DE2139452C2 - Automatisches Flugsteuerungssystem für Luftfahrzeuge - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein automatisches Flugsteuerungssystem für Luftfahrzeuge, mit Einrichtungen zur Erzeugung von Befehlssignalen und mit manuell betätigbaren Längsneigungslagen-Einstelleinrichtungen, die mit den Einrichtungen zur Erzeugung von Befehlssignalen während einer Längsneigungslagen-Betriebsart des Flugsteuerungssystems verbindbar sind.

Bei bekannten Flugsteuerungssystemen dieser Art wurde der Ausgang des Längsneigungsrades in der Längsneigungslagen-Steuerbetriebsweise durch komplizierte mechanische Teile unter Einschluß von Zentriervorrichtungen, Synchronisierungsvorrichtungen usw. eingeführt. Vor dem Einkuppeln des automatischen Flugsteuerungssystems war eine Synchronisation zwischen dem Längsneigungsrad und der bestehenden gesteuerten Längsneigungslage unbedingt erforderlich oder es war erforderlich, daß das Längsneigungsrad zentriert wurde, um einen O-Befehl zu geben. Wenn diese Bedingungen nicht erfüllt waren, konnten sich sehr starke sprungartige Änderungen der Luftfahrzeug-Längsneigungslage beim Einkuppeln des automatischen Flugsteuerungssystems ergeben. Weiterhin war es möglich, daß, wenn die Synchronisation des Längsneigungsrades vor dem Einkuppeln der automatischen Fiugsteuerung erfolgt, das Längsneigungsrad zu weit von der normalen Mittelstellung entfernt eingestellt war, so daß eine ausreichende manuelle Längsneigungssteuerung in den beiden möglichen Richtungen nicht möelich war.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein automatisches Flugsteusrungssystem der eingangs genannten Art zu schaffen, bei dem kein Synchronisation oder Zentrierung der manuell betätigbaren Längsneigungslagen-Einstelleinrichtungen erforderlich ist und bei dem diese manuellen Längsneigungslagen-Einstelleinrichtungen sowohl für die Längsneigungslagen-Befehlsbetriebsart als auch für die Vertikalgeschwindigkeits-Befehlsbetriebsart verwendbar sind

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Maßnahmen gelöst

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen im Rahmen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

3ei dem erfindungsgemäßen Flugsteuerungssystem ist ein Befehlsintegrator vorgesehen, dessen Ausgangssignalpegel manuell mit Hilfe eines Untersystems einstellbar ist, das einen manuell drehbetätigbaren Änderungsgeschwindigkeitsgenerator einschließt, der ein Ausgangssignal proportional zur Drehgeschwindigkeit des Generators und lediglich während dessen manueller Betätigung abgibt. Hierbei sind Einrichtungen zur Feststellung der Größe des Ausganges von dem

Änderungsgeschwindigkeitsgenerators und auf die Detektoreinrichtungen ansprechende Einrichtungen zur Freigabe des Integrators vorgesehen, so daß dessen Ausgangssignalpegel dann entsprechend dem Ausga ngssignal des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators eingestellt wird, das dem Integrator zugeführt wird.

Dieses Untersystem steuert vorzugsweise den Flugzustand des Luftfahrzeuges über eine Steuerfläche des Luftfahrzeuges und es sind Summiereinrichtungen mit Eingängen und einem Ausgang vorgesehen, wobei der Ausgang des Integrators mit einem Eingang der Summiereinrichtuiigen verbunden ist und einem anderen Eingang Ausgangssignale von Einrichtungen zugeführt werden, die ein Signal liefern, das den Flugzustand darstellt. Mit dem Ausgang der Summiereinrichtungen ist ein Steuerflächen-Servosystem gekoppelt, das die Steuerfläche entsprechend dem Ausgangssignal des Integrators so steuert, daß das Ausgangssignal der Summiereinrichtungen auf Null verringert wird.

Der Änderungsgeschwincligkeitsgenerator wird vorzugsweise durch ein nicht zentrierendes manuell betätigbares Handrad betätigt, das mit dem Generator über ein Aufwärtsgetriebe verbunden ist und der Integrator ist ein blockierbarer Integrator.

