DE2161401A1

DE2161401A1 - Steuerungs- und Regelvorrichtung für Luftfahrzeuge

Info

Publication number: DE2161401A1
Application number: DE19712161401
Authority: DE
Inventors: Harry Scottsdale Ariz. Miller (V.StA.)
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1970-12-10
Filing date: 1971-12-10
Publication date: 1972-06-29
Also published as: CA972463A; US3691356A; GB1374101A; FR2118504A5; DE2161401C2; GB1374103A; GB1374102A; IT945368B

Description

PetMtanwiite _ DIpI, Ing. G. Koch

Dr. T. Haibach ¹3 539

8 MUnchen 2

Ktuflngerair. 8, Tel. 240279

Sperry Rand Corporation. New York (USA)

Steuerungen und Regelungsvorrichtung für Luftfahrzeuge

Die Erfindung bezieht sich auf Steuerungs- und Hegelungssysteme für Luftfahrzeuge, mit deren Hilfe die Steuereinrichtungen dee Luftfahrzeuges, dis die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges bestimmen, in einer derartigen Weise betätigt werden können, daß ein gewünschter Satz von Luftfahrzeug-Umgebungsbedingungen erzielt wird. Die verschiedenen Aspekte der Erfindung beziehen sich insbesondere auf Regelungssysteme mit geschlossener Regelschleife.

Wie es für derartige Regelsysteme mit geschlossener Schleife typisch ist, ist es erforderlich, Umgebungsbedingungen bzw. -zustände mit Hilfe von geeigneten MeßfUhlern zu messen, die elektrischen Ausgänge der Meßfühler zu verarbeiten und sie in eine Form umzuwandeln, in der sie mit dem gewünschten Satz von Bedingungen oder Zuständen verglichen werden können. Die Abweichungssignale werden entweder zur Betätigung einer Führungs-Darstellung für den Piloten oder alternativ zur Ansteuerung geeigneter Servosysteme verwendet, die die Steuereinrichtungen

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des Luftfahrzeuges automatisch batütigen· Di® vorliegend® Erfindung ergibt ein elektrische¹Uitieroystem eines umf&s=· senden Luftfahrzeug-Steuer- bsw. -llögeisystems mit geschlossener Schleife, und zwar unter Einschluß der Heßfühler, der Verarbeitung«schaltung, der Flug-Direktor-Darstellungen und der Servos, die die Höhenruder- UAd G*e-Steuereinrichtungen des Luftfahrzeuges betätigen_t die ihrerseits das Luftfahrzeug bewegen, um dia Heßfühler zu ^ beeinflussen, wodurch die Schleife geschlossen wird·

Das elektrische Untersystem zwischen den Eingangsund Ausgangs-Zwischenanschlüssen des Systems steuert die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges während dessen gesamten vertikalen Flugprofils, und zwar unter Einschluß des Starts, des Nachdrückens, des Steigen» auf die Eeiseflughöhe, des Reiseflugs, des Sinkflugs, des Anfluges und der Landung oder des Durchstartens« Insbesondere ergibt das System eine Start-(und Durchstart-)Lenkung, durch die der Pilot angewiesen wird, die Höhenruder-Steuereinrichtungen des Luftfahrzeuges in einer vorgeschriebenen Welse zu be« tätigen, die mit den gültigen Bestimmungen übereinstimmen, fet beispielsweise den amerikanischen Bundes-Lufttüchtigkeitsnornen für eine Sicherheits-Startgeschwindigkeit·

Kriterien für die kritischen Start- und Landemanöver von kommerziellen Düsentransportern sind sorgfältig durch die Lufttüchtigkeitsnormen der amerikanischen Bundesluftfahrtbehörde (FAA) festgelegt. Die grundlegenden Kriterien für das Startmanöver sind durch Fluggeschwindigkeiten ausgedrückt, die mit V₁, V„ und V, bezeichnet sind, wobei diese Fluggeschwindigkeiten von dem Piloten aus Daten be-

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stimmt werden, die in dem von dem Hersteller des bestimm» ten Luftfahrzeuges herausgegebenen Handbuch -veröffentlicht sind. Diese Fluggeschwindigkeiten sind derart, daß vorgeschriebene minimale Sicherheitsabstände oberhalb der Überziehgeschwindigkeit vorhanden sind, wenn das Luftfahrzeug unter der gefährlichsten Lage des Schwerpunktes abhebt. Das Luftfahrzeug muß eine minimale Sicherheits-Äbliebge=· schwindigkeit (V-) vor dem Erreichen des Startb&traeiades erreichen. Obwohl es zulässig ist, oberhalb der minimalen Geschwindigkeiten zu fliegen, ist eine Beschränkung aufgrund der erforderlichen St&rtbahnlänge gegeben. Di© amerikanischen Bundeenormen erfordern darartige Siartfealmlängen, daß das Luftfahrzeug das Ende der Startbahn In eisaes· Höfe« von mindestens 35 Fuß in dem Fall überfliegt₉ ist d®as das Triebwerk, das am stärksten kritisch ist, ausgefallen iat, Um diese Forderungen zu erfüllen, basiert das amerikanischen Bundesluftfahrtbehörde (FAA) Flughandbuch auf einer Steuerung auf einer Gegciawindig« keit von V^ in Fall eines ausgefallenen Triebwerkes und auf einer Geschwindigkeit von V₂ + 10 Knoten, wses alle Triebwerke normal arbeiten·

V₁ ist die Start-Abbruch-Geschwindigkeit. Venn ein Triebwerk vor Erreichen von V- ausfällt, muß der Startvorgang abgebrochen werden, well das Luftfahrzeug keine ausreichende Boden-Richtungsstabilität bei Geschwindigkeiten unterhalb von V₁ hat, um dem Giermoment entgegenzuwirken_e das durch den Ausfall eines Außentriebwerkes hervorgerufen wird, und daher müssen alle Triebwerke gedrosselt werden, um dieses Giermoment aufzuheben. Die St&rtbahnlängen sind derart bemessen, daß ein Luftfahrzeug bei einer maximalen

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Geschwindigkeit von V₁ sum Stehen gebracht werden kann· Wenn ein Triebwerk nach dem Erreichen von V* ausfällt, muß der Startvorgang fortgesetzt werden, weil keine ausreichende Startbahnlange zur Verfügung steht, um das Luftfahrzeug zum Stehen zu bringen« Die BeetInnungen erfordern ausreichende Betriebseigenschaften bei Triebwerksausfall, so daß das Luftfahrzeug die Geschwindigkeit von V₂ vor dem Ende der Startbahn erreicht, das Startbahnende in einer Höhe von mindestens 35 Fuß überfliegt und bei einer Geschwindigkeit von V₂ einen minimalen vorgeschriebenen konstanten Steiggradienten aufweist. V_R ist die Dreh-Fluggeschwindigkeit, bei der der Bug des Luftfahrzeuges durch den Höhenruderausschlag zur Vorbereitung des Abhebens gedreht wird, was normalerweise einige Sekunden nach der Drehung erfolgt. Die Geschwindigkeit V-beruht auf einem Sicherheitsabstand zur Überziehgeschwindigkeit, die etwas kleiner als die Geschwindigkeit V₂ ist. Dl· Bestimmungen erfordern außerdem, daß V_n zumindest 5 $ größer als die minimale Steuergeschwindigkeit in der Luft (V_M_.) ist. Die minimale Steuergeschwindigkeit 1st durch die Richtungs-Steuereigenschaften im Fall eines Außentriebwerke-Auefalls festgelegt.

Das Drehmanöver resultiert in einem Auftriebskoeffizienten, der momentan größer 1st als der konstante Vert, der erreicht wird, wenn das Luftfahrzeug konstant mit der Zielgeschwindigkeit (V₂ oder V₂ t+10 Knoten, in Abhängigkeit von der Anzahl der arbeitenden Triebwerke) ist. Der momentane Überschuß 1st erforderlich, um das Luftfahrzeug schnell abheben zu lassen und somit die Startbahnlange zu verringern, die zum Erreichen der Zielgeschwindigkeit erforderlich ist. Der Wert des Überschusses sollte proportio-

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nal zur zun Zeitpunkt der Drehung vorhandenen Beschleunigung sein; d. h. der Überschuß ist klein, wenn daa Gewicht des Luftfahrzeuges hoch ist und der Schub niedrig ist, und der Überschuß ist hoch, wenn das Gewicht niedrig und der Schub hoch 1st. Hieraus ergibt sich, daß dar ',Sielwert des Auftriebskoeffizienten (C. ) verringert werden muß, wenn das Schub/Gewichts-Verhältnis hoch ist, um zu verhindern, daß der momentane Wert des Auftriebskoeffislenten einen Vart überschreitet, der sich zu stark dem Überzieh-Wert nähert.

V_ let die Geschwindigkeit, die ein Luftfahrzeug mit ausgefallenem Triebwerk an der Startbahnumgrenzung, d. h. 35 Fuß oberhalb des Endes der Startbahn erreichen muß. Die amerikanischen Lufttüchtigkeits-Normen für V» ändern sich mit der Art des Luftfahrzeuges. Beispielsweise kann V₁, für ein dreimotoriges Luftfahrzeug nicht kleiner als 120 $ der Überziehgeschwindigkeit V_g sein, während V^ für ein viermotoriges Luftfahrzeug nicht kleiner als 110 # der minimalen Steuergeschwindigkeit in der Luft (V_ur,_A) sein kann.

Soait ist das Start-HtSbenruder- oder LängsneigungsnanovBT in der Hauptsach· ein Geschwindigkeitssteuerungsproblen. Die Folge beginnt mit dem Beginn des Startrollvorgang·· und «ndet üblicherweise nicht später als 5 Minuten hiernach. Luftfahrzeug-Strahltriebwerke sind so ausgelegt, daß aie die Startleistung lediglich für «ine feste Zeitdauer abgeben, und am Ende dieser Zeitdauer nuß das Luftfahrzeug ia aerodynamisch günstigen Zustand sein (Fahrwerk, Klappen, Vorflügel usw. eingezogen), so daß die Triebwerke auf einen normalen Steig-/Reise-Sehubwert gedrosselt werden kennen. Die amerikanischen BundeabeStimmungen beβehrMn-

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ken die Steig-/Reise-Geschwindigkeiten auf 250 Knoten, wenn in Höhen unterhalb von 10.000 Fuß geflogen wird.

Es sind zur Zeit keine Steuersysteme bekannt, die insbesondere während des Start* und Durchstartmanövers eine Lenkung und Führung ergeben» die vollständig mit den Forderungen der amerikanischen Bundes-Lufttütüatigkeitanornifln übereinstimmt. In der Vergangenheit wurden bekannte 'Systeme verwendet, die angeblich, den Piloten vährend de» kri- W tischen Start- und Durchstartmanövers unterstützen, doch soweit es bekanntgeworden ist, berücksichtigen diese By« sterne nicht alle Forderungen, dia durch die Lufttüchtig« keitsnormen festgelegt sind.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, die die oben erwähnten Nachteile vermeidet und dia insbesondere eine Steuerung und Regelung des Luftfahrzeuges ergibt,, die in Übereinstimmung mit den anerkannten Lufttüchtigkeiisnormen steht·

^ Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelös», daß

- die Vorrichtung erste Rechnereinrichtungen zur Lieferung eines ersten, einem Bezugskoeffissienten des Auftriebs des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, wobei der Bezugskoeffizient des Auftriebs der Fluggeschwindigkeit ontspricht, zweite Rechnsreinrichtungen zur Lieferung eines z-weiton, dem tatsächlichen Auftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, dritte Reclmerelnrichtungsn zur Lieferung eines dritten, der Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seines Fiugweges entsprechenden Signals und zum

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Empfang der ersten, zweiten und dritten Signale abgeschaltete Einrichtungen zur Lieferung eines der algebraischen Summe dieser Signale entsprechenden Ausg&t gssigncls umfaßtο

Weitere Vorteile und Einzelheiten der Erfindung ergeben sich aus den Unteranspriichan sowie der folgenden Beschreibung.

Die vorliegende Erfindung unterscheidet sich,, wie es im folgenden ersichtlich wird, vollständig in ihrer Art und ihrer Wirkungsweise von bekannten Systemen und verkörpert einen vollständig abweichenden (Grundgedanken.,

Die verschiedenen Ausgestaltungen dev Erfindung können zur automatischen Erzeugung aufeinenderfolgender Höhenruder-Steuerbefehle während des Start- nna Steigmanövers verwendet werden_r was die Drehung, das Abheben und die Beschleunigung auf die Sicherheits-Zielgeschwindigkeit,, die Nachdrückbeschleunigung (push over acceleration) auf die Klappen-Einziehgeschwindigkeit und Beschleunigung auf die Steiggeschwindigkeit einschließt« Die Erfindung kann außerdem zur Erzeugung von G&s-Stellungsbefehlen während des Steigens auf die Reiseflughöhe, während de» Reiseflugs, während des Sinkfluges,, während des Anfluges, des Ausschwebens und des Aufsetzen;; zusätzlich zur Erzeugung eines kombinierten Höhenruder-Steuerbefehls und Gas-Stellungsbefehls für das Fehlanflugverfahren verwandet werden.

Die Erfindung vird im folgenden anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen noch näher erläutert.

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— ο —

In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 ein umfassendes Blockschaltbild eines äußeren oder Luftfahrzeug-Geschwindigkeitssteuersystems mit geschlossener Schleife, das zur Erläuterung des Hintergrundes des- Erfindung dargestellt ist?

Fig. 2 ein grundlegendes Blockschaltbild des in Fig. Ik gezeigten elektrischen Untersystems;

Fig. 3t ^» 5» 6 und 7 Diagramme aur Erleichterung des Verständnisses der Erfindung und insbesondere zur Erläuterung der Ableitung der mathematischen Beziehungen, auf denen das orfitidungsgemäße System beruht;

Fig. 8 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines Anstellwinkel-Rechners des Systems;

Fig. 9 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines einen Gewichts-Fehler-Rückführausdruck verwendenden Anstellwinkel-Rechners;

Fig. 10 ein vereinfachtes Blockschaltbild des in dem System verwendeten Gewichts-Rechners 5

Fig. 11 ein ausführliches Blockschaltbild des in dem System verwendeten Geschwindigkeits-Steuerparameter-Rechners;

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Fig. 12 eine graphische Darstellung einer Reihe von

Kurven, die zeigen, wie sich die Parameter dee Systems unter verschiedenen Betriebsbedingungen ändern;

Fig. 13 eine graphische Darstellung des Bezugskoeffizienten des Auftriebs,, der als Funktion des Schub-/Gewichts->Verhältnisses und der Klappenstellung programmiert ist 5

Fig. Ik ein Blockschaltbild des Autopilot- und Flug-Direktor-Geschwindigkeitsböfehls-Rechners des Systems;

Fig. 15 ein Blockschaltbild des Schnell/Langsam-Direktors und des automatischen Gasstellunge-Rachners des Systems.

In den Zeichnungen ist in Flg. 2 ein Blockschaltbild des erfindungsgemäßen Gesamtsystems dargestellt, das dem "elektrischen Untersystem" nach Fig. 1 entspricht und Meßfühler, Signalverarbeitungschaltungen und Nutzausrüstung*n u«faßt.

Die Syetem-Meßfühler aind auf der linken Hälfte der Fig. 2 gezeigt. Die MeßfUhler bilden die Eingangsgrenasflache zwischen dem elektrischen Untersystem und der Luftfahrzeug-Umgebung. Sie bestehen aus einem Vertikalkreisel mit einen Signalauegang 120, der mit sind (Längsneigung) bezeichnet ist; aus Pitot-Zstatik-Druck-Meßfühlern, die

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in einem Plugdaten-Rechner 23 eingeschlossen und von die« βem verwendet werden, um Ausgangssignale 1i6, 121, 122, 145 zu liefern, die jeweils proportional zur Vertikalge« echwindigkeit (h), zur berichtigten angezeigten Eigengeschwindigkeit (V ) (CAS) zur Macli-Z&hl (la) und sur Höhe

(h) aind{ aus einem Normarbeschleunigungsnseseer 22, der ein Normalbeβchieunigungssignal (A„) liefert; aus einem Abhebe-Detektor 26, der «in Schalter sein kann, der bei einer vorgegebenen Längsneigungslage nach Vv, betätigt wird, oder der betätigt wird, wenn das Fahrwerk des Luftfahrzeuges entlastet wird; aus einem Längsbaschieunigungs~ messer 21, der ein Längsbesohleunigungssignal (A„) liefert; aus einer Lufttempera tursortde 29 j aus Turbinendrehzahlmessern 30; aus Klappenstellxmgswandlern 27 {6 p)\ aus einem Höhenruder-Stellungewandler 25 (&„)5 aus einem Höhenflossen-Stellungswandler 2k (i_H)l a«a Vorflügel-Stellungsschaltern 28, die betätigt werden, wenn sich die Vorderkanten-Vorflügel in der eigezogenen Stellung, in der Startstellung und in der Landestellung befinden; und aus einem vom Piloten auswählbaren Geschwindigkeitszähler oder -steuerer 31 (V_gET).

