects 0.000 claims 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims 1
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 claims 1
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 claims 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 claims 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 claims 1
- 229920006395 saturated elastomer Polymers 0.000 claims 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 7
- 238000006880 cross-coupling reaction Methods 0.000 description 3
- 101150087426 Gnal gene Proteins 0.000 description 2
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 230000003466 anti-cipated effect Effects 0.000 description 1
- 238000013475 authorization Methods 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 239000000523 sample Substances 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
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
- G05D1/0833—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using limited authority control
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Computer Security & Cryptography (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
3 4
eingangs genannten Art auszubilden ist, um bei der Summierverstärker gebildet ist, der von einem Ge-
die Langzeitkorrektur bewirkenden Regeleinrichtung schwindigkeits-MeßfühJer 12 und von einem Steuer-
mit einer hohen Ansprechempfiadlichkeit arbeiten zu knüppel-Meßfühler 14 gelieferte Innenrsgelkreis-Sta-
können, ohne damit die Sicherheit eines langsam an- bilisierungsbefehle zusammenfaßt. Das Ausgangssisprechenden
Betätigungsgliedes aufgeben zu müssen. 5 gnal der Summiereinrichtung 10 wird einem Servover-
Gelöst wird die vorstehend aufgezeigte Aufgabe stärker 16 und Innenregelkreis-Betätigungsglied zu-
bei einem Flugregler der eingangs genannten Art er- geführt. Dieses Betätigungsglied besteht aus einem
findungsgemäß dadurch, daß eine Kopplungseinrich- hydraulischen Servoventil 18 und einem Servokolben
tung vorgesehen ist, die Langzeit-Fehlersignale von 20. Der Servokolben 20 besitzt eine mit 22 angedeu-
dem zweiten Regelkreis zu dem einen begrenzten io tete mechanisch begrenzte Verschiebung L1. Eine die
Einfluß besitzenden Regelkreis hin abgibt. Verschiebung des Servokolbens 20 betreffende Aus-
Die Erfindung bringt gegenüber dem oben be- gangsgröße wird über den Weg 24 zu dem Servoventrachteten
bekannten Flugregler den Vorteil mit sich, til 18 zurückgekoppelt und zusammen mit einer die
daß sie auf relativ einfache Weise, nämlich durch die Verschiebung eines Flugzeugsteuergestänges 28 bevorgesehene
Einrichtung der die Langzeitkorrektur 15 treffenden Größe einer Summiereinrichtung 26 zugebewirkenden
Regelkreis eine hohe Ansprechempfind- führt. Vom Ausgang der Summiereinrichtung 2fi
lichkeit zu geben erlaubt, ohne damit die Sicherheit führt ein Gestänge 30 zu einer Flugzeug-Steuerfläche
eines langsam ansprechenden Betätigungsgliedes auf- hin.
zugeben. Die Funktion des Innenregelkreises besteht darin.
zugeben. Die Funktion des Innenregelkreises besteht darin.
Der Außenregelkreis bewirkt eine proportionale 20 eine Kurzzeit-Stabilitätserhöhung zu schaffen. Zu
Regelung auf die Ansteuerung von Lage- oder Ge- diesem Zweck wird ein Geschwindigkeits- und Nachschwindigkeits-Meßfühlern
hin. Wenn der Pilot laufgeschwindigkeitssystem verwendet. Dieses Sywünscht, die manuelle Steuerung des Flugzeugs bei- stern leitet seine Hauptsteuergröße von einem Drehzubehalten,
können die betreffenden Außenschlei- geschwindigkeits-Meßfühler 12, wis einem Gefen-Meßfühler
und entsprechenden Betätigungsein- 25 schwindigkeits-Kreisel, d. h. einem Wendekreisel, ab.
richtungen abgeschaltet werden, um eine Steuerung Das Ausgangssignal des betreffenden Meßfühlers
der von dem Piloten abgegebenen Befehle des PiIo- wird über einen Proportionalverstärker 32 und einen
ten durch entsprechende Parallelschaltung zu verhin- ein Nachlauf-Netzwerk 34 enthaltenden Pseudo-Ladern.
