DE2054046A1 - Anstellwinkel Rechner - Google Patents

Anstellwinkel Rechner

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DE2054046A1
DE2054046A1 DE19702054046 DE2054046A DE2054046A1 DE 2054046 A1 DE2054046 A1 DE 2054046A1 DE 19702054046 DE19702054046 DE 19702054046 DE 2054046 A DE2054046 A DE 2054046A DE 2054046 A1 DE2054046 A1 DE 2054046A1
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attack
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Pending
Application number
DE19702054046
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English (en)
Inventor
Joe Ben Transier Kent Gordon Phoenix Ariz Dendy (V St A )
Original Assignee
Sperry Rand Corp , New York, N Y (V St A)
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Publication date
Application filed by Sperry Rand Corp , New York, N Y (V St A) filed Critical Sperry Rand Corp , New York, N Y (V St A)
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    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06G—ANALOGUE COMPUTERS
    • G06G7/00—Devices in which the computing operation is performed by varying electric or magnetic quantities
    • G06G7/48—Analogue computers for specific processes, systems or devices, e.g. simulators
    • G06G7/70—Analogue computers for specific processes, systems or devices, e.g. simulators for vehicles, e.g. to determine permissible loading of ships, centre of gravity, necessary fuel
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D43/00—Arrangements or adaptations of instruments
    • B64D43/02—Arrangements or adaptations of instruments for indicating aircraft speed or stalling conditions
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/30—Command link guidance systems
    • F41G7/301—Details

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Description

-3. NOV. 1970 Patentanwälte
Dfpl.lng.C. Wallach
Dipl. Ing. G. Koch
Dr. T. Haibach 12 903 -
8 München 2
Kaufingerstr. 8, Tel. 24027Ö
Sperry Rand Corporation« New York/USA Anstellwinkel-Rechner
Die Erfindung bezieht sich auf eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Messung des Anstellwinkels eines Luftfahrzeuges »
Der wahre Flugzellen-Anstellwinkel (hler als (K bezeichnet) findet viele Anwendungen als Eingang für die vielen hochentwickelten, zur Steuerung oder Führung der letzten Generation von Luftfahrzeugen benutzten Systeme» Der Anstellwinkel wurde bereits zur Waffenlenkungsbereohnung, für StabilitätserhbTiungsfunktionen, zur Geschwindigkeitssteuerung, Überziehwarnung und zum Böenausgleich verwendet. Diese Vielzahl von Anwendungen erfordert eine genaue und zuverlässige Messung dieses wiohtigen Parameters. Die Erfindung wird hier in Bezug auf ein Luftfahrzeug beaohriebenj es ist jedooh verständlich, daß sie auch auf Lenkwaffen, Plugkörper u.a. anwendbar ist.
109823/1U1 ./.
Außen befestigte Anstellwinkel-Wandler verwendende Vorrichtungen hatten in der Vergangenheit eine ziemlich schlechte Zuverlässigkeit und Genauigkeit. Um wirksam zu sein, muß der Wandler im freien Luftstrom angeordnet sein, umHampfStrömungseffekte zu verringern. Dies setzt den Wandler notwendigerweise allen auf das Luftfahrzeug wirkenden schwierigen Umweltsbedingungen aus. Menschliche Fehler trugen ebenfalls beträchtlich zur Unzuverlässigkeit der außen befestigten Anstellwinkel-Wandler bei. Die meisten Befestigungelagen machten den Wandler zu einem bequemen Handgriff oder Tritt für Bodenpersonal und Piloten.
Die von den Fahnen und Sonden aufgewiesenen Ungenauigkeiten gehen auf den sehr großen Umgebungsbedingungebereich, über den ein Betrieb erforderlich ist» und auf statische Fehler aufgrund der Befestigungslage zurück* Hochentwickelte LösungBvereuche zur Lösung dieser Probleme ergaben einige brauchbare Ergebnisse, jedoch unter beträchtlichem Aufwand.
Die hauptsächlichen Nachteile von außen angeordneten Wandlern können durch Berechnung des Anstellwinkels aus von im Inneren befestigten Fühlern abgeleiteten Informationskombinationen überwunden werden. Obwohl das Konzept eines berechneten Anstellwinkels nicht neu 1st, war die Ausführung dieses Konzeptes wegen der Ungenauigkelt aufgrund ungeeigneter Rechentechniken und der ungenügenden Genauigkeit der Primärdatenquellen, wie z.B. der Masse des Luftfahrzeuges, nioht zweokmäßig.
Entsprechend einem ersten Ziel der Erfindung umfaßt eine Vorrichtung zur Messung des Anstellwinkels eines Luftfahr-
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zeuges Mittel zur Durchführung einer ersten Messung des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges« auf diese erste Messung des Anstellwinkels ansprechende Mittel zur Durchführung einer Messung der Luftfahrzeug-Masse und auf diese Massenmessung ansprechende Mittel zur Durchführung einer endgültigen Messung des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges.