Die Signalverarbeitungsschaltung ist in vier hauptsächliche Rechnergruppen unterteilt, wie dies in Fig. 2 gezeigt ist, und zwar in sinan @3sch.«rindi&keii;s-5teuerp&remeter»Rechner 32, einen Sclmbwert-Rschner 33β einen Autopilot-/Flug-Direktor-Gesehwindigkeit3bef®3il£»-Reehner 34, und in einen Schnell-/Langsam-Direktor- und Gas-Rechner 35« Diese Rechner empfangen die Meßfilhlaroignala direkt und verarbeiten sie, um Zwischensignale abzuleiten, die durch die zwei Ausgangsrechner weiter umgeformt und verarbeitet

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werden» wobei die Ausgangsrechner ihrerseits verwendet werden, um die Nutzausrüstungen anzusteuern.

Die Nutzauerüstung bildet die Ausgangegrenzfläche zwischen dem elektrischen Untersyetem und dem Höhenruder·* und Gassteuermechaniemus des Luftfahrzeugs. Jeder Ausgangsrechner steuert zwei Nutzvorrichtungen an. Der Autopilot-/Flug-Direktor-Geschwindigkeitshefehlsrechner 3^ weist einen Auegang auf, der das Höhenruder des Luftfahrzeuges über den Autopilot-Längsneigungskanal 39 und den Höhenruderservo 40 betätigt. Der Rechner 3h weist außerdem einen Ausgang auf, der einen horizontalen Flug-Direktor-Zeiger 11 eines Fluglagen-Direktor-Anzeiger» 10 (ADl) ansteuert. Der Schnell-/ Langsam-Direktor- und automatische Gas-Rechner 35 weißt einen Ausgang auf, der die Schnell-/Langsam-Dareteilung 113 betätigt, die eich typischerveise an der linken Seite dee Anzeigers 10 befindet. Der Rechner 35 weist außerdem einen Auegang auf, der die Gashebel über einen G&shebelservo 36 und eine Kupplungegruppe 38 ansteuert. Eine Rückführung von dem Gashebelservo 36 über ein Servo-Tachometer 37 ergibt ein geschlossenes Schleifen-Ansprechen auf das Gas«>Stellungs-Befehlssignal.

Der Geschwindigkeits-Steuerungs-Parameterrechner 32 erfaßt die am Massenmittelpunkt eines Luftfahrzeuges während des Manöverfluges wirkenden Kräfte und Beschleunigungen. Die Figuren 3-7 erläutern die geometrische Ausrichtung der anwendbaren Beschleunigungen und Kräfte. Diese Figuren werden verwendet, um die grundlegenden mathematischen Beziehungen abzuleiten, die die Grundlage des bevorzugten Geschwindigkeitseteuerungs-Parameterrechners 32 bilden.

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Fig. 3 erläutert die Luftfahrzeugbedingungen während dee Horizontalfluges» Fig. 4 zeigt die Bedingungen während Kurven mit Querlage. In den beiden Figuren 3 und k ist die Symmetrieebene des Luftfahrzeuges die» die das Dreieck OPA enthält· Der Punkt P ist der Massenmittelpunkt des Luftfahrzeuges. Di© Linie OP ist eine Längsrichtungs-Bezugslinie, die in bezug auf das Luftfahrzeug festgelegt und als X-Achse bezeichnet ist* Der Punkt 0 stellt den Schnitt» punkt der X-Achse mit der Erd-Bezugsebene dar, wobei diese P Ebene senkrecht zu einer Lotlinie ist, die sich von dem Massenmittelpunkt (P) des Luftfahrzeuges zum Erdmittelpunkt erstreckt.

Die X- und Z-Achsen des Luftfahrzeuge» sind in der Symmetrieebene des Luftfahrzeuges angeordnet. Die Z-Achse erstreckt sich durch den Massenmittelpunkt (P) und steht senkrecht zur X-Achse. Eine dritte Bezugslinie ist als Y* Achse bezeichnet und erstreckt eich durch den Massenmittelpunkt und bildet mit den X- und Z-Achsen einen dreidimensionalen, gegenseitig rechtwinkligen Bozugsrahmen, der in bezug auf das Luftfahrzeug festgelegt ist.

W Die in den Figuren 3 und h gezeigte vertikale Bezügeebene ist eine Ebene, die durch den Punkt 0 hindurchläuft, zur Erdebene senkrecht steht und zusätzlich eine Linie enthält, die parallel zur Richtung des relativen Windes ist. Der Winkel zwischen der Richtung des relativen Windes und der X-Achse des Luftfahrzeuges ist der Anstellwinkel des Luftfahrzeuges, der als o£ bezeichnet ist. Der Winkel zwischen der Richtung des relativen Windes und der Erdebene ist der Flugwog-Winkel des Luftfahrzeuges, der als Y be-

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zeichnet ieto Der Winkel zwischen der X-Achse des Luftfahrzeuges und der Erdebene iat der Längsneigungswinkel des Luftfahrzeuges» der als θ bezeichnet ist· Der Längsneigungswinkel und der Flugweg-Winkel wird in vertikalen Ebenen gemessen, die zur Erdebene senkrecht stehen.

Während eines Fluge3 ohne Querneigung (Fig. j) fällt die Symmetrieebene mit der vertikalen Besugsebeno zusammen» Oa der Längsneigungewinkel und der Flugweg-Winkel in der gleichen Ebene gemessen werden, ist der Längsneigungs-Win« kel gleich der Summe des Anstellwinkels und des Flugweg-Winkels; d. h. :

Während des Kurvenflugs (Fig. k) fällt die (durch das Dreieck O-P-A definierte) Synsmetrieebono nicht mit der Vertikalebene zusammen, die die Richtung des relativen Windes enthält. Unter diesen Bedingungen werden der Längsneigungswinkel und der Flugwog-Winkel nicht in der gleichen Ebene gemessen, und die Gleichung (1) stimmt nicht mehr. Der Flugweg-Winkel wird in der Ebene gemessen, dia das Dreieck O-A-B enthält, während der Länganeigungswinkel in der Ebene go« messen wird, die das Viereck O~P~E~D enthält.

Der in Fig. h als 0 bezeichnete Winkel ist der Querneigungswinkel des Luftfahrzeuges. Der Querneigungswinkel kann durch den äußeren Kardanringaufbau eines Vertikal-Kreisale gemessen werden, dessen Drehachse derart nachgeführt wird, daß sie mit einer Lotlinie ausgerichtet ist, die sich von dem Massenmittelpunkt P zum Erdmittelpunkt er-

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- Ik -

streckt. Diese Lotlinie schneidet die Erdbezugaebene Im Punkt F in den Figuren 3 und k. Der Winkel 0 ist der Winkel zwischen der Z-Achse des Luftfahrzeuges und einer Linie in der vertikalen Längsnoigtmgawlnkol-Ebene, die senkrecht zur X-Achse dos Luftfahrzeugss steht.

Zur Bestimmung der Ausrichtung der verschiedenen Winkel nach Fig. k ist es zweckmäßig» die Linien der Fig. h ^ als die Kanten einea sechsseitigen Polyeders zu betrach« ten, von dem jede Seite ein rechtwinkliges Dreieck oder ein Rechteck ist. Die Auseinanderfaltung dieser Seiten ist in Fig. 7 dargestellt. Die die Punkte der verschiedenen Dreiecke definierenden Buchstaben antoprechon den in Fig. k gezeigten. Die mathematischen, in Fig. 7 gezeigten Ableitungen zeigen, daß der allgemeine Ausdruck, der sidi auf den Längeneigungswinkel, den Aneto 11 winkel und den Flugweg-Winkel bezieht, wie folgt ist:

sin V - cos (^ sin © - siaö/ cos 0 cob θ (2)

Die Figuren 5 und 6 beziehen aioh auf KrAfta und Beh sohleunlgungen in dar Synanetrisebeue des Luftfahrzeuges, die die X- und Z-Aehsen enthtl.lt (die durch das Dreieck O-P-A definierte Ebene).

Die an dem Luftfahrzeug vorteiletrömende Luftströmung erzeugt eine auf das Luftfahrzeug wirkende aerodynamische Kraft. Dies ist als nicht ausgefüllter Pfeil (F_A) in Fig. gezeigt» Aus Zweckmäßigkeitagründoii wird diese Kraft in zwei Komponenten aufgelöst, die als Luftwiderstand und Auftrieb bezeichnet werden. Die Luftwiderstanda-Komponente

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(d) liegt entlang des Flugweges des Luftfahrzeuges (entlang der Richtung des relativen Windes)· Die Auftriebskomponente (L) steht in einem rechten Winkel zum Flugweg.

Der von den Triebwerken erzeugte Schub liegt in Vorwärtsrichtung entlang der X-Achse des Luftfahrzeuges und ist in Fig. 6 mit T bezeichnet. Die Voktoreumme von Schub, Luftwiderstand und Auftrieb bildet eine resultierende Kraft, die zum Ausgleich der Schwerkraftsanaiehung der Erde verwendet wird, wobei jeder Überschuß eine Beschleunigung des Luftfahrzeuges bewirkt.

An dem Massenmittelpunkt des Luftfahrzeuges ist eine Gesamtbeschleunigung (A_p) vorhanden« Dor Zeitverlauf der Größe und der Richtung des Gesaratbesehleunigungsvektors bestimmt den Flugweg des Luftfahrzeuges. Es ist zweckmäßig, den Gesamtbeschleunigungsvektor in drei gegenseitig rechtwinklige Komponenten aufzulösen. Diese Komponenten liegen entlang der X-, Y- und Z-Achsen und sind jeweils mit X, Y und 2 bezeichnet. Die Komponenten in der Symmetrieebene sind X und Z. Diese können kombiniert werden, um den Längsbeachleunigungsvektor zu bilden, der mit A. bezeichnet ist. Die Vektorkomponenten in der Symaie trie ebene sind in Fig. 5 gezeigt.

Der Gesamt-Längebeechleunigungevektor (A, ) kann äußerndem in ein zweites Paar von gegenseitig rechtwinkligen Komponenten aufgelöst werden, wobei eine Komponente entlang des Flugwegeβ und eine unter rechten Winkeln zum Flugweg liegt. Diese Komponenten sind in Flg. .5 mit V_ und A„__L bezeichnet. Für die Zwecke der vorliegenden Erfindung wird

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angenommen, daß der relative Wind im wesentlichen entlang der Symmetrieebene des Luftfahrzeuges auftrifft. Dies ist richtig, wenn das Luftfahrzeug nicht im Seitenflug-Zustand ist} d. h. wenn das Luftfahrzeug mit vernachlässigbaren Ruderausschlägen betrieben wird. Unter diesen Bedingungen stellt V_, wie es in Fig* 5 dargestellt ist, die Beschleunigung entlang des Flugwegeβ dar. Die Komponenten A___T und Y können durch Vektoraddition kombiniert werden. Die Resultierende ist die auf das Luftfahrzeug wirkende Zentrifugalbe βchieunigung, die auftritt, weil sich die Luftfahrzeug-Masse entlang eines gekrümmten Pfades bewegt.

Lineare Beschleunigungsmesser, die entlang der X-, Y- und Z-Achsen des Luftfahrzeuges befestigt sind, können zur Messung der Beschleunigungen verwendet werden. Wenn angenommen wird, daß d&s Luftfahrzeug mit geringen Seitenflugschiebewinkeln betrieben wird, so ist es lediglich erforderlich, die Beschleunigungen entlang der X- und Z-Achsen zu betrachten. Die Beziehungen können wie folgt zusammengefaßt werdent

V_T - X cos dl - Z sind, (3)

s X ein <λ- + Z cos (k.

Die Ausgänge der entlang der X- und Z-Achsen befestig« ten linearen Beschleunigungsmesser enthalten Störsign&le, weil sie durch das Schwerkraftsfeld der Erde beeinflußt werden. Diese Beeinflussung kann dadurch analysiert werden, daß das Schwerefeld der Erde durch einen äquivalenten Beschleunigung β wert ersetzt wird. Dies ist in Fig. h als ein

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vom Punkt P nach oben gerichteter Pfeil dargestellt, der mit g bezeichnet 1st. Wenn das Sehwer©:f©ld der Erde entfernt würde, würde die Maas© des Luftfahrzeuges einer Kraft (w) entlang der Leitlinie unterworfen., dia genau äquivalent zu der Kraft ist * die vorhanden ist, ?mnn daa Erd-Schwerefeld gegeben ist.

Die Beschleunigung&ineßser könne», nicht zwischen der äquivalenten Beschleunigung dos Erd-Schwerefeldes und den X- und Z-Beschleunigungskoisponentem uatarscheiden» Diese Auawirkungen könntm jedoch kompensier!; werden» weil der Wert von g ebenso wie seine Richtung (entlang der Lo ilinie) genau bekannt ist« All dies ist erfordarlieh, um die Beschleunigung g entlang der speziell in »@r sanierenden Achse aufzulösen. Aus Fig. k ist su erkennen, daß die Störkomponente entlang der X-Achse g ein Θ; entlang der Z—Achrje g cos θ cos 0t entlang der Y-Achse g cos β sin 0 und entlang des Flugweges g sin ißt. Die Signalausgänge der Beschleunigungsmesser sind mit iU. und A₁, bezeichnet:

Α_χ = X + g ein θ (5)

A_z = Z* + g cos θ cos 0 (6)

Die Gleichungen (;3) ηηά (k) können entsprechend ausgedrückt werden als:

V_ = (A_x - g ein 8)cosci~(„4™ - g cos θ cos 0)e±n^ (7) ^ACFL ⁼ (^AX " ^e ^{sin e})^slnöl+(^A _z - S «sos θ cos 0)co3<A/ (8)

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BAD ORIGINAL.

— le» «

Die Beschleunigung entlang dee Flugweges ist proportional zur Resultierenden der Kräfte, die entlang des Flugwegea wirken· Diese achließen Anteile des Schubes, des Luftwiderstandes und des Gewichtes ein« Dia Auftriebskomponente (die senkrecht zum Flugweg steht) trügt k<iino Kraft in der Flugrichtung bei. Wie es an« Fig. h zu Bvls.sm.xexx ist, ist die Komponente des Gewichtee entlang das Plugwetgae gleich W e±nV_t . Die sich ergebende Kraft entlang des Flugweges ist proportional zur Flugwegbeschleunigungt

- V_T = T cosot - D - ¥ sinT' (9)

Dies kann außerdem geschrieben warden als:

»
T cos *> - D ^VT + sinr (1O)

Dl· Zusammenfassung der Gleichungen (2), (7) «nd (9) und die Vereinfachung des Ergebnisses ergibt die folgende Beziehung!

T eos <L - D A^GOS ^₁ _ A_g »in*, _{( n} j

¥ g

Ein Gleichsetzen der Gleichungen (1O) und (n) ergibt: V- . _._v· A-. cos ot. « A₁₅, sin

ti* »inT - A_x cos rf. - A₂ sin. ^ ₍₁₂₎

Die Gleichung (12) ist die Grundlage für den Anstellwinkel-

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■"19··

Rechner der vorliegenden Erfindung und v;ird zu diesem Zweck in der Form:

cos et - V - s sinT

Der Flugwegwinkel kann ausgedrückt werden als:

wobei h die Vertikalgeschwindigkeit des Luftfahrzeuge.«? und V die Geschwindigkeit entlang dos Flugtvsges

Das grundlegende Konzept des¹ Anstellwinkel-Mechn^rs der vorliegenden Erfindung besteht darin,, daß das Gee&mt» fluggewicht des Luftfahrzeuges pich während des Finget» sehr langsam ändert, und zwar lediglich aufgrund des Treib*toffverbraucba« Somit wird erfindungageisäß diese Tatsache als eine Überprüfung der Genauigkeit dee Anr'sallwinkel-Rei-hneJTS verwendet, indem die errechneten. Date** verwendet weiden, um eine Messung des Geeamtfluggevichtea ab»^l@iten. Wenn sich die Gewichtsmessung sehr sclaaell lindert, aeigt dies eine Ungenauigkeit in der Ausgarigstoerucfonung an. Die Anderungsgeschwindigkeit der Ge*i\icht.?berec;im?ixig wird entsprechend in einer Rückführungeform vervotidet, um dia Berechnungen zu korrigieren, wie es weiter unten ausführlich beschrieben wird.

Die Berechnung des G-esamtfl^ggewichta umfaßt die Kräfte und Beschleunigungen entlang der ^-Achse des Luftfahrzeuges.

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Aue den Figuren 5 und 6 ergibt sich;

W ··

— Z * L cos dl

D sin dl - W cos θ cos 0

Das Einsetzen der Gleichung (6) in die Gleichung (15) ergibt den folgenden Auedruckt

L cos

Der Auftrieb und der Luftwiderstand werden in üblicher Welse ausgedrückte

· q β s

· q · S

dabei ist: S die Flügelfläche

q der dynamische Druck C_T der Auftriebekoeffizient Op der Luftwideretandskoeffizient

Dae Einsetzen der Gleichungen (17) und (18) in (16) ergibt den folgenden Ausdruck für das Auftriebs- Gewichts· verhältnis:

D sin d- Hh cos Das berechnete Gesamtfluggewicht ist:

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„ 216UiT

— zi —

W₀ ·& = Sg

Das Schub-ZugeT/ichts-Verhältnia kann außerdem durch die Beziehungen (11), (17) und (18) bestimmt; werden:

j A— cos &_v. - A„ sin I α. λ

W * ooaeC £ g

(21)

Der Gescliwindigkeitasteuörunge—Paratneterrechner 32 lie* fert eine Mechanisierung für die Gleichungdn (13) bis (21). Eine genaue gerätemäßige Aue führung; für die Gleichung (13) erfordert Messungen der Längsbeochleunigung (A_x), der Nor» malbeschleunigung {A„), der Flugvegbeschleunigung (V_) und des Flugwegwinkels (sin X ).