Die in dem betreffenden Regelkreis vornan- geweg der einen Verstärker enthaltenden Summierdene
Geschwindigkeitsbeschränkung stellt ein Flug- 30 einrichtung 10 zugeführt. Das Nachlauf-Netzwerk
Sicherheitsmerkmal für den Fall des Auftretens eines bewirkt eine Kurzzeit-Integration des Geschwindig-Fehlers
in dem betreffenden Regelkreis dar, der un- keitssignals und gibt ein Signal ab, das die Eigenter
Ausnutzung des vollen Einflusses des vorgesehe- schäften der Lageabweichungen auf einer Kurzzeitnen
Betätigungsgliedes die zugehörige Steuerfläche basis umfaßt. Die Zeitkonstante des Nachlauf-Netzaugenblicklich maximal verstellt. Dieser Effekt stellt 35 werks 34 kann etwa 10 Sekunden betragen. Der Wert
eine »starke Übersteuerung« dar, die zu einem ge- der betreffenden Zeitkonstante hängt dabei größtenfährlichen
Flugzustand führen kann, wenn nicht der teils von der Größe und Geschwindigkeit des Flug-Pilot
die Steuerung des Flugzeugs wieder überneh- zeugs ab.
men kann. Durch die Ansprechempfindlichkeit ist je- Da die Innenregelkreis-Stabilisierung während der
doch eine zusätzliche Zeit vorhanden, nach der eine 40 Ausführung von Steuerbefehlen wirkt, die der Pilot
Reaktion folgen kann. mit Hilfe seines Steuerknüppels 40 gegeben hat, ist es
Da es vorkommen kann, daß das in dem erwähn- erwünscht, das Pseudo-Lagesignal zu löschen und
ten Außenregelkreis auftretende Fehlersignal groß damit jeden Lagestabilisierungsbefehl zu vermeiden,
ist, und da das in dem Regelkieis für die Kurzzeitsta- der sonst den von dem Piloten gegebenen Befehlen
bilisievung enthaltene Betätigungsglied einen be- 45 entgegenwirken könnte. Zu diesem Zweck ermittelt
grenzten Einfluß besitzt, ist in der Verbindung zwi- der Steuerknüppel-Stellungsmeßfühler 14 die Steuerschen
dem Außenregelkreis und dem Innenregelkreis knüppelbefehle und erzeugt ein Steuerknüppel-Siein
Fehlersignalbegrenzer enthalten. Die Abschal- gnal, das durch das Geschwindigkeits-Netzwerk 36
tung dieses Fehlersignalbegrenzers wird bei einem differenziert wird. Das Ausgangssignal des Netzunterhalb
einer Sättigung des gerade genannten Beta- 50 werks 36 führt in Verbindung mit dem Nachlauftigungsgliedes
liegenden Punkt vorgenommen. Ein Netzwerk 34 zur Abgabe eines Kurzzeit-Lagebefehls,
Abschaltesignalpegel bei fünfzigprozentiger Einstel- wenn der Steuerknüppel-Befehl von dem Meßfühler
lung dieses Betätigungsgliedes erlaubt diesem Betäti- 14 abgegeben wird. Auf diese Weise ist die anfänggungsglied,
gleiche Anteile an Befehlen von beiden liehe Flugzeug-Empfindlichkeit gesteigert. Ein in der
Regelkreisen aufzunehmen. 35 Summiereinrichtung 38 auftretendes entgegengesetz-
An Hand einer Zeichnung wird die Erfindung tes Signal von dem Geschwindigkeits-Meßfühler 12
nachstehend näher erläutert. In der Zeichnung ist führt zur Aufhebung des Befehls nach erfolgtem An-
schematisch in einem Blockschaltbild ein Flugregler sprechen des Flugzeuges. Da die Steuerknüppelstel-
dargestellt. lung bei einem Hubschrauber grob der Lage des
Der in der Zeichnung dargestellte Flugregler dient 60 Hubschraubers proportional ist, ist das differenzierte
zur Regelung der Bewegung um eine Hauptachse des Signal etwa gleich der Lageänderungsgeschwindig-
Flugzeuges. keit. Das differenzierte Signal bewirkt die Auslö-
Im Zusammenhang mit der nachfolgenden Erläu- schung jeglicher Dauergeschwindigkeits-Signale bei
terung ist angenommen, daß der Flugregler zur Re- der Summiereinrichtung 38. Demgemäß wird durch
gelung der Nick- oder Rollbewegung eines Hub- 65 das differenzierte Signal auch eine Auslöschung jegli-
schraubers dient. eher Langzeit-Signale bewirkt, die von dem
Der in der Zeichnung dargestellte Flugregler ent- Pseudo-Lageweg abgegeben werden und den manuelhält
eine Summiereinrichtung 10, die durch einen len Befehlen des Piloten entgegenwirken.
