DE2223975B2 - Regelvorrichtung fur die Grundgeschwindigkeit eines Hubschraubers - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Grundgcschwindigkeitsrcgclvorrichtung für Hubschrauber mit einem automatischen Flugsteticrsysiem, mit Einrichtungen zum Erzeugen von der Gtiindgeschwindigkcit. der Ist-Beschleunigung, der gewünschten Beschleunigung und dem Anstellwinkel des Hubschraubers proportionalen Signalen, und mit einem Summierkreis zum Erzeugen eines der Differenz zwischen der Ist-Beschleunigung und der gewünschten Beschleunigung proportionalen Signalcs sowie einem dem Summierkreis nachgeordneten Integrator, dessen Ausgang einer Steuervorrichtung zur Änderung der Geschwindigkeit des Hubschraubers proportional zum integrierten Beschleunigungsfehlcrsignal zugeführt ist, indem der Anstellwinkel des Rotors des Hubschraubers zur Geschwindigkeitsänderung verändert wird.

In bekannten Flugstcuerungssystemen ist die Grundgeschwindigkeit selten ein geregelter Parameter: allgemein üblich ist die Messung und Steuerung der Fluggeschwindigkeit relativ zur Umgebiingsluft. gegebenenfalls unter Berücksichtigung der Abdrift. Die Forderung nach kurzen Start- und Landepisten auf Flughäfen bewirkt die Nachfrage nach Flugsteuerungssystemen, mit denen die Grundgeschwindigkeit eines Flugzeuges während des Landens und Startens geregelt wird.

Bei der Herstellung von Flugsteuerungsgeräten für Hubschrauber besteht seit langem der Wunsch nach einem System, in dem die Grundgeschwindigkeit ein gesteuerter Parameter ist, weil diese Flugzeuge auf eng begrenzten Flächen starten und landen müssen. Im Gegensatz zu konventionellen Flugzeugen muß bei

ίο einem Hubschrauber die Geschwindigkeit von der Grundgeschwindigkeit Null (schweben) bis zu einigen 100 Knoten steuerbar sein.

Eine bekannte Grundgeschwindigkeiisregelvorrichtung für Hubschrauber nach der US-PS 30 71 335, von der die Erfindung ausgeht, vergleicht eine gewünschte Beschleunigung mit einer mit einem Beschleunigungsmeßgerät im Hubschrauber gemessenen Beschleunigung und integriert das Resultat dieses Vergleiches; das Ausgangssignal des Integrators wird dann dazu benutzt, den Anstellwinkel des Rotors des Hubschraubers zu steuern, um dessen Fluglage zu verändern, wodurch seine Geschwindigkeit gesteuert wird. In einer derartigen Grundgeschwindigkeitsregelvorrichtung wird, wenn der Hubschrauber die gewünschte Grundge schwindigkeit erreicht, das Eingangssignal der ge wünschten Beschleunigung zum Steuerungssystem auf Null gebracht, wodurch eine konstante Grundgeschwindigkeit beibehalten wird.

Es wurde erkannt, daß die Verwendung eines

Beschleunigungsmeßgerätes, das notwendigerweise einen Kreisel enviiält. mit Nachteilen behaftet isL Solche Beschleunigungsmcßgcräic messen auch die Komponente der Schwerkraftbeschlcunigung, die vom Anstellwinkel des I lubschraubers abhängt, um eine Funktion zu erzeugen, die dem Anstellwinkel proportional ist, um diese wiederum von dem Ausgangssignal des Beschleunigungsnicßgeratcs abzuziehen. Dieses bekannte System ist Wanderungsfchlcrn des Kreisels unterworfen, wodurch seine Leistungsfähigkeit nur unter bestimmten

Umständen annehmbar ist.