Das erfindungsgemäße Flugsteuerungssystem kann

so für die Längsneigungslagen-Befehlsbetriebsart verwendet werden, wobei eine Längsneigungslagen-Befehlseingangssignalquelle mit dem Eingang des blockierbaren Integrators verbindbar ist, der im freigegebenen Zustand die Längsneigungslagen-Befehlseingangssigna-Ie integriert und im blockierten Zustand eine feste Längsneigungslage beibehält, wobei eine Längsneigungslagen-Eingangssignalquelle mit dem Eingang der Summiereinrichtungen verbunden ist und das Steuerflächen-Servosystem die Längsneigungs-Steuerfläche entsprechend dem Ausgangssignal der Summiereinrichtungen einstellt Die auf die Detektoreinrichtungen ansprechenden Einrichtungen geben den Integrator bei Auftreten eines Ausgangssignals von dem Änderungsgeschwindigkeitsgenerator frei, so daß ein Ausgangssignal von dem Änderungsgeschwindigkeitsgenerator den ursprünglichen in dem Integrator gespeicherten Pegel modifiziert und damit den Ausgang der Summiereinrichtungen beeinflußt. Am Ende der Betäti-

gung des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators fällt das erzeugte Signal auf Null ab und der Längsneigungsintegrator wird wieder blockiert und hält den eingestellten Signalpegelbezug und damit die befohlene Längsneigungslage des Luftfahrzeuges fest.

Das Flugsteuerungssystem kann ebenso für die Vertikalgeschwindigkeits-Befehlsbetriebsart verwendet werden. In dieser Betriebsart stellt das Ausgangssignal des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators, wenn dieses nicht durch die Detektoreinrichtungen gesperrt wird, den in einem Vertikalgeschwindigkeits-Integrator gespeicherten Signalpegelbezugswert und damit die Vertikalgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ein.

Auf diese Weise ist es nicht erforderlich, das manuelle Längsneigungssteuersystem zu synchronisieren und es ist weiterhin keine mechanische Zentrierung der manuellen Steuerung erforderlich. Ein weiterer Vorteil besteht darin, daß kein Ausgangssignal von dem Änderungsgeschwindigkeitsgenerator auftritt, wenn dieser nicht betätigt wird. Weiterhin kann die manuelle Einstellung des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators sowohl für die Längsneigungslagenbetriebsweise als auch für die Vertikalgeschwindigkeits-Befehlsbetriebsweise wirksam sein.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden an Hand der Zeichnungen noch näher erläutert. In der Zeichnung zeigt

F i g. 1 eine Ausführungsform des Flugsteuerungssystems in der Längsneigungslagen-Haltebetriebsweise,

F i g. 2 eine Ausführungsform des Flugsteuerungssystem in der Vertikalgeschwindigkeits-Befehlsbetriebsweise.

In Fig. 1 ist eine Ausführungsform des Flugsteuerungssystems dargestellt, wobei zusätzliche Teile eines typischen Flugsteuerungssystems dargestellt sind, wie es ausführlich in der US-Patentschrift 31 16 899 beschrieben ist. Der Längsneigungskanal des automatischen Flugsteuerungssystems wirkt wie folgt: Ein Längsneigungs-Befehls-Fehlersignal oder ein Vertikalweg-Befehls-Fehlersignal, das von einem Flugdatensystem, einem Gleitweg-Empfänger, einer mit dem Flugdatensystcrn verbundenen Vertikalgeschwindigkeits-Steuerungseinheit oder einer den Vertikalweg bestimmenden Signa'quelle geliefert wird, wird den mit »Integralweg-Befehl« oder »Verschiebungsweg-Befehl« bezeichneten Leitungen zugeführt. Bei der Vertikalweg-Betriebsweise des Autopiloten sind die Schalter 9 und 10 geschlossen und das Befehlssignal erscheint an den Summierverbindungen 8 bzw. 11. Der Ausgang der Summierverbindung 8 wird durch einen Integrator 12 integriert und ergibt ein Langzeitfehler-Korrektursignal, das manchmal als das Vorwärts-Weg-Integralsteuerungssignal bezeichnet wird. Der Ausgang des Integrators 12 erscheint an der Summierverbindung 11, wo er zu dem Signal des direkten Steuersystems addiert wird Ein dritter Eingang der Summierverbindung 11 ist mit »Längsneigungslage« bezeichnet und stellt die tatsächliche Längsneigungslage des Luftfahrzeuges, wie sie beispielsweise durch einen Vertikalkreisel geliefert wird, dar. Der Ausgang der Summierverbindung 11 stellt ein Steuersignal zur Einstellung der Längsneigungs-Steueroberflächen des Luftfahrzeuges über geeignete und übliche (nicht gezeigte) Verstärker und Servomechanismen dar.

