DE2161401C2

DE2161401C2 - System zur Steuerung eines Luftfahrzeuges, insbesondere während des Startvorganes, sowie Anstellwinkelrechner

Info

Publication number: DE2161401C2
Application number: DE2161401A
Authority: DE
Inventors: Harry Scottsdale Ariz. Miller
Original assignee: Sperry Corp 10019 New York NY; Sperry Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1970-12-10
Filing date: 1971-12-10
Publication date: 1983-08-18
Also published as: GB1374103A; GB1374102A; FR2118504A5; CA972463A; DE2161401A1; GB1374101A; US3691356A; IT945368B

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein System zur Steuerung eines Luftfahrzeuges insbesondere während des Startvorganges, derart, daß eine bestimmte Fluggeschwindigkeit erreicht und danach aufrechterhalten wird, die einen sicheren Abstand zur Überziehgeschwindigkeit, eine sichere Hindernisfreiheit und einen sicheren Steiggradienlen ergibt, sowie auf einen Anstellwinkelrechner für Steuersysteme von Luftfahrzeugen.

Kriterien für die kritischen Start- und Landemanöver von kommerziellen Düsentransportern sind sorgfältig durch die Lufttüchligkeitsnormen der jeweiligen Luftfahrtbehörden festgelegt. Die grundlegenden Kriterien ίο für das Startmanöver sind durch Fluggeschwindigkeiten ausgedrückt, die mit K₁, V_R und V₂ bezeichnet sind, wobei diese Fluggeschwindigkeiten von dem Piloten aus Daten bestimmt werden, die in dem von dem Hersteller des betimmlen Luftfahrzeuges herausgegebenen Handbuch veröffentlicht sind. Diese Fluggeschwindigkeiten sind derart, daß vorgeschriebene minimale Sicherheitsabstände oberhalb der Überziehgeschwinriiglcei·. vorhanden sind, wenn das Luufahiieug unter der gefährlichsten Lage des Schwerpunktes abhebt.

Das Luftfahrzeug muß eine minimale Sicherheits-Abhebgeschwindigkeit (K₂) vor dem Erreichen des Startbahnendes erreichen. Obwohl es zulässig ist, oberhalb der minimalen Geschwindigkeiten zu fliegen, ist eine Beschränkung aufgrund der erforderlichen Startbahnlänge gegeben. Die amerikanischen Bundesnormen erfordern derartige Startbahnlängen, daß das Luftfahrzeug das Ende der Startbahn in einer Höhe von mindestens 35 Fuß in dem Fall überfliegt, in dem das Triebwerk, das am stärksten kritisch ist, ausgefallen ist.

jo Um diese Forderungen zu erfüllen, basiert das von der amerikanischen Bundesluftfahrtbehörde (FAA) zugelassene Flughandbuch auf einer Steuerung auf einer Geschwindigkeit von V₁ im Fall eines ausgefallenen Triebwerkes und auf einer Geschwindigkeit von

J5 V₇ + 10 Knoten, wenn alle Triebwerke normal arbeiten. K₁ ist die Start-Abbruch-Geschwindigkeit Wenn ein Triebwerk vor Erreichen von V₁ ausfällt, muß der Startvorgang abgebrochen werden, weil das Luftfahrzeug keine ausreichende Boden-Richtungsstabilität bei Ge-

•40 schwindigkeiten unterhalb von K, hat, um dem Giermoment entgegenzuwirken, das durch den Ausfall eines Außentriebwerkes hervorgerufen wird, und daher müssen alle Triebwerke gedrosselt werden, um dieses Giermoment aufzuheben. Die Startbahnlängen sind derart bemessen, daß ein Luftfahrzeug bei einer maximalen Geschwindigkeit von K₁ zum Stehen gebracht werden kann. Wenn ein Triebwerk nach dem Erreichen von K, ausfallt, muß der Startvorgang fortgesetzt werden, weil keine ausreichende Startbahnlänge zur

so Verfugung steht, um das Luftfahrzeug zum Stehen zu bringen Die Bestimmungen erfordern ausreichende Betriebseigenschaften bei Triebwerksausfall, so daß das Luftfahrzeug die Geschwindigkeit von K₂ vordem 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 Vor-

6ß bereitung des Abhebens gedreht wird, was normalerweise einige Sekunden nach der Drehung erfolgt. Die Geschwindigkeit V_R beruht auf einem Sicherheitsabstand zur Überziehgeschwindigkeit, die etwas kleiner als die Geschwindigkeit V₂ ist. Die Bestimmungen erfordern außerdem, daß V_R zumindest 5 % größer als die minimale Steuergeschwindigkeit in der Luft (V_UCA) ist Die minimale Steuergeschwindigkeit ist durch die Richtungs-Steuereigenschaften im Fall eines Außentrieh-

werks-Ausfalls festgelegt.

Das Drehmanöver resultiert in einem Auftriebskoeffizienten, der momentan größer ist als der konstante Wert, der erreicht wird, wenn das Luftfahrzeug konstant mit der Zielgeschwindigkeit (K₂ oder K₂/ + 10 Knoten, in Abhängigkeit von der Anzahl der arbeitenden Triebwerke) ist. Der momentane Überschuß ist erforderlich, um da., Luftfahrzeug schnell abheben zu lassen und somit die Startbahnlänge zu verringern, die zum Erreichen der Zielgeschwindigkeit erforderlich ist. Der Wert des Überschusses sollte proportional zur zum Zeitpunkt der Drehung vorhandenen Beschleunigung sein; d. h. der Überschuß ist klein, wenn das Gewicht des Luftfahrzeuges hoch ist und der Schub niedrig ist, und der Überschuß ist hoch, wenn das Gewicht niedrig und der Schub hoch ist. Hieraus ergibt sich, daß der Zielwert des Auftriebskoeffizienten (Q_Af,) verringert werden muß, wenn das Schub-/Gewichts-Verhältnis hoch ist, um zu verhindern, daß der momentane Wert des Aufiiicb!,-koeffizienten einen Wert überschreitet, der sich zu stark 2» dem Überzieh-Wert nähert.

K₂ ist 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-Nor- -Ί men für K₂ ändern sich mit der Art des Luftfahrzeuges. Beispielsweise kann V₂ für ein dreimotoriges Luftfahrzeug nicht kleiner als 120% der Überziehgeschwindigkeit K₅ sein, während K₂ für ein viermotoriges Luftfahrzeug nicht kleiner als 110% der minimalen Steuer- J" geschwindigkeit in der Luft (Κι_/Ο4) sein kann.

Somit ist das Start-Höhenruder- oder Längsneigungsmanöver in der Hauptsache ein Geschwindigkeitssteuerungsproblem. Die Folge beginnt mit dem Beginn des Startrollvorganges und endet üblicherweise nicht später r· als 5 Minuten hiernach. Luftfahrzeug-Strahltriebwerke sind so ausgelegt, daß sie die Startleistung lediglich für eine feste Zeitdauer abgeben, und am Ende dieser Zeitdauer muß das Luftfahrzeug im aerodynamisch günstigen Zustand sein (Fahrwerk, Klappen, Vorflügel usw. -ti· eingezogen), so daß die Triebwerke auf einen normalen Steig'/Reise-Sch^bwert gedrosselt werden können. Die amerikanischen Bundesbestimmungen beschränken die Steig'/Reise-Geschwindigkeiten auf 250 Knoten, wenn in Höhen unterhalb von 10.000 Fuß geflogen -n wird.

Es sind bereits Systeme zur Steuerung eines Luftfahrzeuges bekannt (US-PS 32 95 369 und 35 22 729) die entweder dem Piloten eine Befehlsanzeige für richtige Steuerung des Luftfahrzeuges während des Startvorgan- 3» ges liefern oder direkt eine Selbststeueranlage ansteuern. Diese bekannten Systeme berücksichtigen jedoch keine Änderungen von Luftfahrzeugparametern, beispielsweise sich ändernde Auftriebskoeffizienten auf Grund der jeweiligen durch die Trimmung und durch Auftriebshilfen bestimmten Luftfahrzeugkonfigurationen, und sie berücksichtigen weiterhin nicht das Gewicht und den effektiven Anstellwinkel des Luftfahrzeuges. Insbesondere ermöglichen diese bekannten Systeme nicht die Berücksichtigung der jeweils festgelegten Flugverfahren, die durch die Lufttüchtigkeitsnormen festgelegt sind.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein System der eingangs genannten Art sowie einen Anstellwinkelrechner zu schaffen, der eine Zuverlässige bs Steuerung des Luftfahrzeuges, insbesondere während des Startvorganges ermöglicht, wobei die damit erzielten Flugverfahren den jeweiligen Vorschriften entspreche?.

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil der Ansprüche 1 bzw. 19 angegebene Erfindung gelöst.

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

Das erfindungsgemäße System kann entweder zur Ansteuerung von Befehlsanzeigeinstrumenten oder zur direkten Ansteuerung einer Selbststeueranlage verwendet werden. Das erfindungsgemäße System steuert die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges während des gesamten vertikalen Flugprofils, und zwar unter Einschluß des Starts, des Nachdrückens, des Sleigens auf die Reiseflughöhe, des Reiseflugs, des Sinkflugs, des Anfluges und der Landung oder gegebenenfalls des Durchstartens. Insbesondere ergibt das System eine j Steuerung des Start- oder Durchstartvorganges, wobei ' die Befehlsanzeige dem Piloten Anzeigen liefert, wie die Höhenruder-Steuereinrichtungen des Luftfahrzeuges zu betätigen sind, um vorgegebene Vorschriften zu erfüllen. Das erfindungsgemäße System kann weiterhin zur Erzeugung von Triebwerksleistungsbefehlen während des Fluges verwendet werden.

Ausfuhrungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden anhand der Zeichnungen noch näher erläutert.

In der Zeichnung zeigen:

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

Fig. 2 ein grundlegendes Blockschaltbild des in Fig. 14 gezeigten elektrischen Untersystems;

Fig. 3,4,5,6 und 7 Diagramme zur Erleichterung des Verständnisses der Erfindung und insbesondere zur Erläuterung der Ableitung der mathematischen Beziehungen, auf denen das erfindungsgemäße 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;

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

Fig. 12 eine graphische Darstellung einer Reihe von Kurven, die zeigen, wie sich die Parameter des 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;

Fig. 14 ein Blockschaltbild des Autopilot- und Flug-Direktor-Geschwindigkeitsbefehls-Rechners des Systems;

Fig. 15 ein Blockschaltbild des Schnell-/Langsam-Direktors und des automatischen Gasstellungs-Rechners des Systems.

In den Zeichnungen ist in Fig. 2 ein Blockschaltbild des erfindungsgemäßen Gesamtsystems dargestellt, das dem »elektrischen Untersystem« nach Fig. 1 entspricht und Meßfühler, Signalverarbeiiungsschaltungen und Nutzausrüstungen umfaßt.

Die System-Meßfühler sind auf der linken Hälfte der Fig. 2 gezeigt Die Meßfühler bilden die Eingangsgrenzfläche zwischen dem elektrischen Untersvstem

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und der Luftfahrzeug-Umgebung. Sie bestehen aus einem Vertikalkreisel 16 mit einem Signalausgang 120, der mit sin Θ (Längsneigung) bezeichnet ist; aus Pilot-/ Statik-Druck-Meßfühlern, die in etem Flugdalen-Rechner23 eingeschlossen und von diesem verwendet werden, um Ausgangssignale 116, 121, 122, 145 zu liefern, die jeweils proportional zur Vertikalgeschwindigkeit (A), zur berichtigten angezeigten Eigengeschwindigkeit (K₁.) (CAS) zur Mach-Zahl (M) und zur Höhe (A) sind; aus einem Normalbeschleunigungsmesser 22, der ein Normalbeschleunigungssignal (A₂) liefert; aus einem Abhebe-Detektor 26, der ein Schalter sein kann, der bei einer vorgegebenen Längsneigungslage nach V_R betätigt wird, oder der betätigt wird, wenn das Fahrwerk des Luftfahrzeuges entlastet wird; aus einem Längsbeschleunigungsmesser 21, der ein Längsbeschleunigungssignal (.4.0 liefert; aus einer Lufttemperatursonde 29; aus Turbinendrehzahlmessern 30: aus Klappenstellungswandlern 27 (6_f)\ aus einem Höhenruder-Stellungswandler 25 (ö_F); aus einem Höhenflossen-Stellungswandler 24 (i_H); aus Vorfiügel-Stellungsschaltern28, die betätigt werden, wenn sich die Vorderkanten-Vorfiügel in der eingezogenen Stellung, in der Startstellung und in der Landestellung befinden; und aus einem vom Piloten auswählbaren 2^ Geschwindigkeitszähler oder -steuerer31 (V_SE1).

Die Signalverarbeitungsschaltung ist in vier hauptsächliche Rechnergruppen unterteilt, wie dies in Fig. gezeigt ist, und zwar in einen Geschwindigkeits-Steuerparameter-Rechner32, einen Schubwert-Rechner 33, ju einen Autopilot-/Flug-Direktor - Geschwindigkeitsbefehls-Rechner34, und in einen Schnel!-/Langsam-Direktor- und Gas-Rechner 35. Die Rechner 32, empfangen die Meßfühlersignale direkt und verarbeiten sie, um Zwischensignale abzuleiten, die durch die zwei Ausgangsrechner 34, 35 weiter umgeformt und verarbeitet werden, wobei die Ausgangsrechner ihrerseits verwendet werden, um die Nutzausrüstungen anzusteuern.

Die Nutzausrüstung bildet die Ausgangsgrenzfläche m> zwischen dem elektrischen Untersystem und dem Höhenruder- und Gassteuermechanismus des Luftfahrzeugs. Jeder Ausgangsrechner steuert zwei Nutzvorrichtungen an. Der Autopiiot-ZFlug-Direktor-Geschwindigkeitsbefehlsrechner34 weist einen Ausgang auf. der das Höhenruder des Luftfahrzeuges über den Autopilot-Längsneigungskanal 39 und den Höhenruderservo 40 betätigt. Der Rechner 34 weist außerdem einen Ausgang auf, der einen horizontalen Flug-Direktor-Zeiger 11 eines Fluglagen-Direktor-Anzeigers 10 >o (ADI) ansteuert. Der Schnell'/Langsam-Direktor- und automatische Gas-Rechner 35 weist einen Ausgang auf, der die Schnel^/Langsam-Darstellung 113 betätigt, die sich typischerweise an der linken Seite des Anzeigers befindet. Der Rechner 35 weist außerdem einen Ausgang auf, der die Gashebel über einen Gashebelservo und eine Kupplungsgruppe 38 ansteuert. Eine Rückführung von dem Gashebelservo 36 über ein Servo-Tachometer 37 ergibt ein Ansprechen auf das Gas-Stellungs-Befehlssignal in einer geschlossenen Schleife.