Aufgabe der Erfindung ist es. ausgehend von dem im Oberbegriff des Patentanspruches I angegebenen Stand der Technik gemäß der US CS 30 71 335. die Regelvorrichtung von einem iräghcilsabhängigcn Bcschleuni- gungsmcßgcräl zu befreien und damit Wandcrungsfchlcr eines Kreisels auszuschließen. Die Lösung dieser Aufgabe besteht aus einem auf das Grundgcschwindigkcilssignal ansprechenden Differentiator zur Erzeugung des Isi-Bcschlcun'gungssignak. dem der Summicrkrcis

■so nebst Integrator nachgcordncl ist, und aus einem auf das integrierte Beschlcunigungsfehlersignal und das Signal des Anstellwinkels des Hubschraubers ansprechenden .lummierkreis zur Erzeugung eines Steuersignals, das über die Steuervorrichtung den Anstellwinkel des Rotors in einer Weise verändert, daß das Bcschlcunigungsfehlcrsignal gleich Null wird. Das Ist-Bcschlcunigungssignal wird unter Ausblendung von Träghcitseinflüssen unmittelbar durch Differenzieren eines von einem geeigneten Meßgerät bereitgestellten Gcschwin-

M) digkctlssignals abgeleitet, so daß die Geschwindigkeitsregelung gerade bei kleinen !,ande- und Startgeschwindigkeiten, wobei auch der Schwebezustand des Hubschraubers zu berücksichtigen ist, wirksam verbessert wird.

«i5 In weiterer Ausgestaltung der Erfindung kann das automatische Flugslcucrungssystem in bekannter Weise ein über den Trägheitseffekt abgeleitetes, der Beschleunigung proportionales Signal erzeugen, das als zusätzli-

ches Beschleunigungssignal einem auch das gewünschte Beschleunigungssignal empfangenden Summierkreis zugeführt ist, dessen Ausgang als Beschleunigungsfehlrersignal dem auf das integrierte Beschleunigungsfehlersignal ansprechenden Summierkreis zugeführt ist. Hierdurch wird ein zweites Beschleunigungsfehlersignal geschaffen, das dazu benutzt wird, den gesteuerten Parameter in einer Weise zu verändern, daß die Anprechzeit des Hubschraubers auf die gewünschte Beschleunigung verkürzt wird.

Die Regelvorrichtung gemäß der Erfindung läßt sich leicht an die automatische Steuerung der Grundgeschwindigkeit eines Hubschraubers während des Anfluges oder Abfluges eines Landbezirkes anpassen.

In der Zeichnung ist schematisch ein Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt. In der dargestellten Grundgeschwindigkeitsregelvorrichtung liefert ein Integrator 10 ein dem Integral der Differenz zwischen der gewünschten Beschleunigung und der Ist-Beschleunigung eines Hubschraubers proportionales Signal. Das Ausgangssignal des Integrators 10 wird als Eingangssignal für eine Steuervorrichtung Il für den Anstellwinkel des Rotors benutzt, die die Geschwindigkeit des Hubschraubers in einer Weise regelt, daß die Differenz zwischen den beiden Beschleunigungssignalen gleich Null wird. Dabei hält der Hubschrauber eine konstante Gruridgeschwindigkeit als Antwort auf eine gewünschte Beschleunigung Null bei und ändert seine Gasgeschwindigkeit, wenn ein eine von Null verschiedene gewünschte Beschleunigung darstellendes Signal vorge- jo geben wird.

In seiner einfachsten Form liefert die Regelvorrichtung ein der Beschleunigung proportionales Signal, hier kurz Beschleunigungssignal genannt, welches keine Gleichspannungskomponente enthält, mittels eines J5 Stromkreises, der ein der ersten /eillichen Ableitung eines der Grundgeschwindigkeit des Hubschraubers proportionalen Signals erzeugt. Da die Ableitung einer Konstanten gleich Null ist. wird eine Gleichspannungskomponente in dem der Grundgeschwindigkeit proportionalcn Signal ingnoriert, weil diese bei der Differentiation Null liefert. Es sei aber bemerkt, daß eine Glcichsptinnungskomponenle im Beschlednigungssignal von dem der gewünschten Beschleunigung des Hubschraubers (hiernach gewünschtes Beschleunigungssignial genannt) nicht durch den Integrator 10 unterschieden werden kann. Folglich würde eine Gleichspiiinnungskomponcnte im Beschleunigungssignal. wie: bei bekannten Vorrichtungen, eine unerwünschte Beschleunigung des Flugzeuges zu einem Zeitpunkl bewirken, in dem das gewünschte Beschleunigungssignal gleich Null ist, ganz im Gegensalz zu deir vorliegenden Regelvorrichtung.

