DE2223975A1 - Regelvorrichtung fuer die geschwindigkeit eines flugzeuges - Google Patents

Description

2213175

United Aircraft Corporation "

400 Main S tire et .

East Hartford,Conn,o61o3

Prioritäts USA .146„575
Patentanmeldung vom 20 ♦ Mai 1971

REGELVORRICHTUNG FÜR DIE ' GRUtTDGESCKWINDIGKEIT EINES FLUGKEtJGES,

Die Erfindung betrifft eine Regelvorrichtung für die Grundgeschwindigkeit eines Flugzeuges.

In bekannten Flugoteuerungssystemen ist die Grundgeschwindigkeit selten ein geregelter Parameter; Messung und Steuerung der Fluggeschwindigkeit sind allgemein üblich. Die jetzige Betonung .kurzer Start- und Landepisten auf Flughäfen bewirkte die Nachfrage nach F3.ugsteuerungssystemen in welchen die Grundgeschwindigkeit, eines Flugzeuges während des Landern oder Startens geregelt wird.

Der Wunsch nach einem Flugsteuerungssystem in welchem die Grundgeschwindigkeit des Flugzeuges ein gesteuerter Pax-ameter ist, wurde seit langem von den Herstellern von F lugs teuer ungsgera'ten füx-Hubschrauber gefühlt,v/eil diese Flugzeuge auf eng begrenzten Fla'--chen starten und landen müssen. Im Gegensatz zu konventionellen Flugzeugen, muss bei einem Hubschrauber dia Geschwindigkeit von der Grundgeschwindigkeit KuIl (schweben) bis einigen 100 Knoten steuerbar sein.

Ein bekannten Steuerungssystem für die Grundgescl.windigkeit ver-

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gleicht eine gewünschte Beschleunigung mit einer mit einem Γ··:;··- schlcuuiigiincjErcessgarä't iia Helikopter gemessenen. Beschleunigung mid integriert das Resultat dieses Vergleichen; das Ausgangesignal aey Integrators wird dazu benutzt den Anstellwinkel des Rotors de« Hubschraubers zu steuern, ura so dessen Fluglage ?.u verändern, wodurch seine Geschwindigkeit gesteuert wird. In Steuersystemen dieser Art wird, wenn der Hubschrauber die gewünschte Grundgeschwlndigl-rcdt erreicht, das Eingangssignal der gewünschten Beschleunigung zum Steuerungssystem auf }>!uil gebracht, wodurch eine konstante Grundgaschwindigkeit baibehalten wird.

Weil Beschleunigungsmessgera'te in Flugzeugen auch die Komponente der Schwerkraftbecchleunigung messen, welche vom Anstellwinkel des Flugzeuges abhä'ngt, wird ein Kreisel benutzt um eine Funktion zu erzeugen, welche dem Anstellwinkel proportional ist um diese von dem Ausgangss.ignal des Beschleunigungsinessgera'tes absuziehen. Die«?es beschriebene bekannte System ist Wanderung»fehlern des Kreisels unterworfen, wodurch seine Leistungsfähigkeit unter bestimmten Bedingungen nur gerade) annehmbar ist.

Die Aufgabe der Erfindung ist es ein genaues Steuergerät für d.io Grundgeschwindigkeit eines Flugzeuges bereitzustellen, dem die Nachteile bekannter Systeme nicht anhaften.

Nach der Erfindung liefert die Integration des Unterschiedos zwischen der gewünschten Flugzeugbeschleunigung und der Ist~Flugzeugbeschleunigung, welche durch Differenzieren eines von einem geeigneten Messgerät bereitgestellten Geschwindigkeitssignals abgeleitet wird, ein Signal um einen Steuerparameter am Flugzeug derart zu verändern, dass die Ist-Beschleunigung des Flugzeuges gleich der gewünschten Beschleunigung des Flugzeuges wird.

In weiterer Übereinstimmung mit der Erfindung kann ein mittels des Tra'gheitseffektes gewonnenes, der Beschleunigung des Flugzeuge« proportionales Signal dazu benutzt werden ein Beschleunigungsfohlersignal zu erzeugen, welches der Differenz zwischen der gewünschten Flugzeugbeschleunigung und dar Ist-Flugzeugbeschleunigung entspricht, wobei das Beschleunigung«fehlernignal dazu benutzt wird, den gesteuerten Parameter in einer Weise zu verändern, dass die

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Anüi^rechz.ei'i. des Flugzeuges auf die gewünschte Beschleunigung Vi*;.:- kö.vKt wird.