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

Fig. 3 erläutert die Luftfahrzeugbedingungen während des Horizontalfluges. Fig. 4 zeigt die Bedingungen während Kurven mit Querlage. In den beiden Fig. 3 und 4 ist die Symmetrieebene des Luftfahrzeuges die, die das Dreieck OPA enthält. Der Pur.StPist der Massenmittelpunkt des Luftfahrzeuges. Die Linie OP ist eine Längsrichtungs-Bezugslinie, die in bezug auf das Luftfahrzeug festgelegt und als A'-Achse bezeichnet ist. Der Punkt O stellt den Schnittpunkt der A'-Achse mit der Erd-Bezugsebene dar, wobei diese Ebene senkrecht zu einer Lotlinie ist, die sich von dem Massenmittelpunkt (P) des Luftfahrzeuges zum Erdmittelpunkt erstreckt.

Die X- und Z-Achsen des Luftfahrzeuges sind in der Symmetrieebene des Luftfahrzeuges angeordnet. Die Z-Achse erstreckt sich durch den Massenmittelpunkt (P) und steht senkrecht zur A'-Achse. Eine diiüe Bezugslinie ist als X-Achse bezeichnet und erstreckt sich durch den Massenmittelpunkt und bildet mit den X- und Z-Achsen einen dreidimensionalen, gegenseitig rechtwinkligen Bezugsrahmen, der in bezug ruf das Luftfahrzeug festgelegt ist.

Die in den Fig. 3 und 4 gezeigte vertikale Bezugsebene ist eine Ebene, die durch den Punkt O 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 A'-Achse des Luftfahrzeuges ist der Anstellwinkel des Luftfahrzeuges, der als «bezeichnet ist. Der Winkel zwischen der Richtung des relativen Windes und der Erdebene ist der Flugweg-Winkel des Luftfahrzeuges, der als y bezeichnet ist. Der Winkel zwischen der A'-Achse des Luftfahrzeuges und der Erdebene ist der Längsneigungswinkel des Luftfahrzeuges, der als Θ bezeichnet ist. Der Längsneigungswinke! und der Flugweg-Winkel wird in vertikalen Ebenen gemessen, die zur Erdeben=. senkrecht stehen.

Während eines Fluges ohne Querneigung (Fig. 3) fällt die Symmetrieebene mit der vertikalen Bezugsebene zusammen. Da der Längsneigungswinkel und der Flugweg-Winkel in der gleichen Ebene gemessen werden, ist der Längsneigungs-Winkel gleich der Summe des Anstellwinkels und des Flugweg-Winkels; d. h.:

(D

Während des Kurvenfiugs (Fig. 4) fällt die (dur-'¹· das Dreieck O-P-A definierte) Symmetrieebene nicht mit der Vertikalebene zusammen, die die Richtung des relativen Windes enthält. Unter diesen Bedingungen werden der Längsneigungswinkel und der Flugweg-Winkel nicht in dergleichen Ebene gemessen, und die Gleichung (1) stimmt nicht mehr. Der Flugweg-Winkel wird in der Ebene gemessen, die das Dreieck O- A - B enthält, während der Längsneigungswinkel in der Ebene gemessen wird, die das Viereck O - P-E-D enthält.

Der in Fig. 4 als Φ bezeichnete Winkel ist der Querneigungswinkel des Luftfahrzeuges. Der Querneigungswinkel kann durch den äußeren Kardanringaufbau eines Vertikal-Kreisels gemessen werden, dessen Drehachse derart nachgeführt wird, daß sie mit einer Lotlinie ausgerichtet ist, die sich von dem Massenmittelpunkt P zum Erdmittelpunkt erstreckt. Diese Lotlinie schneidet die Erdbezugsebene im Punkt fin den Fig. 3 und 4. Der Winkel Φ ist der Winkel zwischen der Z-Achse des Luftfahrzeuge«: imH ρϊπργΤ !nm ;n ^or„oi-t;i-oi»n 1 sn,™

neigungswinkel-Ebene, die senkrecht zur ,Y Achse des Luftfahrzeuges steht.

Zur Bestimmung der Ausrichtung der verschiedenen Winkel nach Fig. 4 ist es zweckmäßig, die Linien der Fig. 4 als die Kanten eines sechsseitigen Polyeders zu betrachten, 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 entsprechen den in Fig. 4 gezeigten. Die mathematischen, in Fig. 7 gezeigten Ableitungen zeigen, daß der allgemeine Ausdruck, der sich auf den Längsneigungswinkel, den Anstellwinkel und den Flugweg-Winkel bezieht, wie folgt ist:

sin y = cos α sm θ - sin α cos Φ cos Θ (2)

Die Fig. 5 und 6 beziehen sich auf Kräfte und Beschleunigungen in der Svmmetrieebene des Luftfahrzeuges, die die X- und Z-Achsen enthält (die durch das Dreieck O -P- 4 definierte Ebene).

Die an dem Luftfahrzeug vorbeiströmende Luftströmung erzeugt eine auf das Luftfahrzeug wirkende aerodynamische Kraft. Dies ist als nicht ausgefüllter Pfeil (F₁) in Fig. 6 gezeigt. Aus Zweckmäßigkeitsgründen wird diese Kraft in zwei Komponenten aufgelöst, die als Luftwiderstand und Auftrieb bezeichnet werden. Die Luftwiderstands-Komponente (D) liegt entlang des Flugweges des Luftfahrzeuges (entlang der Richtung des relativen Windes). Die Auftriebskomponente (Z.) steht in einem rechten Winkel zum Flugweg.

Der von den Triebwerken erzeugte Schub liegt in Vorwärtsnchtung entlang der Α-Achse des Luftfahrzeuges und ist in Fig. 6 mit /"bezeichnet. Die Vektorsumme von Schub. Luftwiderstand und Auftrieb bildet eine resultierende Kraft, die zum Ausgleich der Schwerkraftsanziehung der Erde verwendet wird, wobei jeder Überschuß eine Beschleunigung des Luftfahrzeuges bewirkt.

An dem Massenmittelpunkt des Luftfahrzeuges ist eine Gesamtbeschleunigung (A_P) vorhanden. DerZeitverljuf der Größe und der Richtung des Gesamtbeschleunigungsvektors bestimmt der. 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 Z bezeichnet. Die Komponenten in der Symmetneebene sind X und Z. Diese können kombiniert werden, um den Längsbeschleunigungsvektor zu bilden, der mit A_L bezeichnet ist. Die Vektorkomponenten in der Symmetrieebene sind in Fig. 5 gezeigt.

Der Gesamt-LängsbeschleunigungsvektorM,) kann außerdem in ein zweites Paar von gegenseitig rechtwinkligen Komponenten aufgelöst werden, wobei eine Komponente entlang des Flugweges und eine unter rechten Winkeln zum Flugweg liegt. Diese Komponenten sind in Fig. 5 mit V₁ und A_(f, bezeichnet. Für die Zwecke dieser Beschreibung wird 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 Vj, wie es in Fig.5 dargestellt ist, die Beschleunigung entlang des Flugweges dar. Die Komponenten Acfl und Ϋ können durch Vektoraddition kombiniert werden. Die Resultierende ist die auf das Luftfahrzeug wirkende Zentrifugalbeschleunigung, die auftritt, weil sich die Luftfahrzeug-Masse entlang eines gekrümmten Pfades bewegt.
Lineare Beschleunigungsmesser, die entlang der Λ'-,

Y- und Z-Achsen des Luftfahrzeuges befestigt sind, können zur Messung der Beschleunigungen verwendet werden. Wenn angenommen wird, daß das Luftfahrzeug mit geringen Seitenflugschiebewinkeln betrieben wird, so ist es lediglich erforderlich, die Beschleunigungen

ίο entlang der X- und Z-Achsen zu betrachten. Die Beziehungen können wie folgt zusammengefaßt werden:

Vj = X cos a -Z'sin a

cn

= Xsin a + Z'cos a

Die Ausgänge der entlang der X- und Z-Achsen befestigten linearen Beschleunigungsmesser enthalten Störsignale, weil sie durch das Schwerkraftsfeld der Erde beeinflußt werden. Diese Beeinflussung kann dadurch analysiert werden, daß das Schwerefeld der Erde durch einen äquivalenten Beschleunigungswert ersetzt wird. Dies ist in Fig. 4 als ein vom Punkt />nach oben gerichteter Pfeil dargestellt, der mit g bezeichnet ist. Wenn das Schwerefeld der Erde entfernt würde, würde die Masse des Luftfahrzeuges einer Kraft (W) entlang der Lotlinie unterworfen, die genau äquivalent zu der Kraft ist. die vorhanden ist, wenn das Erd-Schwerefeld gegeben ist.

Die Beschleunigungsmesser können nicht zwischen der äquivalenten Beschleunigung des Erd-Schwerefeldes und den X- und Z-Beschleunigungskomponenten unterscheiden. Diese Auswirkungen können jedoch kompensiert werden, weil der Wert von g ebenso wie seine Richtung (entlang der Lotlinie)genau bekannt ist.

» All dies ist erforderlich, um die Beschleunigung g entlang der speziell interessierenden Achse aufzulösen. Aus Fig. 4 ist zu erkennen, daß die Störkomponenle entlang der .Y-Achse g sin Θ: entlang der Z-Achse gcos Θ cos Φ, entlang der K-Achse g cos Θ sin Φ und

4f> entlang des Flugweges g sin y ist. Die Signalausgänge der Beschleunigungsmesser sind mit A_x und A₁ bezeichnet:

A_x = X + g sin Θ

A_z = Z'+g cos ©cos Φ

Die Gleichungen (3) und (4) können entsprechend ausgedrückt werden als:

IAχ - g sin θ) cos a

~ (A₇ -g cos Θ cos Φ) sin a

A_CH = (A_x-g sin Θ) sin a
+ (A/-g cos Θ cos Φ) cos a (8)

Die Beschleunigung entlang des Flugweges ist proportional zur Resultierenden der Kräfte, die entlang des Flugweges wirken. Diese schließen Anteile des Schubes, des Luftwiderstandes und des Gewichtes ein. Die Auftriebskomponente (die senkrecht zum Flugweg steht) trägt keine Kraft in der Flugrichtung bei. Wie es aus Fig. 4 zu erkennen ist, ist die Komponente des Gewichtes entlang des Flugweges gleich H^sin y.

Die sich ergebende Kraft entlang des Flugweges ist proportional zur Flugwegbeschleunigung:

W ·

— Vj = Tcosa-D-Wsmy 8

(9)

j. die

Dies kann außerdem geschrieben werden als: D _ V_T

siny

(10)

Die Zusammenfassung der Gleichungen (2), (7) und (9; und die Vereinfachung des Ergebnisses ergibt die folgende Beziehung:

T cos a-D _ A_x cos a-Az sing S

(H)

Ein Gleichsetzen der Gleichungen (10) und (11) ergibt:

Iz + _sin y = A_x COSa-A₁ sing

ε s

(12)

sin _a =

-Vt-gsmy

Az

(13)

siny = —

(14)

Das Einsetzen der Gleichung (6) in die chung (15) ergibt den folgenden Ausdruck:

L cosg + D sing
W

(16)

S die Flügelfläche

q der dynamische Druck
C₁ der Auftriebskoeffizient
Cd der Luftwiderstandskoeffizient

Das Einsetzen der Gleichungen (17) und (18) in (16) ergibt den folgenden Ausdruck für das AuftriebsVGewichtsverhältnis:

ίο L _ A₂ W g

sin σ + cos σ

(19)

Die Gleichung (12) ist die Grundlage für den Anstellwinkel-Rechner und wird zu diesem Zweck in der Form:

Das berechnete Gesamtfluggewicht iy
^c L/W L/W

(20)

wobei hd\e Vertikalgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges und V die Geschwindigkeit entlang des Flugweges ist.

Das grundlegende Konzept des Anstellwinkel-Rechners besteht darin, daß das Gesamtfluggewicht des Luftfahrzeuges sich während des Fluges sehr langsam ändert, und zwar lediglich aufgrund des Treibstoffverbrauchs. Diese Tatsache wird zur Überprüfung der Genauigkeit des Anstellwinkel-Rechners verwendet, indem die errechneten Daten verwendet werden, um eine Messung des Gesamtfluggewichtes abzuleiten. Wenn sich die Gewichtsmessung sehr schnell ändert, zeigt dies eine Ungenauigkeit in der Ausgangsberechnung an. Die Änderungsgeschwindigkeit der Gewichtsberechnung wird entsprechend in einer Rückführungsform verwendet, um die Berechnungen zu korrigieren, wie es weiter unten ausführlich beschrieben wird.

Die Berechnung des Gesamtfluggewichts umfaßt die Kräfte und Beschleunigungen entlang derZ-Achse des Luftfahrzeuges.

Aus den Fig. 5 und 6 ergibt sich:

— Z = L cos a + D sing- W cos Θ cos Φ (15) g

Der Auftrieb und der Luftwiderstand werden in üblicher Weise ausgedrückt:

D = C₀ ■ q ■ S

(17) (18)

dabei ist:

Das Schub'/Gewichts-Verhaltnis kann außerdem durch die Beziehungen (11), (17) und (18) bestimmt werden:

geschrieben.

Der Flugwegwinkel kann ausgedrückt werden als:

cosg

cosa-A_zs\na C^ L Ί
S C_L ' W]

(21)

J5

Glei-Der Geschwindigkeitssteuerungs-Parameterrechner 32 liefert eine Mechanisierung für die Gleichungen (13) bis (21). Eine genaue gerätemäßige Ausführung für die Gleichung (13) erfordert Messungen der Längsbeschleunigung (A_x), der Normalbeschleunigung (A_z\ der Flugwegbeschleunigung (V_T) und des Flugwegwinkels (sin γ).

Fig. 8 ist ein vereinfachtes Schaltbild der Vorrichtung zur Durchführung dieser Berechnung, wobei die Meßfühler-Signalquellen für die Längsbeschleunigungs- und Normalbeschleunigungs-Ausdrücke [Αχ und A_z) die Längs- und Vertikal-Beschieunigungsmesser 21 bzw. 22 sind, während die Signalquellen für die Flugwegbeschleunigung- und Flugweg-Winkel-Ausdrücke (V_T und sin y) von den Unter-Berechnungsnetzwerken 20 bzw. 43 geliefert werden. Wie es durch die Gleichung (13) gefordert ist, werden die Längsbeschleunigungs-, Flugweg-Beschleunigungs- und Flugweg-Winkel-Signale mit den angezeigten Vorzeichen einem Summierverstärker 45 zugeführt, dessen Ausgang mit Hilfe eines üblichen iieilernelzwerkes46 durch das Normalbeschleunigungssignal dividiert wird. Dx Multiplikation des Längsbeschleunigungssignals mit cosg wi.d durch einen Rückführungsweg über einen üblichen Cosinus-Generator 47 erzielt. Der Cosinus-Generator basiert auf der trigonometrischen Beziehung:

cosg

(22)

Die in Fig. 8 gezeigte gerälemäßige Ausführung ergibt verschiedene Berechnungsprobleme, die im Ver-

08: lauf der Beschreibung weiter erläutert werden. Es sei jedoch zu diesem Zeitpunkt angenommen, daß diese Probleme auf eine praktische Weise 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 α 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

308 133/13

entsprechenden Gleichungen in dieser Beschreibung proportional sind.