Das Beschleunigungssignal wird am Ausgang des Differentiators auf einer .Signalleitung 14 erzeugt. Ein gewünschtes Beschleunigungssignal. welches als Antwort auf einen Knopfdruck am Steuerpult des automatischen Fiugsteuerungssysiemes des Piloten erzeugt werden kann, wird auf einer Leitung 16 zum Summierkreis 18 geliefert. Das der Differenz der Beschleunigungen proportionale Signal £(Beschl«:unigtingsfehli.Tsignal) wird von dem Summierkreis 18 dem Integrator 10 zugeführt. Durch einen solchen Knopfdruck wird eine Spannung, welche eine vorgegebene, gewünschte Beschleunigung oder Verzögerung dar- h5 stellt, an die Leitung 16 angeschaltet. Z. B. ist beim Landen eine Verzögerung von 0,41 m/sec² üblich, und an die Leitung Ib würoi eine dieser Verzögerung entsprechende Spannung angeschlossen. Das Ist-Beschleunigungssignal, welches frei von Wanderung ist, wird aus einem der Grundgeschwindigkeit proportiona lern Signal abgeleitet, welches von einem Doppler-Radar 20 erzeugt wird, und als Eingangssignal an dem Differentiator 12 anliegt. Es sei bemerkt, daß Rauschen, das vom Doppler-Radar 20 erzeugt wird und das Beschleunigungssignal begleitet, gemittelt und dadurch vom Integrator 10 herausgefiltert wird. Ein Tiefpaßfilter 19, welches in Reihe vor dem Differentiator 12 liegt und an den Ausgang des Doppler-Radars 20 angeschlossen ist, wird dazu benutzt, das Signal des Doppler-Radars 20 zu filtern. Da das Ansprechen eines Flugzeuges mehrere Sekunden Zeit in Anspruch nimmt, ist die Bandbreite des Regelsystems entsprechend schmal, um den Rauschpegel zu verringern und zu verhindern, daß Rauschen die Komponenten des Systemes sättigt.

Das Ausgangssignal des Integrators 10 ist ein integriertes Beschleunigungsfehlersignal, welches eine Steuervon ichtung 11 zugeführt wird, die ihrerseits eine Veränderung der Grundgeschwind^keit des Flugzeuges bewirkt, um so den Unterschied zwischen der gewünschten und der Ist-Beschleunigung auf Null zu verringern, weil der Integrator 10 sein Ausgangssignal als Antwort auf jedes Eingangssignal, wie klein auch immer, kontinuierlich vergrößert, und eventuell den Geschwindigkeitsregler zum Ansprechen bringt, um das Ist-Beschleunigungssignal gleich dem gewünschten Beschleunigungssignal zu machen. Wenn die Beschleunigungen gleich sind, besteht kein Aus|,angssignal mehr an den Summierkreis 18 und das Eingangssignal zürn Integrator 10 ist gleich Null; das Ausgangssignal des Integrators 10 bleibt dann bei der gewünschten Geschwindigkeit (ideal) konstant. Für langsam veränderbare oder konstante Signale hat der Integrator 10 eine unendliche Verstärkung, weil das Ausgangssignal des Integrators 10 als Antwort auf solche Signale kontinuierlich mit der Zeit zunimmt.

In Übereinstimmung mit einer weitereii Ausgestaltung wird die Wirkungsweise des Grundgeschwindig· keitsregelsystems durch das über den Trägheitseffekt abgeleitete Beschleunigungssignal, welches von einem Beschleunigungsmesser im automatischen Flugsteuerungssystem 21 erzeugt wird, verbessert. Das durch Trägheitseffekt abgeleitete Signal ist, obschon es Verschiebungen unterworfen ist und im Summierkreis 18 nicht nutzbringend angewandt werden kann, im Vergleich zu dem Ist-Beschleunigungssignal auf der Leitung 14 relativ frei von Rauschen. Ein zweites Beschleunigungsfehlersignal, welches den Unterschied zwischen der gewünschten Beschleunigung und der Ist-Beschleunigung (dargestellt durch das über den Trägheitseffekt abgeleitete Beschleunigungssignal) proport» v.al ist, ist ausreichend geräuschfrei, um als Eingangssignal der Geschwindigkeitssteuerungsvorrichtung des Flugzeuges zugeführt zu werden. Obschon das über den Trägheitseffekt abgeleitete Beschleunigungssignal eine wesentliche Gleichspannungskomponente enthalten kann, beeinträchtigt es die Wirkungsweise des Grunogeschwindigkeitsregelsystems nicht, wie weiter unten erklärt wird.