L»ie vorliegende Erfindung liisat sich leicht an die automatische Steuerung der Grundgeschwindigkeit eines Flugzeuges während des Anfluge.«? oder Abfluges eines Landebesirkes anpassen.

Die Erfindung wird nun anhand der beiliegenden Zeichnung, welche die bevorzugte Aus fiihrungs form der Erfindung darstellt, niüier beschrieben.

Bei der in eier Zeichnung dargestellten bevorzugten Aus fiihrungs fozm des Grundgf;3chv7indigkf2itssteuerungssysi:ems liefert ein Integrator -10 ein dein Integral der Differenz zwischen der gewönschtcn ßer. "ca leun igung und der Ist-Beschleunigung eines Flugzeuges proportionales Signal. Daß Ausgangssignal des Integrators 10 wird als Eingangssignal fü'r eine Vorrichtung 11 benutzt,vslche die Geschwindigkeit des Plugseugss in einer Weise regelt, dass dia Differenz zwischen den Beschleunigungen gleich KuIl wird. Dabei heilt das Flugzeug eine konstante Grundgeschv/inciigkeit als An tv; ort auf eine gewünschte Beschleunigung Null bei und ändert seine Grund~ genchWincliglieit, wenn ein eine von Null verschiedene gev?unsehte .;/ darstellendes Signal vorgegeben v;ird.

In seiner einfachsten Form liefert das Regelsystem nach, der Erfindung ein der Beschleunigung proportionales Signal, hiernach kurz Bcischieunigungssignal genannt, welches keine Gle.ichspannuugskonipononto enthält, mittels eines Stromkreises, v/elcher ein der er stet) zeitlichen Ableitung eines der Grundgeschviindigkeit des Flugzeuges proportionalen Signals erzeugt. Da die Ableitung einer Konstanten gleich Hull ist, wird eine Gleichspannuugskomponente in dem der Crundgcschv.'indigkeit proportionalen Signal ignoriert, weil diese bei der Differenziation Mull liefert. Ea sei aber bemerkt, dass ο in ο Giei ehf-,p&nnun«::,;;oraponento im Beschleunigungssignal von dem der gov/u'iifjr;hten Beschleunigung des Flugzeuges (hiernach gewünschtes Borjchlc.-t'tiiyunciriRignal genannt) wicht durch den Integrator 10 ur-st-';rr,ch:i.-'/!'.r. v.'yrdea kann. Folglich würde eine Gleiahspainüngskoir·" p'iiicrjt-r: ;h>. ".'.!.-.ri'ilc-'unigunyaoigntil, wie bei bekcinnten. Vorrichtungen, c;.i.)iC u».«or./fi;irsc;htf! L'if.chJ.eimiguiK: des Flug'-'.evigor, zu einem '/ioitpenkt

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bewirken, la dem das gewünschte B-;;Pahleuniyfung.ssign";l gleich ;^:'u]J. ist., gang im Gegensatz zu der vorliegenden Erfindung.

Das Eeschleunigungssignal wird am Ausgang cIom Differcnz;icrl;rei,se.v auf einer Signalleitung 14 erzeugt. Da ein gewünschtes Renchlcci-igungssigncil, welches als Antwort auf einen Knopfdruck am Steuerpult des automatischen Flugsteuerungssystejnoa des PiJoten erzeugt werden kann, wird auf einer Leitung 16 zur Su.mmiereinhoJ.fc 13 geliefert. Das der Differenz der Beschleunigungen proportionale Signal wird von der Summiereinheit 18 dem Integrator 10 zugeführt. Durch einen solchen Knopfdruck wird eine Spannung, welche eine vorgegebene, gewünschte Beschleunigung oder Verzögerung darstellt, an die Leitung 16 angeschaltet. Z.B. ist beim Landen eine Verzögerung