Der Außenregelkreis enthält einen Lage-Meßfüh- glied dar. Wenn nämlich der Servokolben 74 über
ler 42, wie einen Kreisel und einen Geschwindig- das Steuergestänge 28 unbegrenzten Einfluß besitzt,
keits-Meßfühler 44, wie ein Doppler-Radarsystem. und zwar über die Kupplung 76, kann der Pilot die
Da der Lagemeßfühler und der Pseudo-Lageweg durch den Strömungsbegrenzer 72 eingeführte zudes
Innenregelkreises im wesentlichen entsprechende 5 sätzliche Ansprechzeit dazu ausnutzen, den Servo-Funktionen
ausüben, ist ein Betriebsartenschalter 46 kolben 74 im Fall eines Befehls zur »starken Übervorgesehen,
der jeweils den einen oder den anderen steuerung« unwirksam zu machen. Die beabsichtigte
der beiden Steuerwege von dem automatischen Flug- verringerte Ansprechempfindlichke.it des Außenreregler
abzuschalten gestattet. Bei geschlossenem gelkreis-Betätigungsgliedes wird, wie nachstehend
Schalter 46 ist der »Lage-Haltebetrieb« wirksam. Bei io noch beschrieben werden wird, ausgeschaltet,
dieser Betriebsart ist der Pseudo-Ladeweg über einen Die ausgangsseitige Verschiebung des Servokolelektronischen Schalter 48 geerdet. Eine Synchroni- bens 74 wird ferner auf einen Rückkopplungs-Meßsiereinrichtung 50 ist dabei von der Lage-Meßschal- fühler 80 wirksam, der dem Summierpunkt 60 ein lung abgetrennt. Die Synchronisiereinrichtung SO be- elektrisches Rückkopplungssignal zuführt. Mit diewirkt vor Einschaltung des Haltebetriebs eine NuI- 15 sem Rückkopplungssignal stellt das am Ausgang des lung des Ausgangs des Lage-Meßverstärkers 52. Auf Summierpunkts 60 auftretende, dem Servoverstärker diese Weise kann ein Anfangs-Fehlersignal bei ge- 68 zugeführte Signal ein dynamisches Rückkoppwähltem Haltebetrieb nicht plötzlich in den Außen- lungs-Fchlersigna! des äußeren Regelkreises dar, regelkreis eingeführt werden. Dieses Fehlersignal ist Null, wenn die ausgangsseitige
dieser Betriebsart ist der Pseudo-Ladeweg über einen Die ausgangsseitige Verschiebung des Servokolelektronischen Schalter 48 geerdet. Eine Synchroni- bens 74 wird ferner auf einen Rückkopplungs-Meßsiereinrichtung 50 ist dabei von der Lage-Meßschal- fühler 80 wirksam, der dem Summierpunkt 60 ein lung abgetrennt. Die Synchronisiereinrichtung SO be- elektrisches Rückkopplungssignal zuführt. Mit diewirkt vor Einschaltung des Haltebetriebs eine NuI- 15 sem Rückkopplungssignal stellt das am Ausgang des lung des Ausgangs des Lage-Meßverstärkers 52. Auf Summierpunkts 60 auftretende, dem Servoverstärker diese Weise kann ein Anfangs-Fehlersignal bei ge- 68 zugeführte Signal ein dynamisches Rückkoppwähltem Haltebetrieb nicht plötzlich in den Außen- lungs-Fchlersigna! des äußeren Regelkreises dar, regelkreis eingeführt werden. Dieses Fehlersignal ist Null, wenn die ausgangsseitige
Das Doppler-Radarsystem 44 gibt an einen Ver- 20 Verschiebung des Servokolbens 74 genau mit den
gleicher 54 ein elektrisches Geschwindigkeits-Signal Außenregelkreis-Signalbefehlen übereinstimmt. In
ab. In dem Vergleicher 54 wird dieses elektrische Si- diesem Fall ist das Rückkopplungs-Stellungssignal
gnal mit einem von einem Geschwindigkeits-Einstell- gleich der Summe der dem Summierpunkt 60 zuge-