Entsprechend einem zweiten Ziel der Erfindung umfaßt ein Verfahren zur Bestimmung des Anstellwinkels eines Luftfahrzeuges die Schritte der Messung eines ersten Wertes des Anstellwinkels in Ausdrücken der Ausrichtung des Luftfahrzeuges bezogen auf die Erde, eine Messung des Wertes der Luftfahrzeug-Masse in Ausdrücken der entlang der vertikalen Achse des Luftfahrzeuges wirkenden Gesamtkräfte unter Einschluß dieses ersten Einstellwinkelwertes und der Messung eines Wertes des endgültigen Anstellwinkelwertes des Luftfahrzeuges in Ausdrücken der Gesamtkraft und der Massenwerte.
Der wahre Flugzellen-Anstellwinkel oder der Anstellwinkel der Rumpf-Bezugslinie wird vorzugsweise durch Kombinieren der Ausgänge mehrerer an Bord befindlicher Fühler in einem Rechner erzeugt. In der gesamten Berechnung können zwei alternative Verfahren verwendet werden. Das erste Verfahren umfaßt Messungen der Luftfahrzeug-Beschleunigung entlang der drei orthogonalen Achsen zusammen mit Messungen der Geschwindigkeit« des Höhenänderungswertes und des Seitenschiebewinkels des Luftfahrzeuges» um zunächst ein Ausgangsmaß des Anstellwinkels zu berechnen« das dann zur Berechnung der Luftfahrzeug-Masse unter Verwendung einer die Kräfte in Richtung der bei einen normalen Lagewert des Luftfahrzeuges senkrecht nach unten gerichteten Z-Achse ,
109823/1 U1 ·/·
festlegenden Gleichung benutzt wird. Die berechnete Masse wird dann in der letzteren Gleichung verwendet, um sie
nach dem wahren Anstellwinkel der Flugzelle aufzulösen.
Das zweite Verfahren verwendet Eulerssehe Winkelmessungen zusammen mit der Geschwindigkeit, dem Geschwlndlgkeits-Änderungswert (velocity rate), dem Höhenänderungswert und dem Seitenschiebewlnkel zur Berechnung der Masse. Die endgültige Anstellwinkelberechnung entspricht dem ersten Verfahren.
Die Erfindung wird im folgenden anhand von in der Zeichnung dargestellten erfindungsgemäßen Aueführungsbeispielen näher erläutert. In der Zeichnung zeigen:
Fig. 1 a zusammen eine erfindungsgemäße Vorrichtung,
und 1 b die insgesamt einen Anstellwinkel-Rechner darstellt;
Fig. 2 in schematischer Form einen Rechner« der anstelle des Rechners nach Fig. 1 verwendet werden kann.
FIg* la zeigt den Rechner, der ein Ausgangsmaß des Anstellwinkels ableitet und Fig. Ib den Rechner, der eine Messung der Masse des Luftfahrzeuges und die endgültige oder wahre Messung des Anstellwinkels ableitet. Der Rechner nach Fig.2 leitet ebenfalls ein Mae des Ausgangs-Anstellwinkels ab.
Die folgende Liste von üblichen aerodynamischen Gleichungen eines Luftfahrzeuges wird als Grundlage für die Ableitung der bei der erfindungageraäßen Berechnung des Anstellwinkels verwendeten Gleichungen benutztι
109823/VU1 ./.
U ■ V1 cos B1 COSdW1 (1)
ν» V1 sin B1 (2)
W = V1 sin B1 sinCt1 O)
V1V1 «WJ + VV + WW (4)
^1 = U sin O - V cos Q sin 0 - W cos β cos 0 (5)
Ax - ύ + QW - RV + g sin O (6)
V + RU - PW - g cos β sin 0 (7)
W + PV - QU - g cos O cos 0 (B)
\ »as /C liVj + C * a /+C-* fc«'«« /*»*
eg q β Lvz l ' * V/eJ* uzjy τ (9)
'Cg
m Az
Definitionen»
B1 - Trägheits-Seitensohiebewinkel dU - Trägheits-Anetellwinkel
U, V, W - Trägheits-Geschwindigkeiten des Luftfahrzeuges in den Richtungen der orthogonalen X-j Y- und Z-Achsen des Luftfahrzeuges, wobei sich die X-Achse vom Bug zum Heok, die Y-Achse in Richtung der Spannweit· und die Z-Aohae senkrecht nach unten erstreoktj
h1 - Trägheits-Höhenänderungewert des Luftfahrzeuges
0 - der Winkel zwischen der körperfesten X-Aohse des Luftfahrzeuges und der örtlichen Horizontalen
0 - der Winkel zwischen der körperfeeten Y-Achse des Luftfahrzeuges und der örtlichen Horizontalen gemessen in der Y-Z-Ebene
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' Aycg' Azcg " Beschleunigungen dee Luftfahrzeuge«! am Schwerpunktseittelpunkt gemessen entlang der X- bzw. T- bzw. Z-Achse
P, Q, R - Drehgeschwindigkeit des Luftfährzeuges jeweils u« die X-, 7- und Z-Achse
g - Beschleunigung aufgrund der Schwerkraft
q - dynamischer Druck gleieh 1/2 ρ V~ , wobei ρ der örtliche Druck und Vft die auf die Luftaasse bezogene Flugzeuggeschwindigkeit ist
S - Flache der Tragflächen des Luftfahrzeuges m - Hasse des Luftfahrzeuges
Cn (öl) - z-Achsenstabilitat abgeleitet In Bezug auf
den Anstellwinkel
C„ γ - Z-Aohsenstabllltttt abgleitet in Bezug auf
O A
die HÖhenruderetellung
C_ s - Z-Aohsen-Sohub-Fehlabgleloh-Konstante
J9 - Hölienruderetellung
JTT - Schub
&y - luftmaβsenbezogener Anstellwinkel
Die Gleichungen (l), (2) und O) werden in die Gleichung (5) eingesetzt und ergebenι
ni - V1 (oo8 B1 COSIt1 sin Q - sin B1 oos 0 sin 0
- cos B1 sin Ct1 oos 0 oos 0 ) (10)
109823/1141' ·
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Diese Gleichung wird implizit für ^1 unterVerwendung von Messungen für h^, V&, O und B1 gelöst, wobei V1 und B1 durch ihre luftmaesenbezogenen Werte B und V& ersetzt werden.