Fig» 8 ist ein vereinfachtes Schaltbild der Vorrichtung zur Durchführung dieser Berechnung» wobei die Meßfühler-Signalquellen für die Längsbeschleuziigmigs- und Normalbeschleunigunge*·Ausdrücke (A-, und A„) die ^?ings- und Verti« kal-Besohleunigungsmesser 21 bzw. 22 sind, während die Signalquellen für die Flugwegbeechleunigmig- und Flugweg-Winkel-Ausdrücke (V~. und sin γ ) von den Üntar-Berechnunganetzwerken 20 bzw. h3 geliefert werden* Wie es durch die Gleichung (13) gefordert ist, werden die Läisbeschleunigungs-, Flugweg-Beschleunigungs- und Flugweg-Winkel-Signale mit den angezeigten Vorzeichen einem Susamierverstärker k$ zugeführt, dessen Ausgang mit Hilfe einea üblichen Teilernetzwerkes ^6 durch das Normalbeschleunigungssignal dividiert wird. Die Multiplikation des L&ngsbeechleunigungsaignals mit cos ά. wird durch einen RUckführungsweg über einen

209827/0663

üblichen Cosinus-Generator 47 erzielt. Der Cosinus-Generator basiert auf der trigonometrischen Beziehung:

COS

(22)

Die in Fig. 8 gezeigte gerätemäßige Ausführung: ergibt verschiedene Berechnungsprobleme, die im Verlauf der Beschreibung weiter erläutert werden. Ee sei jedoch zu diesem Zeitpunkt angenommen, daß diese Probleme auf ein· prakti· sehe Veise gelöst sind, und daß die gesamte Anordnung nach Fig. 8 durch einen äquivalenten Kasten ersetzt ist, der ein elektrisches Ausgangssignal liefert, das proportional zu sin oc ist« wie es bei 48 in dem Anstellwinkel-Rechner nach Fig. 9 gezeigt ist. Die eingekreisten Ziffern in Fig. 9 stellen Signale dar» die elektrischen Größen entsprechend der entsprechenden Gleichungen in dieser Beschreibung proportional sind.

Das sin οζ -Signal wird in einem Summierverstärker 49 mit Signalen kombiniert, die prcpcrtional zum Höhenruder» aus β chi ag (J_) von dem Wandler 25, zur Stellung der Höhen-

JEr

flosse (it,) von dem Wandler 24 und zur Klappens teilung von den Wandler 27 sind, unrein Signal abzuleiten, das proportional zum konstanten Auftriebekoeffizienten des Luftfahrzeuges ist. Somit stellt der Auegang des Verstärkere 49 eine Lösung der folgenden Gleichung dar:

C_t » C₁ + C. sinöC+ C₁, . δ + C. · i- (23) ^L V ^L°C ^L«E E ^Li_H ^H

Für ein bestimmtes Luftfahrzeug ist D_L eine Funktion

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der Klappensteilung, der Vorflügelstellung und der Maoh-

Zahl. C_T ist eine Funktion der Klappenstellung, der Mach-¹K

Zahl und des Ansteilwinkele. C_r und C_T sind Funktionen

Lr L.

der Mach-Zahl. E H

Die in Fig. 9 jeweils durch diese Größen bezeichneten Blöcke 65, 66, 69 und 70 stellen übliche Funkt:·, onageneratoren dar, die die veränderlichen in eine Form umwandeln, dia die bekannten konstanten Charakteristika eines boatlaunten Luftfahrzeuges erfüllen.

Fig« 9 schließt einen Auftrieb- G.-iwicate-Verhältnis-Reohner 82 ein, der eine genaue Berechr.ring der Gleichung (19) durchführen kann, es wird jedoch weiter unten gezeigt, wie die Anforderungen der Gleichung durch die Verwendung des Gewichts-Rückführausdruckes erleichtert werden können. Bin Signal (q) für den dynamischen Druck wird von dem Flugdaten-Reohner 23 gewonnen, der Druckinformationen von den Pitot* und Statikdruck-Sonden des Luftfahrzeuges empfängt. Diese Drück· werden in dem Flugdaten-Rechner 23 in elektrisch· Signal· umgewandelt, die proportional zum Statikdruck (p), zur Vertikalgeschwindigkeit (h)„ zur Mach-Zahl (M) und sur berichtigten angezeigten Eigengeschwindigkeit (V ) sind. Der Staudruck wird aus der Beziehung!

0,7 M²p (2k)

abgeleitet.

Der Staudruck kann in Form der äquivalenten Geschwindigkeit eines inkonpressiblen Strömungsmedium* (v ) ausgedrückt werden, das die Dicht· von Luft in Meereespiegelhöbe und bei 15 ⁰C hat ( ? ), wenn es zur Ruhe gebracht wirdt

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BAD

- Zk -

q * 1/2-f _o.V_e ² = f²q_c (25)

wobei f der Kompressibilitätsfaktor und q , der Druckunterschied zwischen den Pitot- und Statiksonden ist. Der Kompressibilitätafaktor ist eine Funktion der Mach-Zahl.

Für Höhen unterhalb von 10.000 Fuß ist es ausreichend genau, die berichtigte angezeigte Eigengeschwindigkeit durch die äquivalente Fluggeschwindigkeit zu ersetzen, da:

f q 3 1/2·Q · V " (26)

O C -'OC

und f nahezu gleich f bei niedrigen Höhen 1st.

In Fig» 9 ist der Ausgang des Verstärkers k9 ein zu C. proportionales Signal, und dieses Signal wird mit Hilfe eines üblichen Teilernetzwerkes 56 durch den Ausgang des Rechners 82 dividiert, um einen Ausgang zu liefern, der

proportional zu L ist. Nach Verstärkung mit einer Verstärkung, die proportional zur Flügelflächenkonstante S ist, wird das Signal in einem üblichen Multiplizierer mit dem Ausgang q des Rechners 23 multipliziert. Somit ist die P Gleichung (20) gelöst, und der obere Eingang zu einem Summierter« tftrker 58 ist ein Signal, das proportional zum berechneten Gewicht V_ des Luftfahrzeuges ist. Der ¥_-Signalausgang des Verstärkers 58 wird einem Tiefpaßfilter und einem Integratornetoswerk 59 augeführt, dessen Ausgang an den Summierverstärker 58 zurückgeführt wird, um von dem ursprünglichen Ausgang subtrahiert zu werden.

Der Auftriebekooffieienten-Anteil der ^-Gleichung

209 8-27/066 3

BAD

216U01

(wie sie in Fig. 9 gerätemäßig ausgeführt iet) weist verschiedene dynamische Fehler auf. Die C₁. -Eigenschaften de·

JL/

Luftfahrzeuges für konstante Bedingungen sind genau bekannt und in der Gleichung (23) wiedergegeben. Diese "Information ist jedoch während dyxiemi ocher Bedingungen nicht mit ausreichender Genauigkeit bekannt. Ein weiterer dynamischer Fehler besteht in der G-I eic hung (13) fi&r den Anstellwinkel, wobei diese Gleichung Träghoits-Ausdrück«* einschließt und daher nur dann genau ist, venn kein Wind relativ zur Erde vorhanden sind» Bei Vorhandensein von Wind und Vindscherungsbedingungen treten Jedoch dynamische Fehler auf.

Der Zweck des Gewichts-Rücki'ührsignals, wie» es in Fig. 9 gezeigt ist, besteht ia der Beseitigung dieser dynamischen Fehler. Bs berücksichtigt die Tatsache, daß das tatsächliche Gewicht des Luftfahrzeuge· sich langsam ändert. Aufgrund der dynamischen Fehler ändert sich das durch die Gleichung (20) dargestellte Signal während Übergangs- und Windscherungsbedingungon beträchtlich. Die in Fig. 9 gezeigte Integrator·» ausbildung bewirkt entsprechend eine Filterung des berechneten Gewichtesignale entsprechend der folgenden Beziehung:

W-W 1 „ (27)

wobei β der Differential-Operator in bezug auf die Zeit ist.

Der Unterschied zwischen dem Momentanwart (Gleichung 20) und dem gefilterten Wert (Gleichung 27) wird als das Gewichtc-Fehlersignal bezeichnet!

209827/0663 BAD

Vie es in Fig. 9 gezeigt ist, wird dieses Fehlersignal Ober ein· Leitung 93 in den Anstöllwinkel-Reehner k8 nach Art einer geschlossenen Schleife zurückgeführt. Die Verstärkung des Rückführungseignais (k ) bestimmt den Korrekturgrad. Die Größe der Verstärkung ist in praktischen Fallen begrenzt, veil das gefilterte Gewichtssignal nicht genau selbst der relativ langsamen GewichtsVeränderungen des Luftfahrzeuges aufgrund des Treibstoffverbrauche entspricht», wenn die Rück führung β vor Stärkung zu hoch 1st. Eine praktische Begrenzung wird durch eine äquivalente Schleifen-Filterzeitkonstante (1 + k)·!^ zwischen 200 und 500 Sekunden diktiert.

Die Gleichung (20) stellt eine Berechnung des Gewichte· dar* das durch die aerodynamischen Kräfte an dem Luftfahrzeug getragen wird. Während des Rollens des Luftfahrzeuges auf dem Boden vor dem Abheben wird das Gewicht des Luftfahrzeuges teilweise durch das Fahrwerk und teilweise durch aerodynamische Kräfte getragen. Dmr von der aerodynamischen Kraft getragene Teil steigt während des Rollens am Beden an» bis beim Abheben das gesamte Gewicht von Fahrwerk auf die aerodynamischen Oberflächen übertragen wird· Se ist daher anzustreben, daß die Gewichtsberechnung sehr schnell zum Zeitpunkt des Abheben» erneuert wird.

Der Ausgang des Verstärkers k9 nach Flg. 9 (Gleichung 23) stellt die Berechnung des konstanten Auftriebskoeffizienten dar, wenn die Auftriebscharakteristiken des Luftfahrzeuges nicht durch die Bodennähe beeinflußt werden.

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Der Bodeneffekt tritt Im allgemeinen auf, wenn sich das Luftfahrzeug in einer Höbe befindet, die kleiner als eine einsige Flächenspannweite ist. Wenn das Luftfahrzeug auf de« Boden rollt, bleibt die Richtung des relativen Windes hinter der Tragfläche im wesentlichen parallel zur X-Achse des Luftfahrzeuges. Wenn sich das Luftfahrzeug von dem Boden nach dem Abheben fortbewegt, wird die Richtung des relativen Windes hinter der Tragfläche modifiziert, so daß sie eine nach unten gerichtete Komponente (Abwind) aufweist, die die aerodynamische Kraft an dem Heck ändert. Das Fehlen des Abwindes bei der Bewegung auf dem Boden . ändert die Auftriebeeigenschaften des Luftfahrzeuges in einem derartigen Ausmaß, daß die Gleichung (23) nicht für eine genaue Gewichtsberechnung während des Rollens am Boden verwendet werden kann«

Die momentanen Parameter zur Bestimmung des Gesamt· fluggewicht« beim Abheben sind das Auftriebs- Gewichtsverh&ltnis fet) , der Staudruck (q) und der Auftriebskoeffi- ■ient be lot Abheben (C_T ). Das Auftriebs- Qewichtsverhält-

LO nie aus der Gleichung (1°) ist in der Hauptsache eine Funktion der Normalbeschieunlgung (A„) und ist daher beim Abheben genau bekannt. Der Staudruck wird ebenfalls beim Abheben genau bestimat und wird in dem Flugdatenrechner aus der Gleichung (2k) abgeleitet. Der Wert von C. 1st eine Funktion der Klappen-/Vorflüg;©!.-Anordnung, der Stellung der HShenflosse und der L&ngsneigungslage des Luftfahrzeuges relativ zum Boden beim Abheben·

Flg. 10 1st ein Blockschaltbild einer Rechneranordnung, die tür Bestimmung des Gesamtfluggowichtes (w) des Luftfahr-

209827/0663 _BAD

216U01

zeuge* beim Abheben verwendet wird. Für die Zwecke dieser Beschreibung ist das Abheben als der Zeitpunkt wShrend des Drehmanövere definiert, wenn die Längsneigungelage des Luftfahrzeuges einen vorgegebenen Wert (θ _) erreicht. Der Wert von θ._ ist so eingestellt, daß er geringfügig größer als die tatsächliche Länganeigungsdage iet, die gegeben ist, wenn die Räder des Luftfahrzeuges den Boden verlassen. Im allgeneinen verlassen diese Luftfahrzeuge den Boden innerhalb eines relativ schmalen Bandes von Längsneigungelagen-Verten. Um eine genaue Messung des fe Auftriebs-Zugewichts-Verhältnisses zu erzielen, ist es erforderlich, daß das Luftfahrzeug vollständig in der Luft ist, so daß kein Teil des Gewichtes von dem Fahrwerk getragen wird. Der Abhebedetektor ist ein Schalter, der angesteuert und verriegelt wird» wenn die Längsneigungslage des Luftfahrzeuges zum erstenmal ©. _. erreicht. Der Abheb-Koeffiaienten-G«nerator leitet ein Signal ab, das den Vert von C, für die speziellen Einstellungen

LO der Klappe (^ _F), der Höhenflosse (i„) und der Abhebe-

längsneigungslage (6tq) darstellt.

Das Abhebegewicht wird während des Rollens am Boden ■ durch eine kontinuierliche Berechnung unter Verwendung fe eines sehr kleinen Wertes (Ί ) der normalen Gesamtflug gewicht-Filterzeitkonstante (T ) bestimmt. Zum Zeitpunkt

^W1

des Abheben» wird der momentane Wert des berechneten Gewichts gespeichert und darauffolgend als Bezugswert zur Erzeugung der Gewichtefehlersignale verwendet. Die· wird durch Umschalten auf ein Gesamtfluggewichts-Filter mit großer Zeitkonstante (T^ ) durchgeführt. Somit liefert in Flg. 10 der Auftriebskoeffizienten-Rechner k9^x (der die Elemente nach Fig. 9 umfassen kann, die den Verstärker

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BAO

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speisen) seinen normalen Vertausgang im Flugzuatand an den oberen Kontakt eines Schalters 201 und dann an den Teiler 56 und den Multiplizierer 57 und an den Summierverstärker 58 wie in Fig. 9. Während des Roilans aa Boden vird jedoch der Abhebedetektor 26 nicht betätigt, wodurch der Schalter 201 sich wie dargestellt in seiner unteren Stellung befindet. In dieser Stellung liefert der Abhebekoaffizient des Auftriebsgenerators 203 den Wort d-js Auftriabskooffizienten (Cl ), der als Funktion der Startstellung der Klappen 6„ (und Vorflügel) und der Höhenflosse i„ vorbastimmt ist, sowie einen vorbestimmten Wert der Längsneigungslage § , wodurch die Gewichtsberechnung des Luftfahrzeuges zum Zeitpunkt des Abhebenβ auf diesen vorbestimmten Wert von Ct vorbestimmt ist. Außerdem betätigt dei· Abhebedetektor 26, wie es dargestellt 1st, einen Schalter 204, der - wie es in Fig. 9 beschrieben ist - unter Flugbedingungen den Ausgang des Verstärkers 58 und des Filters ^9 an den Eingang des Integrators 60 liefert.

In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung 1st der Schalt-Schvellwert des Abhebedetektors 26 ein vorgegebener Wert (θ· ) der Längeneigungslage des Luftfahrzeuges, der geringfügig höher oder größer als die tatsächliche Abhebe-Längsneigungslage Θ. _ ist. Der Un-

LA)

terschied zwischen Θ. _ und θ'_τη ist derart, daß sicherge stellt iet, daß das Luftfahrzeug in der Luft ist und daß daher der Wert von rr auf den Flugdaten beruht.

Wie es weiter oben erwähnt wurde, wird das Abhebegewicht während des Rollens am Boden kontinuierlich unter Verwendung eines sehr kleinen Wertes der Gewichtsfilter-Zeitkonstante im Flug berechnet. Dies wird dadurch erreicht,

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-30- 216U01

daß ein zweites Filter 59* vom Ausgang des Verstärkers 58 an den unteren Kontakt des Schalters ZOh angeschaltet wird, wodurch die Gewi cht sbere chnung bei enirogtem oder nicht betätigtem Abhebedetektor sehr schnell erneuert wird.