potentiometer 56 abgegebenen Signal verglichen, um führten Lage- und Geschwindigkeits-Eingangssi-
ein Geschwindigkcits-Fehlersignal zu bilden. Das 25 gnale. Während der Übergangszustände kann jedoch
Gcschwindigkeits-Fehlersignal wird über eine Ein-/ mit einem bestimmten Fehlersignal gerechnet wer-
Ausblendschaltung 58 einem Summierpunkt 60 züge- den, und zwar auf Grund des durch den Strömungs-
führt. Bei Vorliegen des Lage-Haltebetriebs wird die begrenzer 72 eingeführten langsamen Ansprechens
Ein-/Ausblendschaltung über eine Leitung 56 gctrig- des Betätigungsgliedes. Um in das Steuergestänge 30
gert, und zwar derart, daß jegliches vorhandene An- 30 derartige Außenregelkreis-Störungen einzuführen,
fangs-Fehlersignal allmählich in den Summierpunkt die innerhalb des Wertes L2 des Strömungsbegrenzers
60 eingeführt wird. Das Geschwindigkeits-Fehiersi- 72 nicht unterbringbar sind, ist ein Kreuzkopplungs-
gnal wird nicht nur dem Proportionalcingang. sondern weg 82 vorgesehen, über den das Außenregelkreis-
auch einem Integrator 62 zugeführt, dessen Aus- Fehlersignal dem einen begrenzten Einfluß besitzen-
gangssignal mit dem am Proportionaleingang auftre- 35 den Betätigungsglied des Innenregelkreises zugeführt
tenden Signal des Summierpunktes 64 summiert wird. Da das Inncnregelkreis-Betätigungsglied für
wird. Der Integrator gewährleistet, daß ein Null- eine schnelle Kurzzeitstabilisierung entsprechend
Dauerzustandsfehlcr aufrechterhalten wird. In dem ausgelegt ist. kann ein schnelles Ansprechen erwartet
Integrator 62 kann eine Klemmschaltung vorgesehen werden. Demgemäß wird durch das zu der betreffen-
scinr die jeglichen Anfangs-Integratorfehler zur Null 4° den Anordnung in Reihe geschaltete Innenregel-
macht. kreis-Betätigungsglied bei dem ausgangsseitigen
Die von dem Lage-Meßfühler 42 und dem Dopp- Stcuergestänge 30 eine Verschiebung vorgenommen,
ler-Radarsystcm 44 abgegebenen Fehlersignale wer- die proportional dem Fehler des Außenregelkreis-
den am Summierpunkt 60 summiert und einem Ser- Betätigungsgliedcs ist. Wenn das Außenregelkreis-
voverstärker 68 zugeführt. Über diesen Servoventil- 45 Bctätigungsglied die durch die AußenregelkreH-Si-
ker 68 werden die betreffenden Fehlersignale einem gnale gegebenen Anforderungen erfüllt hat, kehrt das
Außenregelkreis-Betätignngsglied zugeführt, das aus Außenregelkreis-Fehlersignal wieder auf Null zu-
einem hydraulischen Servoventil 70, einem hydrauli- rück. Die auf Grund des Fehlers erfolgte Verschie-
schen Strömungsbegrenzer 72 und einem Servokol- bung des Innenregelkreis-Servosystems geht ebenfalls
ben 74 besteht. Der Servokolben 74 ist mit dem 50 auf Null zurück. Durch den kombinierten Betrieb des
glied 76 parallel geschaltet. In der Zeichnung ist diese gelkreis-Betätigungsgliedes werden somit die Außen-
punkl 78 des Gestänges 28, des Steuerknüppels 40 stänges 30 unter Erzielung einer hohen Empfindlich-
und der Kupplung 76 angedeutet. Da der Servokol- 55 keit und bei völliger Berechtigung des Außenregel-
ben 74 während des Haltebetriebs effektiv dieselben kreis-Betätigungsgliedes rekonstruiert.