Das Ergebnis der Gleichung (10) wird zusammen mit Nessungen von Ax , q, cf e und</T und Kenntnis von β, Cz (eft), C2 γ und C2JT in der Gleichung (9) benutzt, um sie nach der Luftfahrzeugnasse aufzulösen. Die Massenberechnung wird stark tlefpaB-geflltert und wiederum in die Gleichung (9) eingesetzt, um sie nach de« wahren Anstellwinkel (Λ) aufzulösen.
Sine Alternative zur Oleiohung (10) kann verwendet werden, um sie nach dem TrKghelts-Anstellwinkel wie folgt aufzulösen:
Die Gleichung (6) wird Mit U, die Gleichung (7) mit V und die Gleichung (8) «it W multipliziert und dann summiert, um
UAx0 + VAy0 + WAz0 - TO + QWU - RVU + Ug sin O '
+ VV + RUV - FWU - Vg cos O sin 0 + WW + FVW
- QUW - Wg cos 0 cos 0 (11)
zu erhalten.
Die F, Q und R enthaltenden Ausdrucke haben sieh auf und es bleibtι
UAxog + VAycg + WAzog - OT + VV + WW + g(U sin β - V cos O - sin 0 - Woos θ oos 0) (12)
IS
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Die ersten drei Ausdrücke auf der rechten Seite der Oleichung (12) sind zur Gleichung (4) äquivalent und es 1st zu sehen, daB der Klammerauedruck die Gleichung (5) ist« Somit ist:
UAxcg + VAyog + WAzcg - V1V1 + g h± (13) Das Einsetzen der Gleichungen (1), (2) und (j5) ergibt: Ax0 cos B1 cos ^1 + Ay0 sin B1 + Az cos
(14)
Die Gleichung (14) kann implizit unter Verwendung von Messungen für B1, Ax, Az CK* v a unci ni für C^1 gelöst werden. Die beiden möglichen Lösungen für (K umfassen dann die gleichzeitige Lösung entweder der Gleichungen (9) und (10) oder (9) und (14).
Ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel des erfindungsgemäßen Anstellwinkel-Rechners ist in den Fig. la und Ib dargestellt und umfaßt grundlegende an Bord befindliche FUhlervorrichtungen, die auf die primären, für die Lösung der Gleichung (14) erforderlichen Eingangsparameter ansprechen. Zu den linearen Beschleunigungen des Luftfahrzeuges entlang seiner primären Längs-, Quer- und Vertikalachse proportionale Signale werden jeweils von X-Achsen-* Y-Achsen- und Z-Achsen-Beschleunigungsmessern 59 bzw. 58 bzw* 56 geliefert. Diese können von üblioher Ausbildung und von der
Art, wie sie im US-Patent 2 190 128 gezeigt ist, sein* Zur Fluggeschwindigkeit Vft und Vertikalgeschwindigkeit h1
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proportionale Signale können von einem Ubliohen Luftdaten-Rechner 52° abgeleitet werden. Ein zur Seltenschiebung proportionales Signal kann von einem Seitenschiebe-Detektor 60 geliefert werden, wie z.B. einer Fahne (die z.B. auf der Oberseite des Rumpfes befestigt ist) oder von einer Berechnung, die die Beziehung
einschließt.
Es ist verständlich, daß die im folgenden beschriebenen Berechnungen sowohl in Analogtechnik oder in Digitaltechnik ausgeführt werden können, wobei die Blockschaltbilder zur Darstellung der erforderlichen Rechnungsfunktionen oder Schritte verwendet werden. In der Praxis würden Digitaltechniken verwendet werden, um ein el· mit einem hohen Genauigkeitsgrad abzuleiten.