Das sin σ-SignaI wird in einem Summierverstärker 49 mU Signalen kombiniert, die proportional zum Höhenruderausschlag (<5_£) von dem Wandler 25, zur Stellung der Höhenflosse (/„) von dem Wandler 24 und zur Klappenstellung von dem Wandler 27 sind, um ein Signal abzuleiten, das proportional zum konstanten Auftriebskoefilzienten des Luftfahrzeuges ist. Somit stellt der Ausgang des Verstärkers 49 eine Lösung der folgenden Gleichung dar:

sin a +

^ ■ δ_Ε + C_ifJ/ ■ /„ (23)

Für ein bestimmtes Luftfahrzeug ist CV eine Fu^ktion der Klappenstellung, der Vorflügelstellung und der Mach-Zahl. C_L ist eine Funktion der KJappenstellung, der Mach-Zahf und des Anstellwinkels. C_Li und Q₁ sind Funktionen der Mach-Zahl.

Die Vn Fig. 9 jeweils durch diese Größen bezeich- 2" neten Blöcke 65, 66, 69 und 70 stellen übliche Funktionsgeneratoren dar, die die Veränderlichen in eine Form umwandeln, die an die bekannten Charakteristika eines bestimmten Luftfahrzeuges im eingeschwungenen Zustand angepaßt sind. -'■

Fig. 9 schließt einen Auftrieb-ZGewichts-Verhältnis-Rechner 82 ein, der eine genaue Berechnung der Gleichung (19) durchführen kann, es wird jedoch weiter unten gezeigt, wie die Anforderungen der Gleichung durch die Verwendung des Gewichts -Rückführaus- m druckes bleichten werden können. Ein Signal (q) für den dynamischen Druck wird von dem Flugdalen-Rechner23 gewonnen, tier Druckinformationen von den Pilot- und StatiKd/uck-Sonden des Luftfahrzeuges empfängt. Diese Drücke ^drden in dem Flugdaten- r> Rechner 23 in elektrische Signale umgewandelt, die proportional zum Statikdruck (/?), zur Vertikalgeschwindigkeit (A), zur Mach-Zahl (M) und zur berichtigten angezeigten Eigengeschwindigkeit (K) sind Der Staudruck wird aus der Beziehung: ■»"

q =

(24)

abgeleitet.

Der Staudruck kann in Form der äquivalenten Geschwindigkeit eines inkompressiblen Strömungsmediums (!■',) ausgedrückt werden, das die Dichte von Luft in Meeresspiegelhöhe und bei 15°C hat (/>„), wenn es zur Ruhe gebracht wird:

9=1/2

K? =

(25)

wobei/der Kompressibilitätsfaktor und q_t der Druckunterschied zwischen den Pilot- und Statiksonden ist. Der Kompressibilitätsfaktor 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:

/o²?r = 1/2

V]

(26)

und/₀ nahezu gleich/bei niedrigen Höhen ist.

In Fig. 9 ist der Ausgang des Verstärkers 49 ein zu Q. proportionales Signal, und dieses Signal Wird mit Hilfe eines üblichen Teilernetzwerkes 56 durch den Ausgang des Rechners 82 dividiert, um einen Ausgang zu liefern,

65

der proportional zu Sk- j_st. Nach Verstärkung mit einer

Verstärkung, die proportional zur Flügelfiächenkonstante S ist, wird das Signal in einem üblicher. Multiplizierer mit dem Ausgang q des Rechners 23 multipliziert. Somit ist die Gleichung (20) gelöst, und der obere Eingang zu einem Summierverstärker 58 ist ein Signal, das proportional zum berechneten 'Jewicht W_c des Luftfahrzeuges ist. Der B-^Signalausgang des Verstärkers 58 wird einem Tiefpaßfilter und einem Integratornetzwerk 59 zugeführt, dessen Ausgang an den Summierverstärker 58 zurückgeführt wird, um von dem ursprünglichen Arsgang subtrahiert zu werden.

Der Auftriebskoeffizienten-Anteil der «'(-Gleichung (wie sie in Fig. 9 gerätemäßig ausgeführt ist) weist verschiedene dynamische Fehler auf. Die Q-Eigenschaften des Luftfahrzeuges für konstante Bedingungen sind genau bekannt und in der Gleichung (23) wiedergegeben. Diese Information ist jedoch während dynamischer Bedingungen nicht mit ausreichender Genauigkeit bekannt. Ein weiterer dynamischer Fehler besteht in der Gleichung (13) für den Anstellwinkel, wobei diese Gleichung Trägheits-Ausdrücke einschließt und daher nur dann genau ist, wenn kein Wind relativ zur Erde vorhanden ist. Bei Vorhandensein von Wind und Windscherungsbedingungen treten jedoch dynamische Fehler auf.

Der Zweck des Gewichts-Rückführsignals, wie es in Fig. 9 gezeigt ist, besteht in der Beseitigung dieser dynamischen Fehler. Es berücksichtigt die Tatsache, daß das tatsächliche Gewicht des Luftfahrzeuges sich langsam ändert. Aufgrund der dynamischen Fehler ändert sich das durch die Gleichung (20) dargestellte Signal während Übergangs- und Windscherungsbedingungen beträchtlich. Die in-Fig. 9 gezeigte Inlegratoranordnung59, 60 bewirkt entsprechend eine Filterung des berechneten Gewichtssignals entsprechend der folgenden Beziehung:

W=W,

U,

(27)

f„ = W₁ ■

(28!

wobei j der Differential-Operator in bezug auf die Zeil ist.

Der Unterschied zwischen dem Momentanwert (Gleichung 20) und dem gefilterten Wert (Gleichung 27) wird als das Gewichts-Fehlersignal bezeichnet:

Wie es in Fig. 9 gezeigt ist, wird dieses Fehlersignal über eine Leitung 63 in den Anstellwinkel-Rechner 48 nach Art einer geschlossenen Schleife zurückgeführt. Die Verstärkung des Rückführungssignals (AJ bestimmt den Korrekturgrad. Die Größe der Verstärkung ist in praktischen Fällen begrenzt, weil das gefilterte Gewichtssignal nicht genau selbst der relativ langsamen Gewichtsveränderüngen des Luftfahrzeuges aufgrund des TreibstofTverbrauchs entspricht, wenn die Rückfüh.-rungsverstärkung zu hoch ist. Eine praktische Begrenzung wird durch eine äquivalente Schleifen-Filterzeilkonstante (1 + Ä) · r„, zwischen 200 und 500 Sekunden diktiert.

Die Gleichung (20) stellt eine Berechnung des Gewichtes dar, das durch die aerodynamischen Kräfte an dem Luftfahrzeug getragen wird. Während des

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Rollens des Luftfahrzeuges auf dem Boden vor dem Abheben wird das Gewicht des Luftfahrzeuges teilweise durch das Fahrwerk und teilweise durch aerodynamische Kräfte getragen. Der von der aerodynamischen Kraft getragene Teil steigt während des Rollens am Boden an, bis beim Abheben das gesamte Gewicht vom Fahrwerk auf die aerodynamischen Oberflächen übertrafen wird. Es ist daher anzustreben, daß die Gewichtsberechnung sehr schnell zum Zeitpunkt des Abhebens erneuert wird.

Der Ausgang des Verstärkers 49 nach Fig. 9 (Gleichung 23) stellt die Berechnung des konstanten Auftriebskoeffizienten dar, wenn die Auftriebscharakteristiken des Luftfahrzeuges nicht durch die Bodennähe beeinflußt werden.

Der Bodeneffekt tritt im allgemeinen auf, wenn sich das Luftfahrzeug in einer Höhe befindet, die kleiner als eine einzige Flächenspannweite ist. Wenn das Luftfahrzeug auf dem Boden rollt, bleibt die Richtung des relativen Windes hinter der Tragfläche im wesentlichen parallel zur A'-Achse des Luftfahrzeugs. 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 Auftriebseigenschaften 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 Gesamtfluggewichts beim Abheben sind das Auf-

triebs-/Gewichtsverhällnis (—-)- der Staudruck (q)

und der Auflriebskoeffizienl beim Abheben (Q_{1 (l}). Das Auftnebs-ZGewichtsverhältnis aus der Gleichung (19) ist in der Hauptsache eine Funktion der Normalbesch'eunigung (/)/) und ist daher beim Abheben genau bekannt. Der Staudruck wird ebenfalls beim Abheben genau bestimmt und wird in dem Flugdatenrechner 23 aus der Gleichung (24) abgeleitet. Der Wert von C₁ ist eine Funktion der KJappen-ZVorflügel-Anordnung, der Stellung der Höhenflosse und der Lärgsneigungslage des Lui!fahrzeuges relativ zum Boden beim Abheben.

Fig. 10 ist ein Blockschaltbild einer Rpchneianordnung, die zur Bestimmung des Gesamlfiuggewichtes(H') des Luftfahrzeuges beim Abheben verwendet y.ird. Für die Zwecke dieser Beschreibung ist das Abheben als der Zeitpunkt während des Drehmanövers definiert, wenn die Längsneigungslage des Luftfahrzeuges einen vorgegebenen Wert (0_/(1) erreicht. Der Wen von Θ,,, ist so eingestellt, daß er geringfügig größer als die talsächliche Längsneigungslage ist, die gegeben ist. wenn die Räder des Luftfahrzeuges den Boden verlassen. Im allgemeinen verlassen diese Luftfahrzeuge den Boden innerhalb eines relativ schmalen Bandes von Längsneigungslagen-Werten. Um eine genaue Messung des Auftriebs-ZGewichts-Verhältnisses zu erzielen, ist es erforderlich, daß das Luftfahrzeug vollständig in der Luft ist, so daß kein Teil des Gewichts von dem Fahrwerk getragen wird. Der Abhebedetektor ist ein Schalter, der angesteuert und verriegelt wird, wenn die Längsneigungslage des Luftfahrzeuges zum erstenmal ΘI₀ erreicht. Dei /jbheb-Koeffizienten-Generator leitet ein Signal ab, das den Wert von C_Llo für die speziellen Einstellungen der Klappe (ö_F), der Höhenflosse (;'_w)

und der Abhebelängsneigungslage (9_i0) darstellt.

Das Abhebegewicht wird während des Rollens am Boden durch eine kontinuierliche Berechnung unter Verwendung eines sehr kleinen Wertes (r, ) der normalen Gesamtfluggewicht-Filterzeitkonstante (i_w ) bestimmt. Zum Zeitpunkt des Abhebens wird der momentane Wert des berechneten Gewichts gespeichert und darauffolgend als Bezugswert zur Erzeugung der Gewichtsfehlersignale verwendet. Dies wird durch Umschalten auf ein Gesamtfluggewichts-Filter mit großer Zeitkonstante (^durchgeführt. Somit liefert in Fig. 10 der Auftriebskoeffizienten-Rechner 49'(der die Elemente nach Fig. 9 umfassen kann, die den Verstärker 49 speisen) seinen normalen Wertausgang im Flugzustand an den oberen Kontakt eines Schalters 201 und dann an den Teiler 56 und den Multiplizierer 57 und an den Summierverstärker58 wie in Fig. 9. Während des Rollens am Boden wird jedoch der Abhebedetektor 26 nicht getätigt, wodurch der Schalter 201 sich wie dargestellt ^:.n seiner unteren Sieilung befindet. In dieser Stellung liefert der Abhebekoeffizient des Auftriebsgenerators 203 den Wert des Auftriebskoeffizienten (C_Llo), der als Funktion der Startstellung der Klappen 0_F (und Vorflügel) und der Höhen-

2) flosse i_H vorbestimmt ist, sowie einen vorbestimmten Wert der Längsneigungslage 0_LO, wodurch die Gewichtsberechnung des Luftfahrzeuges zum Zeitpunkt des Abhebens auf diesen vorbestimmten Wert von Q ₍₎ vorbestimmt ist. Außerdem betätigt der Abhebedetek-

jo tor 26, wie es dargestellt ist, einen Schalter 204, der - wie es in Fig. 9 beschrieben ist - unter Flugbedingungen den Ausgang des Verstärkers 58 und des Filters 59 an den Eingang des Integrators 60 liefert.
In dem bevorzugten Ausfuhrungsbeispiel ist der

J5 Schalt-Schwellwerl des Abhebedetektors 26 ein vorgegebener Wert (&_LU) der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges, der geringfügig höher oder größer als die tatsachliche Abhebe-Längsneigungslage P_n, ist. Der Unterschied zwischen Θ_ίο und &_u, ist derart, daß

■!> sichergestellt ist. daß das Luftfahrzeug in der Luft ist

und daß daher der Wert von — auf den Flugdalen

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, daß ein zweites Filter 59' vom Ausgang des Verstärkers 58 an den unteren Kontakt des Schalters 204 angeschaltet wird, wodurch die Gewichtsberechnung bei entregtem oder nicht betätigtem Abhebedetektor sehr schneil erneuert wird.

Bei V_H folgt der Pilot den Anweisungen des Fluganzeigers 10 und dreht das Luftfahrzeug ·η der Längsneigung. und wenn die Längsneigungslage zum erstenmal &,,, erreicht, wird der Abhebedeteklor 26 betätigt und verriegelt Die Schalter 201 und 204 werden in ihre oberen Stei.ungen bewegt. Der Wert des Gewichtssignals unmittelbar vor der Betätigung des Detektors 26 beruht auf einem vorgegebenen Wert von C_Llo (unter Einschluß der vorbestimmten Abhebe-Längsneigungslage), von L/Wuna von q, wobei dieser Wert mit Hilfe des Integrators 60 wirksam verriegelt wurde, indem dessen Eingang von dem Filter 59' mit kurzer Zeitkonstante auf das Filter 59 mit sehr langer Zeitkonstante umgeschaltet wurde. Somit wird jeder nach der Betätigung des Detektors 26 vorhandene Gewichtsfehler unmittelbar am Ausgang des Verstärkers 58 wieder-

gegeben und an den Eingang des normalen Rechners für den Q-Wert im Flugzustand zurückgeführt, um irgendwelche Berechnungsfehler zu korrigieren.

Unter Verwendung des Gewichtsfehler-Rückführkonzeptes ist es nun zweckmäßig, eine vereinfachte und praktische Lösung der Anstellwinkel-Berechnungsprobleme zu betrachten, auf die weiter oben angespielt wurde. Die Rückführungskorrektur in geschlossener Schleife ermöglicht die Durchführung von Annäherungen an die genauen gerätemäßigen Ausführungen für den Anstellwinkel (Fig. 8) sowie außerdem von Korrekturen für die genauen Berechnungen der Flugwegbeschleunigung (Gleichung 7) und des Flugwegwinkels (Gleichung 14). Selbstverständlich umfassen die Annäherungen in der Hauptsache lediglich dynamische Fehler.

So ist in Fig. 11 ein bevorzugtes Ausrührungsbeispiel für eine Rechnereinrichtung zur Lieferung der Geschwindigkciissieuerürigs-Parameter fur ein Transport-Luftfahrzeug dargestellt. Auch hier stellen die eingekreisten Ziffern in dem Schaltbild Signale dar, die proportional zu Größen entsprechend der entsprechenden Gleichungen der Beschreibung sind.

Die für die Flugweg-Beschleunigung verwendete Annäherung ist:

V_n = (a_x -A_zsm0 + -Ü) Λ»' ^s ) + *„ · _f.