kolben 74 die gleiche Berechtigung wie der Pilot, schnelles Ansprechvermögen und begrenzten Einfluß
d. h., die durch den Servokolben 74 maximal mög- besitzt, ist die Sättigung des Betätigungsgliedes leicht
liehe Verschiebung des Steuergestänges 28 ist gleich 60 erreicht. Dies hat jedoch ein unerwünschtes Merk-
der durch den Steuerknüppel 40 maxima! möglichen mal. und demgemäß ist ein Kreuzkopplungsbegren-
Der hydraulische Strömungsbegrenzer 72 befindet gel L3 besitzt. Der Abschalte-Signalpegel L8 des
sich zwischen dem Servoventil 70 und dem Servokol- Kreuzkopplungsbegrenzers 84 führt zu einer Verben 74. Er läßt eine maximale Strömungsmenge L2 65 Schiebung des Kolbens 20, welche geringer ist als die
zu und begrenzt damh die Größe der Verschiebung Sättigungsgrenze L1 des Irmenregelkreis-Betätigungsdes Servokolbcns 74. Der hydraulische Strömungsbe- gliedes. In typischer Weise ermöglicht der Abgrenzer 72 ^*ult im Außenrcgelkreis ein Sicherheits- schaltc-Signalpegel L3, daß mit nicht mehr als
5O°/oiger Sättigung des Innenregelkreis-Betätigungsgliedes
gearbeitet wird. Bei dem 5O°/oigen Sättigungspegel L3 kann das Innenregelkreis-Betätigungsglied
gleichzeitig einen erheblichen Anteil der Innenregelkreis-Stabilisierungsbefehle
und der normalen dynamischen Fehler des Außenregelkreises aufnehmen.
Der mit der Querübertragung des dynamischen Fehlers verknüpfte einzigartige Vorteil der Innenregelkreis-
und Außenregelkreis-Steuerwege dürfte leicht einzusehen sein. Der Innenregelkreis besitzt
ein schnell ansprechendes Betätigungsglied begrenzten Einflusses und bewirkt die Kurzzeitstabilisierung.
Ferner bewirkt der betreffende Innenkreis eine Hinzufügung der durch das dynamische Außenregelkreis-Fehlersignal
dargestellten normalen dynamischen Störungen des betreffenden Außenkreise. Die Außenkreisbefehle werden mit einem ein begrenztes
Ansprechvermögen besitzenden Betätigungsglied unbegrenzten Einflusses eingeführt, ohne die Kurzzeitstörungen
zu verlieren oder die Flugsicherheitsmerkmale aufzuheben. Dies ermöglicht einem PiIoten,
einen Befehl innerhalb einer ausreichenden Zeitspanne auszuführen, um ein »starkes Übersteuerungssignal«
zu überwinden.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
Claims (5)
1. Flugregler für die Regelung der Bewegung scheinungen würden sonst kurzzeitig den jeweils stavon
Flugzeugen, insbesondere zur Lageregelung ."5 bilisierten Zustand des Luftfahrzeugs aufheben. Auf
von Hubschraubern, mit einem ersten Regelkreis Grund der Kurzzeit-Regelfunktionen erfordern die
für die Kurzzeit-Stabilisierung, mit einer einen entsprechenden Stabilitäts-Verstärkungssysteme ein
begrenzten Einfluß besitzenden Einrichtung, ent- schnelles AnsprechverhaUen bei lediglich begrenztem
haltend eine bewegbare Steuerfläche, die in Ab- Einfluß der Abgabe von Steuerbefehlen an die Flughängigkeit
von von dem ersten Regelkreis abge- io Zeugsteuerungseinrichtungen. Der begrenzte Einfluß
»ebenen Befehlssignalen betätigt wird, mit einem stellt dabei ein Sicherheitsmerkmal dar, das nämlich
zweiten Regelkreis für die Langzeit-Stabilisie- den Piloten ermöglicht, den Flugregler im Fall eines
rung und mit einer in der Ansprechgeschwindig- Fehlers manuell zu übersteuern. Die betreffenden
keit begrenzten Einrichtung, die auf von dem Stabilisierungs-Verstärkungssysteme werden mitunter
zweiten Regelkreis abgegebenen Befehlssignalen 15 als Systeme betrachtet, die einen Piloten während der
hin die genannte Steuerfläche über die einen be- manuellen Steuerung eines Flugzeugs unterstützen,
grenzten Einfluß besitzende Einrichtung betätigt, Häufiger werden derartige Systeme jedoch als Flugdadurch
gekennzeichnet, daß eine Zeugsicherheitssysteme bezeichnet.