Der Rechner nach Fig. la macht von der Gleichung (14) Gebrauch, um das Fehlersignal e auf der Leitung 65 anzusteuern:
1
β » g Y= + Va - Ax0 cos B cos ^1 - Ay0 sin B
cos B sin ot;
Es wird eine RUckkopplungstechnik verwendet, wobei e einem Multiplizierer 12 und einem Integrator IjJ zugeführt wird, um ein Ausgangssignal ^-i als Ausgang und als Rückkopplungssignal zu erzeugen. Das Signal B vom Detektor 60 wird
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- ίο -
einem üblichen Sinus/Cosinus-Generator 8 als Eingang zugeführt, der sin B auf der Leitung 66 und oos B auf der Leitung 6? erzeugt. Wenn z.B. der Winkel B in Analogform und im Drei-Draht-Synchro-Format ist, können Scott-T-Transformationen verwendet werden, um die Sinus/Cosinus-Punktion abzuleiten. Ein körperfest angeordneter Beschleunigungsmesser 58 liefert ein Maß der Querbeschleunigung, das in dem Multiplizierer 5 mit sin B auf der Leitung 66 multipliziert wird und Ay0 sin B ergibt, was wiederum als Eingang an das Summiernetzwerk 74 geführt wird. Wenn Analogreohnungen verwendet werden, können die Multiplizierer und Teiler konventionelle Viertelquadrat-(quarter square) Multlplizierteohniken verwenden, die denen gut bekannt sind, die in der Analogrechner-Technik versiert sind.
Ein körperfest angeordneter Beschleunigungsmesser 59 liefert ein Maß der Längsbeschleunigung, das in gleicher Weise in dem Multiplizierer 7 mit cos B multipliziert wird. Eine Rückkopplung des Signals <λ,^ an den Sinus/Cosinus· Generator 16 liefert ein Maß von sin <κ^ an die Leitung 68 und 0OSUt1 an die Leitung 69. Der Ausdruck cosd^ wird an den Multiplizierer 10 geführt, der weiterhin auf den Ausgang des Multiplizierers 7 anspricht und als Ausgang ein Signal abgibt, das proportional zu Ax „ cos B cosct. ist.
Cg i
Dieses Signal wird dem Summierer 74 zugeführt.
Ein körperfest angeordneter Beschleunigungsmesser 56 liefert ein Maß der Vertikalbeschleunigung 56, das in dem Multiplizierer 6 mit cos B 67 multipliziert wird, dessen Ergebnis in den Multiplizierer 14 mit ein ^1 multipliziert wird und Az0 oos α, sin öl A ergibt und dem Summierer 7* zugeführt wird. Somit bildet der Ausgang des Summierers
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74 ein die linke Seite der Gleichung (14) darstellendes Signal» nämlich Ax„„ cos B cosou + ky„„ sin B + ΑζΛ ·
Cg X Cg Og
•cos B sin du j . Ein zum Trägheits-Höhenänderungswert proportionales Signal wird von dem Höhenkanal des Luftdatencomputers 529 geliefert und wird in Übereinstimmung mit der Gleichung (14) durch ein zur wahren Fluggeschwindigkeit 52 aus dem Fluggesohwindigkeitskanal 52 des Luftdatensystems 52s proportionales Signal mit Hilfe eines Teilers 1 geteilt. Der Ausgang des Teilers 1 wird in geeigneter Weise mit der Sohwerkraftskonstanten g maßstäblich geändert und ergibt den Ausdruck e£jAa , der einem zweiten Summierer zugeführt wird. Das wahre Fluggeschwindigkeitssignal an der Leitung 52 wird außerdem einem Geschwindigkeitsnehmer (rate taker) oder Hochpaßfilter 2 zugeführt, dessen Ausgang über den Durchlaßbereich des Filters ein zum Fluggeschwindigkeits-Änderungswert V- proportionales Signal auf der Leitung 76 ist. Dieser Beschleunigungsausdruck wird in dem Summierer 4 mit dem Signal vom Teiler 1, von dem der Ausgang des Summierers 75 subtrahiert worden ist, summiert, wobei das Pehlersignal e auf der Leitung 65 wie oben gezeigt abgeleitet wird. Es ist verständlich, daß die Summierer 4, und 11 einfache Summierungsverbindungen oder übliche Summierverstärker sein können.