Der Integrator 12 weist eine Rückführungsschleife auf, die im ausgeschalteten Zustand des Autopiloten wirksam ist, d.h. während der direkten manuellen Steuerung des Luftfahrzeuges. Der Zweck dieser Rückführungsschleife besteht darin, den Integrator 12 dauernd mit der jeweiligen Längsneigungslage des Luftfahrzeuges synchronisiert zu halten und dadurch unerwünschte Übergänge bei Einschaltung oder Einsatz des Autopiloten zu verhindern. Diese Synchronisation wird durch Schließen eines Schalters 13 dadurch erzielt, daß der Ausgang der Summierverbindung 11 nach einer geeigneten Verstärkungssteuerung durch einen Längsneigungssynchronisierer 14 dem Integrator 12 über die

ίο Summierverbindung 8 zugeführt wird. Der Ausgang des Integrators 12 steigt oder fällt mit einer Geschwindigkeit, die von seiner Zeitkonstante abhängt, und zwar so lange, bis er den Längsneigungs-Lageneingang der Summierverbindung 11 erreicht. Der Signalausgang der Summierverbindung 11 bleibt daher im wesentlichen auf Null. Jede darauffolgende Änderung des Längsneigungssignals wird wiederum an dem Ausgang der Summierverbindung 11 wiedergegeben und wird wieder aussynchronisiert, um ein Nullsignal am Ausgang der Summierverbindung 11 zu erzielen. Das Vorhandensein eines Fehlersignals am Ausgang der Summierverbindung 11 betätigt gleichzeitig die Servomechanismen und hält sie in Synchronismus mit den Steuerflächen, obwohl sie von diesen abgetrennt sind.

Der Längsneigungskanal eines automatischen Flugsteuerungssystems weist üblicherweise eine Längsneigungslagen-Halte-Betriebsweise auf, wobei Mittel vorgesehen sind, um es dem Piloten zu ermöglichen, die Längsneigungslage des Luftfahrzeuges einzustellen oder zu ändern, wie er es wünscht. Das hier beschriebene System weist eine derartige manuelle Einstellmöglichkeit auf, die nicht die vorher beschriebenen Nachteile vorhandener manueller Systeme ergibt und diese manuelle Einstellmöglichkeit ist in F i g. 1 dargestellt.

Vor dem Einsatz des Autopiloten kann sich dieses System entweder in der manuellen (Längsneigungslagenhaltung) oder einer Vertikalflugweg-Betriebsweise befinden. Wenn sich dieses System in der manuellen Betriebsart befindet, wobei der Autopilot eingeschaltet, jedoch nicht eingekuppelt ist, sind die Schalter 9 und 10 offen, während der Schalter 13 geschlossen ist, wie dies dargestellt ist. In dieser Betriebsweise erscheint kein Flugweg-Befehlssignal an den »Integralweg-Befehls-« und »Verschiebungsweg-Befehls-wLeitungen. Wenn der Schalter 13 geschlossen ist, wird der Längsneigungssynchronisierer 14 betätigt, der die Steuerflächenservos mit den Längsneigungs-Lagensignalen synchronisiert, weil jedoch der Autopilot nicht eingekuppelt ist, sind die

so Servos nicht mit den Steuerflächen verbunden. Bei Betätigung des Autopiloten wird der Schalter 13 geöffnet und der Längsneigungs-Lagenbezug, der dann in dem Integrator 12 vorherrscht, wird aufrechterhalten. Wenn der Autopilot in der Vertikalweg-Betriebsweise betätigt würde, würden die Schalter 9 und 10 geschlossen und ein Eingang von einer Flugweg-Befehlsquelle steuert das Luftfahrzeug entsprechend dem dann vorliegenden vertikalen FlugwegbefehL