Kopplungseinrichtung (82) vorgesehen ist, die Die zweite der erwähnten Gruppen betrifft die Lpngzeit-Fehlersignale von dem zweiten Regel- 20 Langzeit-Korrektur. Die diese Korrektur betreffenkreis (42) zu dem einen begrenzten Einfluß besit- den Funktionen erfüllt ein Regelkreis, der allgemein zenden Regelkreis (18, 20, 22) hin abgibt. als äußerer Regelkreis bezeichnet wird. Dieser Regel-
Kopplungseinrichtung (82) vorgesehen ist, die Die zweite der erwähnten Gruppen betrifft die Lpngzeit-Fehlersignale von dem zweiten Regel- 20 Langzeit-Korrektur. Die diese Korrektur betreffenkreis (42) zu dem einen begrenzten Einfluß besit- den Funktionen erfüllt ein Regelkreis, der allgemein zenden Regelkreis (18, 20, 22) hin abgibt. als äußerer Regelkreis bezeichnet wird. Dieser Regel-
2. Flugregler nach Anspruch 1, dadurch ge- kreis regelt beispielsweise den Kurs oder die Fluggekennzeichnet,
daß die Kopplungseinrichtung (82) schwindigkeit auf Grund langer zu haltender Solleinen
Begrenzer (84) enthält, der eine Sättigung 25 werte. Oo. die Regelkreise im allgemeinen Steuerhilder
einen begrenzten Einfluß besitzenden Ein- fen darstellen, ist ein unbegrenzter Einfluß möglich,
richtung (18, 20, 22) durch zu große Fehlersig- Die Sicherheit läßt sich durch Herabsetzen der Annale
verhindert. Sprechgeschwindigkeit beibehalten. Dies erfolgt mit
3. Flugregler nach Anspruch 2, dadurch ge- einem ein langsames AnsprechverhaUen besitzenden
kennzeichnet, daß der Begrenzer (84) einen Ab- 30 Betätigungsglied.
schaltpegel besitzt, bei dem die einen begrenzten Zur Regelung der Fluglage eines Flugzeuges ist
Einfluß besitzende Einrichtung (20, 22) bis zu bereits ein Flugregler bekannt (USA.-Patentschrift
5O°/o gesättigt ist. 3 275 269), der einen Regelkreis für kurzperiodische
4. Flugregler nach Anspruch 1, dadurch ge- und einen Regelkreis für langperiodische Schwingunkennzeichnet,
daß der erste Regelkreis eine Dreh- 35 gen umfaßt. Beide Regelkreise verarbeiten dabei Sigeschwindigkeitsregelung
bewirkt und daß der gnale, die aus der Horizontalbeschleunigung, der
zweite Regelkreis eine proportionale Lagerege- Flughöhenänderung und der Fluggeschwindigkeit ablung
bewirkt. geleitet werden und den Ist-Anstellwinkel darstellen.
5. Flugregler nach Anspruch 3, dadurch ge- Der langperiodische Schwingungen verarbeitende
kennzeichnet, daß der Begrenzer (84) so einge- 40 Regelkreis verarbeitet entsprechend langperiodische
stellt ist, daß ein maximales Fehlersignal übertra- Änderungen des Anstellwinkels des Flugzeugs, wähgen
wird, dessen Pegel niedriger ist als der Pegel rend der andere Regelkreis entsprechend kurzperioeines
Signals, das das einen begrenzten Einfluß dische Änderungen dieses Anstellwinkels verarbeitet,
besitzende Betätigungsglied (18, 20, 22) in die Durch Vergleich des Ist-Anstellwinkels mit einem
Sättigung steuert. 45 Soll-Anstellwinkel wird dabei ein Fehlersignal er-
zeugt, mit dessen Hilfe durch Veränderung der Höhenruderstellung oder der Kraftstoffzufuhr bei dem
betreffenden Flugzeug der Ist-Anstellwinkel mit dem
Flugregler für die Regelung der Bewegung von vorgegebenen Soll-Anstellwinkel in Übereinstim-Flugzeugen,
insbesondere zur Lageregelung von 50 mung gebracht wird. Dabei wird ein Soll-Anstellwin-Hubschraubern
mit einem ersten Regelkreis für die kel-Signal mit einem durch den langperiodische
Kurzzeit-Stabilisierung, mit einer einen begrenzten Schwingungen verarbeitenden Regelkreis erzeugten
Einfluß besitzenden Einrichtung, enthaltend eine be- Ist-Anstellwinkel-Signal verglichen. Dem so erzielwegbare
Steuerfläche, die in Abhängigkeit von den ten Fehlersignal wird das von dem auf kurzperiodidem
ersten Regelkreis abgegebenen Befehlssignalen 55 sehe Schwingungen ansprechenden Regelkreis erbetätigt