Die implizierte Berechnung in einem geschlossenen Kreis erfordert selbstverständlich, daß die Rückkopplung zur Sicherung der Systemstabilität negativ oder gegengekoppelt ist. In vorliegenden Ausführungsbeispiel wird dies durch Multiplikation des Fehlersignales e mit der Ableitung des Fehlersignal in Bezug auf die berechnete Größe (^4) erreicht. Im Fall des Rechners nach Fig. la ist diese
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leitung gegeben durohi
· Ax 008 B sin <** 4 - AzA_ co» B oosöl. eg * eg
Diese» Ableitungssignal des Fehlere wird von den rerbleibenden Multiplizier em 9 und 15 und den Suwaierer Ii geliefert, dessen Ausgang Hit β in den Multiplizierer multipliziert wird. Somit wird der Auegang des Bin
zu» Produkt eines Signale sin ^1 von Sinus/ Cosinus-Generator 16 mit de« Ax oos B von dem Multiplizierer 7 proportionales Signal liefernden Multiplizier era 15 als negativer Eingang den Summierer 11 zugeführt« während der Ausgang des ein zu« Produkt von
L1 vom Slnus/Coeinus-Qenerator 16 mit den Az oos B Signal vom Multiplizierer 6 proportionales Signal liefernden Multiplizierers 9 als positiver Eingang dem Summierer 11 zugeführt wird, wobei die erwünschte stabilisierende Ableitung erzeugt wird·
Der Ausgang dee Multiplizierers 12, —rr—- '£ wird in
einem üblichen Integratornetstwerk 1} integriert, dessen Ausgang daher ein zum gewünschten MaS des Trägheit«- Anstellwinkels O^ proportionales Signal 1st« Dieser Ausgang liefert dann das RÜokkopplungssignal an den Sinus/ Cosinus-Oenerator 16, wie es oben erklärt wurde.
Somit liefert die Fig. la eine gute Langzeitmessung des Anstellwinkels A^ des Luftfahrzeuges, die auf Trägheitemessungen der Beschleunigungen des Luftfahrzeuges entlang der X-, Y- und Z-Aohsen des Luftfahrzeuges beruht,und zwar unter Einsohluß der Wirkungen der Schwerkraftekonstanten
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hierauf,zusammen mit einer Messung der Richtung des Fahrtwindes, der Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges und des Geschwindlgkeits- oder Fluggeschwindigkeits-Änderungswertes. Dieses MaB wird ohne die Verwendung eines Langzeit-Kreiselbezugs« wie z.B. eines Vertikalkreisel, abgeleitet und ist daher frei von durch Luftfahrzeugbeschleunigungen hervoreerufenen Langzeit-Drift- und Aufrichtungsfehlern, die normalerweise mit derartigen Vorrichtungen verbunden sind. Es ist jedoch erwünscht, eine genaue und momentane Messung des Anstellwinkels« insbesondere bei Turbulenzen« zu liefern* Diese momentane a. -Messung 1st Insbesondere in Flugkörper-Versorgungssystemen und Systemen mit Bodenzielen unter Einschluß von nicht-militärischen Zielen« wie z.B. einer Landebahn wichtig. Die Kurzzeitkomponenten von cL worden zuletzt mit Hilfe dar in dem im Blockschaltbild nach Fig. Ib dargestellten Rechnerteil vorgenommenen Rechnung in die endgültige Messung von d eingeführt.
Im allgemeinen und« wie es oben gezeigt wurde« liefert die Gleichung (9)« die die Z-Achsen-Glelchung der Bewegung des Luftfahrzeuges 1st« ein genaues Maß des momentanen Anstellwinkels des Luftfahrzeuges« vorausgesetzt« daß eine Messung der Luftfahrzeugmasse zur Verfügung steht. Eine derartige Messung steht normalerweise nicht ohne weiteres zur Verfügung« weil bekannte Systeme (die z.B. auf dem anfängliehen Oewioht, dem verbrannten Treibstoff und dem Verbrauch von Vorräten beruhen) für die Bestimmung der Luftfahrzeugmasse nicht ausreichend genau sind. Entsprechend der vorliegenden Erfindung ist Jedoch die Trägheitsmesaung dos Anstellwinkels^j obwohl sie an
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sich nicht als endgültige Messung von A- optimal 1st, ausreichend, um eine sehr genaue Messung der Luftfahrzeugmasse M abzuleiten, und zwar unter Verwendung der Beziehungen, die in der Gleichung (9) aufgeführt sind, wobei die Luftfahrzeugmasse sich sehr langsam ändert* Weil die Luftfahrzeugmasse sich langsam ändert, wird das zur Masse proportionale Signal stark gefiltert, wodurch andererseits auch unerwünschte Störungsfunktionen und Störungen aller in der Berechnung der Masse verwendeten Ausdrücke entfernt werden. Nachdem ein genauer Wert der Masse aus der Lösung der Gleichung (9) für die Masse erhalten wurde, wird diese Gleichung wiederum für (V gelöst und diese Lösung ergibt ein sehr genaues und endgültiges Maß des Anstellwinkels (K> der Flugzelle über die gesamten Flugbedingungen des Luftfahrzeuges«
Entsprechend der vorliegenden Erfindung wird der von dem Rechner nach Fig. la abgeleitete Trägheits-Anstellwinkel (K^ in der darauffolgenden Berechnung des wahren Anstellwinkels des Luftfahrzeuges verwendet.