(29)

wobei diese Annäherung gerätemäßig ausgeführt ist, wie es im folgenden unter Bezugnahme auf Fig. 11 beschrieben wird:

Zu Αχ und A₂ proportionale Signale werden von den Längs- und Vertikalbeschleunigungsmessern 21 bzw. 22 zugeführt, wobei der letztere Ausdruck in einem Multiplizierer 37 mit einem von dem Vertikalkreisel 16 gelieferten und zu sin Θ proportionalen Signal multipliziert wird, und beide Signale werden mit den dargestellten Vorzeichen als Eingänge an den Summierverstärker 38 geführt. Ein berichtigtes angezeigtes Eigengeschwindigkeitssignal (V₁) wird von dem Flugdatenrechner23 geliefert und wird über eine Ausblend-Schaltung 34 gefiltert, bevor sie dem Verstärker 38 zugeführt wird. Eine Rückführung mit einer Integralschaltung um den Verstärker 38 ist außerdem für Kompensationszwecke vorgesehen, wie es beschrieben wird. Der Ausgang des Verstärkers 38 ist daher ein Signal, das die eingeklammerten Ausdrücke der Gleichung (29) darstellt und wird als ein Eingang einem weiteren Verstärker 40 zugeführ. dessen anderer Eingang durch das Gewichtsfehler-Rückführungssignal an einer Leitung 63 über eine Verstärkungs-EinstellschaltungA,. gebildet wird.

Die Gleichung (29), wie sie gerätemäßig in Fig. 11 ausgeführt 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. Jeder der Ausdrücke hat einen bedeutenden Wert während der Bedingungen im eingeschwungenen oder konstanten Zustand. Per definition ist der Wert der Flugwegbeschleunigung im konstanten oder eingeschwungenen Zustand gleich Null. Es ist daher sehr erstrebenswert, das Signal durch eine Ausblendschaltung zu verarbeiten, um die Übertragung der konstanten Signale durch den Flugweg-Beschleunigungsrechner zu sperren. Der anzustrebende Wert der Ausblendschaltungs-Zeitkonstante (i>-) liegt bei ungefähr 20 Sekunden. Obwohl die Verwendung eines Speri Netzwerkes dynamische Fehlsr hervorruft, werde diese durch den Gewichts-Fehler-Rückführungsaus druck kompensiert. Um die Größe der A"_H.-Verstärkuii, zu verringern, wird ein berichtigter angezeigter Eigen

I/

geschwindigkeits-Rückführungs-Ausdruck —*- verwen

Ty

del, der teilweise den dynamischen Fehler der Aus blendschaltung korrigiert. Das Grundprinzip für di< ιυ Verwendung von A_x-A₂ sin Θ anstelle von

(A_x-g sin Θ) cos a - (A₂-g cos Θ cos Φ) sin a

von Gleichung (7) beruht auf der Tatsache, daß diese Annäherung gültig ist, wenn der Anstellwinkel relativ klein ist und angenommen wird, daß der Wert von g gleich A_z ist. Diese Annäherung ist passend, weil der Gewichts-Fehler-Rückfiihningsausdruck die Fähigkeit aufweist. Fehler in der dynamischen Annäherung sowie Störungen aufgrund von Windscherungsbedingungen zu korrigieren.

Die Forderungen der Vorrichtung nach Fig. 8 schließen einen Flugweg-Winkel-Rechner 43 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 Verfugung stehende Signale verwendet. Diese Signale sind das Vertikal-Geschwindigkeitssignal (/;) von dem Flugdatenrechner 23 und das Mach-Zahl-Signal (Λ,Λ/), das eben-

jo falls von dem Flugdatenrechner 23 geliefert wird. Der Flugdatenrechner 23 stellt außerdem die Quelle für das berichtigte angezeigte Eigengeschwindigkeilssignal (V_c) dar, das in der gerade beschriebenen Flugweg-Beschleunigungsberechnung und außerdem zur Erzeugung des berechneten Gewichtssignals verwendet wird, wie es unter Bezugnahme auf Fig. 9 beschrieben wurde. Das berichtigte angezeigte Eigengeschwindigkeitssignal 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 ein genaues Staudrucksigna] (q) erzeugen, wenn dies für Anwendungen bei hoher Mach-Zahl erforderlich ist.

In Fig. 11 beruht die Flugweg-Winkelberechnung auf der Gleichung (30). Ein Vertikalgeschwindigkeitssignal h wird von dem Flugdatenrechner 23 geliefert und einem Tiefpaßfilter 41 zugeführt, dessen Ausgang durch die Mach-Fluggeschwindigkeitssignale in dem

so Teilernetzwerk 42 dividiert wird, wobei di j Mach-Fluggeschwindigkeitssignale ebenfalls von dem Flugdatenrechner 23 geliefert werden. Der sich ergebende Ausgang ist ein Signal, das entsprechend der Gleichung (30) ' dem Flugweg-Winkel (sin y) entspricht. j

Das Vertikalgeschwindigkeitssignal von dem Flug- \ datenrechner wird durch Anomalien der Statikquelle beeinflußt, die durch die Längsneigungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges beeinflußt wird. Es ist daher anzustreben, das Vertikalgeschwindigkeitssignal mit einer Zeitkonstante von einer bis drei Sekunden zu fil- _; tem. Dies ergibt jedoch wiederum dynamische Fehler, die jedoch durch die Gewichts-Fehler-Rückführungstechnik korrigiert werden. Die verwendete Annäherung ist:

sin Yc =■

A_nM

(30)

Sperr-'erden sausrkung :igen-

Ausr die

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fur tinal *eg-

ird, ben dig-

fert mg em ugenus- 30)

Signer nit filer, gsi ng

23

wobei A₀ die Schallgeschwindigkeit in der Luft und r^ die Zeitkonstante des Filters ist.

Unter Bezugnahme auf Fig. 11 ist zu erkennen, daß das zu sin α proportionale Signal:

sina_c = Λ_ζ

(31)

ist.

Die Gleichung (31) ist zu dergenauen Gleichung (13) äquivalent, jedoch mit der Ausnahme, daß angenommen wird, daß cos α gleich Eins ist und daß die berechneten Werte der Flugbeschleunigung und des Flugwegwinkels in durch den Gewichts-Fehler-Rückführungsausdruck kompensierter Form entsprechend der Gleichungen (29) bzw. (30) verwendet werden. Somit werden diese Ausdrücke in Fig. 11 mit den dargestellten Vorzeichen in dem Summierverstärker 50 zusammengefaßt, wobei der Ausgang des Summierverstärkers durch das /4_Z-Signal von dem Normal-Beschleunigungsmesser 22 in einem Teilemetzwerk 51 dividiert wird, dessen Ausgang das berechnete und korrigierte Signal ist, das proportional zum Anstellwinkel (sin a) des Luftfahrzeuges ist. Das von der Vorrichtung nach Fig. 11 abgeleitete L/W-Signal ergibt eine Vereinfachung von der Gleichung (19). Wie verwendet in Fig. 11, ist diese Beziehung:

if

55

Cd = C_D+k(C_L-

(33)

wobei Q)₄, k und α Konstanten sind. C_Do und k sind Funktionen der Klappenstellung; α ist eine Funktion eo des Ausmaßes des Ausfahrens der Vorderkanten-Vorflügel.

Das Verhältnis -^ ist daher:

^CL

65

(34)

Somit werden in Fig. 11 Signale C_D(), k und a, die proportional zu den vorgegebenen Funktionen der Klappenstellung und der Vorflügelstellung sind, von einem Funktionsgenerator 71 geliefert, dem Eingänge von dem Klappen-Wandler 27 und den Vorflügelschaltern 28 zugeführt werden. Der Ausgang (C₀ + k a²) des Funktionsgeneratofs 71 wird durch Q dividiert, um den ersten Ausdruck der Gleichung (34) zu liefern, und wird als ein Eingang an einen Summierverstärker 73 geführt,

ίο dessen anderer Eingang das k ■ α-Signal von dem Generator 71 ist. Der dritte Eingang ist das Q-Signal an der Leitung 72 von dem Verstärker 49, das mit Hilfe eines Funktionsgenerators 7Γ als Funktion der Klappenstellung modifiziert wird. Der resultierende Ausgang des Verstärkers 73 ist daher ein Signal, das proportional zu den Luftwiderstandskoeffizienten und dem Auftriebs-

verhältnis — nach Gleichung (34) ist. Dieses Signai

wird den —-Rechnerschaltungen, d. h. dem Multiplizierer 76 und dem Verstärker 36 zugeführt, wie es weiter oben fur die Lösung der Gleichung (32) beschrieben wurde.

Wie es weiter unten ausführlicher beschrieben wird, ist der Bezugs-Auftriebskoeffizient (Q_Ä£,) eine Funktion des Schub'/Gewichts-Verhaltnisses \~^r) ^des Luftfahrzeuges und das Verhältnis des Überschusses des Schubs über den Luftwiderstand gegenüber dem

JO Gewicht

Das zu A_z proportionale Signal wird wiederum von dem Normalbeschleunigungsmesser 22 geliefert. Es wird dem Multiplizierer 35 zugeführt, dessen Ausgang daher A₂ sin a_c ist. Dieses Signal wird mit einem Signal j5 multipliziert, das proportional zum Verhältnis des Luftwiderstandskoeffizienten C₀ zum Auftriebskoeffizienten Q ist, wie weiter unten beschrieben wird, und das

Produkt i-2 A₇ sin α wird dem Summierverstärker

C_L -to

zugeführt, dessen Ausgang ein Signal ist, das proportional zum Zähler der Gleichung (32) ist. Dieser Ausgang

wird mit einem Verstärkungsfaktor von — modifiziert,

g um den gewünschten berechneten Auftriebs-/

Gewichts-Ausdruck ( ) zu liefern. In Fig. 11 wird

\ W Je

der Ausdruck Qfür den Auftriebskoeffizienten wie in Fig. 8 abgeleitet, und dessen Signal erscheint am Ausgang des Summierverstärkers 49. 5c

Die Gleichung (32) liegt innerhalb von 1/2 % des genauen Ausdruckes (Gleichung 19). Das Verhältnis

von ~ beruht auf dem folgenden Ausdruck für den Luftwiderstandskoeffizienten:

wird verwendet, um die Manöver-

Geschwindigkeitsbegrenzungen einzustellen und um den Schnell-/Langsam-Anzeiger des Flugdirektors in der Start- und Durchstart-Betriebsweise zu betätigen. Zu diesen Größen proportionale Signale werden außerdem von dem Geschwindigkekssteuerungs-Parameter-Rechner 32 geliefert. Der Wert des Ausdruckes des Verhätnisses von dem Überschuß des Schubs über den Luftwiderstand gegenüber dem Gewicht ist durch die obige Gleichung (11) bestimmt. Obwohl die Gleichung (11) eine genaue Lösung ist, so ist doch verständlich, daß die Annäherung für kleine Winkel für cos a gültig ist, wodurch die Berechnungsschaltung vereinfacht wird. Somit wird in Fig. 11 der Ausgang des Multiplizierers 35 mit dem Längsbeschleunigungsmesser-Signal A χ von dem Beschleunigungsmesser 21 in einen Verstärker 74 summiert, wobei der Ausgang dieses Verstärkers daher ein Signal ist, das proportional zur Gleichung (11) ist, wobei angenommen ist, daß cos α gleich Eins ist.

Die Gleichung (21) wird ebenfalls durch die gleiche Annäherung für kleine Winkel vereinfacht. Der Ausgang des Verstärkers 36 und der Verstärkungsfaktor —,

der die Gleichung (32) darstellt, wird mit dem Q-Signal von dem Verstärker 34 in einem Multiplizierer 87 multipliziert, dessen Ausgang mit dem Ausgang 115 des Verstärkers 74 (Gleichung 11) summiert wird, um die Lösung für die Gleichung (21) zu liefern, und zwar ein Signal an der Leitung 89, das proportional zum Schub-/

Gewichtsverhältnis

ist.

Der berechnete Flugweg-Winkelausgang, der mit sin γ bezeichnet ist, beruht auf der Umstellung der Gleichung (10), und zwar unter der Annahme, daß cos a Eins ist:

(35)

2ό

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

Fig. 11 wird der ^T-~^D

--Ausdruck an der

Leitung 115 einem Summierverstärker 82 zugeführt, dessen anderer Eingang der Ausgang (Pjc) des Verstärkers 4l>'nach der Modifikation mit einem zu — propor-

g ι»

tionalen Verstärkungsfaktor ist. Somit ist der Ausgang des Verstärkers 82 ein Signal, das genau proportional zum Flugwegwinkel (sin y) des Luftfahrzeuges ist und das in anderen Luftfahrzeugsystemen nützlich sein kann. r,

Der Abhebe-Detektor26, der weiter oben unter Bezugnahme auf Fig. 11 beschrieben wurde, wird ausgelöst, wenn das Luftfahrzeug eine vorgegebene Längsneigungslage erreicht. Dies hat den Vorteil, daß das Schauen durch Daten erreicht wird, die in einfacher 2i> Weise in dem System zur Verfügung stehen und keine Meßfühlerschalter außerhalb des Systems erfordern. Es ist jedoch verständlich, daß abweichend von diesem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Detektor 26 durch andere Einrichtungen ausgelöst werden könnte, r> die das Abheben feststellen, beispielsweise könnte ein Schalteran dem Fahrwerk vorgesehen werden, der betätigt würde, wenn das Fahrwerk vom Gewicht des Luftfahrzeuges entlastet wird. Somit soll der Abhebe-Detektor26 in der in Fig. 2 gezeigten Gesamtvorrich- m tung 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 Luft- j; fahrzeuges würden daher erfordern, daß die Berechnung des Gesamtfluggewichtes zu der Zeit der Abgabe erneuert wird. Aufgrund des beabsichtigten erforderlichen Vorganges kann die Erneuerung mit vorgegebenen Werten durchgeführt werden, die mit dem tatsächlichen 4» Abgeben der speziellen Gegenstände synchronisiert sind und in den Verstärker 86 nach Fig. 11 eingeführt werden, dessen Ausgang an der Leitung 134 ein Signal ist, das das Gesamtgewicht W des Luftfahrzeuges entsprechend der Gleichung (27) darstellt. j;

Bei erneuter Betrachtung der Fig. 2 ist zu erkennen, daß die Funktion des Schubwert-Rechners 33 darin besteht, einen Wert eines Triebwerkparameters zu erzeugen, der die optimalen Schubbetriebseigenschaften unter vorhandenen Bedingungen von Außenluft- w temperatur. Höhe, Mach-Zahl, Leistungsverlustbedingungen und Betriebsweise des Luftfahrzeuges anzeigt. Für manche Triebwerke ist der richtige Parameter die Drehzahl des Niedriggeschwindigkeitsrotors, der mit dem Gebläse verbunden ist (üblicherweise als Gebläse- « drehzahl N₁ bezeichnet). Für andere Triebwerke ist der richtige Parameter das Triebwerks-Druckverhältnis (üblicherweise als EPR bezeichnet).