wird, mit einem zweiten Regelkreis für die zeugte Signal hinzugesetzt. Das auf diese Weise er-Langzeit-Stabilisierung
und mit einer in der An- zielte resultierende Signal bewirkt dann den Steuersprechgeschwindigkeit
begrenzten Einrichtung, die Vorgang. Das Zusammensetzen der beiden Signale erauf
von dem zweiten Regelkreis abgegebenen Be- folgt in einer elektrischen Mischanordnung, welche
fehlssignalen hin die Steuerfläche über die einen be- 60 entweder das Verstellglied des Höhenruders des
grenzten Einfluß besitzende Einrichtung betätigt. Flugzeugs oder die Brennstoffzufuhr steuert. Welcher
An die Flugregler für die Lageregelung von Flug- Art die Steuerung dabei ist, hängt von der jeweiligen
zeugen werden Anforderungen gestellt, die im we- Flugphase ab. Von Nachteil bei diesem bekannten
sentlichen in zwei Gruppen fallen. Die erste Gruppe Steuersystem ist jedoch, daß der auf langperiodische
betrifft die Stabilitätssteigerung. Diese Stabilitätsstei- 65 Schwingungen ansprechende Regelkreis eine relativ
gerung wird durch einen Regelkreis erzielt, der allge- geringe Ansprechempfindlichkeit besitzt,
mein als Innenregelkreis bezeichnet wird. Die Stabili- Der Erfindung liegt demgemäß die Aufgabe zu-
tätssteigerung führt im allgemeinen zu einer schnei- gründe, einen Weg zu zeigen, wie ein Flugregler der
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US73290768A | 1968-05-29 | 1968-05-29 |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE1920384A1 DE1920384A1 (de) | 1971-11-18 |
DE1920384B2 true DE1920384B2 (de) | 1973-08-09 |
DE1920384C3 DE1920384C3 (de) | 1974-03-07 |
Family
ID=24945411
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE1920384A Expired DE1920384C3 (de) | 1968-05-29 | 1969-04-22 | Flugregler für die Regelung der Bewegung von Flugzeugen, insbesondere zur Lageregelung von Hubschraubern |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US3520499A (de) |
JP (1) | JPS4918398B1 (de) |
DE (1) | DE1920384C3 (de) |
FR (1) | FR2011875A1 (de) |
GB (1) | GB1260223A (de) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2557418A1 (de) * | 1974-12-19 | 1976-06-24 | Sperry Rand Corp | Halbautomatisches flugsteuersystem |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS50138897A (de) * | 1974-04-23 | 1975-11-06 | ||
JPS50138896A (de) * | 1974-04-23 | 1975-11-06 | ||
JPS50138898A (de) * | 1974-04-23 | 1975-11-06 | ||
US3915414A (en) * | 1974-05-06 | 1975-10-28 | Kenneth R Shoulders | Rotating aircraft and aircraft control system |
JPS5215398A (en) * | 1975-07-25 | 1977-02-04 | Fujitsu Ltd | Coin circulating system in automatic vending machine |
US4115755A (en) * | 1976-06-11 | 1978-09-19 | United Technologies Corporation | Aerodynamic surface load sensing |
DE2807902C2 (de) * | 1978-02-24 | 1980-04-30 | Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gmbh, 8000 Muenchen | Steuereinrichtung mit aktiver Kraft rückführung |
US4227664A (en) * | 1979-04-23 | 1980-10-14 | Sperry Corporation | Stall current limiter for servo drive systems |
US4312039A (en) * | 1980-01-24 | 1982-01-19 | Sperry Corporation | Transient free synchronization system |
US4849900A (en) * | 1986-05-02 | 1989-07-18 | The Boeing Company | Flight control system and method |
US4905934A (en) * | 1988-07-05 | 1990-03-06 | Grumman Aerospace Corporation | Universal-type gust alleviation system for aircraft |
DE19637101A1 (de) * | 1996-09-12 | 1998-03-19 | Pfeiffer Erich Gmbh & Co Kg | Austragvorrichtung für Medien |
FR2756252B1 (fr) * | 1996-11-22 | 1999-01-22 | Eurocopter France | Systeme de commande de vol pour aeronef a voilure tournante, notamment pour un helicoptere |