Bei Vp folgt der Pilot den Anvölauiig^n des Flugenzeigera 10 und dreht das Luftfahrzeug in dor Längeneigung, und wenn die Längeneigungslage zum erstenmal β¹-- erreicht, wird der Abhebedetektor 26 betätigt und verriegelt. Die Schalter 2Ο1 und 204 werden in ihre oberen Stellungen bewegt. Der Vert des Gewichtesignals unmittelbar vor der Betätigung des Detektors 26 beruht auf einen vorgegebenen Vert von C^,. (unter Einschluß der vorbestimmten Abhebe-Längeneigungelage), von L/V und von q, wobei dieser Vert mit Hilfe des Integrators 60 wirksam verriegelt wurde, indem dessen Eingang von dem Filter 59' mit kurzer Zeitkonstante auf das Filter k9 mit sehr langer Zeitkonstante umgeschaltet wurde. Somit wird jeder nach der Betätigung des Detektors 26 vorhandene Gewichtsfehler unmittelbar am Ausgang des Verstärkers 58 wiedergegeben und an den Eingang des normalen Rechners für den C,-Vert in Flugzustand zurückgeführt, um irgendwelche Berechnungsfehler zu korrigieren.

Unter Verwendung des Gewicht«?fehler-RückfUhrkonzeptes der vorliegenden Erfindung ist es nun zwackmäßig, eine vereinfachte und praktische Ltfsung der Anstellwinkel-Berechnungsprobleme zu betrachten, auf die weiter oben angespielt wurde* Die RUckführungskorrektur in geschlossener Schleife ermöglicht die Durchführung von Annäherungen an die genauen gerätemäßigen Ausführungen für den Anstellwinkel (Fig. 8)

BAD 209827/0663

216U01

sowie außerdem von Korrekturen für die genauen Berechnungen der Flugwegbeschleunigung (Gleichung 7) und des Flugwegwinkels (Gleichung 1^), Selbstverständlich umfassen die Annäherungen in der Hauptsache lediglich dynamische Fehler.

So ist in Fig. 11 ein bevorzugtes Aunführungsbeispiel für eine Rechnereinrichtung zur Lieferung der Geschwindigkeitssteuerunga-Par&meter für ein Transport-Luftfahrzeug dargestellt. Auch hier stellen die eingekreistem Ziffern in dem Schaltbild Signale dar, die proportional zu Größen entsprechend der entsprechenden Gleichungen der Beschreibung eind.

Die flir die Flugweg-Beschieunigung verwendete Annäherung ist ι

wobei diese Annäherung gerätem&ßig ausgeführt ist, wie es im folgenden unter Bezugnahme auf Fig. 11 beschrieben wirdj

Zu A_ und Α» proportionale Signale werden von den Ltngebeechleunigungsmeseern 21 bzw. dem Rechner 23 eugeführt, wobei der letztere Ausdruck in einem Multiplizierer 37 mit einem von dem Vertikalkreisel 16 gelieferten und zu sin θ proportionalen Signal multipliziert wird, ur,.d beide Signale werden mit den dargestellten Vorzeichen als Eing&nge an den Summierverstftrker 38 geführt. Ein berichtigtes angezeigtes Eigengeschwindigkeitsuignal (V ) wird von dem Flugdatenrechner 23 geliefert und wird über eine Ausblend-(washout-)Schaltung 3k gefiltert, bevor sie dem Ver-

209827/0663 b» WWW*

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stärker 38 zugeführt wird. Eine Rückführung mit einer Integralschaltung um den Verstärker 38 ist außerdem für !Compensations zwecke vorgesehen, wie en beschrieben wird. Der Ausgang des Verstärkers 38 ist dahar ein Signal, das die eingeklammerten Ausdrücke der Gleichung (29} darstellt und wird als ein Eingang einem weitere« Verstärker kO zugeführt, dessen anderer Eingang durch des Gewichtsfehlex·- RückfUhrungasignal an einer Leitung 63 über eine Verstärkungs-Einsteilschaltung k gebildet wird.

P Die Gleichung (29)» wie sie gerätenjäßig .in Fig. 11

auegeführt ist, stellt verschiedene sehr erstrebenswerte praktische Erwägungen dar. Die genaue Beziehung für die Flugwegbeschleunigung (Gleichung 7) besteht aus einer algebraischen Summe von relativ großen Werten. Joder der Ausdrücke hat einen bedeutenden Wert während der Bedingungen im eingeschwungenen oder konstanten Zustand. Per definition ist der Vert der Flugwegbeschleunigung im konstanten oder eingeschwungenen Zuat&nd gleich Null. Ss ist daher sehr erstrebenswert, das Signal durch eine Aueblendschaltung zu verarbeiten, um die übertragung der konstanten Signale durch den Flugweg-Beschleunigungerechner zu sperren. Der anzustrebende Wert der Aueblendschaltungs-

P Zeitkonstante (^a) liegt bei ungefähr 20 Sekunden« Obwohl die Verwendung eines Sperr-Netzwerkea dynamische Fehler hervorruft, werden diese durch den Gewichts-Fehler-RückfUhrungsausdruck kompensierte Um die Größe der k^-Verstärkung zu verringern, wird ein berichtigter angezeigter Eigen-

geschwindigkeits-RUckfUhrunge-Auedruck _c verwendet, der

/γ»

teilweise den dynamischen Fehler der ^l V Aueblendschaltung korrigiert. Das Grundprinzip für die Verwendung von A— - A„ sin θ anstelle von

- g «in 9) cos fc - (·*„ - g cos θ cos 0) ein <*/

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216H01

von Gleichung (7) beruht auf der Tatsache, daß diese Annäherung gültig 1st, wenn der Anstellwinkel relativ klein ist und angenommen wird» daß der Wert von g gleich A„ ist. Diese Annäherung ist passend, well der Gewichte-Fehler-Rückführungsausdruck die Fähigkeit aufweist. Fehler in der dynamischen Annäherung sowie Störungen aufgrund von Vindscherungsbedingungen au korrigieren.

Die Forderungen der Vorrichtung nach Fig. 1 schließen einen Flugweg-Winkel-Rechner 4.3 ein» dessen Ausgang als ein Eingang für den Anstellwinkel-Rechner erforderlich ist, In Fig. 11 werden zur Ableitung des Flugwegwinkels zwei in einfacher Weise zur Verfügung stehende Signale verwendet· Diese Signale sind das Vertlkal-Geschwindigkeitseignal (h) von dem Flugdatenrechner 23 und das Mach-Z aiii-Signal (A₁H), das ebenfalls von dem Flugdatenrechner 23 geliefert wird« Der Flugdatenrechner 23 stellt außerdem die Quelle für das berichtigte angezeigte Eigengeschwindigkeitssignal (V ) dar, das in der gerade beschriebenen Flugweg-Beschleunigungsberechnung und außerdem zur Erzeugung .des berechneten Gewichtβsignalβ verwendet wird, wie es unter Bezugnahme auf FIg, 9 beschrieben wurde. Das berichtigte angezeigte Bigengeschwindlgkeitssignal ist ungefähr gleich der äquivalenten Fluggeschwindigkeit für niedrige Fluggeschwindigkeits- und Höhenwerte, die typisch für die Start- und Landebedingungen von Transportflugzeugen sind. Wie es weiter oben erläutert wurde, kann der Flugdatenrechner «in genaues Staudrucksignal (q) erzeugen, wenn dies für Anwendungen bei hoher Mach-Zahl erforderlich ist«

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In Flg. 11 beruht die Flugweg-Winkalberechnung auf der Gleichung (30). Ein Vertikalgeschwindigkeitssignal η wird von dem Flugdatenrechner 23 geliefert und einem Tiefpaßfilter hl zugeführt, dessen Auegang durch die Mach-Fluggsschwindigkeitssignale in dem TeIlehnetζwerk kZ dividiert, wobei die Mach-Fluggeschwindigkeit saigrmle ebenfalls /on dem Flugdatenrechner 23 geliefert werden. Der sich ergebende Auegang ist ein Signal, das entsprechend der Gleichung (3<) dem Flugweg-Winkel (sin/') entspricht.

Das Vertikalgeschwindigkeitssignal von dem Flugdatenrechner wird durch Anomalien der Statikquelle beeinflußt, die durch die Lftngsneigungsgeachwindigkeit des Luftfahrzeuges beeinflußt wird* Es ist daher anzustreben, das Vertikalgeschwindigkeit* signal ait einer Zeitkonstante von einer bis drei Sekunden zu filtern. Dies ergibt jedoch wiederum dynamische Fehler, die jedoch durch die Gewichts-Fehl er-RttckfQhrungs te chnik korrigiert werden. Die verwendete Annäherung ist:

» ♦ 1

wobei A die Schallgeschwindigkeit in der Luft und T · die Zeitkonstante des Filters ist.

Unter Bezugnahme auf Fig. 11 ist au erkennen, daß das zu sin tf- proportional· Signal t

209827/0663 _{ßAD ORIG}IMAU

216U01

Pie Gleichung (31) ist zu der genauen Gleichung (i3) equivalent, jedoch mit der Ausnahme, daß angenommen wird» daß cos oC gleich Bins ist und daß die berechneten Werte der Flugwegbeachleuniguag und das F.lugw8gwinkc<le in durch den Gewlchts-Fehlctr-Rücicführungsatr.edruck kompensierter Form entsprechend der Gleichungen (29) bzw. (30) verwendet werden. Somit werden diese Ausdrücke Ir. Flg. 11 mit den dargestellten Vorzeichen in deia SvjamiarHrerstärker 50 zusammengefaßt, wobei der Ausgang dee Sumraisrverstärkere 50 durch dae A„-Signal von dem Normal -Be&ohle^jnigungsinefiser 22 in einem Teileraetzwark 51 dividiert wird,, dessen Ausgang das berechnete und korrigierte Signal ist, das proportional zum Anstellwinkel (sin ei ) des Luftfahrzeuges ist· Das von der Vorrichtung nach Fig. 11 abgeleitete L/W-Signal ergibt eine Vereinfachung von der Gleichung (1°)· VIe verwendet in Fig. M, 1st diese Beziehung:

⁽¥ > «T 1 -^ -in PC _c (32)

β L

Das zu Aj, proportionale Signal wird wiederum von dem-Normalbeschieunigungsmeaser 22 geliefert. Ee wird dem Multiplizierer 35 zugeführt, dessen Ausgang daher A„ sin oC 1st. Dieses Signal wird mit einem Signal multipliziert, das proportional zum Verhältnis des Luftwiderstandskoeffizienten C- zu» Auftriebskoeffizienten C. ist, wie weiter unten beschrieben wird, und das Produkt D A- sin oC wird dem

(T" SuoMierverstftrker 36 zugeführt, des- L -sen Ausgang ein Signal 1st, das proportional zum Zähler der Gleichung (32) 1st· Dieser Ausgang wird mit einem Verstärkungsfaktor von — modifiziert, um den gewünschten berechneten Auftriebs-

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216U01

Gewichte-Ausdruck (—) zu liefern. Xn Fig. 11 wird der

Ir O

Ausdruck C. für den Auftriebskoeffizienten wie in Fig. 8

L·

abgeleitet, und dessen Signal erscheint an Auegang des Suaaierverstärkere k9.

Die Gleichung (32) liegt innerhalb von 1 # des ge-

nauen Ausdruckes (Gleichung 19)· Das Verhältnis von D

ς:™" beruht auf dem folgenden Ausdruck für d*tn Luft- L wideretandskoeffizientent

C_D > C_D + k (C₁ - A)² (33)

wobei C_{n (} k und a Konstanten sind. Cn_n, und k sind Funk-

^D0 °

tionen der Klappenstellung; a let eine Funktion des Ausmaßes des Auefahrens der Vorderkanten-Vorflügel.

Das Verhältnis ·=— ist dahert

^CL

^CD ^D0 + ka² - ka + k C.

Somit werden in Fig. 11 Signale Cd_0t k und a, die pro portlonal su den vorgegebenen Funktionen der Klappenetellu und der VorflOgelstellung sind_f von einea Funktionagenerat 71 geliefert, dem Eingänge von dem Klappen-Wandler 27 und den Vorflügelschaltern 28 pugeführt werden. Der Ausgang (C_Dq + k a ) des Funktionsgeneratore 71 wird durch C^ dividiert, um den ersten Ausdruck der Gleichung 3^ zu liefern, und wird ale ein Eingang an einen Summierverstärker 73 erführt, dessen anderer Eingang das k-a-Signal von dem G_ene-

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216U01

rator 71 ist. Der dritte Eingang ist das C--Signal an der Leitung 72 von dem Verstärker k9, das mit Hilfe eine» Funktionsgeneratore 71* als Funktion der Klappensteilung modifiziert wird. Der resultierende Ausgang des Verstärkers 73 ist daher ein Signal, das proportional zu den Luftwilerstandskoefflzienten und dem Auftriebeverhältnis _I) nach Gleichung (Jk) ist. Dieses Signal wird den L ^-Reehnerschaltungen, d. h«, dem Multiplizierer T6 und dem Verstärker 36 zugeführt, wie es veiter oben für die lösung der Gleichung (32) beschrieben -wurde.

Wie es welter unten aus filier Ii eher beschrieben wird, ist der Bezugs-Auftriebskoeffizient (C. } erfindungsgemäß eine Funktion des Schub- Gowichts- Verhältnisses (tt) des Luftfahrzeuges und das Verhältnis des Überschusses des Schubs über dem Luftwideretand gegenüber dem Gewicht ( ) wird verwendet, um die ManSver-Geechwindigkeitsbegrenzungen einzustellen und um den Schnei!-/Langsam-Anzeiger des Flugdirektore in der Start- und Durchstart-B«triebeweise zu betätigen. Zu diesen Grüßen proportionale Signale werden außerdem von dem Geschwindigkeiteeteuerungs-Parameter-Rechner 32 geliefert. Der Wert des Ausdruckes des Verhältnisses von dem Überschuß dee Schubs über den Luftwiderstand gegenüber dem Gewicht ist durch die obige Gleichung (11) bestimmt« Obwohl die Gleichung (11) eine genaue Lösung 1st. so ist doch verständlich, daß die Annäherung für kleine Winkel für coe OC gültig ist, wodurch die Berechnungeechaltung vereinfacht wird. Somit wird in Flg. 11 der Auegang dee Multiplizierer« 35 mit dem Längsbeschleunigungsmeseer-Signal A- von dem Beechleunigungeneeeer 21 in einen Veretärker 7k eummiert, wobei der Auegang dieeee Verstärker« daher ein Signal let, das proper* toi al zur Gleichung (11)

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let, wobei angenommen let, daß co· eC gleich £ine ist.

Die Gleichung (21) wird ebenfalls durch die gleiche Annäherung für kleine Winkel vereinfacht. Der Ausgang des Verstärkers j6 und der Verstärkungefaktor —, der die Gleichung (32) darstellt, wird mit dem C.-Signal von dem Verstärker 34- in einem Multiplizierer 87 multipliziert, dessen Ausgang mit dem Ausgang 115 des Verstärkers 7k (Gleichung 1i) summiert wird, um die Lösung für die Gleichung (21) zu liefern, und zwar ein Signal an der Leitung 89, das proportional zum Schub- zu Gewichtsverhältnis (tj) isto

Der berechnete Flugweg-Vinkelausgang, der mit sin Jr" bezeichnet ist, beruht auf der Omateilung der Gleichung (io)_t und zwar unter der Annahme, daß cos d^ Eins ist:

^VTC

Die Gleichung (35) stellt eine genauere Messung des Flugwegwinkels dar, als diea durch die Gleichung (30) gegeben ist, weil ea die dynamische Kompensation des Gewichts-Fehler-Kttekführungaauadruckes einschließt.

In Flg.

einem Sumaiierveratärker 82 zugeführt, deaaen anderer Eingang der Anagang (Ty₀) des Verstärkers 40 nach der Modifikation mit einem zu — proportionalen Verstärkungsfaktor 1st« Somit ist der Aaegang des Veratärkera 82 ein Signal, daa «•man proportional ■*■ Flugwegwinkel (ein t ) da« Luftfahrzeuge· lat und da· in anderen Luftfahrzeugayataaan nützlich •ein kann*

2098 2 7/0663

216H01

Der Abhebe-Detektor 26, der weiter oben unter Bezugnahme auf Fig. 11 beschrieben wurde« wird ausgelöst, wenn da· Luftfahrzeug eine vorgegebene Längsneigungslage erreicht* Dies hat den Vorteil, daß das Schalten durch Oaten erreicht wird, die in einfacher Weise in dem System zur Verfugung stehen und keine Meßfühlersehalter außerhalb des Systems erfordern. Es ist jedoch verständlich, daß abweichend von diesem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Detektor 26 durch andere Einrichtungen ausgelöst werden könnte» die das Abheben feststellen; beispielsweise könnte ein Schalter an dem Fahrwerk vorgesehen werden, der betätigt würde, wenn das Fahrwerk vom Gewicht des Luftfahrzeuges entlastet wird» Somit soll der Abhebe-Detektor 26 in der in Fig. 2 gezeigten Gesamtvorrichtung eine allgemeine Erläuterung darstellen.

Militärische Luftfahrzeuge geben während des Fluges intermittierend Gewicht von bekannter oder vorgegebener Größe ab, wie z. B. Bomben, Ladung usw., und derartige plötzliche Änderungen im Gewicht des Luftfahrzeuges würden daher erfordern, daß die Berechnung des Gesamtfluggewiohtes zu der Zeit der Abgabe erneuert wird. Aufgrund de· beabsichtigten erforderlichen Vorgange· kann die Erneuerung alt vorgegebenen Werten durchgeführt werden, die ■it dem tatsächlichen Abgeben der speziellen Gegenstände synchronisiert eind und in den Verstärker 86 nach Fig. 11 eingeführt werden, dessen Auegang an der Leitung 134 ein Signal ist, da· das Gesamtgewicht W de· Luftfahrzeuge· entsprechend der Gleichung (27) darstellt.