Der Schubwertrechner 33 verwendet Meßfühlereingänge, die Signale entsprechend der Außentemperatur t>u von der Meßfühlersonde 29 sowie Höhen- und Mach-Zahl-Signale von dem Flugdatenrechner 23 und Triebwerksgebläsedrehzahlen von dem Triebwerksdrehzahlmesser 30 umfassen. Die Signale werden verarbeitet, um ein Fehlersignal an einer Leitung 165 abzuleiten b5 das proportional zur Differenz zwischen der gewünschten Triebwerks-Gebläsedrehzahl (oder dem Triebwerksdruckverhältnis) und dem tatsächlichen Wert der Gebläsedrehzahl des schnellsten Triebwerkes is Dieses. Fshlersignal wird von dem in Fig. 15 darge stellten Rechner für die automatische Gasstellung ve wendtt, um die Triebwerks-Gashebelkupplungen 3i einzustellen, um optimale Schubbedingungen aufrecht zuerhalteri, wenn dies vom Piloten gewünscht wird un wie dies noch beschrieben wird. Die spezielle Betriebs weise wird unter Verwendung geeigneter Druckknöpfe an einer (nicht gezeigten) Cockpit-Kontrolleinheit bestimmt, Typische auswählbare Betriebsarten des beschriebenen Geschwindigkeitssteuerungs-Systems sind Start, kontinuierliches Steigen, Reiseflug, Anflug und Durchstarten.

Der Schubwertrechner 33 erzeugt außerdem ein bestimmtes »Triebwerk-AUS«-Signal an einer Lei tung 90, was einen Triebwerksausfall anzeigt. Dies wird dadurch bestimmt, daß gemessen wird, daß die Gebläsedrehzahl (oder das Triebwerks-Druckverhältnis) irgendeines der Triebwerke unici einen bestimmten vorgegebenen Wert abgefallen ist. Dieses diskrete »Triebwerk-AUS«-Signa! wird dazu verwendet, die Bezugswerte des Auftriebskoeffizienten (C_i<£f) während des Startes so einzustellen, daß es der K_rZielgeschwindigkeit bei einem ausgefallenen Triebwerk und K₂ + 10 Knoten entspricht, wenn alle Triebwerke normal arbeiten, wie es weiter unten beschrieben wird.

Die Hauptfunktion des Autopilot-ZFlug-Direktor-Geschwindigkeitsbefehlsrechners 34 nach Fig. 2 besteht darin, ein Regelsignal (f) zur Bewegung des Längsneigungs-Befehlszeigers 11 des Fluglagen-Direktor-Anzeigers 10 für die Leitung des Starts und des Durchstartens zu erzeugen. Die Steuergleichung, die das Regelsignal bestimmt, ist:

sin Θ

ε = A₁ (C^_n-C₁) + A₂

Entsprechend der vorstehenden Beschreibung ist der Bezugs-Auftriebskoeffizient (Q ) der Zielwert des Auftriebskoeffizienten, den das Lufti hrzeug 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-Betriebsweisen überfliegt. Dieser Wert entspricht der Ziel-Start-Geschwindigkeit, der tabellenartig in dem Luftfahrzeug-Betriebshandbuch aufgeführt ist und der mit den Bundeslufttüchtigkeitsnormen für Sicherheitsgeschwindigkeiten für eine spezielle Flugzelle übereinstimmt. Der Wert von C_Lg£f ist 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. Gebläsedrehzahl, Triebwerks-Druckverhältnis, Fluggeschwindigkeit, Lufttemperatur, Höhe, Mach-Zahl, Triebwerksverluste usw. Der Wert wird außerdem automatisch bei Änderungen der Anordnung von Klappen, Vorflügel und direkten Auftriebssteuerklappen eingestellt.

Fig. 12 zeigt berechnete Start-Zeitverläufe für ein typisches, kommerzielles Dreitriebwerk-Transportluftfahrzeug unter drei typischen konstanten Schub-zu-Gewichts-Verhältnisbedingungen. Die Kurven zeigen die zeitliche Veränderung des tatsächlichen Auftriebskoeffizienten, der Flugweggeschwindigkeit und des Flugweg-Bahnverlaufs, ausgehend von der Zeit der Drehung bei Steuerung durch das Regelsignal nach Gleichung (36). Es ist zu erkennen, daß durch F.instH-

der des

irtbs- ielift- Pii Its-,iniie lit, lie ¹B. Jghl, loin, sein ftu-

es er :h

lung von C_L/ter als Funktion von T/W der Spitzenwert des ruomenlanen Auftriebskoeffizienten für keinen Wert des Triebwerksschubes einen Wert überschreitet, der einem Sicherheitsbereich von 10% oberhalb des Überziehens entspricht.

Typische Programme für den Bezugs-Auftriebskoeffizienten gegenüber dem Schub'/Gewichts-Verhaltnis sind in Fig. 13 füreinDreitriebwerks-Düsentransportflugzeug bei verschiedenen Klappenstellungen dargestellt. Diese Programme werden zur Aufstellung der Handbuch-Sicherheitsgeschwindigkeiten für entsprechende Werte von Triebwerksschub, Klappenstellung und Gesamtfiuggewicht des Luftfahrzeuges verwendet, und zwar auf der Grundlage der Gleichung:

* HDBK

C_LK£f(\/2p_u-S)

(37)

Die in Fig. 13 gezeigten Eigenschaften stellen getrennt Programmgruppen für Zweitriebwerks-Betrieb und Dreitriebwerks-Betrieb dar. Die Zweitriebwerks-Gruppe gibt die ^-Geschwindigkeit wieder; die Dreitriebwefks-Gruppe gibt eine Geschwindigkeit von

20 Direktor-Rechner 14 von einem Längsneigungsgeschwindigkeitsrechner 111 zugeführt wird, der an der Leitung 120 ein sin 0-Signal von dem Vertikalkreisel 16 empfängt. Das Regelsignal (ε) enthält außerdem das DifTerenzsignal zwischen einem von dem Q -Rechner 18 gelieferten und zu einem Bezugs-Auftnebskoeffizienten proportionalen Signal und einem Signal des tatsächlichen Auftriebskoeffizienten an der Leitung ΐ2, das von dem Geschwindigkeits-Steuer-Parameterrechner 32 geliefert wird. Es enthält weiterhin ein Systemdämpfungssignal an der Leitung 39, das proportional zur Beschleunigung entlang des Flugwp.ges (V_TC) von dem Rechner 32 ist.

Wie es weiterhin in Fig. 14 zu erkennen ist, empfängt der Q -Rechner 18 drei Eingänge: ein zu. Klappenstellung (S_F) proportionales Signal 66 von dem Klappenslellungswandler 27, ein zum Schub-zu-Gewichts-Verhältnis proportionales Signa! 89 von dem Geschwindigkeits - Steuerungs - Parameterrechner 32 und ein Triebwerksausfall-Unterscheidungssignal 90, das von dem Schub-Wert-Rechner 33 erzeugt wird. Das letztere Signal wird dem Rechner 18 zugeführt, um das Q_if,-Programm zu verschieben, falls ein Triebwerk

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V₇ + 10 Knoten wieder. Die Dreitriebwerks-Gruppe ausfallen würde, nachdem V₁ erreicht wurde, wie es wird aus der Zweitriebwerks-t^OGruppe durch Ver- 2 Schiebung jedes Punktes der Zweitriebwerks-Kennlinien bis zu einem entsprechenden Punkt entlang der T/W-Achse auf einen um 50% größeren Wert und entlang der C_L/tE- Achse auf einen um 14% kleineren Wert erzeugt. Beispielsweise ist der Punkt für C_L bei zwei j Triebwerken, der einem Verhältnis von T/W von 0,2 oder einer Klappenstellung von 25 Grad entspricht, gleich 1,510. Der entsprechende Punkt für einen Dreitriebwerks-Betrieb ist Q_Ä£, gleich 1,300 bei einem Verhältnis von T/W von 0,3.

Der ebene Teil der Zweitriebwerks-Q,,„-Kenn!inien bei Schub-/Gewichtsverhältnissen von kleiner als 0,2 gibt eine Geschwindigkeit von V₂ wieder, die gleich l,2mal der Überziehgeschwindigkeit V₃₇₄^ ist. Der Wert Ci_Rtl wird (entsprechend einer vergrößerten Flug- ■ geschwindigkeit) für Schub-zOewichtsverhältnisse größer als 0,2 verkleinert. Die Verkleinerungs-Kennlinien geben die Wirkungen der minimalen Steuergeschwindigkeit und die Notwendigkeit wieder, daß verhindert wird, daß der momentane Wert des Auftriebskoeffizienten einen Wert überschreitet, der die Überziehgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges überschreitet, wenn das Luftfahrzeug zum Abheben gedreht wird.

In Fig. 14, in der schematisch der AutopiloWFlug-Direktor-Geschwindigkeitsbefehlsrechner dargestellt ist, verwendet die Steuergleichung (36) die Q- und V_TC-Signalausgänge 72 und 39 des Geschwindigkeitssteuerungs-Parameterrechners 32 direkt. Das Regelsignal r ist in den Fig. 2 und 14 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 Befehlsspannungsausgang von dem Flug-Direktor-Rechner gesteuert wird, der allgemein bei in Fig. 14 dargestellt ist. Das Regelsignal centhält ein Dämpfungssignal mit kurzer Periode, das dem nug-

beschrieben wurde. V_x ist die Geschwindigkeit, bei der das Luftfahrzeug starten muß.

Das Klappensignal 66 wird einem nichtlinearen elektronischen Funktionsgenerator 92 zugeführt, der den ebenen Teil der typischerweise in Fig. 13 gezeigten Kennlinien in Abhängigxeit von der Klappenstellung wiedergibt. Wie es in Fig. 13 zu erkennen ist, steigt der Wert von Q_S£, in dem ebenen Bereich im allgemeinen an, wenn der Klappenwinkel vergrößert wird. Das Schub-zu-Gewichts-Verhältnissignal, das dem Rechner 18 an der Leitung 89 zugeführt wird, wird begrenzt und mit dem Ausgang des O_i£.-Funktionsgenerators derart zusammengefaßt, daß die gewünschten Neigungen des Q_Ä£/-Program-ns als Funktion von 77Werzeugt werden. Die Änderungen in der Neigung der Kurven, die bei vorgegebenen Werten von 77Jf auftreten, werden durch einen Verstärker 95 mit toter Zone, einem Summiernetzwerk 94, ein Summiernetz^'erk 96 mit vorbestimmter Vorspannung, ein Begrenzernetzwerk 97 i;nd ein Summiernetzwerk 98 geliefert. Die Verschiebung der Gruppe von Kennlinien im Fall des Ausfalls eines Triebwerks wird mit Hilfe von Verstärkungsänderungsnetzwerken 931, 932, 933 und 934 durchgeführt, die durch ein Signal 90 von dem Schubwert-Rechner 33 gesteuert werden. Somit liefert der 1 Funktionsgenerator 92 unter der Annahme, daß alle Triebwerke richtig arbeiten, einen Ausgang, der einem Wert von Q,_£f für den gegebenen Klappenzustand entsprechend den typischen, in Fig. 13 für einen Dreitriebwerksbetrieb gezeigten Kennlinien entspricht, j Bei einem angenommenen Wert von TAV unterhalb von 0,3 wird dieses Signal unmodifiziert durch das Verstärkungsnetzwerk 931 an die Summiemetzwerke 94 und 98 und dann an den Flug-Direktor-Befehlsrechner 14 geführt. Unter diesen Bedingungen dienen die Verstärkungen der Netzwerke 932 und 933 dazu, die tote Zone des Verstärkers 95 auf einen Wert auszudehnen, der einem Verhältnis 77Wvon 0,3 entspricht, während die Verstärkung des Netzwerkes 934 und der vorgegebene Wert der Vorspannung über das Summiernetzwerk 96 dazu dienen, den Eingang des Begrenzernetzwerks 97 niedrig zu halten, so daß dessen Ausgang Null ist. Wenn der Wert von T/W 0,3 erreicht, beginnt der Verstärker 95 mit toter Zone weitere Erhöhungen des

g zu leiten, und dieses Signal verringert den Ausgang des Funktionsgenerators 92 durch das Summierwerk 94 mit einer vorgegebenen Steigung, wie dies an der Drei-Triebwerks-Gruppe nach Fig. 13 gefordert wird, die ^v ₂ + 10 Knoten entspricht.

Wenn sich der Wert von T/W weiterhin erhöht, überschreitet der Ausgang des Summiernetzwerks 96 den Ausgang des Summiernetzwerks 94 am Eingang zum Begrenzernetzwerk 97, wodurch dessen Ausgang, der differentieli mit dem Ausgang von dem Netzwerk 94 summiert wird, beginnt, den Ausgang von dem Netzwerk 98 abzusenken, wodurch das Q_Ä£/-Signal an den Flug-Direktor-Rechner 14 über die Leitung 99 verringert wird.

Wenn ein Triebwerk ausfällt, nachdem V_x erreicht ist. ändert das Triebwerksausfall-lJnterscheidungssignal 90 die Verstärkungen der Netzwerke 931 bis 934, um die Knickpunkte der in Fig. 13 dargestellten Kurven zu verschieben, um sie an das niedrigere TW-Verhältnis anzupassen. Im Ergebnis werden die Werte vergrößert, um so die Zwei-Triebwerks-Geschwindigkeit V₂ anstelle der Drei-Triebwerksgeschwindigkeit V₂ f 10 Knoten einzustellen. Beispielsweise wird die Verstärkung des Netzwerkes 931 zur gleichen Zeit vergrößert, wie die tote Zone des Verstärkers 95 verringert wird, um einem 7"/¹W-WeIi von 0,2 zu entsprechen, indem die Verstärkungen der Netzwerke 932 und 933 geändert werden. Zusätzlich wird die Verstärkung de; Netzwerkes 934 geändert, urn die C_isf>-Begrenzungskurve nach links zu verschieben, um sie an den verringerten Γ/H-'-Wert anzupassen

Das Regelsignal (ε) des Flug-Direktor-Längsne»- gungs-Befehlszeigers 11 weist den Piloten an, das Luftfahrzeug in der Längsneigungslage zu drehen, bis der Zeiger 11 auf den Bezugsindex 12 zentriert ist und ihn danach mit Hilfe der manuellen Längsneigungslagensteuerung 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 Flugweg ein.

In Fig 14 ist der Flug-Direktor-Befehlsrechner 14 im einzelnen erläutert. Das Ausgangssign ti des C_L>li-Rechners 18 wird auf der Leitung 99 an den Eingang des Flug-Direktor-Rechners 14 geführt, wo es einem Anschluß eines Schalters 105 zugeführt wird, dessen Schaltarmanschluß einer Begrenzerschaltung 106 mit veränderlichem Wert zugeführt wird, der sich entsprechend der Größe des möglichen Flugwegwinkels des

Luftfahrzeuges ändert, der gleich T-D W

T-D H

ist und an der

L: ungll5 (Fig 2) erscheint. Diese Schallfunktion kann selbstverständlich mit Hilfe üblicher logischer Schaltungen und Transistorschalter durchgeführt werden. Der weiter oben beschriebene Nachdrück-Bezug ist im wesentlichen ein konstanter Fluggeschwindigkeitsbefehl von 250 Knoten, der erzielt wird, wenn die Beschleunigung des Luftfahrzeuges auf Null abgefallen ist. Der Ausgang der Begrenzerschaltung 106 wird einem Integrator 107 zugeführt, dessen Ausgang einem Summiemetzwerk 108 zugeruhri wird und gleichzeitig an den Eingang der Begrenzerschaltung 106 zurückgeführt wird. Die Begrenzungen der Größe des Signals durch die Begrenzerschaltung IM dienen zusammen mit der Zeitkonstante des Integrators 107 dazu, eine Änderungsgeschwindigkeit der Fluggeschwindigkeit auszubilden, die mit einer Beschleunigung des Luftfahrzeuges übereinstimmt, die keinen Sinkvorgang ergibt. Dies ist durch die variable Begrenzung als Funktion des möglichen Flugwegwinkels, wie er durch

dargestellt ist, erreicht.