Das über den Trägheitseffekt abgeleitete Be^cchleunigungssignal wird vom automatischen Flugsteuerungssystem 21 auf einer Leitung 22 bereitgestellt. Ein Summierkreis 24 erzeugt das /weite Beschleunigungsfehlersignal auf einer Leitung 25 als Antwort auf die Signale auf den Leitungen 16 und 22, welche an den Summierkreis 24 angeschlossen sind. Das Ausgangssi-

gnal des .Summierkreises 24 und das Ausgangssignal des Integrators 10 werden einem Summierkreis 26 aigefiihrt, welche der Vorrichtung Il zum Steuern der Geschwindigkeit des Flugzeuges, ein der Summe des ßeschleunigungsfehlcrsignals und seines Integrals entsprechendes Signal zuführt.

Als Beispiel, wie das Beschleunigungsfehlersignal die Wirkungsweise des Regelsystems verbessert, nehmen wir an, daß das gewünschte Beschleunigungssignal auf der Leitung 16 zu einem Zeitpunkt verändert wird, in dem die gewünschte Beschleunigung gleich der Ist-Beschleunigung ist. Der Integrator 10 könnte kein schnelles Ansprechen der Vorrichtung zum Steuern der Flugzeuggeschwindigkeit bewirken. Dies, weil die Integration des Integrators 10 zeitabhängig ist und deshalb eine bestimmte Zeit erfordert, bevor er anspricht. Andererseits wird das zweite Beschleunigungsfehlersignal. welches sofort von Null auf den Anfangsw'.rt gleich der Änderung des gewünschten Beschleunigungssignals wechselt, sofort an die Vorrichtung zum Steuern der Flugzeuggeschwindigkeit angelegt. In dem Maße, wie das Flugzeug anspricht und seine Beschleunigung sich ändert, wird das Beschleunigungsfehlersignal verringert und erreicht schließlich den Wert Null zu dem Zeitpunkt, in dem die gewünschte Beschleunigung gleich der Ist-Beschleunigung ist. Dies ist typisch für ein zweites Fehlersignal in einer Steuerschleifc; es verbessert das zeitliche Ansprechen des Systems.

Eine Gleichspannungskomponente im über den Trägheitseffekt abgeleiteten Bcsehleunigungssignal macht sich durch eine Gleichspannungskomponente bemerkbar, welche von dem Summierkreis 24 dem Summierkreis 26 zugeführt v.-ird. Weil am Eingang des Integrators 10 ein Nullsignal vorliegen muß (gewünschte Beschleunigung gleich Ist-Beschleunigung) damit der Integrator 10 aufhört sein Ausgangssignal zu verändern, kompensiert der Integrator 10 automatisch jede ungewollte langsam veränderbare oder konstante Störung an dem Summierkreis 26. Dies ist typisch in einem rückgekoppelten Steuerungssystem, wodurch die Wirkungen unerwünschter Störungen um eine Größe verringert werden, welche gleich der Verstärkung vom Eingangssystem zum Punkt der Störeinspeisung ist. In der vorliegenden Regelvorrichtung ist die Verstärkung, wie vorhin beschrieben, unendlich groß, weil sie vom Integrator 10 herrührt, und die Wirkung einer Gleichspannungskomponenle wird deshalb auf Null verringert.