Bei erneuter Betrachtung der Fig· 2 ist «u erkennen, da8 die Funktion de· Schubwert-Borechners 33 darin be»

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steht, einen Vert eines Triebwerkparameterβ zu erzeugen, der die optimalen Schubbetriebseigensohaften unter vorhandenen Bedingungen von Außonlufttemperatur, Höhe, Maoh-Zahl, Leistungsverlustbedingungen (engine bleed conditions) und Betriebsweise des Luftfahrzeuges anzeigt· Für manche Triebwerke ist der richtige Parameter die Drehzahl des Niedrig» geschwindigkeitsrotors, der mit dem Gebläse verbunden ist (Üblicherweise al· Geblasedrehzahl N₁ bezeichnet)« Für andere Triebwerke ist der richtige Parameter das Triebwerks-Druckverhältnis (üblicherweise als EPR bezeichnet)«

P Der Schubwertrechner 33 verwendet Meßfühlereingänge, die Signale entsprechend der Außentemperatur von der MeB* fühl er sonde 29 sowie Hohen«· und Maoh-Zahl-Signale von dem Flugdatenrechner 23 und Triebwerksgebläsedrehzahlen von dem Triebwerksdrehzahlmesser 30 umfassen* Die Signale werden verarbeitet) um ein Fehlersignal an einer Leitung I65 abzuleiten, das proportional zur Differenz zwischen der gewünschten Triebwerks-Gebläsedrehzahl (oder dem Trieb» werkedruckverhältnis) und dem tatsächlichen Wert der Ge· bläsedrehzahl des schnellsten Triebwerkes ist. Dieses Fehlersignal wird von dem in Fig. 15 dargestellten Rechner für die automatische Gaseteilung verwendet, um die Trieb-

^ werks-Gashebelkupplungen 38 einzustellen, um optimale Sehubbedingungen aufrechtzuerhalten, wenn dies vom Piloten gewünscht wird und wie dies noch beschrieben wird· Die spezielle Betriebsweise wird unter Verwendung geeigneter Druckknöpfe an einer (nicht gezeigten) Cockpit-Kentrolleinheit bestimmt. Typische auswählbare Betriebsarten des Geschwindigkeitssteuerungs-Systems der vorliegenden Erfindung sind Start, kontinuierliches Steigen, Reiseflug* Anflug und Durchstarten.

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- 4i -

Der Schubwertreohner 33 erzeugt außerdem ein bestimm» tes "Triebwerk-AUS·¹-Signal an einer Leitung 90, was einen Triebwerksausfall anzeigt· Dies wird dadurch bestimmt, daß gemessen wird, daß die Gebläsedrehzahl (oder das Triebwerks·* Druckverhältnis} irgendeines der Triebwerke unter einen bestimmten vorgegebenen Wert abgefallen ist. Dieses diskrete "Triebwerk-AUS"-Signal wird dazu verwendet den Bezugswerte des Auftriebskoeffizienten (C_Lref) während des Startes so einzustellen, daß es der V₂-Zielgeschwindigkeit bei einem ausgefallenen Triebwerk und V„ + 10 Knoten entspricht, wenn alle Triebwerke normal arbeiten, wie es weiter unten beschrieben wird·

Die Hauptfunktion des Autopilot-/Flug-Direktor-G·- schwindigkeltsbefehlsrechners. 34 nach Fig. 2 besteht darin, ein Regelsignal (y) zur Bewegung des Längsneigungs-Befehlszeigers 11 des Fluglagen-Direktor-Anzeigers 10 für die Leitung des Starte und des Durchstartens zu erzeugen* Did Steuergleichung, die das Regelsignal bestimmt, ist«

- ^CL> ^{+ k}2 ^TC - ^k3

Entsprechend der Lehren der vorliegenden Erfindung ist der Bezugs-Auftriebskoeffizient (Cl«^) der Zielwert des Auftriebekoeffizienten, den das Luftfahrzeug erreichen sollte, während es auf seinem anfänglichen Steigpfad zu der Zeit stabilisiert ist, an dem es das Ende der Startbahn während der Start» und Durchstart-Betriebewelsen Überfliegt. Dieser Wert entspricht der Ziel-Start-Geschwindigkeit, der tabellenartig in dem Luftfahrzeug-Betriebehandbuch aufgeführt ist und der mit den Bundeslufttuchtigkeitenormen für

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- kz -

Sicherheitsgeschwindigkeiten für eine spezielle Flugzelle übereinstimmt. Der Wert von ^cLpE_F ^ie* eine Veränderliche, die sich momentan ändert, wenn ein Triebwerk ausfällt, oder wenn irgendwelche andere Faktoren auftreten, die den Schub der Triebwerke beeinträchtigen, wie z. B. Gebläaedrehzahl, Triebwerke-Druckverhältnis, Fluggeschwindigkeit, Lufttemperatur, Höhe, Mach-Zahl,. Triebwerkeverluste uew. Dar Vert wird außerdem automatisch bei Änderung??! ä&r Anordnung von Klappen, Vorflügel und direkten Auftriebsateuerklappen ^ eingestellt.

Fig. 12 zeigt berechnete Start-Zeitverlaufe für ein typisches, kommerzielles Dreitriebwerk-Transportluftfahrzeug unter drei typischen konstanten Schub-Zu-Gewichts-Verhältnlsbedingungen. Die Kurven zeigen die zeitliche Veränderung des tatsächlichen Auftriebekoeffizienten, der Flugweggeachwindigkeit und des Flugweg-Bahnverlaufe, ausgehend von der Zeit der Drehung bei Steuerung durch das Regelsignal nach Gleichung (36). Es ist zu erkennen, daß dureh Einstellung von Cj,--. als Funktion von T/V der Spitzenwert des momentanen Auftriebskoeffizienten einen Wert nicht überschreitet, der einen Wert von 10 5t oberhalb des Überziehens

Ik für alle Wert« des Triebwerkssohubes anspricht.

Typische Programme für den Bezüge-Auftriebskoeffizienten gegenüber dem Schub-Zu-Gewichta-Verhältnia sind in Fig. 13 für ein Dreitriebwerka-DUsentranaportflugzeug bei verschiedenen Klappenetellungen dargestellt. Diese Programme werden zur Aufstellung der Handbuoh-Sioherheitageschwindigkeiten für entsprechende Werte von Triebwerkeschub, Klappenstellung und Gesamtfluggewieht des Luftfahrzeuges verwendet,

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und zwar auf der Grundlage der Gleichung!

V,

HDBK V C7(1/2 2 _O-S) (37)

REF

Die in Fig. 13 gezeigten Eigenschaften stellen getrennte Programmgruppen für Zweitriebwerks-Betrieb und Dreitrieb*· werkβ-Betrieb dar. Die Zweitriebwerke-Gruppe gibt die Vg-Geschwindigkeit wieder; die Dreitriebwerks-Grupp® gibt eine Geschwindigkeit von V₂ + 10 Knoten wieder. Die Dreitriebwerks -Gruppe wird aus der Zweitriebwerke-(Vp-)Gruppe durch Verschiebung Jedes Punktes der Zweitrlebwerke-Kennlinien bis au einem entsprechenden Punkt entlang der T/W-Achse auf einen üb 50 £ größeren Wert und entlang der CLj^p-AeSise auf einen um 14 $ kleineren Wert erzeugt· Beispielsweise ist der Punkt für Οχ,^-« bei zwei Triebwerken, der einem Verhältnis von T/W von 0,2 oder einer Klappenstollung von 25 Grad entspricht, gleich 1,510« Der entsprechende Punkt für einen Dreitriebwerks-Betrieb ist C_Lref gleich 1,300 bei einem Verhältnis von T/W von 0,3.

Der ebene Teil der Zweitriebwerke-C^p-.p-Kennlinien bei Schub-Zu-Gewichtsverhältnisβen von kleiner als 0,2 gibt ei« ne Geschwindigkeit von Vj wieder, die gleich 1,2 mal der Überziehgeschwindigkeit ^v _STALt i»t» Der Wert Cjjoe* "i**d (entsprechend einer vergrößerten Fluggeschwindigkeit) für Sohub-Zu-Gewichtsverhältnisse größer als 0,2 verkleinert· Die Verkleinerungs-Kennlinien geben die Wirkungen der mini* aalen Steuergeschwindigkeit und die Notwendigkeit wieder, daß verhindert wird, daß der momentane Wert des Auftriebekoeffizienten einen Wert überschreitet, der die tlberziehge*

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- kk ~

schwlndigkeit dee Luftfahrzeuges überschreitet, wenn das Luftfahrzeug zum Abheben gedreht wird.

In Fig. i4, In der schematisch der Autopilot~/Flug-Direktor-Geschwindigkeitsbefehlsrechner dargestellt ist, verwendet die Steuergleichung (36)» die C,- und V- -Signalausgänge 72 und 39 des Geschwindigkeitssteuerungs-Parameter* rechners 32 direkt« Das Regelsignal 6 ist in den Figuren und lh gezeigt. Dieses Signal ist als ein Befehl auf dem Anzeiger 10 dargestellt. Der Horizontalzeiger 11 stellt

* durch eine Vertikalverschiebung von einem Bezugsindex 12 (Fig* 2) einen Längsneigungs-Lagenbefehl dar, wobei dieser Befehl durch den Piloten dadurch erfüllt wird, daß dieser die Längsneigungslage des Luftfahrzeuges um einen Wert ändert, der erforderlich ist, um den Zeiger 11 auf der Indexmarke 12 auf Null zu bringen. Der Zeiger 11 wird durch einen geeigneten Meßinstrumentenantrieb 13 angetrieben, der durch einen Befehlaspannungsausgang von dem Flug-Direktor-Rechner gesteuert wird, der allgemein bei U in Fig, 14 dargestellt ist. Des Regelsignal £ enthält ein Dämpfungssignal mit kurzer Periode, das dem Fing-Direktor-Rechner 14 von einem Längsneigungsgeschwindigkeitsrechner 111 zugeführt wird, der an der Leitung 120 ein sin©-Signal von

^ dem Vertikalkreisel 16 empfängt. Das Regelsignal (£) enthält außerdem das Differenzsignal zwischen einem von dem CLjygp-Rechner 18 gelieferten und zu einem Bezugs-Auftriebskoefflzienten proportionalen Signal und einem Signal des tatsächlichen Auftriebskoeffizienten an der Leitung 72, das von dem Geschwindigkeits-Steuer-Parameterrechner 32 geliefert wird* Ea enthält weiterhin ein Syetemdämpfungssignal an der Leitung 39» das proportional zur Beschleunigung entlang de» Flugweges (^V _TC) ^{von dem} Rechner 32 ist.

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Vie es weiterhin in Fig. lh zu erkennen ist, empfängt der Cj-gp-Recnner 18 drei Einganges ein zur Klappenstellung (4 _) proportionales Signal 66 von dam Klappenstellungswandler 27» ein zum Schub-Zu-ßawiehta-Verhältnie proportionales Signal 89 von dem ireseh-wlKdigkaite-Steuerungs-Parameterrechner 32 und ein Triebwerksaaafall-Unterecheidungssignal 90, das von dem Schub-VertcR^ohner 33 erzeugt wird· Das letztere Signal wird dem Rechner 18 zugeführt« um das CLpg»-Programm zn verschieben, falls ein Triebwerk ausfallen würde, nachdem V., erreicht wurde, wie es beschrieben wurde. V. ist die Geschwindigkeit, bei der das Luftfahrzeug starten darf.

Das Klappensignal 66 wird einem nielxtlinearen elektronischen Funktionsgenerator 92 zugeführt, der den ebenen Teil der typischerwaise in Fig. 13 g®ze±gi;&n Kennlinien in Abhängigkeit von der Klappensteilung wiedergibt« Wie es in Fig, 13 zu erkennen ist, steigt der Wart von C^p^ in dem ebenen Bereich im allgemeinen an, wann dar Klappenwinkel vergrößert wird. Bas Sehub~Zu»G«wiehts~Verhältnissignal, das dem Rechner 18 an dwr Leitung 89 zugeführt wird, wird begrenzt und mit dem Ausgang des Ct „„„-Funictionsgenerators derart zusammengefaßt;„ daß die gswünschten Neigungen des Cl«.,™-. Pro gramma als Funktion von T/W erzeugt werden. Die Änderungen in der Neigung der Kurven« die bei vorgegebenen Werten von T/V auf tr.a can, werden durch einen Verstärker 95 m±t totar '£mift„ einem Siammiernetzwark 9k, ein Summiernetzwerk 96 *nit voi'bestiaümter Vorspannung, ein Begrenze met zw ark 9? und ein Stimmi®rnetzwes^fk 98 geliefert. Die V«rsehiebu£& der Gruppe von Kennlinien its Fall dee Au·fallβ «ines Triebwerks wird mit Hilfe von Veretärkung.-jändorungenotzwerken 93 S, 932, 933 tind 9!>^ duroh-

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geführt, die durch ein Signal 90 von dem Schubwert-Rechner 33 gesteuert werden« Somit liefert der Funktionsgenerator 92 unter der Annahme, daß alle Triebwerke richtig arbeiteng einen Ausgang, der einem Wert von C^ für den gegebenen Klappenzustand entsprechend den typischen, in Fig. 13 für einen Dreitriebwerksbetrieb gazeigten Kennlinien entspricht.

Bei einem angenommenen Wert von T/W unterhalb von O₀3 wird dieses Signal unmodifiziert durch dae Verstärkungsnetzwerk 931 an die Summiernetzwerk© 9^ und 98 und dann an den Flug-Direktor-Befehlsrechner lh geführt. Unter diesen Bedingungen dienen die Verstärkungan der Netzwerke 932 und 933 dazu, die tote Zone des Verstärkers 95 auf einen Wert auszudehnen5 der einem Verhältnis T/V van 0,3 entspricht_e während die Verstärkung des Netzwerkes 93** und der vorgegebene Wert dar Vorspannung über das Suaiiaie met» werk 9*> dazu dienen, den Eingang das Begreiizernetzwerks 97 niedrig zu halten, so daß dessen Ausgang Null ist. Wenri des· War« von T/W 0,3 erreicht,, beginnt der Verstärker 95 iaifc tote** Zone weitere Erhöhungen des T/W«Signals am Uiieft, und dieses Signal verringert den Ausgang des FaaktLonsgenera« tors 92 duroh das Summlerwerk 9'4 mit einer vorgegebenen Steigung, wie dies an der Drei-Tr:ieb*ierks-(Jruppe nach Flg«, 13 gefordert wird, die V₂ + 10 Knoten entspricht.

Wenn sich der Wort von Γ W iraifciirhin erhöht, überschreitet der Ausgang dee Sunmiernefcivvn^ks ?6 den Ausgang des Summiernetzw^rka ^h am Bingari^; »um Begrenzernatzverk 97, wodurch dessen Ausgang, der diffoivmtioll mit dem Auü» gang von de» Netswerk 9*t euemi#rt wird, beginnt;, den Ausgang von dem Not ζ vor Ic 98 abxusenk^n, vodur»h άΐιΑ ^Ί,-ητ p~^{s l}" gnal an den Flug-Dlrektor-Reohr^r 14 Ub«sr dl· Lei tang 99

209827/0 6 63 ^BAD O^RlGlNAL

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verringert wird.

Venn ein Triebwerk auefällt, nachdem V. erreicht ist, ändert das Triebwerksausfall-Unterscheldungssignal 90 die Verstärkungen der Netzwerke 931 bis 93^» um die Knickpunkte der in Fig. 13 dargestellten Kurven zu verschieben, um sie an das niedrigere T/W-Verhältnis anzupassen« Im Ergebnis werden die Werte vergrößert, um so die Zwei-Triebwerks-Ge* schwindigkeit V₂ anstelle der Drei-Triebwarksgeschwindig« keit V₂ + 10 Knoten einzustellen. Beispielsweise wird die Versärkung des Netzwerkes 931 zur gleichen Zeit vergrößert, wie die tote Zone des Verstärkers 95 verringert wird» um einem T/W-Wert von 0,2 zu entsprachen, indem die Verstärkungen der Netzwerke 932 und 933 geändert werden. Zusätzlich wird die Verstärkung des Netssvierkes 93^ geändert, um die CLjj-vp-Begrenzungektirve nach links zu verschieben, um sie an den verringerten T/W-Wert anssupaasen.

Das Regel signal (£) des Flug~Dli>3ktor~Läng8neigungs·- Befehlszeigere 11 weist den Piloten an, das Luftfahrzeug in der Längsneigungslago su drehen, bis der Zelter 11 auf den Bezugsindex 12 zentriert let und ihn danach mit Hilfe der manuellen Längsneißungalagonsteusrung zentriert zu halten· Indem auf diese Weise der Zeiger 11 zentriert gehalten wird, wird die Steuergleichung (36) erfüllt, und das Luftfahrzeug hält den hierdurch definierten Flugveg ein.