Das C_L der Gleichung (36) wird dem Flug-Direktor-Rechner 14 über die Leitung 72 von dem Geschwindigkeitssteuemngs-Parameterrechner32 zugeführt und wird an einem anderen Eingang der Summierschaltung 108 angelegt. Um der Annäherung der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges en die Geschwindigkeit entgegenzuwirken, die durch den Q -Ausdruck (V₂ + 10 oder V₁) definiert ist, wird das zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang des Flugweges (V_TC) proportionale und in dem Geschwindigkeitssteuerungsrechner32 abgeleitete Signal 39 über ΐϊ die Leitung 39 an die Flug-Direktor-Rechner-Summierschaltung 108 geführt. Der Ausgang der Summierschaltung 108 ist daher ein Signal, das proportional zur Differenz zwischen dem Befehlswert C_Lr[I und dem tatsäch- -J liehen C_rWert plus dem Verhinderungs-Wert V_TC ist, -, und dieses sich ergebend« Signal könnte normalerweise als Flug-Direktor-Befehl ausreichend sein. Es sind jedoch zwei weitere Steuerungen eingeschlossen; ein Längsneigungswinkel-Begrenzer zur Begrenzung des maximalen Längsneigungswinkels, der befohlen wer-2ϊ den kann, sowie ein Längsneigungs-Lagenänderungsaüsdruck, der die Kurzzeit-Längsneigungsstabilität des Luftfahrzeuges bei Handsteuerung verbessert. Da diese beiden Steuerungen eine Funktion der Längsneigungslage sind, wird ein zu dieser (sin Θ) proportionales Signal 120 dem Flug-Direktor-Rechner 14 von dem Vertikalkreisel 16 zugeführt. Das Längsneigungslagensignal wird mit positivem Vorzeichen einem Eingang eines Begrenzers 109 und mit negativem Vorzeichen dessen Ausgang zugeführt. Der andere Eingang des π Begrenzers 109 ist der Befehlsausgang von der Summierschaltung 108. Somit verläuft das Längsneigungssignal für Werte des Befehls unterhalb der durch den Begrenzer 109 ausgebildeten Begrenzung, die beispielsweise 20° der Längsneigungslage entspricht. 4fi zusammen mit dem Befehl durch den Begrenzer 109, wirdjedochunmitlelbardurchdas Längsneigungssignal am Ausgang des Begrenzers 109. beispielsweise in der Summierschaltung 110 aufgehoben, und somit ist der Befehl nicht längsneigungsbegrenzt. Wenn jedoch der Ί5 Befehl die Längsneigungsbegrenzung überschreitet, wird das überschüssige Signal nicht durch das der Summierschaltung 110 zugefuhrle negative Längsneigungssignal aufgehoben, und somit bewirkt das überschüssige Befehlssignal eine Begrenzung des Signals an den Flugin Direktor-Zeiger 11 auf einen Wert, der eine vorgegebene positive Längsneigungsbegrenzung nicht überschreitet Das Längsneigungssignal an der Leitung 120 wird außerdem einem Geschwjndigkeits- oder Ratennetzwerk 111 zur Ableitung des Längsneigungsänderungsgeschwmdigkeits-Ausdruckes zugeführt, um eine Kurzzeit-Lagenstabilität zu erzielen. Ein Voreilungs-/ Nacheilungs-Filter 112 ist zur Verbesserung der dynamischen Eigenschaften des Flug-Direktor-Zeigers bei niedrigen Langsneigungsverschiebungsbefehlen vorgesehen.

Wenn die Nachdruck-Betriebsweise durch den Schalter 105 betätigt wird, wird das Signa) zur Schaltung 108 von der Leitung 72 (CJ an eine Leitung 121 (V_c) und damit auf die berichtigte angezeigte Eigcngeschwindigkeit umgeschaltet. Die Nachdruck-Betriebsweise schließt das Klappen-Einziehmanöver und die Beschleunigung auf 250 Knoten für den Aufstieg entsprechend den Bundesbestimmungen ein, die maxi-

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male Geschwindigkeiten unterhalb einer Höhe von 10.000 Fuß festlegen. Somit wird beim Nachdrücken der Schalter 105 so betätigt, daß der C_Lj[£/-Befehl aufgehoben und durch eine Bezugs-Fluggeschwindigkeit von 250 Knoten ersetzt wird. Die Höhe für das Nachdrückmanöver ist durch Flugsicherheitsbestimmungen festgelegt und wird normalerweise in einer Höhe zwischen 1200 und 2000 Fuß eingeleitet Die Nachdrückhöhe wird durch Integration des Vertikalgeschwindigkeitssignals 116 bestimmt, das in dem Flug- Ό datenrechner 23 entwickelt wird. Dieses Signal wird einem Integrator 117 zugeführt, der das Vertikalgeschwindigkeitssignal integriert, und wenn sein Ausgang einen vorgegebenen Wert erreicht, der einer Höhe von ungefähr 1500 Fuß entspricht, wird der Schalter 105 betätigt, wie es schematisch in dem Rechner 14 nach Fig. 14 dargestellt ist.

Während der StarWDurchstart-Betriebsweise (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 (10) zeigt, daß

der mögliche Flugwegwinkel gleich ist. Dieses .,_

Signal an der Leitung 115 steht von dem Geschwindigkeitssteuerungs-Parameterrechner32nach Fig. 11 zur Verfügung. Entsprechend kann das Meßinstrument während der StarWDurchstart-Betriebsweise zur Darstellung des möglichen Flugwegwinkels verwendet wer- jo <een.

Die Aufstieg-zum-Reiseflug-, Reisefiug-, Sinkflug-, Anflug- und Landebetriebsweisen erfordern, daß die Gashebel des Luftfahrzeuges so gesteuert werden, daß ein optimaler Schubzustand der Triebwerke oder eine gewünschte Fluggeschwindigkeit aufrechterhalten wird, wobei diese Geschwindigkeit niemals kleiner als ein berechneter Sicherheitswert oberhalb des Überziehwertes sein sollte. Das beschriebene System liefert diese Funktionen mit Hilfe einer Schnell-/Langsam- -to Darstellung auf dem Anzeiger 10 und/oder mit Hilfe einer automatischen Gashebelsteuerung, die schematisch in Fig. 15 gezeigt ist. In jedem Fall berechnet das erfindungsgemäße System die minimalen Geschwindigkeiten als Funktion der Klappen- und Vorflügelsleilungen und des Gesamtfluggewichts des Luftfahrzeuges Es berechnet außerdem die maximalen Geschwindigkeiten, die auf dem Festigkeitsschutz der ausgefahrenen Klappen beruhen. Diese Daten werden dazu verwendet, jede vom Piloten ausgewählte Fluggeschwin- $0 digkeit zu übersteuern, die außerhalb des Wertebereiches zwischen dem sicheren Maximalwert und dem Minimalwert liegt. Der Pilot kann durch geeignete Anzeigevorrichtungen gewarnt werden, daß er eine Fluggeschwindigkeit außerhalb des sicheren Geschwindig- '5 keitsbereiches ausgewählt hat.

Die automatische Gasstellungs-Steuerungsbetriebsweise verwendet außerdem einen Vergleich der Triebwerks-Gebläsedrehzahl (oder des Triebwerks-Druckverhältnisses) mit einem optimalen Wert zur Steuerung *>o der Gasstellung während des Aufsteigens zum Reisefiug und des Durchstartens. Das Fehlersignal wird von dem Schubwertrechner33 (Fig. 2) geliefert, der den optimalen Schubzustand des Triebwerkes bestimmt und ihn als optimale Gebläsedrehzahl N₁ (oder optimales Triebwerks-Druckverhältnis) ausdrückt. Das Gashebel-Steuersystem verwendet diese Daten nicht nur als einen direkten Gassteuerjngsbezug unabhängig von der Fluggeschwindigkeit, sondern außerdem als Gashebel-Stellungsbegrenzer, wenn das System mit Fluggeschwindigkeits-Bezugssteuerung betrieben wird.

Die Berechnung des minimalen Fluggeschwindigkeitswertes beruht auf den folgenden Beziehungen:

V = k V

' min ¹^Sm ^r j

K*

(38)

(39)

(1/2 -P₀ -S)

wobei V₁ die Überziehgeschwindigkeit be?ogen auf die am stärksten kritische Schwerpunktslage lot, k_sm ist der erforderliche Überziehsicherheitswert, und C_Lm ist der maximale Wert des Auftriebskoefiizienten, "9er der Überziehgeschwindigkeit entspricht, wie es durch die amerikanischen Bundeslufttüchtigkeitsnormen (Federal Airworthiness Standards) festgelegt ist. Im allgemeinen ist C_Lmaa eine Funktion der Klappen-/Vorflügel-Anordnung, und der erforderliche Überzieh-Sicherheitswert (k_sm) wird normalerweise für ansteigende Ausschläge der Klappen verringert. Ein typisches Überzieh-Sicherheitsprogramm würde bei 1,50 für einen Klappenausschlag Null beginnen und bis auf 1,35 für den vollen, für die Landung verwendeten Klappenausschlag absinken.

Die zur Berechnung von V_m,„ verwendete und in Fig. 15 gezeigte gerätemäßige Ausführung beruht auf der folgenden Umstellung der Gleichung (39):

W - L·
" "mm

O W

- (1/2 -P₀-S)

(40)

(41)

Gleichung (41) ist daher ausschließlich eine Funktion der Klappenstellung.

Entsprechend wird das Eingangssignal von der Leitung 66 von dem Klappen-Wandler 27 nach Fig. 2 zu einem Klappen-Funktions-Generator 136 am Ausgang des Generators 136 in ein Signal umgewandelt, das proportional zu k_m,„ ist. Dieses Signal wird zweimal aufeinanderfolgend durch die Multiplikationsschaltungen 137 und 138 multipliziert, wobei der Multiplikationsfaktor proportional zum Ausgangssignal einer Addier-Integratorschaltung 139 ist. Die Eingänge der Schaltung 139 bestehen aus der algebraischen Summe der zu W und zu Vl_11n k_m,„ proportionalen Signale. Der Ausgang der Integratorschaltung 139 ändert sich, bis die algebraische Summe von Pfund V^_1n k,„,„ genau Null ist, wobei dieser Zustand die Forderungen der Gleichung (40) erfüllt. Der Gleichgewichtszustand am Ausgang der Schaltung 139 ist daher proportional zur minimalen sicheren Geschwindigkeit {V„,„).

Der Pilot kann eine gewünschte Geschwindigkeit an der Fs_£7-Steuerung 31 bzw. 145 einstellen, die eine Spannung erzeugt, die proportional zu einer Zähleranzeige an der Frontplatte der (nicht gezeigten) Steuerung ist. Diese Spannung wird in einer Schaltung 148 begrenzt, deren Begrenzung veränderlich ist und durch den Ausgang eines Funktionsgenerators 147 als Funktion des Klappenstellungssignals 66 bestimmt ist. Der Ausgang der Begrenzungsschaltung 148 gibt die Ein- · stellung des Piloten mit der richtigen maximalen Begrenzung wieder, die auf den Festigkeitsbegrenzungen der ausgefahrenen Klappen beruht.

Das Ausgangssignal von der Schaltung 148 wird als ein Eingang einem zusätzlichen Begrenzer 149 zugeführt, dessen anderer Eingang das ^,„-Signal an der Leitung 140 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 der dargestellten Kennlinie) besteht darin, sicherzustellen, daß das von dem Piloten eingestellte Geschwindigkeitssignal niemals kleiner als das minimale Sicherheitsgeschwindigkeits-Signal ist. Eine Anzeigevorrichtung, die das eingestellte Geschwindigkeitssignal und das minimale Geschwindigkeitssignal empfängt, dient zur Warnung des Piloten. daß er eine Geschwindigkeit eingestellt hat, die kleiner ist als die sichere Geschwindigkeit. Es kann eine weitere ι "> (nicht gezeigte) auf den Ausgang der Begrenzerschaltung 148 ansprechende Anzeigevorrichtung vorgesehen sein, um den Piloten zu warnen, daß er eine Geschwindigkeit ausgewählt hat, die für die gegebene Klappensteiiung zu hoch ist.

Das Netzwerk 150 verarbeitet zusammen mit einem Integrator 151 die algebraische Summe des Integrators 151, den Ausgang an der Leitung 140 und den Ausgang des Begrenzers 149, um eine Änderungsgeschwindigkeit der Befehlsgeschwinügkeit (K_fl/D) zu liefern, wobei berücksichtigt wird, daß der Ausgang des Integrators 151 das Integral von V_CMD oder die befohlene Fluggeschwindigkeit V_islD ist. Die asymmetrische Art des Netzwerks 150 ergibt Fluggeschwindigkeits-Änderungsgeschv. 'udigkeitsbefehle, die für die anwachsende jo Richtung verglichen mit de^r abnehmenden Richtung höher eingestellt sind. Die Aufgabe dieser Charakteristik besteht dann, eine ;chne"ere Gasstellungserhöhung für eine Beschleunigung verglichen mit einer Abbremsung zu erzielen und somit ein Absinken der Flug- r-> geschwindigkeit in Richtung auf die Überziehgeschwindigkeit zu minimalisieren.

Der Fluggeschwindigkeits - Änderungsgeschwindigkeits-Befehlsausgang des Netzwerks 150 wird dem Integrator 151 zugeführt, um den Konstantgeschwindigkeits-Bezug zu erzeugen, wobei dieses Signal liner Summierschaltung 152 zum Vergleich mit dem tatsächlichen Fluggeschwindigkeils-(K,-)SignaI 121 von dem Flugdatenrechner 23 zugeführt wird. Das V_c ^-Signal wird außerdem zu dem Netzwerk 150 zurückgeführt, **> um die Schleife um den Begrenzer zu schließen, wodurch sich die gewünschten unsymmetrischen Kennlinien ergeben.

Der Ausgang der Summierschaltung 152 an der Leitung 152 wird dem Schnell-/Langsam-Anzeiger 113 des Flug-Anzeigers 10 zugeführt, und zwar in geeigneter Weise mit Hilfe von Netzwerken 154 geglättet oder verzögert, wobei die Verzögerung durch das Hinzuaddieren eines Fluggeschwindigkeits-Änderungsfeeschwindigkeits-Ausdruckes V_n über die Leitung 39 von dem Geschwindigkeits-Steuerungs-Parameterrechner (Fig. 2 und 11) ergänzt wird. Somit wird der Pilot über die Betriebseigenschaften des automatischen Gas-Stellungs-Systems durch diese Darstellung des kombisnierten Fluggeschwindigkeitsfehlers und der Ändefrungsgeschwindigkeit der Fluggeschwindigkeit unterbrächtet. Wenn das automatische Darstellungssystem abgeschaltet wird, kann der Pilot diese Direktor-Anzeige ifür eine manuelle Steuerung der Gashebel verwenden.