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von 0,41 m/sec üblich, und an die Leitung IG würde eine dieser Verzögerung entsprechende Spannung angeschlossen. Das Ist gungssignal, welches frei von Wanderung ist, wird cius einem der Grundgeschwindigkeit proportionalere Signal abgeleitet, welches von einem Doppler-Radar 30 erzeugt wird, und etIs Eingangssignal an Differenzierkreis 12 anliegt. Es eei bemerkt, dass Rauschen, wns vom Doppler-Radar 20 erzeugt wird und das Beschleunigungssignal bogleitet, gemittelt und dadurch vom Integrator 10 her ausgeführt wird. Bin Tiefpassfilter IS, welches inReihe vor dem Differenzierkreis 12 liegt und an den Ausgang des Doppler~Radars 2o angeschlossen ißt, wird dazu benutzt, das Signal des Doppler-Radar.·? 20 zu filtern. Da das Ansprechen eines Flugzeuges mehrere Sekunden Zeit in Anspruch nimmt,, ist die Bandbreite des Regelsystem'.» entsprechend schmal um den Rauschpegel zu verringern und zu verhindern, dans Rauschen die Komponenten des Systemes sättigt.

Das Ausgangssignal des Integrators 10 ist ein Geschwindigkeitysieuersignal, welches einer Steuervorrichtung (nicht dargestellt) zugeführt wird, die ihrerseits eine Veränderung der Grundgeschwindigkeit des Flugzeuges bewirkt, um so den Unterscheid zwischen dor gewünschten und der Ist-Beschleunigung auf Null zu verringern, weil der Integrator 10 sein Ausgangsiional als Antwort auf jedes Eingangssignal, wiii klein auch immer kontinuierlich vergrör.sert., und eventuell den Geschwindigkeitsregler zum Ansprechen bringt, um das Bofichleuü;'.gungssignal gleich dem gewünschten Beschleunigung!·.! -

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signal zu metallen. Wenn dia Beschleunigungen gleich Hind, besteht kein Ausgangs sign al mohr an dar Summier einheit 18 und das Eingangssignal zürn Integrator ist gleich Null; das Ausgangcsignal des IntcKjrators bleibt darm bei der gewünschten Geschwindigkeit (ideal) konstant. Für langsam veränderbare odar konstante Signals, hat der Integrator 10 eine unendliche Verstärkunc;., vreil das Ausgangssignal dec Integrator's.- 10 als Antwort auf solche Signale kontinuierlich"" mit der Zeit zunimmt.

In Übereinstimmung mit einem weiteren Merkmal der Erfindung, wird die Wirkungsweise des Grundgeschwindigkeitssteuersysteins durch da« ober den Tra'gheitseffekt abgeleitete Beschleunigungssignal,/welches von einem Beschleunigungsmesser im automatischen Flugsteuarungssystem 21 erzeugt wird, verbessert. Das durch Trägheitseffekt abgeleitete Signal ist, ob->chon es Verschiebungen unterworfen ilst ind im SuiinuiernetEtfark 18 nicht nutzbringend angewandt werden kann, im Vergleich zu dem Flugzeugbeschleunigungssignal auf der Leitung 14 relativ frei von Rauschen. Ein aweites BeschleiunigungsfehlersignaL welches den Unterschied zwischen der"gewünschten Beschleunigung und der Flugaeugbeschleunigung (dargestellt durch das über den Trägheitseffekt abgeleitete Beschleunigungssignal) proportional ist, ist ausreichend geräuschfrei um als Eiiigangsrsignal der Geschwindigkeitasteuerungsvorrichtung des Flugzeuges zugeführt zu wurden. Obschon das über den Trägheitseffekt abgleitete Beschleunigungssignal eine wesentliche Gleichspannungslcomponente enthalten kann, beeinträchtigfc es die Wirkungweise des Grundgeschwindigkeitssteuerungssystems nicht, wie weiter unten erklärt wird.

Das über den Trägheitseffekt abgeleitete Beschleunigungssignal wird vom automatischen Flugsteuerungssystem 21 auf eines." Leitung 22 bereitgestellt. Eine Sumraiereinheit 24 erzeugt das zweite Beschleunigungsfehleraignal auf einer Leitung 25 als Antwort auf die Signale auf den Leitungen 16 und 22, welche an die Summiereinheit 24 angeschlossen sind. Das Ausgangi;signal der Summier einheit 24 und das Ausgangssignal den Integrators 10 werden einer Summiereinheit 26 zugeführt, welche der Vorrichtung 11, zum Steuern der Geschwindigkeit des Flugz,eu<jeii, ein der Summe des Flugzeugbeschleunigungs~ fehlersignals und seines Integrals zuführt.