In Fig. 14 ist der Flug-Direktor-Befehlsrechner 1*t im einzelnen erläutert. Das Auegangssignal des C^-_p_~Rechner β 18 wird auf der Leitung 99 an den Eingang des Flug-Direktor» Rechners 1*l· geführt, wo ee einem Anschluß eines

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Schalters 105 zugeführt wird, dessen Schaltarmanechluß einer Begrenzerschaltung 106 mit veränderlichem Vert zugeführt wird) der sich entsprechend der Größe des möglichen

T-D Flugwegwinkele des Luftfahrzeugs3 ändert, der gleich ■

ist und an der Leitung 115 (Fig. 2) erscheint. Diese Schaltfunktion kann selbstverständlich mit Hilfe üblicher logischer Schaltungen und Transistorschalter durchgeführt werden. Der weiter oben beschriebene Nachdruck-(pushover-)Bezug ist im wesentlichen ein konstanter Fluggeschwindigkeitsbefehl von 250 Knoten, der erzielt wird, vrnxm die Beschleunigung des Luftfahrzeuges auf Null abgefallen ist· Der Ausgang der Begrenzerschaltung 106 wird einem Integrator 107 zugeführt, dessen Ausgang einem Stimmlernetzwerk 103 zugeführt wird und gleichzeitig an den Eingang der Begrenzerschaltung 106 zurückgeführt wird. Die Begrenzungen der Größe dee Signale durch die Begrenzerschaltung I06 dienen zusammen mit der Zeitkonstante des Integrators 107 dazu, eine Xnderungsgeschwlndlgkeit der Fluggeschwindigkeit auszubilden, die mit einer Beschleunigung des Luftfahrzeuges übereinstimmt, die keinen Sinkvorgang ergibt. Dies ist durch die variable Begrenzung als Funktion des möglichen Flugweg reioht.

T-D
Flugwegwinkelβ, wie er durch ■ ■ dargestellt ist, er-

Daβ C. der Gleichung (36) wird dem Flug-Direktor-Rechner Ik über die Leitung 72 von dem Geschwindigkeitssteuerung*. Paraaeterrechner 32 zugeführt und wird an einem anderen Eingang der Summiersohaltung 108 angelegt. Um der Annäherung der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges an die Geschwindigkeit entgegenzuwirken, die durch den Cl_r__-Ausdruck (V₂ ♦ 10 oder V ) definiert ist, wird das zur Beschleunigung dee

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Luftfahrzeuges entlang das Flugweges (^«».J proportionale und in dem Gaschwindigkoi tsstetieriingsi'öahner 32 abgeleitete Signal 39 über dia Leitung 39 an die Flug«Direktor·« Reehner-Sunjmierschaltting 108 gefüllt* Der Ausgang der Summier schal fcung 108 ist: -daher ein Signal,, das proportional zur Differenz zwischen dam Boäf^JfcüLfiwai³«; i5|₍„-,_ und dem tat«· sächlichen CL«-Werfc plus dem ferhlisderua.ga-Wert V isit, und dieses sich ergebende Signal könnt*; normal erweis?» als Flug-Direktoi'~Bef©hl ausreichend Beiß.. Se sind jedoch zwei weitere Steuerungen eingeschlossen! ein Läsagsneigungi}winkel-Begrenzer zur Begrenzung den maximalen Längsneigungswinkeis» der befohlen werden kaim_£ sowie ein Langsnaigungs-Lagenändsrungsauedruck,dar die K\irzz©± t~Lä5J.gsn©igungi}stabi-1.1 tat des Luftfahrzeuge β bei Handsteuerung verbessert. Da diese beiden Steuerungen eine Funktion der Längeneigungslage sind» wird ein zu dieser (sind) proportionales Signal 120 dem Flug-Direktor-Rtichiier 14 von dem Vertikalkreisel 16 zugeführt« Das Lasigsneigungslagensignal wird mit posi» ti-yem Vorzeichen eiiiM Eingang @lnes Begrenzers 109 und mit negativem Vorbeiohe». dose®». Ausgang zugeführt.. Dar andere Eingang des 3egr©iizer# 109 ist d%v Befehlsausgang von .der Summierschaltung 108. Somit verläuft das Längsnslgungssignal für Werte aas Befehls unterhalt» der durch den Begrenzer 109 ausgebildeten Begrenzung, die beiiBpielswais© 20 der Längen« igungs la ge entspricht, zustiBimera mit dam Befehl durch den Begrenzer 109b wird jedoch mimitielbas* durch das Läugsneigungssignal am Ausgang des Eeprenäars 109» beispielsweise in de:,' Sumici er schaltung 110 auf gehoben» und somit ist der Befehl nickt längen«igungabegrenzt. Wenn jedoch der Befehl die Längsneigungebagrenzung überechraitat, wird du» überschuhsigä Signal niclit durch das der Suoni*rschaltung 110 zug jführtθ negative Lftngsneigungssignal auf-

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gehoben, und somit bewirkt das überschüssig· Befehlssignal eine Begrenzung des Signals an den Flug-Direktor-Zeiger auf einen Vert, der eine vorgegebene positive Längeneigungebegrenzung nicht überschreitet. Das Längsneigungssignal an der Leitung 120 wird außerdem einem Geschwindigkeit*- oder Ratennetzwerk 111 zur Ableitung des Liingsneigungsänderungsgeschwindigkeits-Ausdruckes zugeführt, um eine Kurzzeit-Lagenstabilität zu erzielen. Ein Voreilungs/ Nacheilungs-Fi'lter 112 ist zur Verbesserung der dynamischen Eigenschaften des Flug-Direkior-Zeigors bei niedrigen Längsneigungsverschiebungsbefalilen vorgesehen.

Wenn die Nachdruck-(pushover-)Betriebsweise durch den Schalter 105 betätigt wird, wird das Signal zur Schaltung 108 von der Leitung 72 (C- ) an eine Leitung 121 (V" ) und

L· C

damit auf die berichtigte angezeigte Eigengeschwindigkeit umgeschaltet. Die NaohdrUck-Betriebeweise schließt das Klappen-Einziehmanöver und die Beschleunigung auf 250 Knoten für den Aufstieg entsprechend den Bundesbestimmungen ein, die maximale Geschwindigkeiten unterhalb einer Höhe von 10.000 Fuß festlegen. Somit wird beim Nachdrücken dar Schalter 105 so betätigt, daß der Ctp-y-Befehl aufgehoben und durch «ine Besugs-Fluggeschwindigkeit von 250 Knoten ersetzt wird. Die Höh· für das NachdrückmaniSver let durch Flugsicherheitsbeetlmmungen festgelegt und wird normalerweise in einer Höhe zwischen 1200 und 2000 Fuß eingeleitet· Die Nachdrückhöhe wird durch Integration des Vertikalgesehwindigkeitssignal· 1i6 bestimmt, das in dem Fiugdatenreohner 23 entwickelt wird. Dieses Signal wird einem Integrator 117 zugeführt, der da· Vertikalgeschwindigkeitssignal integriert, und wenn «ein Auegang einen vorgegebenen Vert erreicht, der einer Huh· van ungefähr 1500 Fuß ent-

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.,ι- '2Ί61401

sprichtt wird der Schalter 105 betätigt, wie es schematisoh in de« Rechner Ik nach Fig. lh dargestellt ist.

Wahrend der Start-/Durchstart>Betriebsweiae (TO/GA) ist es anzustreben, den möglichen Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges darzustellen. Dies ist der Flugwegwinkel, den das Luftfahrzeug erreicht, wenn das Luftfahrzeug stabilisiert ist (Flugwegbeschleunigung gleich Null). Eine Untersuchung der Gleichung (1O) zeigt, daß der mögliche Flug-

T-D wegwinkel gleich ' ■ ist. Dieses Signal an der Leitung 115 steht von dem Geschwindigkeitssteuerunge-Parameterrechner 3* nach Fig. 11 zur Verfügung. Entsprechend kann das Meßinstrument 113 während der Start-/Durchstart-Betriebsweis« zur Darstellung des möglichen Flugwegwinkelβ verwendet werden.

Die Aufstieg-zum-Reiseflug-, Reiseflug-, Sinkflug«, Anflug« und Landebetriebsweisen erfordern, daß die Gashebel des Luftfahrzeuges so gesteuert werden, daß ein optinaler Schubzustand der Triebwerke oder eine gewünschte Fluggeschwindigkeit aufrecht erhalten wird, wobei diese Geschwindigkeit niemals kleiner als ein berechneter Sioherheitswert oberhalb des überseiehwertee sein sollte» Das System der vorliegenden Erfindung liefert diese Funktionen mit Hilf· einer Schnell-Arangsam-Darstellung auf de« Anzeiger 1O und/oder mit Hilfe einer automatischen Gashebelsteuerung, die schematisch in Fig. 15 gezeigt ist« In jedem Fall berechnet das erfindungagemtlße System die minimalen Geschwindigkeiten als Funktion der Klappen- und VorflügelStellungen und des Gesatatfluggewichtee des Luftfahrzeuges. ISe berechnet außerdem die maximalen Genchwin»

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digkeiten, die auf dem Festigkeitasehuts der ausgefahrenen Klappen beruhen. Biese Daten werden dazu verwendet, jede vom Piloten auegewählte Fluggeschwindigkeit zu übersteuern, die außerhalb des Wertebereiches zwischen dem sicheren Maximalwert und dem Minimalwertii©gt. Der Pilot kann durch geeignete Anzeigevorrichtungen gewarnt werden, daß er eine Fluggeschwindigkeit außerhalb d%s sicheren Gesofcwindigkeitebereichos ausgewählt hat.

Die automatische Greis8teirusig;g~St©u©ruiagsb«triebsweiee verwendet außerdem einen Vergleich der Triebwerks-Gebläse« drehzahl (oder des Triebwerks-Bruokverhältiaissee) mit einem optimalen Wert zur Steuerung der Gaeεteilung während des Aufsteigen» sum Reiseflug und des Durchstartens. Das Fehlersignal wird von dem Schubwertrockner 33 (Fig. 2) geliefert, der den optimalen Schubsmstand des Triebwerkes bestimmt und ihn als optimale Gebläsedrehzahl N^ (oder optimales Triebwerke-Druckverhältnis) ausdrückte Das Gashebel-Steuersystem verwendet-dies· Daten nicht nur als einen direkten Gassteuerungebezug unabhängig von der Fluggeschwindigkeit, sondern außerdem als Gashebel-Stsllungshegrenzer, wenn das System mit Fluggeachwinäigkeite-Bezugsateuenrng b&trieb@n wird«

Die Berechnung des minimalen Fiu&g-eschwindigkeitswertes beruht auf den folgenden Beziehungen:

V . = k V (38)

min am β \-> 1

(39)

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wobei V die Überziehgeeonwindlgkeit bezogsa auf die am

stärksten kritische Schwerpunktslage ist, k ist ύ®τ er-

32Π

forderliche Überziahsicfe.©rheitswert, usid ■ Cj^ ist maximale Wart des Auftriebskoefflzlenten,- dar d®r Überziehgescliwindigkeit entspricht, wi<a es disreia di® asiOFtkanisehen EundeslufttüciitigkaitsnorissM. (F®da2pal Airworthiness Standards) festgelegt ist« Im allgam©ia®ii ist Cj^ eine Funktion der Klappen»/VorflügeloAnordsiuBg« -and der ©rfordes⁵=«· liehe Überziah-Sic ta.®rh«iitsw®rt (k ) wird

em

für ansteigende Ausschlag© dar Klappen x^rs'ingart. Ein ty» pisches tibersieh-Sioharfaeitsprograiam \nird© bei 1_S5O für einen Klappenaiissciilag Null beginnen und bis auf 1,35 füF den vollen, für die Landung verwendetea Klappenauesehlag absinken»

Die zur Berechnung von Y , verwendet© und in Fig. 15 gezeigte gerätemäßige Ausführung beruht auf der folgenden Umstellung der Gleichung (39)t

W-k . V² . =0 (kO)

min min ^v '

¹ sm

Gleichung (4i) ist daher ausschließlieh eine Funktion der Klappenstellung·

Entsprechend wird das Eingangssignal von der Leitung 66 von dem Klappen-¥andler 27 nach Fig. 2 svu einem Klappen-Funktiona~Generator 136 am Ausgang des Generators 136

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in ein Signal umgewandelt, das proportional zu k . isto Dieses Signal wird zweimal aufeinanderfolgend durch die MuItipiikationsschaltungen 137 und 138 multipliziert _f wobei der Multiplikationsfaktor proportional zum Auegangssignal einer Addier·IntegratorseheJ. fcung 139 ißt. Di© Ein« ginge &S2? Schaltung 139 bestehen e.us der algebra!βchctn

Summe der zu W und zu V . k . px'OOoz'tionalen Signale«

um miii

Der Ausgang dor Integratorschaltutig 139 ändert sich« bis

2 die algebraische Summ» von W und V __, .Jc . genau Null ist, wobei dieser Zustand die Forderungen der Gleichung erfüllt. Der Gleichgewichtszustand am Ausgang der Schaltung 139 ist dahex' proportional stnr minimalen sicheren Geschwindigkeit (V_mia)·

Der Pilot kann ein© gewünschte Geschwindigkeit an der VgJg--Steuerung 31 bzw. 1^5 einstellen, die eine Spannung erzeugt, die proportional su einer Zähleranzeige an der Frontplatte der (nicht gezeigten) Steuerung ist. Diese Spannung wird in einer Schaltung IkQ begrenzt, deren Begrenzung veränderlich ist und durch den Ausgang eines Funktionsgenerator 147 als Funktion des Klappenstellungssignals 66 bestimmt ist. Der Ausgang der Begrenzung«schaltung 148 gibt die Einstellung des Piloten mit der richtigen maximalen Begrenzung wieder« tile auf den Festigt.©!ts· begrenzungen der ausgefahrenen Klappen beruht.

Das Ausgangssignal von der Schaltung 148 wird als ein Eingang einem zusätzlichen Begrenzer 149 zugeführt, dessen anderer Eingang das V . «Signal an der Leitung 14O

min

ist. Das letztere Signal wird außerdem dem Summier- und Begrenzernetzwerk 150 zusammen mit dem Ausgang des Begrenzers 149 zugeführt. Die Wirkung des Begrenzers 149 (mit

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« 55 «

der dargestellten Kennlinie) besteht darin» sicherzustellen, daß das von dem Piloten eingestellte Geschwindigkeitssignal niemals kleiner eile das minimale Slcherheitsgeeehwlndigkeits-Signal ist» Eine Anzeigevorrichtung, die das eingestellte Geschwindigkoitssignal und das minimale Geechwin·· digkeit8signal empfängt _r dient zur ¥arniJiHg des Piloten« daß er eine Geschwindigkeit eingestellt hat, die kleiner ist als die sichere Geschwindigkeit. ISs kann eine weitere (nicht gezeigte) auf den Ausgang dar Begrenzerschaltung ansprechende Anzeigevorrichtung vorgesehen sein, um den Fi·* loten zu warnen, daß er eine Geschwindigkeit ausgewählt hat, die für die gegebene Klappenstellung sau hoch ist.

Das Netzwerk 150 verarbeitet zusammen mit einem Inte« grator 151 die algebraische Summe des Integrators 151p den Ausgang an der Leitung i40 und den Ausgang des Begrenzers 1^9« um eine Änderungsgesohwindigksit der Befehlsgoschwindigkeit (^_CMD) zu liefern, wobei berücksichtigt wird, daß der Ausgang des Integrators 151 das Integral von V_„„ oder die befohlene Fluggeschwindigkeit V- ist. Die asymmetric sehe Art des Netzwerke 150 ergibt Fluggeachwindigkeits-Än» derungsgeschwindigkeitsbefehle, die für die anwachsende Richtung verglichen mit der abnehmenden Richtung höher ein· gestellt sind. Die Aufgabe dieser Charakteristik besteht darin, eine schnellere (Jaeetalltaagserhöhung für eine Beschleunigung verglichen mit ein^r Abbrerasung zu erzielen und somit ein Absinken der-Fluggeschwindigkeit in Richtung auf die Überziehgesciiwindigkeit ssa minimal A ei er en«

• Der Fluggeeelmindigkeits-Xr.dermigggescbwindigkei ts-Befehlsausgang dec; Netsswerks 150 *i.rd dam Integrator 151

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zugeführt _s tun den Konst&ntgeechwiz&digkeits~Bezug zu erzeugen, wobei dieses Signal einer Summierschaltung 152 zum Vergleich mit dem tatsächlichen Flugg;eschwindigkeits-(V )-Signal 121 von dem Flugdatenreeimer 23 auge führt wird· Das V__M_-Signal wird außerdem zu dem Netzwerk 150 zurückgeführt, um die Schleife um den Begrenzer asu schließen, wodurch sich die gewünschten unsymmetrie chert Kennlinien ergebene

Der Ausgang der Summierschaltung 152 an der Leitung 152 wird dem Schnell-ZLangsam-Anzeiger 113 des Flug-Anzeigers 10 zugeführt, und zwar in geeigneter Weise mit Hilfe von Netzwerken 15^ geglättet oder verzögert, wobei die Verzögerung durch das Hinzuaddieren eines Fluggeschwindigkeits-Änderungsgeechwindigkeita-Ausdruckes V__ über die Leitung 39 von dem Geschwindigkeits-Steuensnge-Parameterrechner (Fig. Z und 1i) ergänzt wird« Somit wird der Pilot über die Betriebseigenschaften des automatischen Gas st el·» lungs-Systerns durch diese Darstellung dee kombinierten Fluggeschwindigkeit sfehler 8 und der Ändenmgsgeschwindigkeit der Fluggeschwindigkeit unterrichtet» Wenn das automatische Darstellungssystem abgeschaltet %rird_e kann der Pilot diese Direktor-Anzeige für eine manuelle Steuerung der Gashebel verwendenο

Das Hegel signal für die Direkter·» Steuerung der Gashebel ist ein Gassfcellimgs-Änderungsbefolil ( & „„} , der dureh die folgende Steuergleichung· definiert

^Vc> - ^k5 ^TC (k2)

Der Ausgang des» Saiaaiierschalt-jjiig 152_P der den Fiugg®-

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schwindigkeits-Fehler darstellt, wird dom Eingang «ines automatischen Gasstellungs-Servobegrenssers 155 über zwei Wege zugeführt» und zwar über einen "Yasrseiiisbungs^-i "displacement"-) Weg und einen "Integral-^W-W@g· Der "Integral"«» Weg schließt ein Aasblend« oder Vo~reilungs«Net2we:rk 156 und ein Yerzögerunge-Begrenz.er- oder Integrator-Begrenzer» Netzwerk 157 ein, wobei das letztere Netswork auSerdess des Befehlsänderungsgeschwlridigksite-Ausg&rig des Netzwerkes 150 empfängt« Der ⁿVersehiebungs^w-Weg aehlleßt ein Böen·* filter 158 ein.