Das Regelsignal für die Djrektor-Steuerung der Gashebel ist ein Gasstellungs-Änderungsbefehl (δ_ΤΗ), der durch die folgende Steuergleichung definiert ist:

- k_s V

_TC

(42) Der Ausgang der Summierschaltung 152, der den Fluggeschwindigkeits-Fehler darstellt, wird dem Einging eines automatischen Gasstellungs-Servobegrenzers_ 155 über zwei Wege zugeführt, und zwar über einen »Verschiebungs«-(»dispIacement«-)Weg und einen »Integral«-Weg. Der »Integral«-Weg schließt ein Ausblend- oder Voreilungs-Netzwerk 156 und sin Verzögerungs-Begrenzer- oder Integrator-Begrenzer-Netzwerk 157 ein, wobei das letztere Netzwerk außerdem den Befehlsänderungsgeschwindigkeits-Ausgang des Netzwerkes 150 empfängt. Der »Verschiebungs«-Weg schließt ein Böenfil'er 158 ein.

Die Funktion des Ausblendnetzwerkes 156 in dem Integral-Weg besteht darin, irgendein Überschwingen der Fluggeschwindigkeit in Abhängigkeit von einer Bezugs- oder ausgewählten Fluggeschwindigkeitsänderung aufgrund der Wirkungsweise des Integral-Weges zu verringern. Die Ausblendung des Fluggeschwindigkeits-Fehlers dient außerdem als Ersatz für das Integral der Änderungsgeschwindigkeit der Gashebelstellung als Pseudo-Gashebeistellungsrückführungs-Ausdruck zur Verbesserung des dynamischen Ansprechens des Gashebelservos.

Das Böen-Filter 158 ist grundsätzlich ein Hochpaßoder Ausblend/Mter und umfaßt einen Integrator 159, der zur Rückführung um einen Verstärker 160 mit hoher Verstärkung herum angeschaltet ist, wobei dieser Verstärker 160 das Fluggeschwindigkeits-Fehlersignal an der Leitung 153 empfängt. Das Flugweg-Beschleunigungssignal 39 (V_TC) wird außerdem als Niedrigfrequenz-Dämpfungsausdruck verwendet. Das Böen-Filter 158 dient zur Verbesserung der Betriebseigenschaften des Systems unter Windböen und Windscherungen mit Komponenten entlang des Flugweges.

Zu dem Höhenruder-Ausschlag δ, und dem Höhenflossen-Ausschlag ö,_H proportionale Signale ergeben eine Gashebelbewegung in Erwartung der Geschwindigkeitswirkungen, die sich aus diesen Oberflächenausschlägen ergeben. Diese Wirkung wird weiterhin durch Zuführung des Steuerflächen-Ausschlag-Ausdruckes über ein Hochpaß- oder Ausblendnetzwerk 167 verbessert.

Eine weitere Steuerung der Gashebel ergibt eine automatische Einstellung der Gashebel zur Erzielung optimaler Triebwerksbedingungen, wie sie durch den Schubwertrechner33 nach Fig. 2 bestimmt sind. Der Signalausgang 155 des Schubwert-Rechners stellt die Differenz zwischen der tatsächlichen Drehzahl zwischen dem höchsten Triebwerksgebläse und dem auf der Betriebsweise beruhenden Optimalwert dar. Dies Gebläse-Fehlersignal wird als eine unabhängige Steuerung für die Triebwerks-Gashebel verwendet, um die optimale Gebläsedrehzahl der Triebwerke aufrechtzuerhalten. Dieses Signal wird außerdem da/u verwendet, momentan die Gashebelbewegung unter der Steuerung der Fluggeschwindigkeits-Einstellung zu begrenzen, wenn das System dazu neigt, zu stark zu beschleunigen und damit den Ladedruck der Triebwerke zu stark zu erhöhen.

Fig. 15 zeigt schematisch die notwendigen Schaltungen zur Durchführung dieser Funktion. Wenn die Triebwerke beispielsweise lediglich durch den Gebläsedrehzahl-Fehlergesteuert werden sollen, wird das Signal 165 mit einem Voraus-Änderungsgeschwindigkeits-Ausdruck von einem Änderungsgeschwindigkeits-Netzwerk 166 kombiniert, und die erforderliche Verriegelungsschaltung wird zur Umschaltung von der Fluggeschwindigkeits- zur Gebläsedrehzahl-Steuerung

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betätigt. Bei der Fluggeschwindigkeitssteuerung, und insbesondere dann, wenn der Fluggeschwindigkeits-Fehlerwert eine vorgegebene Größe überschreitet (wie z. B. durch Überwachung des Unterschiedes zwischen den Ausgängen des Verstärkers 160 und des Begrenzernetzwerkes 157 und Betätigung des gezeigten Schalters) schaltet dus System außerdem auf die Gebläsedrehzahl-Steuerung um, bis der Fluggeschwindigkeits-FehJerwert auf einen annehmbaren Wert verringert ist. Ein mit dem Eingang des Integrators 159 verbundener Schalter wird geöffnet, wenn das Gebläsedrehzahl-Fehlersignal übernimmt, und das vorhandene Fluggeschwindigkeits-Fehlersignal wird gespeichert. Wenn der Fluggeschwindigkeits-Fehlerwert auf einen annehmbaren Wert abfällt, kann die Fluggeschwindigkeits-Steuerung mit einem glatten Übergang wieder aufgenommen werden.

Das automatische Gashebelstellungs-Steuerungssystem nach Fig. 15 schließt Vorrichtungen zur Verzögerung der Gashebel im Zusammenhang ,-nit der Ausschwebephase einer automatischen Landung und außerdem eine vollständige Zurückstellung ein, wenn die Räder die Landebahn berühren. Ein voreingestellter Verzögerungswert wird eingeleitet, wenn das Luftfahrzeug eine vorher eingestellte Ausschwebe-Höhe oberhalb der Landebahn einnimmt, die durch ein Hochfrequenz-Höhenmesser festgestellt wird. Eine weitere Gasstellungs-Zurückstellung mit einem größeren Wert bis zur Leerlaufstellung wird durchgeführt, wenn das Luftfahrzeug die Landebahn berührt, wie es beispielsweise durch das Ansteigen der Drehzahl der Fahrwerkräder angezeigt wird.

Die bevorzugte Servo-Ausbildung zur Durchführung dieser Gashebelstellungs-Steuerungsfunktion kann durch das Zwei-Kanalsystem nach dem US-Patent 35 04 248 gegeben sein, wobei diese Anordnung Fehler-Betriebseigenschaften aufweist, so daß kein einzelner Ausfall befriedigende Betriebseigenschaften stören kann.

Das beschriebene Ausführungsbeispiel des Geschwindigkeits-Befehls- und automatische Gashebelstellungs-Steuerungssystem für Luftfahrzeuge bewirkt eine Lieferung von Anweisungen an den Piloten über einen Flug-Direktor-Anzeiger, ^der eine automatische Steuerung der Triebwerks-Gashebel während des gesamten Luftfahrzeug-Flugprofils vom Start bis zur Landung, wobei geeignete Sicherheitsgeschwindigkeits-Werte für alle Luftfahrzeugzustände und Betriebsbedingungen aufrechterhalten werden. Die Berechnungen der verwendeten Steuerparameter berücksichtigen

die Lufttüchtigkeitsnormen für die Flugsicherheit, wie sie durch die Verordnungsbehörden der amerikanischen Bundesregierung festgelegt sind und geben weiterhin die Parameter wieder, die in den Fiughandbüchera festgelegt sind, die von dem Hersteller des

ίο Luftfahrzeuges festgelegt sind, so daß der Betrieb des Systems der gleiche ist, wie ihn der Pilot unter üblichen Verfahren erwarten würde.

Das Anstellwinkelsignal kann gemäß der DE-CS 20 53 479 berechnet werden.

is Der bevorzugte Rechner für die Geschwindigkeits-Steuer-Parameter ergibt eine größere Genauigkeit während aes beschleunigten Fluges :;nd bei Vorhandensein von Wind und Windscherungsbeiingungen. Der bevorzugte Rechner erzielt außerdem eine größere Genauigkeit während des Start-Rollvorganges, wenn das Luftfahrzeug durch den Einfluß des BodeneffekLes beeinflußt wird.

i>ie Höhenruder-Manöverlenkung kann durch eine Art von Flug-Direktor-lnstrument mit den allgemeinen Eigenschaften geliefert werden, wie sie in der DE-PS 9 51672 und der US-PS 26 13 ?52 beschrieben ist, wobei ein einziger vertikal beweglicher horizontaler Zeiger durch ein berechnetes Längsneigungs-Befehlssignal derart verschoben wird, daß der Pilot eine Annä-

jo herung des Luftfahrzeuges auf und eine Aufrechterhaltung des vorgeschriebenen Flugweges erreichen kann, indem er den Zeiger durch die Höhenrudersteuerung auf der Bezugsmarke auf Null hält.
Der Flug-Direktor-Zeiger kann durch einen Meß-

J5 inslrumentenantrieb von der Art angesteuert werden, die in der DE-OS 20 17 905 der gleichen Anmeldenn beschrieben ist.

Die automatische Gashebelstellungs-Steuerung kann von der Art sein, wie sie in den US-Patenten 26 26 767 und 29 48 496 beschrieben ist. Das Doppel-Servo-Konzept des US-Patentes 35 04 248 für eine Fehler-Betriebssteuerung und die Kuppijngskonzepte des britischen Patentes 12 27 635 sind für das Gesamt-Geschwindigkeits-Steuerungssystern verwendbar.

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Hierzu 11 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. System zur Steuerung eines Luftfahrzeuges insbesondere während des Startvorganges, derart, daß eine bestimmte Fluggeschwindigkeit erreicht und danach aufrechterhalten wird, die einen sicheren Abstand zur Überziehgeschwindigkeit, eine sichere Hindernisfreiheit und einen sicheren Steiggradienten ergibt, gekennzeichnet durch erste Rechnereinrichtungen (18, 203) zur Lieferung eines in ersten Signals, das einem Bezugs-Auftriebskoeffizienten (C_LRff) des Luftfahrzeuges entspricht, der von der bestimmten Fluggeschwindigkeit abhängt, zweite Rechnereinrichtungen (49,49') zur Lieferung eines zweiten Signals, das dem tatsächlichen Auf- ι j triebskoeffizienten des Luftfahrzeuges entspricht, dritte Rechnereinrichtungen (37, 38, 40) zur Lieferung eines dritten Signals, das eine Funktion der Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang des Flugweg^s ist, und Einrichtungen (34, 108) zum Empfang der ersten, zweiten und dritten Signale und zur Lieferung eines Ausgangssignals, das eine Funktion der algebraischen Summe des ersten, zweiten und dritten Signals ist und das einem Flugdirektoranzeiger zugeführt wird. 2s

2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten Rechnereinrichtungen (18) vierte Rechnereinrichtungen (35. 36, 73,74,76. 87, 89) zur Lieferung eines Signals, das proportional zum Schub -/Gewichts -Verhältnis (T/W) des Luftfahr- JO zeuges Ur₁₁. auf dieses Signal (77W) ansprechende Einrichtungen (94, 97, 9g zur Modifikation des Bezugs-AuftriebskoeTlzienten als vorgegebene Funktion dieses Verhäimissi; nals einschließen.

3. System nach Anspruch 1 oder 2 Pur Luftfahrzeuge mit beweglichen Steuerflächen zur Änderung der Auftriebseigenschaften des Luftfahrzeuges, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten Rechnereinrichtungen (18) auf die Stellungen der Steuerflächen ansprechende Funktionsgeneratoren (92) zur Modi- -»o fikation des ersten Signals entsprechend einer vorgegebenen Funktion der Stellungen (j_r) der Steuerflächen einschließen.

4. System nach einem der Ansprüche 1 bis 3 für ein Luftfahrzeug mit mehreren Triebwerken. dadurch gekennzeichnet, daß die ersten Rechnereinrichtungen (18) auf den Leistungsverlust eines der Triebwerke ansprechende Einrichtungen (932. 933. 934) zur weiteren Modifikation des Wertes de« ersten Signals (Ci₁₁₁) einschließen. in

5. System nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die vierten Rechnereinrichtungen Einrichtungen (21, 22) zur Lieferung zu den Beschleunigungskoeffizienten des Luftfahrzeuges entlang seiner Längs- bzw. Normalachse proportionalen Signa- w len. Einrichtungen (48) zur Lieferung eines zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals, auf die Differenz zwischen dem Längsachsen-Beschleunigungssignal (A_x) und dem Produkt der Normalachsen-Beschleunigungs· und ta Anstellwinkelsignale (A₁, α) ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines Signals, das dem (Schub-Luftwiderstand) /Gewichts -Verhältnis ((T-D)ZW) des Luftfahrzeuges entspricht, auf die Normalachsen-Beschleunigungs- und Anstellwinkel-Signale ansprechende Einrichtungen (82) zur Lieferung eines dem Auftriebs-/Gewichts-Verhältnis des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals (LAV) und auf das (Schub-Luftwiderstand)/Gewichts-Verhältnis-Signal ((T-D)IW) und das Auftriebs-Gewichts-Verhältnissignal (LAV) ansprechende Einrichtungen (89) zur Lieferung des SchubVGewichts-Verhältnissignals (TAV) umfassen.

6. System nach einem der Ansprüche 3 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die zweiten Rechnereinrichtungen Einrichtungen (48) zur Lieferung eines zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals und auf den Ausschlag der Steuerflächen ansprechende Einrichtungen (25, 49) zur Modifikation des Anstellwinkelsignals entsprechend dieses Ausschlags einschließen.

7. System nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuerflächen bewegliche Heck-Steuerflächen 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 (65. 66, 69, 70) zur weiteren Modifikation des Anstellwinkelsignals derart umfassen, daß das Signal des tatsächlichen Auftriebskoeffizienten (C₁) gegen Verschiebungen des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges kompensiert ist.

8. System räch einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Einrichtungen (35, 74) zur Lieferung eines das (Schub-Luftwiderstand)/ Gewichtsverhältnis darstellenden Signals ((T-D)/ HOmitBesuileunigungs-Meßeinrichlungen (21,22) zur Lieferung erster und zweiter zu den Beschleunigungskomponenten des Luftfahrzeuges entlang seiner Längs- bzw. Normalachse proportionaler Signale (A₁. A.), mit Einrichtungen (48) zur Lieferung eines dritten, zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals (sin σ) und mit Einrichtungen zur Lieferung eines Ausgangssignals entsprechend der Differenz zwischen dem ersten Signal (A,) und dem Produkt djs zweiten und dritten Signals, wobei das Ausgangssignal das (T-D)I W-Signal, und eine Anzeigevorrichtung (10) zur Darstellung einer Anzeige des von dem Luftfahrzeug während des unbeschleunigten Fluges einzunehmenden Flugwegwinkels.