FR2888210B1 (fr) * | 2005-07-08 | 2007-08-17 | Airbus France Sas | Procede et dispositif pour alleger les charges sur la voilure d'un aeronef en roulis |
US20220350347A1 (en) * | 2021-04-30 | 2022-11-03 | Bell Textron Inc. | Nested-loop model-following control law |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3021097A (en) * | 1956-06-28 | 1962-02-13 | Sperry Rand Corp | Automatic pilot for dirigible craft |
US3071335A (en) * | 1958-10-03 | 1963-01-01 | United Aircraft Corp | Flight control system |
US3386689A (en) * | 1967-02-06 | 1968-06-04 | Sperry Rand Corp | Aircraft autopilot with control wheel steering |
US3369778A (en) * | 1967-06-08 | 1968-02-20 | Benjamin H. Ciscel | Automatic pilots |
-
1968
- 1968-05-29 US US732907A patent/US3520499A/en not_active Expired - Lifetime
-
1969
- 1969-04-01 GB GB17059/69A patent/GB1260223A/en not_active Expired
- 1969-04-22 DE DE1920384A patent/DE1920384C3/de not_active Expired
- 1969-05-07 FR FR6912736A patent/FR2011875A1/fr active Pending
- 1969-05-26 JP JP44041307A patent/JPS4918398B1/ja active Pending
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE2557418A1 (de) * | 1974-12-19 | 1976-06-24 | Sperry Rand Corp | Halbautomatisches flugsteuersystem |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
GB1260223A (en) | 1972-01-12 |
DE1920384C3 (de) | 1974-03-07 |
US3520499A (en) | 1970-07-14 |
DE1920384A1 (de) | 1971-11-18 |
FR2011875A1 (de) | 1970-03-13 |
JPS4918398B1 (de) | 1974-05-09 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE2335855C2 (de) | Automatisches Flugsteuersystem | |
DE1920384B2 (de) | Flugregler fuer die regelung der bewegung von flugzeugen, insbesondere zur lageregelung von hubschraubern | |
DE69215609T2 (de) | Flugzeugkontrollsystem für den Landeanflug mit Einhüllenden begrenzung | |
DE69204071T2 (de) | Modellunterstütze Geschwindigkeitsteuerung bei niedrigen Geschwindigkeiten für Drehflügelflugzeug. | |
DE2310045C2 (de) | Flugsteuereinrichtung | |
DE69304913T2 (de) | Integrierte Feuer- und Flugsteuerung für Hubschrauber mit Azimut- und Nicksteuerung | |
DE2410751C3 (de) | Regler | |
DE3881667T2 (de) | Steuerungssystem für Hubschrauber. | |
CH654536A5 (de) | Anordnung zum erzeugen eines fluggeschwindigkeitssignals. | |
DE3407247C2 (de) | Automatische, drehmomentbegrenzende Flughöhenregelanlage für einen Hubschrauber | |
DE68920991T2 (de) | Flugkontrollsystem für Nicklagensteuerung zum Abfangen vor der Landung. | |
DE2557418A1 (de) | Halbautomatisches flugsteuersystem | |
DE69503631T2 (de) | Inertialgeschwindigkeitsregelsystem | |
DE2161401A1 (de) | Steuerungs- und Regelvorrichtung für Luftfahrzeuge | |
DE3787741T2 (de) | Verfahren und Gerät zur Steuerung eines Flugzeuges im Bereich der Windscherung. | |
DE69101154T2 (de) | Längstrimmlagesteuerung eines Flugzeugs. | |
DE2601827A1 (de) | Halbautomatisches steuersystem fuer den startvorgang von luftfahrzeugen | |
DE69205173T2 (de) | Giersteuerung bei hohen Geschwindigkeiten für Drehflügelflugzeug. | |
DE3210868C2 (de) | ||
DE3210867C2 (de) | ||
DE69119325T2 (de) | Verfahren und Vorrichtung zur Überwachung des gesteuerten Befehls für ein Flugzeug mit Begrenzung von einem vorbestimmten Flugparameter | |
DE3750161T2 (de) | Flugsteuerungssystem mit synthetischer geschwindigkeitsstabilisierung. | |
DE1756074A1 (de) | Fehlerueberwachungsgeraet fuer automatische Flugzeugsteuerungen | |
DE60302861T2 (de) | System, das eine Anzeigung von Steuerungsschwingungskupplungen verwendet, zur elektrischen Flugsteuerung eines Flugzeugs, sowie Steuerelement für ein solches System | |
DE3406050C2 (de) | Steueranordnung für einen Hubschrauber |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
C3 | Grant after two publication steps (3rd publication) | ||
E77 | Valid patent as to the heymanns-index 1977 |