Die Funktion des Ausblendnetzwerkes 156 in dem Inte« gral-Weg besteht darin, irgendein Überschwingen der Fluggeschwindigkeit in Abhängigkeit von einer Bezugs- oder ausgewählten Fluggesohwindigkeitsäaderung aufgrund der Wirkungsweise des Integral·»Weges zu verringern. Die Aus* blendung des Fluggesehwindigkeits-Fehlers dient außerdem als Ersatz für das Integral der Ä'ndenmgs geschwindigkeit der Gashebelβteilung ale Peeudo-Gashebelstollungerückführunge-Ausdruck zur Verbesserung des dynamischen Aneprechens des Gashebelservos.

Das Böen-Filter 158 ist grundsätzlich ein Hochpaßoder Ausblendfilter und umfaßt einen Integrator 159, der zur Rückführung um einen Verstärker I60 mit hoher Verstärkung herum angeschaltet ist, wobei dieser Verstärker I60 das Fluggeschwindigkeits-Fehlereignal an der Leitung 153 empfängt. Das Flugweg-Beschleunigungssignal 39 (V__c) wird außerdem als Niedrigfrequenz—Dämpfung«ausdruck verwendet. Das Böen-Filter 158 dient zur Verbesserung der Betriebseigenschaften des Systems unter Windböen und Windecherungen mit Komponenten entlang des Flugweges·

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Zu dem Höhenruder-Ausschlag <§ und dem Höhenflossen-Aussehlag $ ^- proportionale Signale ergeben eine Gashebelbewegung in Erwartung dor Geschwindigkeitswirkungen, die eich aus diesen Oberfläohenaueschlagen ergaben. Diese Wirkung wird weiterhin durch Zuführung dass Stauerflachen-Ausschlag- Auadruekes über ein Hochpaß- oder Ausblendnatzwerk 167 verbessert»

Eine weitere Steuerung der Gsishebel ergibt eine automatische Einstellung der Gashebel zur Erzielung optimaler Triebwerksbedingungen, wie sie durch den Schubwertrechner 33 nach Fig, 2 bestimmt sind. Der Signalausgang I65 des Schubwert-Rechners stellt die Differenz zwischen der tatsächlichen Drehzahl zwischen dem höchsten TriebwerksgeblSee und dem auf der Betriebsweise beruhenden Optimalwert dar» Dies Gebläse-Fehlersignal wird als eine unabhängige Steuerung für die Triebwerke-Gashebel verwendet, um die optimale Gebläsedrehzahl der Triebwerke aufrecht ssu erhalten· Dieses Signal wird außerdem dazu verwendet, momentan die Gashebelbewegung unter der Steuerung der Fluggeschwindigkeit s»Eine teilung zu begrenzen, wenn das System dazu neigt, zu stark zu beschleunigen und damit den Ladedruck der Triebwerke zu stark zu erhöhen.

15 zeigt schematlseh die notwendigen Schaltungen zur Durchführung dieser Funktion· Wenn die Triebwerke bei·* spieleweise lediglich durch den Gebläsedrehzahl-Fehler gesteuert werden sollen, wird das Signal 165 mit einem Vor» aus-Xnderungsgeschwindigkeits-Ausdruok von einem Änderungen geschwindigkeits-Netzwerk 166 kombiniert und die erforderliche Verriegelunge schaltung wird zur Umschaltung von der

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Fluggeschwindigkeits- zur Gebläsedrehzahl-Steuerung betätigt. Bei der Fluggeschwindigkeitssteuerung, und insbesondere dann, wenn der Fluggeschwindigkeits-Fehlerwert eine vorgegebene Größe überschreitet (wie s» B. durch Überwachung des Unterschiedes «wischen den Ausgängen des Verstär. kers 160 und des Eegrenzernetzwerkas 157 und Betätigung des gezeigten Schalters) schaltet das System außerdem auf die Gebläsedrehzahl-Steuerung mn, bis der Flüggeschwindigkeits-Fehlerwert auf einen annehmbaren Wert verringert ist. Ein mit dem Eingang des Integrators 159 verbundener Schalter wird geöffnet, wenn das Gabläeedröhzahl-Fehleraignal übernimmt, und das vorhandene Flüggeaehwindigkeits-Fehlersignal wird gespeicherte Venn der Flüggeschwindigkeits-Fehlerwert auf einen annehmbaren Wert abfällt, kann die Fluggeschwindigkeits-Steuerung mit einem glatten über« gang wieder aufgenommen werden*

Das automatische Gashebelstellungs-Stouerungssyetem nach Flg. 15 schließt Vorrichtungen zur Verzögerung der Gashebel im Zusammenhang mit der Ausschwebaphase einer automatischen Landung und außerdem eine vollständige Zurückstellung ein, wenn die Räder die Landebahn berühren· Ein voreingestellter Verzögorungswort wird eingeleitet, wenn das Luftfahrzeug eine vorher «Ingesteilte Ausschwebe-Höhe oberhalb der Landebahn einnimmt, die durch ein Hochfrequenz-Höhenmesser festgestellt wird. Eine weitere Gasstellungs-Zurüokstellung mit einem größeren Wert bie zur Leerlaufsteilung wird-durchgeführt, wenn das Luftfahrzeug die Landebahn berührt, wie es beispielsweise durch des Ansteigen der Drehzahl der Fahrwerkräder angezeigt wird·

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Die bevorzugt· Servo-Ausbildung zur Durchführung dieser Gashebel «teilung·-Steuerung« funktion kann durch das Zwei-Kanal eye tee nach dem US-Patent 3 50k ZkQgegeben «ein» wobei diese Anordnung Fehler-Betriebseigenschaften auf* weist, so daß kein einzelner Ausfall befriedigende Betriebseigenschaften stören kann₀

Das beschriebene Auaführungebeispiel des Geschwindigkeits-Befehla- und automatische Gashebel st ellungs-Steuerungs eye tear für Luftfahrzeuge bewirkt eine Lieferung von Anweisungen an den Piloten über einen Flug-Direktor-Anzeiger, oder eine automatische Steuerung dmr Triebwerke-Gashebel während des gesamten Luftfahrzeug«Flugprofilβ τ.« Start bis iur Landung» wobei geeignete Sicherheit«geschwindigkeit·- Wer te für alle Luftfahrzeugzustttnde und Betriebsbedimgmngen aufrechterhalten werden« Die Berechnungen d*T verwendeten Steuerparameter berücksichtigen die Lufttüchtlgkeltsnoraen für die Flugsicherheit; wie sie durch die Verordaungsbehörden der amerikanischen Bundesregierung festgelegt sind und geben weiterhin die Parameter wieder» die in den FlughandbUehern festgelegt sind, die von dem Hersteller des Luftfahrzeuges festgelegt sind, so daß der Betrieb des Systems der gleiche iet_P wie ihn der Pilot unter üblichen Verfahren erwarten würde»

Das erfladung·geaftfle System 1st allgemein auf das GB-Patent 1 259 393 der gleichen Anmelderin besogen« Das erflndmngsgemKfie System erfordert für die verschiedenen BereemwuKgen Signale_r die proportional aum Anstellwinkel, zum A*ftrlebskoeffisienten, rar Beschleunigung entlang des Flugweges« zum Verhältnis des Schubs avm Gewicht, zum Gesamt*

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flüggewicht dee Luftfahrzeuges und dem möglichen Flugweg des Luftfahrzeuge· sind«

Das Anstellwinkelsignal kann entsprechend der Lehren des deutschen Patentes ».« (deutsche Patentanmeldung P 20 53 479*6) der gleichen Anmelder in berechnet werden«,

Der bsvorzugte Rechner für die Gaschwindigkeits-Steuerbar ame t er ergibt a ine größere Genauigkeit während des beschleunigten Fluges und bei Vorhandensein von Wind und Vindβcherungsbedingungen» Der bevorzugte Rechner er« zielt außerdem eine größere Genauigkeit während des Start-Roll vorgange β ,wenn das Luftfahrzeug durch den Einfluß des Bodeneffektes beeinflußt wird.,

Die Höhenruder-* Manöver lenkung kanu durch eine Art von Flug*Direktor-Instrument mit den allgemeinen Eigenschaften geliefert werden, wie sis in dem deutschen Patent 951 672 und dem US-Patent 2 613 252 beschrieben ist, wobei ein einziger vertikal beweglicher horizontaler Zeiger durch ein berechnetes Längsnelgunga·» Befehl ©signal derart verschoben wird, daß der Pilot eine Annäherung des Luftfahrzeuges auf und eine Aufrechterhaltung des vorgeschriebenen Flugweges erreichen kann, indem er den Zeiger durch die Höhenrudersteuerung auf der Eezugsinark« auf Null hält«

Der Flug-Direktor-Zoiger kann dur:h einen Meßinstru-■entenantrieb von-der Art angesteuert werden, die in dem deutschen Patent ... (deutsche P?tentaimelding P 20 17 905.9) der gleichen AnmelderLn beschrieben 1>< :„

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- 6z -

Die automatische Gashebelstellunga-Steuerung kann ton der Art sein, wie aie in den US-Patenten 2 626 767 und 2 948 496 der gleichen Anmelderin beschrieben ist. Daa Doppel-Servo-Konzept des US-Pafentee 3 504 248 fUr eine Fehler-Betriebsateuerung und die Kupplung3konzepte das britischen Patentes 1 227 635 der gleichen Anm.3lder2.il sind für das Gasamt-Geijchwind.igkeits-Steuei'uiigsayetem dex' vorliegenden Erfindung verwendbar«

Ii lläii LiilEJill' °he

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Claims

559 - Fk/fte

Patentansprüche

Steuerungs- und Regelungsvorrichtung für Luftfahrzeuge wahrend des Startvorganges und zum Erreichen und darauffolgenden Aufrechterhalten einer Fluggeschwindigkeit, die einen sicheren Abstand zur Uberzlehgeschwindigkeit, eine sichere Hinderniefreiheit sowie einen sicheren Steigradienten ergibt, gekennzeichnet durch erste Rechnereinrichtungen zur Lieferung eines ersten einem Bezugsauftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, wobei der Bezugsauftriebekoeffizient der Fluggeschwindigkeit entspricht, zweite Rechnereinrichtungen zur Lieferung eines zweiten dem tatsächlichen Auftriebskoeffizlenten des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, dritte Rechnereinrichtungen zur Lieferung eines dritten der Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang des Plugweges entsprechenden Signals, und zum Empfang des ersten, zweiten und dritten Signals angeschaltete Einrichtungen zur Lieferung ein·» der algebraischen Summe dieser Signale entsprechenden Ausganjp&ignals.

2. Vorrichtung nach Anspruch I₁ dadurch gekennzeichnet, daB die ersten Rechnereinrichtungen weitere Rechnereinrichtungen zur Erzeugung eine« zum SchubVOewichtsverhÄltnls des Luftfahrzeuges proportionalen Signals und auf die achub-ZGewichts-Verhlltnia-Signml ansprechende Mittel zur Kodifikation des Beauga-Auf-

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triebskoeffizlenten-Signals als vorgegebene Punktion dieses Verhältnisses einschließen.

3. Vorrichtung nach Anspruch 1 für ein mit beweglichen Steuerflächen zur Veränderung seiner Auftriebseigenschaften versehenes Luftfahrzeug, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten Rechnereinrichtungen auf die Stellungen der beweglichen Steuerflächen ansprechende »funktionsgeneratoren zur Modifikation des ersten Signals entsprechend einer vorgegebenen Funktion der Stellungen der beweglichen Steuerflächen einschließen.

4. Vorrichtung nach Anspruch 2 für ein mit mehreren Triebwerken ausgerüstetes Luftfahrzeug, dadurch gekennzeichnet , daß die ersten Hechnereinrichtungen auf den Leistungsverlust eines der Iriebwsrke ansprechende Einrichtungen zur weiteren Modifikation des Wertes des ersten Signals einschließen.

5· Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die weiteren Rechnereinrichtungen Einrichtungen zur Lieferung von zu den Besohleunigungskoeffizienten des Luftfahrzeuges entlang seiner Längs- bsw. Normal-Achse proportionalen Signalen, Einrichtungen zur Lieferung eines zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen. Signals, auf die Differenz zwischen dem Längsachsen-Beschleunigungssignal und dem Produkt der Kormalachsen-Beschleunigungs- und Anstellwinkel-Signale ansprechende; Einrichtungen zur Lieferung eines Signeis, das dem (Söhub minus Luftwiderstandl/Gewlchts-Verhältni.s des Luftfahrzeuges entspricht, auf die Normalbeschleu nl gurgs- und Anstellwinkel-Signale ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines dem Auftriebe/Gewichts-Yerhiöfcrls öes Liaftfahrzeuges

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entsprechenden Signals und auf das (Sohub minus Luftwiderstand)/ aewichts-Verhältnis-Signal und das Auftriebs-/ßevichts-Verhältnissignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung des Sehub/Gewicht-Ver-hältnis-Signals umfassen.

6. Yorrichtung nach Anspruch 1 für ein mit bewegliehen Steueroberfläohen zur Veränderung der Äuftriebselgenschaften des Luftfahrzeuges bei Ausschlag dieser Steuerflächen versehenes Luftfahrzeug;, dadurch gekennzeich ne t , daß die zweiten Rechnereinrichtungen Einrichtungen zur Lieferung eines zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals und auf den Ausschlag der Steueroberflächen ansprechende Einrichtungen zur Modifikation des Anstellwinkel-Signals entsprechend dieses Ausschlags einschließen.

7· Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennz eich net, daß die Steueroberflächen bewegliche Heck-Steueroberflächen zur Einstellung der Kräfte auf das Luftfahrzeug in seiner Längsebene einschließen, und daß die auf den Ausschlag dieser Steuerflächen ansprechenden Einrichtungen auf den Ausschlag der Heck-Steuerflächen ansprechende Einrichtungen zur weiteren Modifikation des Anstellwinkel-Signals umfassen, derart, daß das Signal des tatsächlichen Auftriebskoeffizienten gegen Verschiebungen des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges kompensiert ist.

8. Steuerungssystem unter Verwendung einer Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung zur Lieferung eines das {Schub minus Luftwiderstand)/Gewichtsverhältnis darstellenden Signals mit Beschleunigungs-Meßeinrichtungen zur Lieferung erster und zweiter jeweils zu den Beschleunigungs-

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komponenten des Luftfahrzeuges entlang seiner Längs- und Normalachse proportionalen Signale, mit Einrichtungen zur Lieferung eines dritten, zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals und mit Einrichtungen zur Lieferung eines Ausgangssignals entsprechend der Differenz zwischen dem ersten Signal und dem Produkt des zweiten und dritten Signals, wobei das Ausgangssignal dem (Schub minus Luftwiderstand)/Gewiöhts-Vsrhältnis entspricht, und eine Anzeigevorrichtung zur Darstellung einer Anzeige des von dem Luftfahrzeug während des unbeschleunigten Fluges einzunehmenden Plugwegwinkels.

9- Vorrichtung nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch Einrichtungen zur Lieferung eines Steuersignals entsprechend der Differenz zwischen einer Bezugs-Fluggeschwindigkeit und der tatsächlichen Pluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges, Einrichtungen zur Lieferung eines Signals entsprechend der Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seines Flugweges, auf das Steuersignal und das Flugweg-Beschleunigungssignal ansprechende veränderliche Begrenzungseinrichtungen, auf den Ausgang der Begrenzungseinrichtungen ansprechende und zur Steuerung der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges zum Erreichen und Aufrechterhalten einer vorgegebenen Pluggeschwindigkeit geeignete Einrichtungen, und auf das (Schub minu3 Luftwiderstand}/ Gewichts-Ausgangssignal ansprechende Einrichtungen zur Steuerung der Begrenzereinrichtungen entsprechend dieses Signals, derart, daß die Beschleunigung des Luftfahrzeuges auf die Bezugs-Fluggeschwindigkeit als eine Funktion des (Schub minus Luftwiderstand)/Gewichtsverhältnisses»begrenzt ist.

10. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Nutzvorrichtungen zur Befehlsgabe einer LMngsneigungs-

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lage des Luftfahrzeuges und Einrichtungen zur Lieferung des Ausgangssignals an die Nutζvorrichtungen zur Abgabe eines Befehls für eine Längsneigungslage des Luftfahrzeuges entsprechend des Ausgangssignals.

11. Vorrichtung nach Anspruch 10, gekennzeichnet durch Einrichtungen zur Lieferung eines der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung des Längsneigungs-Lagensignals an die Nutzvorrichtung, und Einrichtungen zur Begrenzung des Maximalwertes des an die Nutzvorrichtungen gelieferten Längsneigungs-Lagensignals, derart, daß der maximale Längsneigen-Lagenbefehl des Luftfahrzeuges begrenzt ist, wenn dieses entsprechend der Nutzvorrichtung gesteuert ist.

12. Vorrichtung nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch auf das Längsneigungs-Lagensignal ansprechende Einrichtungen zur Ableitung eines zur Änderungsgeschwindigkeit dieses Signals proportionalen Signals, uad Einrichtungen zur Lieferung des Längsneigungs-Lagenänderungssignals an die Nutzvorrichtung zur Terhinderung von Schwingungen der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges bei Steuerung entsprechend der Nutζvorrichtung.

15· Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche für ein Luftfahrzeug mit diskret einstellbaren Flügelflächen zur Veränderung der Auftriebseigensohaften zum Erreichen und Aufrechterhalten einer gewünschten Pluggeschwindigkeit, die einen sicheren Abstand zur überziehgeschwindigkeit für jede Stellung dieser Flächen ergibt, g ek e r η zeichnet durch auf die Fluggeschwindigkeit ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines ersten der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit ö«s Luftfahrzeuges ent-

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sprechenden Signals, von Hand betätigbare Einrichtungen zur Auswahl einer Bezugs-Fluggeschwindigkeit und zur Lieferung eines zweiten dieser Fluggeschwindigkeit entsprechenden Signals unter Einschluß von Begrenzereinriehtungen zur Begrenzung des Eezugs-Fluggeschwindigkeitssignals auf Werte, die einen sicheren Abstand von der Überziehgesehwindigkeit ergeben, von Rechnereinrichtungen zur Lieferung eines dritten, einer minimalen sicheren Fluggeschwindigkeit oberhalb der Uberziehgeschwindigkeit für die Auftriebseigenschaften des Luftfahrzeugs entsprechenden Signals, von Einrichtungen zur Steuerung der Begrenzereinrichtungen entsprechend des Wertes des dritten Signals und von Nutzeinrichtungen, die auf die ersten, zweiten und dritten Signale zur Steuerung der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ansprechen.

14. Vorrichtung nach Anspruch 13» gekennzeichnet durch auf die zweiten und dritten Signale ansprechende unsymmetrische Begrenzereinrichtungen zur Begrenzung des Fluggeschwindlgkeits-Änderungsfoefehls in. einem geringeren Ausmaß für anwachsende Fluggeschwindr-gkeits-Eefehle als für absinkende Fluggeschwindigkeit«s-Befehle.

15· Vorrichtung nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch auf den maximalen gewünsshten ßchubsustand der Triebwerke des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen una auf einen vorgegebenen Viert der Bl.fforenz zwischen den zweiten und dritten Signalen und dam ersten Signal ansprechende Einrichtungen zur Unterbrechung des Steuersignals an die Kutzvorrichtungen zur Steuerung der Nutzvorrichtungen entsprechend der auf den Triebwerkszustanö. ansprechenden Einrichtungen«

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16. Vorrichtung nach Anspruch IJ?, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechnereinrichtungen für das dritte Signal Einrichtungen zur Lieferung eines dem tatsächlichen Gewicht des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung eines den veränderlichen Auftriebseigenschaften entsprechenden Signals und Einrichtungen zur Kombination der Gewichts« und Auftriebs-Eigenschaften-Signale zur Lieferung des dritten Signals einschließen»

17. Vorrichtung naeh Anspruch I6, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen zur Lieferung des Crewichtssignals Einrichtungen zur Lieferung eines dem tatsächlichen Auftriebskoeffizieaifcen des Luftfahrzsuges entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung eines dem Auftriebs-/Gewichts-Verhältnis das Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung eines der tatsächlichen Pluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals und Einrichtungen zur Ableitung des Gewichtssignals als Funktion des Auftriebskoeffizienten-, des Fluggesehwindlgkeits- und des Auftriebs-ZSewichts-Verhältnis-Signals umfassen.

18. Pluggeschwindigkeits-Steuersystem für Luftfahrzeuge nach einem der vorhergehenden Ansprüche zur Lieferung eines zum Gewicht des Luftfahrzeuges proportionalen Signals, gekennzeichnet durch Besohleunigungs-Meßeinrichtungen zur Lieferung von Signalen, die jeweils zu den Komponenten der auf das Luftfahrzeug wirkenden Gesamtbesshleunigung entlang ihrer Lfiigs-· und Normalachsa proportionale sind, ein zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionales Signal liefernde Einrichtungen,

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zur Bewegung der den Auftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges beeinflussenden Oberflächen proportionale Signals liefernde Einrichtungen, auf das Änstellwinkelsignal und die Steuerflächen-Bewegungssignale proportional zum tatsächlichen Auftriebskoeffiziöüten des Luftfahrzeugs ansprechende Einrichtungen, auf beide Beschleunigungssignale, das Anstellwinkelsignal und das Auftrisbskoeffizienten-Signal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung einas zum Auftriebs-/Gewichts-Verhältnis des Luftfahrzeuges proportionalen Signals, auf die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs ansprechende Einrichtungen und Einrichtungen zur Kombination des Äuftriebskoeffizienten-SlgnalSj, des Pluggeschwindigkeitssignals und des Auftrieb3-/GewiGhts~ Verhältnis-Signals zur Lieferung eines zum Gewicht dea Luftfahrzeuges proportionalen Ausgangssignals.

19. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche mit einem Anstellwinkelreohner, gekenn ζ eichnet durch erste Resheneinrichtungen_s die auf Jeweils zu den Besohlsunigungen des Luftfahrzeuges entlang seinsx· Lang.3- und Normalachse, die Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seines Plugweges, und den Fl\agw®gv7inkel des Luftfahrzeuges proportionale Signalquellen zur Lieferung eines Ausgangs-Einstellwinkel-Signals ansprechen, das genaue Langzeitkomponenten und dynamische Fehl$rkomponenten auf Grund der dynamischen Signaledgensa^aft^n der Qualle und der Langzeit- und dynamischen Flugzustände des Luftfahrzeuges einschließt, zweite, auf das Auwgangs-Einstellwinket· Signal ansprechende Reohnereinrichtungeii sur Lieferung eines zum berechneten Ctewi.eht das Luftfahrzeuges proportionalen Signals mit sowohl dynamischen Kompotiontei:. al.3 aiioh" Komponenten des eingeschwungensm Sustends, wofc'Ji sieh das tatsächliche Gewicht des Luftfahrzeuge lediglich langsam ändert,,

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so daß die dynamischen Komponenten an sich auf dem dynamischen Fehlerkomponenten beruhen, auf das Gewichtssignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines im wesentlichen lediglich die dynamischen Komponenten einschließenden Gewichtsfehlersigna1ε und Einrichtungen zur Lieferung des Gewichtsfehlersignals nach RückfUhrungsart an die ersten Rechnereinrichtungen zur Korrektur der dynamischen Fehlerkomponenten des Ausgangs-Anstellwinkel-Signals, so daß sich ein endgültiges Anstellwinkel-Signal ergibt, das sowohl unter eingeschwungenen als auch unter dynamischen Flugzuständen genau 1st,

20. Vorrichtung nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß die Quelle für die zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seines Flugweges proportionalen Signale des Rechners weitere Rechnereinrichtungen einschließt, die auf die Längsachsen- und Normalachsen-Beschleunigungssignale, ein der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges proportionales Signal und ein der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges entsprechendes Signal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines die Flugwegbeschleunigung darstellenden und Kurzzeitkomponenten sowie Komponenten des eingeschwungenen Zustands einschließenden Ausgangssignals, wobei die Kurzzeitkomponenten dynamische Fehlerkomponenten auf Grund der Beschleunigungsmesser- und Längsneigungssignale einschließen, Ausblendfiltereinrichtungen zur Lieferung eines gefilterten und im wesentlichen lediglich die Kurzzeitkomponenten einschließenden Signals und auf das Filtersignal und das Gewichtsfehler-Rückführungssignal ansprechende Einrichtungen zur Unterdrückung der dynamischen FeüLerkomponenten und zur Lieferung eines zur Flugwegbeschleunigung proportionalen Ausgangssignals umfassen.

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21. Vorrichtung nach Anspruch 19* dadurch gekennzeichnet, daß die Quellen für das zum Flugwegwlnkel des Luftfahrzeuges proportionale Signal weitere Rechnereinrichtungen einschließen, die auf ein der Höhenänderungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechendes Signal, das Kurzzeitfehlerkomponenten auf Grund der Änderungen der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges einschließt, und auf ein der Machzahl-Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechendes Signal ansprechen, um ein Plugwegwinkel-Signal zu liefern, sowie auf das Höhenänderungsgeschwindigkeits-Signal ansprechende Verzögerungsfiltereinrichtungen und auf das Flugwegwinkelsignal und das Gewichtsfehler-Rückführungssignal ansprechende Einrichtungen zur Unterdrückung von durch die Filtereinrichtungen eingeführten dynamischen Fehlerkomponenten des Flugwegwinkelsignals umfassen.

22. Vorrichtung nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet , daß die zweiten Rechnereinrichtungen auf das Anstellwinkelsignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines dem Auftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, auf das Auftriebskoeffizientensignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines dem Verhältnis des Luftwiderstandskoeffizienten zum Auftriebskoeffizienten entsprechenden Signals, auf das Normalachsen-Beschleunigungssignal, das Anstellwinkelsignal und das Luftwiderstandskoeffizienten-/ Auftriebskoeffizienten-Verhältnissignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines dem AuftriebsVOewichts-Verhältnis des Luftfahrzeugs entsprechenden Signals, und auf das Auftriebskoeffizienten-Signal und das Auftriebs-/ Gewichts-Verhältnissignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung des Luftfahrzeug-Gewichtssignals umfassen.

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2J. Vorrichtung nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet , daß das Signal auf das Gewichtssignal ansprechende FiItereinrichtungen zur Lieferung eines im wesentlichen lediglich die Langzeitkomponenten des Qevichtssignals einschließenden Signalsund auf das Sewichtssignal und den Ausgang der Filtereinrichtungen aussprechende Einrichtungen zur Lieferung eines zur Differenz zwischen diesen Signalen proportionalen Signals umfaßt, wobei das Differenzsignal im wesentlichen lediglich des* Änderungsgesshwindigkeit des Sewichtssignals entspricht und das ßewlchtsfehler-Signal darstellt.

24. Vorrichtung nach Anspruch 23, gekennzeichnet durch Einrichtungen zur Begrenzung der Verstärkung des Gewiohtsfehler-Rückführungssignals auf einen vorgegebenen niedrigen Wert₅ derart, daß ein genaues Ansprechen des Gewientsrechners auf normals graduelle Änderungen des Luftfahrzeuggewichtes siehergestellt ist.

25» Vorrichtung nach Anspruch 23* gekennzeichnet durch au^das Gewichtsfehler-Rückführungssignal ansprechende Einrichtungen zur Steuerung der Verstärkung dieses Signals und Einrichtungen zur Veränderung des Ausgangs der Sewichtssignal-Eipriohtungen entsprechend vorgegebener bekannter abrupter Änderungen des Luftfahrzeuggewichtes .

26. Vorrichtung nach Anspruch 23* dadurch g e k e η η zeichnet , daß die normale Zeitkonstante der Gewichtssignal-Filtereinrichtungen in der örößenordnung von zweihundertbis fünfhundert Bekunden liegt,

27, Vorrichtung nach Anspruch 26, gekennzeichnet durch Abhebe-Rechnereinrlchtungen ζar Änderung der Zeit-

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konstante der Gewichts-Filtereinrlchtungen auf einen
kleinen Bruchteil des normalen Wertes während des Startrollvorganges, derart, daß sich eine schnelle Erneuerung des GewichtsSignaIs und eine normale Zeitkonstante ergibt,_% wenn das Gewicht des Luftfahrzeuges auf dessen Auftriebsoberflächen übertragen ist,

28. Vorrichtung nach Anspruch 27* dadurch gekennzeichnet, daß die Abhebe-Detektoreinrichtungen
auf einen vorgegebenen Wert der Llngsnelgungslage des
Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen umfassen.

29. Vorrichtung nach Anspruch 20, gekennzeichnet durch auf die Längs- und Normalaohsen-Besehleunigungsignale und das endgültige Anstfillwinkelsignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines zum (Schub
minus Luftwiderstand)/Gewichts-Verhältnls des Luftfahrzeuges proportionalen Signals und auf dl3 Differenz zwischen dem (Schub minus Luftwiderstand}/0ewichts-Verhä3,tnis-Signal und dem Flugweg-Beschlauniguiigssignai ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines zum Plugwegwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals.

30. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche zur
Berechnung des Wertes eines Luftfahrzeug-Plugsteuerungsparameters aus Primärdatenqueilen, die erwünschte uenauigkeits eigenschaft en unter Langzeit-F Luglieaingungen jedoch unerwünschte Fehlereigenschaften uri^er dynamischen Fl\i£- bedingungen aufweisen, gekennze i ohne t
durch erste auf die Primardatenquell-sn ansprechende Heohnereinrlchtungen zur Berechnung eiln-ss Anfangawerte.-i de«
Parameters unter Einschluß der genauen Langzaitkomponenten und der dynamischen Fehlerkomponent m, ^rr/eite auf den Aus-

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gang der ersten Rechnereinrichtungen ansprechende Rechnereinrichtungen zur Berechnung des Wertes eines bezogenen Luftfahrzeug-Parameters, der sieh unter allen Flugbedingungen lediglich langsam ändert, wobei alle dynamischen Komponenten in dem Ausgang der aweiten Rechnereinrichtungen sich aus dynamischen Pehlerkomponenten in dem Ausgang der ersten Rechnereinrichtungen ergeben, auf den Ausgang der zweiten Rechnereinricshtungen ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines lediglich die dynamischen Fehlerkomponenten einschließenden Ausgangs, und Einrichtungen zur Lieferung des Ausgangs der letzterwähnten Einrichtungen in Rückführungsart an die ersten Rechnereinrichtungen zur Korrektur der dynamischen Pehlerkomponenten des Ausgangswertes des Parameters, derart, daß sich ein endgültiger Wert des Parameters sowohl unter eingeschwungenen als auch dynamischen Flugbedingungen ergibt.

31· Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche zur Berechnung des Fluggewichts eines Luftfahrzeuges beim Abheben des Luftfahrzeuges von einer Startbahn, gekennzeichnet durch Einrichtungen zur Lieferung eines einem vorgegebenen Auftriebskoeffizienten fcei einervorgegebenen Abhebe-Längsnelgungslage entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung einem, dem Äuftriebskoefflzienten des Luftfahrzeuges während des Fluges entsprechenden Signals, Einrichtunger, zur Lieferung eines den, Auftriebs»/ Oewichts-Verhältnis des Luftfahrzeuges im Fluge und der* Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechenden iJignals, Gewiehts-Reclnereinriehtungen, die wahlweise auf das Auftriebskoefflzienten-Signal im Fluge und auf das Signal des vorgegebenen Auftrietoskcef.f.tzienten und die Au?- triebs-/Gewichtsverhältnls« und Flugg&sohwlndigkeits-Signale ansprechen, und die Filtereinrlohtungen mit auswählbaren Langzeit« und Kurzzeit-Zei^kcnste-.nten zur Lieferung eines dam Abhebegewicht des Luft.Uih**z£.-uges entsprechenden Signals einschließen, auf die voni^^etene Afchebe-LUngsneigungs3r>k3e dea Luftfahrzeugs a π sore oh ende Abhebe «üf^ek-

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toreinriehtungen zum Umschalten des Anspreehens der Gewichts -Rechnereinrichtungen aux? das Signal des vorgegebenen Auftriefoskoeffizienten und die Kurzzeit-Fehlerζeitkonstante während des Start-Rollvorgangas sowie zum Umschalten des Anspreehens auf das Signal des Auftriebskoeffizienten im Fluge und die Langselt-Fliterzeitkonstante beim Abheben, und Rtickführeinrichtungen,, die auf das berechnete Gewichtssignal zur Korrektur des Auftriebskoeffizientensignals im Fluge ansprechen.

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