Die meisten modernen Autopiloten haben im allgemeinen zwei grundlegende Betriebsweisen, von denen die erste die Flugweg-Betriebsweise ist, bei der das Fahrzeug so gesteuert wird, daß es entlang einem vorgegebenen Weg fliegt, wie z. B. bei einer Höhenhaltung, bei einer Vertikalgeschwindigkeitssteuerung, bei einem Gleitpfad usw. Die zweite Betriebsweise ist die manuelle oder Längsneigungslagen-Haltebetriebsweise, in der das Luftfahrzeug so gesteuert wird, daß es in einer bestimmten Fluglage fliegt oder diese aufrechterhält In

der letzteren Betriebsweise ist die Längsneigungslage manuell einstellbar. Bei Betätigung der Längsneigungs-Lagenhaltung, die als die Längsneigungs-Haltebetriebsweise bezeichnet wird, würden die Schalter 9 und 10 geöffnet und keine weiteren Befehlssignale von dem Flugdatenrechner oder einer anderen Flugweg-Quelle wurden durch den Integrator 12 empfangen. Der Längsneigungs-Lagenbezug, der dann im Integrator 12 vorherrschen würde, würde aufrechterhalten, weil der Schalter 13 offen bleibt. Außerdem wird der Integrator 12 in dieser Betriebsweise blockiert, so daß Störsignale keinen Einfluß haben. Der Autopilot hält dann die dann vorhandene Längsneigungslage aufrecht.

In F i g. 1 kann ein Längsneigungsrad 1 ein daumenbetätigtes Rad sein, das in geeigneter Weise in dem Cockpit des Luftfahrzeuges angeordnet und mechanisch mit einem Ändemngsgeschwindigkeitsgenerator 3 über ein Aufwärtsgetriebe 2 verbunden ist. Der Änderungsgeschwindigkeitsgenerator 3 kann ein geeigneter Wechselspannungs- oder Gleichspannungs-Tachodynamo sein. Das Ausgangssignal des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators 3 wird mit Hilfe eines Filters 4 gefiltert, um Welligkeiten oder andere Störsignale zu entfernen. Ein Pegeldetektor 5 mißt die Größe des gefilterten Signals und wenn diese über einem vorgegebenen Schwellwertpegel liegt, erscheint das Signal als ein Eingang an einem UND-Gatter 6. Der Ausgang des Filters 4 wird gleichzeitig in einer Verstärkungssteuer-Einheit 7 an die vorhandenen automatischen Flugsteuerungsschaltungen angepaßt und das endgültige Änderungsgeschwindigkeitssignal erscheint als ein Eingang an der Summierverbindung 8.

Die Auswahl der Längsneigungs-Betriebsweise bewirkt über übliche Autopilot-Verriegelungsschaltungen, daß ein Verriegelungs-Signal an dem UND-Gatter 6 vorhanden ist und den zweiten Eingang für das Gatter 6 ergibt. Die Betätigung des Gatters 6 bewirkt eine Freigabe des Integrators 12, wodurch dieser eingeschaltet wird. Gleichzeitig wird das an der Summierverbindung 8 erscheinende Änderungsgeschwindigkeitssignal in den Integrator 12 eingeführt und wird durch diesen integriert, um an seinem Ausgang den Längsneigiings-Lagenänderungsbefehl zu erzeugen. Dadurch tritt nun ein Signal-Ungleichgewicht an der Summierverbindung 11 auf und es ergibt sich ein entsprechendes Fehlersignal, um den eingekuppelten Servomechanismus der Längsneigungssteuerfläche anzutreiben. Die Längsneigungssteuerflächen bewegen sich dann und bewirken eine Änderung der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges. Diese Änderung der Längsneigungslage wird durch eine Änderung des Vertikalkreiselsignals wiedergegeben, das der Summierverbindung 11 zugeführt wird. Nach entsprechender Zeit in Abhängigkeit von den Ansprech- und Dämpfungseigenschaften des Servosystems gleichen die neue oder befohlene Längsneigungslage und der geänderte Bezugspegel des Integrators einander aus und erzeugen ein Nullsignal am Ausgang der Summierverbindung 11 und es ergibt sich wiederum ein Ruhezustand oder ein eingeschwungener Zustand Die Längsneigungslage des Luftfahrzeuges entspricht dann der durch die Verstellung des Längsneigungsrads 1 eingestellten Längsneigungslage.