In Fig. Ib wird der Trägheits-Anstellwinkel cC^ vom Rechner nach Fig* la einem Funktionsgenerator 34 zugeführt, dessen Ausgang Cz (öU) die Stabilitätsableitung 1st. Der Funktionsgenerator 34 liefert ein Signal, das eine Funktion der Änderung der Auftriebseigenschaften der Tragfläche, d.h. Änderungen in der Tragflächengeometrie des Luftfahrzeuges, wie z.B« das Auefahren von Klappen und duroh Änderungen in der Mach-Zahl 1st. Das Cz (dl^)-Signal wird mit dem Cz c/ΐΛ-Signal summiert, das duroh maßstab-Hohe Veränderung des Ausganges 55 des Höhenruder-Stellungswandlere duroh die Cz^-Stabllltätsableitung des Luftfahrzeuges in der MaBstabs-Xnderungeschaltung (soaler)
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25 erzeugt« Der Ausgang des Summierers 26 wird im Multiplizierer 39 mit qS von der Leitung 82 multipliziert. Der qS-Ausdruck wird durch Quadrieren des Luftdatensystem-Ausgangs V_ 52 in der Quadrierschaltung 27 und
el
durch maßstäbliches Verändern durch S bei 50 und Multiplizieren mit dem Luftdatensystem-Ausgang ρ an der Leitung 52 im Multiplizierer 28 erzeugt. Das Ausgangssignal des Multiplizierers 39 ist proportional zu (Cz (^) + Cz J0C^e)QS und wird in dem Summierer 41 mit einem den
Schub-Pehlabgleichausdrucfc C2J^Jt darstellenden Signal summiert. 0„(T <yt wird durch maßstäbliches Verandern
35 t
des Schubwandler-Ausgangssignals 5I durch C ^ 40 er-
z t zeugt. Normalerweise ist die Wirkung dieses Ausdruckes auf die Z-Kraftgleichung sehr klein und kann in vielen Anwendungen fortgelassen werden. Das Ausgangssignal des Summierers 4l wird im Teller 42 durch ein Signal von dem Vertikalbeschleunigungsmesser-Signal 56 geteilt« um (qs (ez (di,.)+ Czc/lc/e)+ CZcTcTt) zu bilden, was die
16 t
erste Lösung der Gleichung (9) für den Massenausdruck ist. Der Ausgang des Teilers 42 wird durch ein starkes oder Langzeitkonstanten-Tiefpaflfilter 42 geführt, um ein genaues Maß der Luftfahrzeugmsase zu erzeugen.
Entsprechend der vorliegenden Erfindung wird das Massensignal nun für eine weitere Lösung der Gleichung (9) verwendet, diesmal für den ^ -Ausdruck. Zu diesem Zweck wird das Massensignal in den Multiplizierer 44 mit dem Signal Az0 56 des Vertikal-Beschleunigungsmessers multipliziert, worauf der Schub-Fehl abgleiche-Ausdruck in dem Summierer 45 subtrahiert wird. Der Ausgang des Summierers 45 wird durch qS im Teiler 46 dividiert und ergibt ein
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zu oAZgg » Οζ^Λ/ςβ proportionales Signal. Der Ausdruck Csj- Je wird vom Tellerauegang im Summierer 47 abgezogen, woraus sich die Lösung der Oleiohung (9) für Cz (4~) ergibt. Dieser Ausdruck Cz {(l·) wird als Eingang für einen Anstellwinkelgenerator mit geschlossener Sohlelfe verwendet, der aus einem Integrator 49 und dem Punktionsgenerator 84 besteht, der der gleiche wie der Funktionsgenerator 34 ist. Der Ausgang des Funktionsgenerators 84 wird vom Cz (oL·) -Ausgang des Summierers 47 im Summlerer 48 abgezogen, um ein Fehlersignal für den Eingang des Integrators 49 zu bilden. Somit ist der Ausgang des Integrators 49 ein Signal, das ein Maß für den gewünschten momentanen Anstellwinkel des Luftfahrzeuges ist*
Flg. 2 steilt einen anderen Rechner zur Ableitung einer Messung des Trägheits-Anstellwinkels d- ^ dar, der auf Euler9sehen Winkelmessungen beruht, wie sie von Kreiselbezügen, wie z.B. einem Vertikalkreisel oder vorzugsweise einer von den Luftfahrzeug-Beschleunigungen nicht beeinflußten abgeglichenen Kreiselplattform nach Schuler abgeleitet werden.
Der dl^-Reohner-Absohnitt nach Flg. 2 verwendet die Gleichung (lO) und löst sie implizit naohc*-. auf. Die Gleichung (10) kann in Fehlersignalform ausgedrückt werden, wobei das Fehlersignal e an der Leitung 77 gleioh
e - cos B COSuI4 sin 0 - sin B cos Q sin 0
- OO8 B sin α,, oos 0 cos 0 - «=~
Bin Vertikalkreisel oder eine Trägheiteplattform 85 liefert sin 0 Signale an der Leitung 61, oos 0 Signale an der
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Leitung 62, cos θ Signale an der Leitung 6j5 und sin 0 Signale an der Leitung 64, wobei Q und 0 die Längsneigungs- und Querneigungsachsen eines Vertikalkreisels oder einer Plattform 85 sind« deren Synchrosignale in Sinus/Cosinus-Form durch (nicht gezeigte) Scott-T-Transformatoren umgeformt werden können.