Das automatische Flugsleuerungssystem 21 kann von allgemeiner Art sein, eiwa ähnlich dem in der US-PS 30 71 335 beschriebenen System und liefert ein dem Anstellwinkel des Hubschraubers proportionales Signal auf einer Signalleitung 28. Der Summierkreis 26 liefert, falls keine Beschleunigungsänderungen vorliegen, ein

ίο dem Unterschied des Ausgangssignals des Integrators 10 und dem Signal auf der Leitung 28 proportionales Ausgangssignal an die Rotoranstcllwinkclsicucmtig. In der Steuerung der Geschwindigkeit eines Hubschraubers ist jedem möglichen konstanten Wert der Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers ein einziger Wert des Anstellwinkels seines Rotors und ein einziger Wert seines Anstellwinkels zugeordnet. Nimmt man also an. daß der Hubschrauber mit einer konstanten Grundgeschwindigkeit fiicgt, so ist das Ausgangssigna!

des Integrators 10 gleich dem Signal auf der Leitung 28. und das Ausgangssignal des Summierkreises 26 zur Rotoranslcllwinkelsteucrung 11 ist gleich Null. Eine Änderung des Ausgangssignals des Integrators 10 bewirkt ein Signal für die Rotoranstcllwinkelstcuerung.

welches dazu neigt, den Anstellwinkel des Hubschraubers zu verändern, um das von dem Summierkreis 26 gelieferte Signal auf den Wert Null zu bringen. Deshalb bew,i-Kt ein konstantes gewünschtes Beschlcunigungssignal auf der Leitung 16 eine Änderung der Einstellung

jo der Rotoranstellwinkelsteuerung und des Anstellwinkels des Hubschraubers in einer Weise, welche bewirkt, daß das Ausgangssignal des Summierkreises 18 gleich Null wird. Desgleichen zeigt ein Ausgangssignal vom Werte Null an dem Summierkreis 18 an. daß der Hubschrauber mit der gewünschten Beschleunigung beschleunigt. Die gewünschte Beschleunigung auf der Leitung 16 kann, wie vorher beschrieben, vom Piloten vorgegeben werden.

Es sei bemerkt, daß das automatische Flugsteuerungssystem 21 auch ein der Änderungsgeschwindigkeit des Anstellwinkels des Hubschraubers proportionales Signal an den Summierkreis 26 liefern kann. Dieses Signal hat eine der Wirkung des zweiten Beschleunigungsfehlersignals auf der Leitung 25 ähnliche Wirkung; diese ist weiter oben beschrieben worden.

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims (2)

Patentansprüche:

1. Grundgeschwindigkeitsregelvorrichtung für Hubschrauber mit einem automatischen Flugsteuerungssystem, mit Einrichtungen <:um Erzeugen von der Grundgeschwindigkeit, der Ist-Beschleunigung der gewünschten Beschleunigung und dem Anstellwinkel des Hubschraubers proportionalen Signalen, und mit einem Summierkreis zum Erzeugen eines der Differenz zwischen der Ist-Beschleunigung und der gewünschten Beschleunigung proportionalen Signales sowie einem dem Summierkreis nachgeordneten Integrator, dessen Ausgang einer Steuervorrichtung zur Änderung der Geschwindigkeit des Hubschraubers proportional zum integrierten Beschleunigungsfehlersignal zugeführt ist, indem der Anstellwinkel des Rotors des Hubschraubers zur Geschwindigkeitsänderung verändert wird, gekennzeichnet durch einen auf das Gnindgeschwind'^kcilssignal ansprechenden Differentiator (12) zur Tr/eugung des Ist-Beschleunigungssignals, dem der Summierkreis (18) nebst Integrator (10) nachgeordnet ist, und durch einen auf das integrierte Beschleunigungsfehlersignal und das Signal des Anstellwinkels des Hubschraubers ansprechenden Summierkreis (26) zur Erzeugung eines Steuersignals, das über die Steuervorrichtung (11) den Anstellwinkel des Rotors in einer Weise verändert, daß das Bcschleunigutigsfchlcrsignal gleich Null wird.

2. Regelvorrichtung nach Anspruch I, dadurch gckcnnzcicnnct, daß das automatische Flugsteuerungssystem in be'.anntci Weise ein über den Trägheitseffekt abgeleitetes, der Beschleunigung proportionales Signal erzeug das als zusätzliches Bcschlcunigungssignal einem auch das gewünschte Bcschleunigungssignal empfangenden Summierkreis (24) zugeführt ist. dessen Ausgang als Bcschlcunigungsfehlersignal dem auf das integrierte ßeschlcunigungsfehlersignal ansprechenden Summierkreis (26) zugeführt ist.