Wie es aus der obigen Beschreibung zu erkennen ist ergibt das Längsneigungsrad 1 nur dann einen Ausgang, wenn es bewegt wird. Daher muß es während der Längsneigungsbetriebsweise nicht mit dem Autopiloten synchronisiert werden, wie es bei bisher bekannten manuellen Längsneigungsrad-Systemen erforderlich war. Außerdem besteht keine Notwendigkeil für mechanische Rasten, Zentrierfedern o. ä. Dies bedeutet, daß das Ausgangssignal des Längsneigungsrades unabhängig von Bezugspositionen ist.

Das beschriebene System kann außerdem dazu verwendet werden, eine manuell gesteuerte Änderung in der Vertikalgeschwindigkeits-Flugwegbetriebsweise des Autopiloten zu bewirken. Fig. 2 zeigt den vorstehend beschriebenen Längsneigungs-Synchronisierer, der als Eingangsbefehlssignal sowohl für den Integral- als auch für den Verschiebungsweg ein Vertikalgeschwindigkeitssignal hat, das von einer Vertikalgeschwindigkeits-Bezugssignalquelle geliefert wird. Vor dem Einschalten der Vertikalgeschwindigkeits-Betriebsweise hält eine elektronische Synchronisierschleife mit einer Summierverbindung 15, einem Verstärker 16, einem Schalter 17 und einem Integrator/ Synchronisierer 18 den Vertikalgeschwindigkeitsbefehl am Punkt 19 auf eine der oben beschriebenen Art ähnliche Art auf Null. Bei Einschalten der Vertikalgeschwindigkeits-Befehlsbetriebsweise wird der Schalter 17 geöffnet und der Integrator 18 hält den zur Zeit des Einschaltens vorhandenen Vertikalgeschwindigkeits-Befehlssignalpegel aufrecht. Gleichzeitig werden die Schalter 9 und 10 geschlossen und der Schalter 13 wird geöffnet und die Vertikalgeschwindigkeits-Betriebsweise des Autopiloten hält eine Längsneigungslage des Luftfahrzeugs aufrecht, die zur Beibehaltung der Vertikalgeschwindigkeit, die zur Zeit des Einschaltens vorherrscht, erforderlich ist.

Zu diesem Zeitpunkt ist der Signalpegel am Punkt 19 Null und daher erscheint kein Signal am Eingang des Integrators 12 oder der Summierverbindung 11. Weil der Ausgangssignalpegel des Integrators 12 an den Längsneigungslageneingang der Summierverbindung 11 angepaßt ist, ist der Ausgang der Summierverbindung 11 Null und das Steuerflächen-Servomechanismussystem befindet sich in einem Ruhezustand, wodurch die Vertikalgeschwindigkeit beibehalten wird, die zum Zeitpunkt des Einschaltens der Vertikalgeschwindigkeits-Betriebsweise vorhanden war. Mit Hilfe des beschriebenen Systems kann die Vertikalgeschwindigkeit durch den Piloten manuell vergrößert oder verkleinert werden.

Ein Vertikalgeschwindigkeits-Rad Γ, das einen Änderungsgeschwindigkeitsgenerator 3' über ein Aufwärtsgetriebe 2' antreibt, kann zur Erzeugung eines eine erwünschte Änderung der vorhandenen Vertikalgeschwindigkeit darstellenden Signals verwendet werden.