Der Ausdruck cos 0 cos Q an der Leitung 78 wird in dem Multiplizierer 19 gebildet und der Ausdruck sin 0 cos an der Leitung 79 wird in dem Multiplizierer 20 gebildet. Sin B an Leitung 70 und cos B an Leitung 71 werden in dem Sinus/Cosinus-Qenerator 21 erzeugt« der gleich dem Generator 8 nach Fig. la sein kann. Der Ausgang des Multiplizierers 20 wird seinerseits mit sin B im Multiplizierer 22 multipliziert« um ein das Produkt sin B sin 0 oos darstellendes Ausgangssignal an der Leitung 80 zu bilden.
Die ^1 einschließenden Ausdrücke werden In genau der gleichen Weise wie in Flg. la abgeleitet. Cos B an der Leitung 71 wird mit sin ^1 an der Leitung 8l multipliziert« um ein cos B sin <κ ^ darstellendes Signal zu bilden und oos B an der Leitung 71 wird mit QOSoL1 an der Leitung 73 im Multiplizierer 28 zur Bildung von oos B COs^1 an der Leitung 82 multipliziert. Dieses Pro« dukteignal wird mit sin 0 auf der Leitung 6l im Multiplizierer 18 multipliziert und dem Summlerer 23 als Eingang zugeführt« von dem zwei Signale abgezogen werdenj das zu sin B sin 0 oos Q proportionale Signal an der Leitung 80 und der Ausgang des Multiplizieren 24« der proportional/und das Produkt von oos 0 oos 0 an der Leitung 78 und 00· B ein<c an der Leitung 81 ist·
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Der Ausgang des Tellers 17 1st proportional zu w=
wobei h^ auf der Leitung 57 bzw. V an der Leitung 52 Jeweils proportional zum Höhenänderungswert bzw» zur Fluggeschwindigkeit sind, wie sie von dem Luftdatenrechnersystera 52° abgeleitet werden. Der Quotient, der proportional "zur Richtung des Fahrtwindes ist, wird von dem Ausgang des Summierers 23 in dem.Summierer 25 abgesogen, um das Fehlersignal e an der Leitung 77 zu bilden.
Wie in Fig. la, wird das implizite Reohenverfahren verwendet. Die erforderliche Ableitung ist:
T
£-£ m - cos B sin ct.. sin θ - cos B ooso^ cos θ cos
Diese Ableitung wird im Summlerer 31 gebildet und im Multiplizierer 32 mit dem Fehlersignal e multipliziert. Die Eingänge des Summierers 31 sind der zu sin θ oos B sin 4.^ proportionale Ausgang des Multiplizierers 26 und der zu oos 0 oos O obs B cos a. , proportionale Ausgang des Multipllslerers 30, wie es dargestellt ist. Das Produkt von
wird im Integrator 33 integriert, der ein Trägheits·
1
mafi für ^1 ergibt. Dieses Signal wird dann duroh den
Slnus/Cosinus-Oenerator 29 zurückgeführt, um die RUokkopplungssohlelfe zu schließen.
In den meisten praktisohen Anwendungen, bei denen Kurven des Luftfahrzeuges normalerweise gut aufeinander abgestimmt sind, 1st der Langzeltausdruok des Seitensohiebewinkels B vernaohlKseigbar. In solchen Fällen kann die
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Berechnung vonflC^ und damit der Rechner nach Fig* la oder Flg. 2 wesentlich vereinfacht werden« weil die Multiplizierer 5« 6 und 7 in Fig. la und die Multiplizierer 22« 27 und 23 in Fig. 2 nicht mehr erforderlich sind.
Wie es oben erwähnt wurde« können die für die Bestimmung der Messungen des Trägheits-Anstellwinkels ^1, der Luftfahrzeugmasaβ ra und des wahren Anstellwinkels dL erforderlichen Berechnungen entweder durch analoge oder digitale Rechnerteohniken durchgeführt werden. Bei Verwendung von Analogteohnlken sind getrennte Rechnervorrichtungen zur Bestimmung der Werte von X^ $ m und <*- erforderlich« well der endgültige Wert von <K von dem Wert von m abhängig ist« der seinerseits von dem Wert von A . abhängig ist. Andererseits ist bei Verwendung von Digitaltechnik ein einzelner Allzweck-Digitalrechner erforderlioh« der aufeinanderfolgend programmiert werden kann« um die Werte von cL * und m und dem endgültigen Wert von <K auf einer Zeitteilungsbasis (time share basis) zu berechnen« d.h. obwohl nur ein einzelner Rechner vorhanden ist« umfaßt der Digitalrechner in seiner Wirkung aufgrund der programmierten Berechnungen eine Anzahl von Rechnern« Diese beiden Teohniken sind in der Technik gut bekannt und es ist verständlich« daß auch andere Teohniken verwendet werden können.