9. System nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch Einrichtungen (145) zur Lieferung eines Steuersignals entsprechend einer Bezugs-Fluggeschwindigkeit, Einrichtungen zur Lieferung eines Signals entsprechend der Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seines Flugweges, auf das Steuersigna! ansprechende veränderliche Begrenzereinrichtungen, auf das Ausgangssignal der Begrenzereinrichtungen und das Beschleunigungssignal ansprechende Einrichtungen zur Steuerung der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges, derart, daß die bestimmte Fluggeschwindigkeit erreicht und aufrechterhalten wird, und auf das ((f-Dl/W'j-Signal ansprechende Einrichtungen zur Steuerung der Begrenzereinrichtungen in Abhängigkeit hiervon.

10. System nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Nutzeinrichtungen (10) zur Befehlsgabe für eine Längsneigungslage des Luftfahrzeuges und Einrichtungen (13) zur Lieferung des Ausgangssignals an die Nutzeinrichtungen zur Befehlsgabe für eine Längsneigungslage des Luftfahrzeuges in Abhängigkeit hiervon.

11. System nach Anspruch 10, gekennzeichnet durch Einrichtungen zur Lieferung eines der

tatsächlichen Längsneigungslage des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Zuführung des der tatsächlichen Längsneigungslage entsprechenden Signals an die Nutzeinrichtung (10) und Einrichtungen zur Begrenzung des Maximalwertes des Längsneigungslagen-Befehlssignals zur Begrenzung des maximalen Längsneigungslagenbefehls oei einer Steuerung des Luftfanrzeuges gemäß der Nutzeinrichtung (10).

12. System nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch auf das die tatsächliche Längsneigungslage darstellende Signal ansprechende Einrichtungen zur Ableitung eines Signals, das proportional zur Änderungsgeschwindigkeit des die tatsächliche Längsneigungslage darstellenden Signals ist, und Einrichtungen zur Lieferung des Längsneigungslagen-Änderungssignals an die Nutzeinrichtungen zur Veränderung von Schwingungen der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges.

13. System nach einem der vorhergehenden An-Sprüche für ein Luftfahrzeug mit !steuerflächen zur Veränderung der Auftriebseigensc'.iaften, gekennzeichnet durch auf die Fluggeschwindigkeit ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines der ersten, der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, von Hand betätigbarer Einrichtungen (145, 146) zur Auswahl einer Bezugs-Fluggeschwindigkeit and zur Lieferung eines zweiten dieser Fluggeschwindigkeit entsprechenden Signals unter Einschluß von Begrenzereinrichtungen (148,149) zur Begrenzung des Bezugs-Fluggeschwindigkeitssigpals aufwerte, die einen sicheren Abstand von der Überziehgeschwindigkeit ergeben, von Rechnereinrichtungen (136 bis 139) zur Lieferung eines dritten, einer minimalen sicheren Fluggeschwindigkeit oberhalb der Überziehgeschwindigkeit für die Auftriebseigenschaften des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, von Einrichtungen zur Steuerung der Begrenzereinrichtungen (148, 149) 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. System nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch auf die zweiten und dritten Signale ansprechende unsymmetrische Begrenzereinrichtungen zur Begrenzung des Fluggeschwindigkeits-Änderungsbefehls in einem geringeren Ausmaß für ansteigende Fluggeschwindigkeits-Befehle als für aDsinkende Fluggeschwindigkeits-Befehlc.

15. System nach Anspruch 13. gekennzeichnet durch auf den gewünschten Schubzustand der Triebwerke des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen und auf einen vorgegebenen Wert der Differenz zwischen den zweiten und dritten Signalen und dem ersten Signal ansprechende Einrichtungen zur Unterbrechung des Steuersignals an die Nutzvorrichtungen zur Steuerung der Nutzvorrichtungen entsprechend der auf den Triebwerkszustand ansprechenden Einrichtungen.

16. System nach Anspruch 13, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechnereinrichtungen für das dritte Signal Einrichtungen (134) zur Lieferung eines dem tatsächlichen Gewicht des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, Einrichtungen (136) zur Lieferung eines den veränderlichen Auftriebseigenschaften entsprechenden Signals und Einrich tungen (139) zur Kombination der das Gewicht und die Auftriebseigenschaften darstellenden Signale zur Lieferung des dritten Signals einschließen.

17. System nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen zur Lieferung des Gewichtssignals Einrichtungen (49, 49') zur Lieferung eines dem tatsächlichen Auftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, Einrichtungen (82) zur Lieferung eines dem Auftriebs-/

in Gewichts-Verhältnis des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung eines der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals und Einrichtungen (56 bis 60) zur Ableitung des Gewichtssignals

υ als Funktion des Auftriebskoeffizienten-, des Fluggeschwindigkeits- und des Auftriebs-/Gewichts-Verhältnis-Signals umfassen.

18. System nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Beschleunigungsmeßeinrichtungen (21, Ώ.) die jeweils zu den Komponenten der auf das Luftfahrzeug wirkenden Gesamtbeschleunigung entlang seinem Längs- und Vertikalachse proportional sind, ein zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionales Signal lie-

2'> fernde Einrichtungen (48), zur Bewegung der den Auftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges beeinflussenden Steuerflächen proportionale Signale liefernde Einrichtungen (24, 25, 27), auf das Anstellwinkelsignal und die Steuerflächensignale propor-

«' tional zum talsächlichen Auftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen (49), auf beide Beschleunigungssignale, das Anstellwinkelsignai und das Auftriebskoeffizienten-Signal ansprechende Einrichtungen (82) zur Lieferung

r. eines zum Auftriebs-ZGewichts-Verhältnis des Luftfahrzeuges proportionalen Signals, auf die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen und Einrichtungen zur Kombination des Auftriebskoeffizienlensignals, des Flugge-

*·■ schwindigkeitssignals und des Auftriebs-ZGewichts-Verhältnissignals zur Lieferung eines zum Gewicht des Luftfahrzeuges proportionalen Signals.

19. Anstellwinkelrechner fir ein Luftfahrzeugsteuersystem, gekennzeichnet durch erste Reche-

>■ neinrichtungen (45 bis 48). die auf jeweils zu den Beschleunigungen des Luftfahrzeuges entlang seiner Längs- und Normalachse, die Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seines Flugweges, und den Flugwinkel des Luftfahrzeuges proportionale Signalquelien (20 bis 22, 43) zur Lieferung eines Ausgangs-Anjtellwinkelsignals (sin a) ansprechen, was genaue Langzeitkomponenten und dynamische Fehlerkomponenten auf Grund der dynamischen Signaleigcnschafien der Quelle u.id der Langzeit-

■ und dynamischen Flugzustände des Luftfahrzeuges

einschließt, zweite auf das Ausgangs-Anstellwinkel· signal ansprechende Rechnereinrichtungen (56, 57) zur Lieferung eines zum berechneten Gewicht ( W) des Luftfahrzeuges proportionalen Signals mit

on sowohl dynamischen Komponenten als auch einen eingeschwungenen Zustand darstellenden Komponenten, wobei sich das tatsächliche Gewicht des Luftfahrze-jges lediglich langsam ändert, so daß die dynamischen Komponenten als solche auf den dynamischen Fehlerkomponenten beruhen, auf das Gewichtssignal ansprechende Einrichtungen (58) zur Lieferung eines im wesentlichen lediglich die dynamischen Komponenten einschließenden Ge-

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wichtsfehlersignals und Einrichtungen zur Rückführung des Gewichtsfehlersignals an die ersten Rechnereinrichtungen (48) zur Korrektur der dynamischen Fehlerkomponenlen des Ausgangs-Anstellwinkelsignals, so daß sich ein endgültiges Anstellwinkelsignal ergibt, das sowohl unter eingeschwungenen als auch unter dynamischen Flugzuständen genau ist.

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

21. Anstellwinkelrechner nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß die Quellen für das zum Flugwegwinkel proportionale Signal weitere Rech- Jj nereinrichtungen einschließen, die auf ein der Höhenänderungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechendes Signal, das Kurzzeitfehlerkomponenten auf Grund der Änderungen der Längsneigungslage einschließt, und auf ein der -tu Machzahl des Luftfahrzeuges entsprechendes Signal ansprechen, um ein Flugwinkelsignal zu liefern, und daß auf das Höhenänderungsgeschwindigkeitssignal ansprechende Verzögerungsfiltereinrichtungen und auf das Flugwegwinkelsignal und das Gewichts- ·«» fehler-Rückfuhrungssignal ansprechende Einrichtungen zur Unterdrückung von durch die Filtereinrichtungen eingeführten dynamischen Fehlerkomponenten des Flugwegwinkelsignals vorgesehen sind. so

22. Anstellwinkelrechner nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß die zweiten Rechnereinrichtungen auf das Anstellwinkelsignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines dem Auftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges entspre- 5ί chenden Signals, auf das Auftriebskoeffizientensigna! ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines dem Verhältnis des Luftwiderstandskoeffizienten zum Auftriebskoeffizienten entsprechenden Signals, auf das Vertikalbeschleunigungssignal, das t>» Anstellwinkelsignal und das Luftwiderstandskoeffizienten- /Auftriebskoeffizienten-Verhältnissignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines dem AuftriebsVGewichtsverhältnis des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, und auf das Auf- t>5 triebskoefnzienten-Signal und das Auftriebs-Gewichts-VerhältnissigTial ansprechende Einrichtungen zur Lieferung des Luftfahrzeug-Gewichtssignals umfassen.

23. Anstellwinkelrechner nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß aufdfis Gewichtsfehlersignal ansprechende Filtereinrichtungen zur Lieferung eines im wesentlichen lediglich die Langzeitkomponenten des Gewichtssignals einschließenden Signals und auf das Gewichtssignal und den Ausgang der Filtereinrichtungen ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines zur Differenz zwischen diesen Signalen proportionalen Signals vorgesehen sind, wobei das Differenzsignal im wesentlichen lediglich der Änderungsgeschwindigkeit des Gewichtssignals entspricht und das Gewichlsfehlersignal darstellt.

24. Anstellwinkelrechner nach Anspruch 23, gekennzeichnet durch Einrichtungen zur Begrenzung der Verstärkung des Gewichtsfehler-Rückführungssignals auf einen vorgegebenen niedrigen Wert, derart, daß pin genaues Ansprachen des GevWchtsrechners auf normale graduelle Änderungen des Luftfahrzeuggewichts sichergestellt ist.

25. Anstellwinkelrechner nach Anspruch 23, gekennzeichnet durch auf das Gewichtsfehler-Rückführungssignal ansprechende Einrichtungen zur Steuerung der Verstärkung dieses Signals und Einrichtungen zur Veränderung des Ausgangs der Gewichtssignal-Einrichtungen entsprechend vorgegebener bekannter abrupter Änderungen des Luftfahrzeuggewichts.

26. Anstellwinkelrechner nach Anspruch 23, dadurch gekennzeichnet, daß die normale Zeitkonstante der Gewichtssisnal-Filtereinrichtungen in der Größenordnung von 200 bis 500 Sekunden liegt.

27. Anstellwinkelrechner nach Anspruch 26, gekennzeichnet durch Abhebe-Rechnereinrichtungen zur Änderung der Zeitkonstante der Gewichts-Filtereinrichtungen auf einen kleinen Bruchteil des normalen Wertes während des Startroi !Vorganges, derart, daß sich eine schnelle Erneuerung des Gewichtssignals und eine normale Zeitkonstante ergibt, wenn das Gewicht des Luftfahrzeuges auf dessen Auftriebsoberflächen übertragen ist.

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

29. Anstellwinkelrechner nach Anspruch 20, gekennzeichnet durch auf die Längs- und Normalachsen-Beschleunigungssignale und das endgültige Anstellwinkelsignal ansprechende Ein.ichlungen zur Lieferung eines zum (Schub-Luftwiderstand)/Gewichts-VerhäItnis des Luftfahrzeuges proportionalen Signals und auf die Differenz zwischen dem (Schub-LuftwiderstandVGewichts-Verhältnissignal und dem Flugweg-Beschleunigungssignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines zum Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals.

30. Anstellwinkelrechner nach einem der Ansprüche 19 bis 29 zur Berechnung des Wertes eines Luftfahrzeug-Flugsteuerungsparameters aus Primärdatenquellen, die erwünschte Genauigkeitseigenschaften unter Langzeit-Flugbedingungen, jedoch unerwünschte Fehlereigenschaften unter dynamischen Flugbedingungen aufweisen, gekennzeichnet durch erste auf die Primärdatenquellen ansprechende Rechnereinrichtuneen zur Berechnune

eines Anfangswertes des Parameters unter Einschluß der genauen Langzeitkomponenten und der dynamischen Fehlerkomponenten, zweite auf den Ausgang der ersten Rechnereinrichtungen ansprechende Rechnereinrichtungen zur Berechnung des Wertes eines bezogenen Flugzeug-Parameters, der sich unter allen Flugbedingungen lediglich langsam ändert, wobei alle dynamischen Komponenten in dem Ausgangssignal der zweiten Rechnereinrichtungen sich aus dynamischen Fehlerkomponenten in dem Ausgangssignal der ersten Rechnereinrichtungen ergeben, auf den Ausgang der zweiten Rechnereinrichtungen ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines lediglich die dynamischen Fehlerkomponenten einschließenden Ausgangssignals, und Einrichtungen zur Lieferung des Ausgangssignals der letztgenannten Einrichtungen als Rückführungssignal an die ersten Rechnereinrichtungen zur Korrektur der dynamischen Fehlerkomponenten des Ausgangswertes des Parameters, derart, daß sich ein endgültiger Wert des Parameters sowohl unter eingeschwungenen als auch dynamischen Flugbedingungen ergibt.

31. Vorrichtung zur Berechnung des Fluggewichls eines Luftfahrzeuges beim Abheben des Luftfahrzeuges von einer Startbahn zur Verwendung bei einem System nach einem der Ansprüche 1 bis 18 oder bei einem Anstellwinkelrechner nach einem der Ansprüche 19 bis 30, gekennzeichnet durch Einrichtungen zur Lieferung eines einem vorgegebenen Auftriebskoeffizienten bei einer vorgegebenen Abhebe-Längsneigungslage entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung eines dem Auftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges während des Fluges entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung eines dem Auftriebs-ZGewichts-Verhältnis des Luftfahrzeuges im Fluge entsprechenden Signals und eines der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, Gewichts-Rechnereinrichtungen, die wahlweise auf das Auftriebskoeffizienten-Signal im Fluge und auf das Signal des vorgegebenen Auftriebskoeffizienten und die Auftriebs-zOewichts-Verhältnis- und Fluggeschwindigkeits-Signale ansprechen und Filtereinrichtungen mit auswählbaren Langzeit- und Kurzzeit-Zeitkonstanter zur Lieferung eines dem Abhebegewicht des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals einschließen, auf die vorgegebene Abhebe-Längsneigungslage des Luftfahrzeuges ansprechende Abhebe-Detektoreinrichtungen zum Umschalten des Ansprechens der Gewichts-Rechnereinrichtungen auf das Signal des vorgegebenen Auftriebskoeffizienten und die Kurzzeit-Fehlerzeitkonstante während des Start-Rollvorganges sowie zum Umschalten des Ansprechens auf das Signal des Auftriebskoeffizienten im Fluge und die Langzeil-Filterzeitkonstante beim Abheben, und Rückführeinrichtungen, die auf das berechnete Gewichtssignal zur Korrektur des Auftriebskoeffizientensignals im Fluge ansprechen.