Ein Filter 4' entfernt die in dem Signal vorhandene Welligkeit und andere Störsignale und ein Pegeldetektor 5' sperrt Signale, die kleiner sind als ein gewünschter Schwellwertpegel. Wenn dies erwünscht ist können die Elemente 1 bis 5 die gleichen Elemente sein, wie die weiter oben unter Bezugnahme auf F i g. 1 beschriebenen Elemente 1 bis 5 und sie können in der gezeigten Weise durch geeignete (nicht gezeigte) Schaltvorrichtungen angeschaltet werden. Der Ausgang des Filters 4' wird an das System mit Hilfe einer Verstärkungssteuereinheit 20 angepaßt und mit einer Seite eines mit V/S bezeichneten Schalters 21 verbunden. Ein Ausgang des Pegeldetektors 5' betätigt den Schalter 2i. Der Ausgang des Filters 4' wird nun über die Schalter 21 und 17 mit dem Eingang des Integrators 18 verbunden und der

Integrator 18 integriert das Änderungsgeschwindigkeitssignal von dem Generator 3', wodurch ein Verschiebungsbefehl oder Vertikalgeschwindigkeits-Änderungsbefehl für das Vertikalgeschwindigkeitssy-

stem erzeugt wird. Der Ausgang des Integrators 18 ist somit eingestellt und ein Ungleichgewicht tritt am Ausgang der Summierverbindung 15 auf, der ein Fehlersignal darstellt.

Das an dem Summierpunkt 15 vorhandene Fehlersignal wird mit Hilfe des Schalters 10 über einen Kurzzeit-Verschiebungsweg an den Summierpunkt 11 geführt und liefert außerdem über den Integrator 12 das Integralwegsignal. Es ergibt sich unmittelbar ein Ungleichgewicht an dem Summierpunkt 11, wodurch ein Ausgang hervorgerufen und der Servomechanismus betätigt wird, woraus sich eine Änderung der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges ergibt, die für die gewünschte Vertikalgeschwindigkeit erforderlich ist. Somit bewirkt die Bewegung des Längsneigungsrades 1' eine Änderung der Lage des Luftfahrzeuges durch das an dem Verschiebungsweg vorhandene Signal und durch das Integralwegsignal von dem Integrator 12. Die Längsneigungslage des Luftfahrzeuges wird sich nun zu ändern beginnen, wodurch eine Änderung des Längsneigungslageneingangs von dem Vertikalkreisel an die Summierverbindung 11 und eine Verringerung des an dem Servomechanismussystem anliegenden Fehlersignals ergibt. Nach einer entsprechenden Zeit stabilisiert sich das System auf der befohlenen neuen Vertikalgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges.

Wenn das Längsneigungsrad Γ wieder stationär ist, öffnet sich der Schalter 21 und der Integrator 18 stabilisiert sich an seinem neuen Pegel. Wenn das Luftfahrzeug seine neue Längsneigungslage und damit

•y seine neue Vertikalgeschwindigkeit einzunehmen beginnt, ändert sich der Eingang von dem Flugdatenrechner an die Summierverbindung 15 so lange, bis der Suminierverbindungsausgang oder das Fehlersignal auf Null verringert ist. Von dem Flugdalenrechner gelieferte Langzeit-Vertikalgeschwindigkeits-Fehlersignalc aufgrund von Treibstoffverbrauch, Lastverschiebung usw. rufen ein Ungleichgewicht an der Summierverbindung 15 hervor, wodurch sich ein Fehlersignalausgang ergibt. Dieses Fehlersignal modifiziert den Bezugspegel in dem Integrator 12 und bewirkt eine Bewegung der Längsneigungssteuerungsflächcn durch das Servomechanismussystem. Eine Änderung der Längsneigungs-Steuerflächen bewirkt eine Änderung der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges und der Vertikalkreisel ergibt einen Eingang an die Summierverbindung 11 so lange, bis das System wieder stabilisiert ist.