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Als Beispiel wie das BeachleuriiguncjGfehlcrsignal die Ulrku.ag^i. \ .>;; des Steuersystems! verbessert, nehmen wir an, dass daa g-evnin sehte Beschleunigungssignal auf dor Leitung 16 ku einem Zeitpunkt vixv'mdert wird, in dein die gewünschte Beschleunigung gleich der Flug-· zeugbeschleunigung ist. Der Integrator 10 WJrmte kein sclmollci-, Ansprechen der Vorrichtung zum Steuern der FJ.ucjEcuggaBclrwinäigkeit bewirken. Dies weil die Integration des Integrators zeitabhängig ist und deshalb eine bestimmte Zeit erfordert bevor Ansprechen eintritt. Andererseits wird das Beschleunigungsfehlersignal, welches sofort von Null auf den /mfangsvert gleich der Änderung des gewünschten Eeschleunigungssignals wechselt, sofort an die Vorrichtung zum Steuern der Flugzeuggeschwindigkeit angelegt. In dem Masse wie das Plugzeug anspricht und seine Beschleunigung sich ändert, wird da» Beschleunigungsfehlersignal verringert und erreicht sehliesslich den Wert Null zu dem Zeitpunkt in dem die gewünschte Beschleunigung gleich der Flugzeugbeschleunigung ist. Dies 13t typisch für ein Fehlerbetragssignal in einer Steuerschleife; e3 verbessert das zeitliche Ansprechen des Systems.

Eine Gleichspannungskomponente im über den Trägheitseffekt abgeleiteten Beschleunigungssignal macht sich durch eine Gleichspannunyskomponente bemerkbar, welche von dex* Summiereinheit 24 der iiuiramior-einheit 26 zugeführt wird. Weil am Eingang des Integrators 10 ein Nullsignal vorliegen muss (gewünschte Beschleunigung gleich Flugzeugbeschleunigung) damit der Integrator 10 aufhört sein Ausgangssignal zu verändern, kompensiert der Integrator 10 automatisch jede ungewollte langsam veränderbare oder konstante Störung an der Summiereinheit 26. Dies ist typisch in einem rückgekoppelten Steuerungssystem, wodurch die V7irkungen unerwünschter Störungen um eine Grö'ase verringert werden, welche gleich der Verstärkung vom Eingangs-■ system zum Punkt der Stßreinspeisung ist. In der vorliegenden Erfindung ist die Verstärkung, wie vorhin beschrieben, unendlich gross, weil sie vom Integrator 10 herrührt und die Wirkung einer Gleichspannungskomponente wird deshalb auf Null verringert.

Die eben beschriebene Ausführungsform der Erfindung ist insbesondere geeignet (obwohl nicht beschränkt) für eine Anwendung, in welcher nie die Grundgenchv;indigkeit eines Ilubnchraubera steuert. Das auto-

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iPoUiaohe Flucjsteuerungssystem 21 kann von allgemeiner Type sein, etwa äoia im U3-Patent Kr. 3.071*335 beschriebenen System cihnlien u:*d liefert ein dem Anstellwinke! des Hubschrauber!» proportional«: Signal auf einer Signalleitung 28. Die Suramiereinheit 26 liefert, falls keine Beschleunigungsä'iiderungen vorliegen, ein deir. Unterschied de£5 Ausgangssignals des Integrators 10 und dem Signal auf der Leitung 28 proportionales Ausgangesignal an die Rctorönstellwinkelsteuerung. In der Steuerung der Geschwindigkeit eines Hubschraubers wird jedem möglichen Wert des Anstellwinkels des Rotors und ein einziger Wert des Anstellwinkels des Hubschraubers zugeordnet,Nimmt man also an, dass der Hubschrauber mit einer konstanten Grundgeschwi.ndigke.it fliegt, so ist das Ausgangssignal des Integratc-rs .10 gleich dem Signal.auf der Leitung 28 und das Ausgangesignal der SuTiimiereinhe.it 26 zur Rotoranstellwinkeloteuerung ist gleich WuIl. Eine A'nderung des Ausgangssignals des Integrators 10 bewirkt ein Signal für die Rotoransteilwinke!steuerung, welches dazu neige, den Anstellwinkel des Hubschraubers zu verändern um das von der Summier"

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einheit 26 gelieferte Signal auf dcsiWert WuXl au bringen» Deshalb bewirkt ein konstantes gewünschtes Beschleunigungssignal auf der Leitung 16 eine Änderung der Einstellung der Rotoranstellwinkel" steuerung und des Anstellwinkels des Hubschraubern in einer Weise, welche bewirkt, dass das Ausgangssignal der Summiereinheit 18 gleich Hull wird. Desgleichen iseigt ein Ausgangs signal vom Worte Null an der Summiereinheit 10 an, dass der Hubschrauber mit der gewünschten Beschleunigung beschleunigt. Die gewönrselite Beschleunigung auf der Leitung 16 kann wie vorhin beschrieben, vom Piloten vor'jeneben werden.