Patentansprüche ι
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Claims (12)

  1. Patentansprüche t
    Vorrichtung zur Messung des Anstellwinkels »s Luftfahrzeuges, daduroh gekennzeichnet, daß die Vorrichtung Mittel (Flg. la) zur Durchführung einer ersten Messung des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges, auf diese erste Messung des Anstellwinkels ansprechende Mittel zur Durchführung einer Messung der Masse des Luftfahrzeuges und auf diese Massenmessung ansprechende Mittel zur Durchführung einer endgültigen Messung des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges umfaßt.
  2. 2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch g e kennzeichnet , daß die Mittel zur Durchführung der ersten Anstellwinkelmessung auf Trägheits- und Luftdaten -Messungen ansprechende Rechnermittel zur Durchführung einer Langzeitmessung des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges umfassen.
  3. 3· Vorrichtung nach Anspruoh 2, daduroh gekennzeichnet , daß die Trägheltsmessung von Besohleunigungsmessermitteln (56, 58, 59) abgeleitet wird, die auf die Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang zumindest der Längs- und Vertikalaohsen ansprechen.
    109823/1 UI
  4. 4. Vorrichtung nach Anspruch 3* dadurch gekennzeichnet« daß auf die Beschleunigung entlang der Querachse des Luftfahrzeuges ansprechende Beschleunigungsnessermittel (58) vorgesehen sind.
  5. 5. Vorrichtung nach Anspruch 2, ]5 oder 4, dadurch gekennzeichnet , daS die Luftdatenmessungen von auf den Höhenänderungsvrert und die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ansprechenden Mitteln (529) abgeleitet werden. '
  6. 6. Vorrichtung nach einem der Ansprüohe 2 bis 5, dadurch gekennzeichnet , daß die Tr&gheltsmessung von Kreiselmitteln (85) abgleitet wird, die auf die Winkelausrichtung der Luftfahrzeugachsen relativ zu Erdachsen ansprechen.
  7. 7. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß die Mittel zur Durchführung einer Messung der Luftfahrzeugmasse Reohnermittel (58) umfassen, die auf Messungen der entlang der Vertikalaohse des Luftfahrzeuges wirkenden Gesamtbeschleunigung, die erste Anstellwinkelmessung und auf Messungen der die resultierende, entlang der vertikalen Achse des Luftfahrzeuges wirkende Kraft beeinflussenden Parameter des Luftfahrzeuge· ansprechen.
  8. 8. Vorrichtung nach Anspruch 7, dadurch g β kennzeichnet , daß weiterhin Luftdaten-FUhler-» mitt·! (52') vorgesehen sind, die auf die Luftdioht· und Fluggeeohwindigkeit/zur Erzeugung e&ier zu den Parametern proportionalen Messung anspreohen.
    109823/1U1
  9. 9· Vorrichtung naoh Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet , dad weiterhin auf die Stellung der Steuerflächen des Luftfahrzeuges ansprechende Mittel (55) sur Modifizierung der ersten Anstellwinkelmessung vorgesehen sind.
  10. 10. Vorrichtung naoh Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet , daß die Mittel zur Durchführung •Iner ersten Messung des Anstellwinkels Rechnern!ttel (58) umfassen, die auf Messungen der entlang der Vertlkalaohse des Luftfahrzeuges wirkenden Gesamtbesohleunigung, auf die dl« resultierende,entlang der Vertikalaohse des Luftfahrzeuges wirkende Kraft beeinflussenden Parameter und auf die Maesenmeeeung anspreohen.
  11. 11. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch g e kennzeichnet, daß weiterhin Luftdaten-Fühlernittel (529) vorgesehen sind« die auf die Luftdlohte und Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges zur Durchführung einer Messung der Parameter ansprechen.
  12. 12. Vorrichtung naoh Anspruch 10, dadurch g e kennselohnet , daß weiterhin Mittel (55) vorgesehen sind, die auf die Stellung der Steuerflächen des Luftfahrzeuges zur Modifizierung der endgültigen Anstellwinkelmessung anspreohen.
    Verfahren zur Bestimmung des Anstellwinkels •ine· Luftfahrzeuges, daduroh gekennzeichnet« daJ es dl· eohritte der Messung des ersten Wertes des An-
    .109823/1U1
    Stellwinkels des Luftfahrzeuges In Ausdrücken der Ausrichtung des Luftfahrzeuges relativ zur Erde« der Messung eines Wertes der Masse des Luftfahrzeuges in Ausdrücken der entlang der Vertikalachse des Luftfahrzeuges wirkenden Oesamtkräfte unter Einsohluß des ersten Anstellwinkelwertes und die Messung eines Wertes des endgültigen Anstellwinkels des Luftfahrzeuges in Ausdrücken der Gesamtkraft und der Massenwerte umfaßt.
    109823/1 UI
    eerseite
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