Ein Meßinstrument kann mit dem Ausgang des Integrators 18 verbunden werden, um eine sichtbare Anzeige der mit Hilfe des Längsneigungsrades eingo stellten Vertikalgeschwindigkeit zu erzielen.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

Claims (1)

1. Patentansprüche:

   1. Automatisches Flugsteuerungssystem für Luftfahrzeuge, mit Einrichtungen zur Erzeugung von Befehlssignalen und mit manuell betätigbaren Längsneigungslagen-Einstelleinrichtungen, die mit den Einrichtungen zur Erzeugung von Befehlssignalen während einer Längsneigungslagen-Betriebsart des Flugsteuerungssystems verbindbar sind, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtun- gen zur Erzeugung der Befehlssignale durch einen Befehlsintegrator (12) gebildet sind, dessen Ausgangssignalpegel durch die Längsneigungslagen-Einstelleinrichtungen einstellbar ist, die die Form eines Untersystems aufweisen, das einer, manuell dreheinstellbaren Änderungsgeschwindigkeitsgenerator (3) zur Lieferung eines zur Verstellgeschwindigkeit des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators (3) proportionalen Ausgangssignals lediglich während dessen manueller Drehbetätigung, Detektoreinrichtungen (5) zur Feststellung der Größe des Ausgangssignals des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators (3) und auf die Detektoreinrichtung (5) ansprechende Einrichtungen (6) zur Freigabe des Integrators (12) derart umfaßt, daß der Ausgangssignalpegel des Integrators (12) in Abhängigkeit von dem dem Integrator (12) zugeführten Ausgangssignal des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators eingestellt wird.

   2. Flugsteuerungssystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Untersystem zur Steuerung eines Flugzustandes des Luftfahrzeuges über eine Steuerfläche des Luftfahrzeuges betätigbar ist und daß Summiereinrichtungen (11) mit Eingängen und einem Ausgang vorgesehen sind, daß der Ausgang des Integrators (12) mit einem Eingang der Summiereinrichtung (11) verbunden ist, daß Einrichtungen (10) zur Lieferung eines den Flugzustand darstellenden Signals an einen anderen Eingang der Summiereinrichtungen (11) vorgesehen sind und daß ein Steuerflächen-Servosystem mit dem Ausgang der Summiereinrichtungen (11) verbunden ist und die Steuerfläche entsprechend dem Integrator-Ausgangssignal derart steuert, daß das Ausgangssignal der Summiereinrichtungen (11) auf Null verringert wird.

   3. Flugsteuerungssystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Änderungsgeschwindigkeitsgenerator (3) durch ein nicht zentrierendes manuell betätigtes Handrad (1) betätigbar ist, das über ein Aufwärtsgetriebe (2) mit dem Änderungsgeschwindigkeitsgenerator (3) verbunden ist.

   4. Flugsteuerungssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Ausgangssignal von dem Änderungsgeschwindigkeitsgenerator (3) dem Integrator (12) über ein Filter (4) zur Entfernung von Störungen aus dem Signal zugeführt ist.

   5. Flugsteuerungssystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Detektoreinrichtungen (5) durch einen Schwellwertdetektor mit einem voreingestellten Schwellwert gebildet sind.

   6. Flugsteuerungssystem nach einem der Ansprüehe 2 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Integrator (12) ein blockierbarer Integrator ist.

   7. Flugsteuerungssystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die auf die Detektoreinrichtungen (5) ansprechenden Einrichtungen (6) durch Schalterelemente gebildet sind, die den Integrator mit dem Änderungsgeschwindigkeitsgenerator (3) verbinden, so daß das Ausgangssignal des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators (3) den Ausgangssignalpegel des Integrators (12) einstellt

   8. Flugsteuerungssystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Schalterelemente die Form eines UND-Gatters (6) aufweisen.

   9. Flugsteuerungssystem nach einem der Ansprüche 6 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß eine Längsneigungs-FIuglagen-Betriebsart vorgesehen ist und eine Längsneigungslagen-Befehlseingangssignalquelle vorgesehen ist, die Signale an den Hingang des blockierbaren Integrators (12) liefert, daß der Integrator (12) in nicht blockiertem Zustand die Längsneigungslagen-Befehlseingangssignale integriert, während er im blockierten Zustand eine feste Längsneigungslage aufrechterhält, daß weiterhin eine Längsneigungslagen-Eingangssignalquelle vorgesehen ist, deren Signale einem Eingang der Summiereinrichtungen (11) zugeführt werden, die die Längsneigungslagen-Befehlseingangssignale und die Längsneigungslagen-Eingangssignale kombinieren, daß das Steuerflächen-Servosystem die Längsneigungslagen-Steuerflächen des Luftfahrzeuges entsprechend dem Ausgangssignal der Summiereinrichtungen (11) einstellt und daß auf die Detektoreinrichtungen ansprechende Einrichtungen (6) vorgesehen sind, die den Integrator (12) bei Auftreten eines Ausgangssignals von dem Anderungsgeschwindigkeitsgenerator (3) freigeben, so daß ein Ausgangssignal von dem Änderungsgeschwindigkeitsgenerator (3) den ursprünglichen in dem Integrator (12) gespeicherten Pegel modifiziert und damit das Ausgangssignal der Summiereinrichtungen (11) beeinflußt.