Eo sei bemerkt, dass das automatische Flugsteuerungasystem 21 auch ein der A'ndcorungsgeschwindigkeit des Anstellwinkels des Hubschraubers proportionales Signal an die Summiereinheit 26 liefern kann, Di'nofi Signal hat eine der Wirkung des Beychleunlgungsfehlerrjignalo aui der Leitung 25 ähnliche Wirkung; diese ist weiter oben beschrieben "worden.

dicj Erfindung anhand einer bevorzugten Ausföhrungyform dor π ο ]]■ ·■.';) l^Tic:h:fic-jjc:-n worden ist, irt diersclbe selbr.tvc?rsta"ndli oh nicht auf (\\c-\,<. Aur;.''i^:h rungs form ) c^richr'inJ:i. und ru; können vom Fach--

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IAD

mann Änderungen an Einzelheiten voi/ijoiiomrnen v/erdon, ohao r'fr.n Hr.)■-.'.■:·η dor Erfindung zu verlassen.

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Claims (4)

1. / Grimdgeschwiiidigkeitsregelvorri-chtung. for Flua-•^jwiiuge, welche in automatischen F lugs teas rungs sys tern en. benutzt worden kann, wobei das Flugsteuerungesystem ein die gewünschte Beschleunigung darstellendes Signal und ein die Bodengeschwindigkeit d<js Flugzeuges darstellendes Signal erzeugt, gekennzeichnet durch einen an das Flugsteueruncjssystein (21) angeschlossenen und auf das Grundgeschv/indigkeitssicjnal ansprechenden Differentiator (12) , wel*~ cher ein der Ist-Beschleunigung des Flugzeuges entsprechendes Signal erzeugt, ein erster an den Differentiator (12) und das Flugsteuerungssystem (21) angeschlossener und auf das gewünschte Bsschleuniguncssignal und das Ist-Beschleunigungssignal ansprecbjnder Sumniierkreis (18), welcher ein dem Unterschied der Beschleurji«- gungen proportionales Signal erzeugt, und ein un den Summiorkrais (10) angeschlossener Integrator (10) uir. ein dem Integral jenor Differenz proportionales Signal zu erzeugen, v;obei das integrierte Signal ein Geschwindigkeitssteu.eraignal ist«

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet, (lurch eine an den Integrator (10) angeschlossene Geschvindigkeitssteaer-voxrichtung (11) zur Änderung der Geschwindigkeit des Flugzeug in Ricl-itung auf eine Beschleunigungsdifforenz gleich Null,

3. Vorrichtung nach Anspruch 2_t dadurch gekennzeichnet,, dass das Flugzeug ein Hubschrauber ist, das F lugs teuer unsaystem (21) zuscitzlich ein dem Anstellwinkel des Hubschraubers tionalesSignal erzeugt und die Mitel (11) zur Änderüngder digkeit einen an das Flugsteuerungssystem (21) angeschlpssene^, auf dem Integrator (10) und das Anstellwinkelsignal cinsprec Sumrnierkreis (26) enthält, um ein Steuersignal zu erzeugen, den Anstellwinkel des Rotors des Hubschraubers in einer Y-:. i.oerexändert, dass der Beschleunigungsunterschied gleich Null wi„ .·.

4. Vorrichtung nach Anspruch 1 bis 3, dadv zeichnet, dass das Flugsteuerungssystem (21) zusätzlich den Trägheitseffekt abgeleitetes der Beschleunigung des ' proportionales Signal erzeugt, und durch eine an die Mit zum Verändern der Geschwindigkeit angeschlossene, auf dr

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SAD ORIQINAt

BG3chlGuiiirjU;icj«.;r5i.oniil Ansprechender Sir.iaierlcrGin (24) enth."! !;, um der GosGhv/incligjieitsiinderunysvorrichtung (13.) ein der ne.ch differens enti;iJrechendeK Signal zuzuführen.

BAD ORIGINAL

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