   10. Flugsteuerungssystem nach Anspruch 8 und 9, dadurch gekennzeichnet, daß das UND-Gatter (6) auf ein Ausgangssignal von den Detektoreinrichtungen (5) und ein Ausgangssignal von einem Längsneigungslagen-Betriebsartwählschalter anspricht und ein Eingangssignal an den Integrator (12) liefert, wobei das Eingangssignal an den Integrator den Integrator freigibt.

   11. Flugsteuerungssystem nach einem der Ansprüche 2 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß eine Vertikalgeschwindigkeits-Befehlsbetriebsart vorgesehen ist, daß eine Vertikalgeschwindigkeits-Befehlssignalquelle vorgesehen ist, deren Signale einem Vertikalgeschwindigkeits-Integrator (18) zugeführt werden, daß der Befehlsintegrator ein Längsneigungslagen-Integrator ist, daß die Signale einer Längsneigungslagen-Eingangssignalquelle einem Eingang der Summiereinrichtungen (11) zugeführt werden, die das Vertikalgeschwindigkeits-Befehlssignal, das Vertikalgeschwindigkeits-Integratorausgangssignal, das Längsneigungslagen-Integratorausgangssignal und das Längsneigungslagen-Eingangssignal kombinieren, daß das Steuerflächen-Servosystem die Längsneigungslagen-Steuerflächen des Luftfahrzeuges in Abhängigkeit von dem Ausgangssignal der Summiereinrichtungen (11) einstellt, daß Einrichtungen (Γ) zur Einstellung des Ausgangssignalpegels des Vertikalgeschwindigkeits-Integrators entsprechend dem Ausgangssignal des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators (3') vor-

   gesehen sind und daß eine Bewegung des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators (3) den Ausgangssignalpegel der Summiereinrichtungen (11) ändert und das Servomechanismus-System betätigt, bis die Ausgangssignalpegel-Änderung durch das Längsneigungslagen-Eingangssignal kompensiert ist

   IZ Flugsteuerungssystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Einstelleinrichtungen durch einen Schwellwertdetektor (5') gebildet sind, der ein Ausgangssignal des Änderungsgeschwindigkeitsgenerators (3') unterhalb eines vorgegebenen Wertes sperrt.

   13. Flugsteueningssystem nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß ein automatisch betätigbarer Schalter (21) vorgesehen ist, der durch ein Ausgangssignal von den Detektoreinrichtungen (5') betätigbar ist, so daß der in dem Vertikalgeschwindigkeitsintegrator (18) gespeicherte Signal pegel durch das Ausgangssignal der Det^ktoreinrichtungen (5') modifiziert wird.

   14. Flugsteuerungssystem nach einem der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß eine Längsneigungslagen-Befehlsbetriebsart und eine Vertikalgeschwindigkeits-Befehlsbetriebsart vorgesehen ist, daß ein einziger Änderungsgeschwindigkeitsgenerator (3), der durch ein manuell betätigbares Rad (1) gesteuert ist. das mit dem Änderungsgeschwindigkeitsgenerator durch ein Aufwärtsgetriebe (2) verbunden ist, sowohl für die Längsneigungslagenbetriebsart als auch für die Vertikalgeschwindigkeitsbetriebsart verwendet wird, um eine einzige Einstellung für den Längsneigungslagenbefehl oder für den Vertikalgeschwindigkeitsbefehl entsprechend der Betriebsart des Systems zu erzielen.