DE2310045C2

DE2310045C2 - Flugsteuereinrichtung

Info

Publication number: DE2310045C2
Application number: DE2310045A
Authority: DE
Inventors: John Cecil Palos Verdes Peninsula Calif. Dendy; Ronald Jerome Glendale Ariz. Miller
Original assignee: Sperry Corp New York NY; Sperry Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1972-02-28
Filing date: 1973-02-28
Publication date: 1985-07-04
Also published as: GB1405236A; SE378006B; DE2310045A1; US3916688A; CA1004331A; JPS4898600A; JPS5643919B2; IT977444B; FR2174070B1; FR2174070A1

Description

Die Erfindung bezieht sich uif eine Flugsteuereinrichtung zur Steuerung des Fluges eines senkrecht- oder kurzstartenden und -landenden Fahrzeuges entlang eines .Sinkflugweges bis zu einem Schwebe- oder Lande-Endpunkt, mit Hinrichtungen zur Lieferung eines die Isl-Gcschwindigken des Luftfahrzeuges darstellenden Signals, mit Hinrichtungen zur Lieferung eines eine Soll-Geschwindigkeit darstellenden Signals und mit Hinrichtungen zum Vergleich des Ist-Geschwindiukeitssignals und des Soll-Geschwindigkeitssignals zur Erzeugung eines Ausgangssignals, das die erforderliche Fluglage des Luftfahrzeuges anzeigt.

Das die erforderliche Fluglage des Luftfahrzeuges anzeigende Signal kann hierbei entweder einer Flug-Dircklor-Anzeigceinrichiung oder einer Selbststeuermiln-

h5 ge zugeführt werden.

Bei bekannten Flugsteucreinrichlungen dieser Art (US-PS 36 20 488 u. 28 45 623), wird ein Gleitpfad-Abweichungssignal sowohl der Höhenanzeige als auch

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dem Längsneigungsbalken einer Flugdirektor- Anzeigeeinrichtung zugeführt, wobei die relativen Amplituden entsprechend dem Winkel des Gleitpfades bestimmt sind. Bei flachen Gleitwinkeln, bei denen das Luftfahrzeug typischerweise bei hohen Geschwindigkeiten fliegt, wird die Höhensteuerung mit Hilfe des nichtperiodischen Steigungssteuepriechanismus für die Rotorblätter durchgeführt und entsprechend wird das Gleitpfad-Abweichungssignal in der Hauptsache der Anzeige für i;e nichtperiodische Steigungs (Höhen-)-Steuerung zugeführt Bei steilen Sinkwinkeln, bei denen die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges vergleichsweise niedrig ist, wird andererseits das Gleitweg-Abweichungssignal überwiegend dem Längsneigungsbalken des Flugdirektor-Anzeigers zugeführt und der periodische Steigungssteuermechanismus der Rotorblätter wird zur Steuerung der Lage des Luftfahrzeuges in einer darartigen Weise verwendet, daß das Luftfahrzeug auf der Mittellinie des Gleitpfad-Leitstrahls gehalten oder auf diese zurückgeführt wird. Der Längsneigungsbalken wird außerdem durch ein die Längsneigungslage des Luftfahrzeuge:» anzeigendes Signal und ein Fluggeschwindigkeitsfehlersignal gesteuert, das g^j Differenz zwischen einer Soll-Geschwindigkeit und der Ist-Geschwindigkeit angibt. Bezüglich der Fluggeschwindigkeilssteuerung sind Maßnahmen getroffen, daß die Soll-Geschwindigkeit für flache Gleitwinkel auf einen hohen Wert und für einen steilen Gleitwegwinkel auf einen niedrigen Wert verringert wird. Hierbei ergeben sich konstruktive Schwierigkeiten aufgrund der veränderlichen Kreuzkoppelung des Abweichungssignals sowohl an die nichtperiodische Rotorblatt-Steigungssteuerune; als auch die Längsneigungsanzeige des Flugdirektor-Anzeigers. Weiterhin ist es lediglich möglich, einzelne hohe oder niedrige Fluggeschwindigkeiten auszuwählen, was zu größeren Schwerkraftbelastungen in Übergangsbereichen führen kann. V/eiterhin ist nicht sichergestellt, daß bei dieser Art der Steuerung zu jeder Zeit eine sichere Auto-Rotationslandung, beispielsweise von Hubschraubern, erfolgen kann.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Flugsteuereinrichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, die einen Sinkflug innerhalb vorgegeosner sicherer Geschwindigkeits-/Höhenbedingungen ohne das Auftreten von übermäßigen Schwerkraftbelastungen durch abrupte Geschwindigkeitsänderungen sicherstellt.

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil des Anspruchs I angegebene Erfindung gelöst.

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

Die erfindungsgemäbe Flugsteuereinrichtung ergibt ein Geschwindigkeitsprogramm für den Übergang von der Reisefluggeschwindigkeit zu einer Schwebefluggeschwindigkeit in genau gesteuerter Weise, wobei das Geschwindigkeitsprogramm in einer vorgegebenen Entfernung von dem Endpunkt eingeleitet wird. Hierdurch werden abrupte Geschwindigkeitsänderungen, die zu unannehmbaren .Schwerkraftbelastungen führen könnten, sicher vermieden und es wird ein Sinkflug innerhalb vorgeschriebener sicherer Geschwindigkeit*-/ Huhenbedingungen sichergestellt, so daß jederzeit eine Auto-Rotationslandung möglich ist. Das Ausgangssignal der Flugsteuereinrichlung kann entweder für die Steuerung einer Flug-Direktor-Anzeigeeinrichtung und/oder für eine Selbststeueranlage verwendet werden. Hierbei kann entweder eine Technik mit offener Schleife verwendet werden, bei der das Gcschwindigkcilsprogramm lediglich in einer vorgegebenen Entfernung von dem Endpunkt eingeleitet wird, oder es kann eine Technik mit geschlossener Schleife verwendet werden, bei der die Geschwindigkeit bzw. das Geschwindigkeitsprogramm als Funktion der Entfernung vom hndpunkt geändert wird.

Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung verläuft das Geschwindigkeitsprogramm derart, daß dem Luftfahrzeug eine hohe anfängliche Verzöge rung oder Abbremsung erteilt wird, auf die eine mehr

to graduelle Verzögerung bei Annäherung an den Endpunkt folgt, so daß sich eine sehr kleine Längsneigungslage des Luftfahrzeuges am Endpunkt ergibt, die den Übergang auf eine manuelle Steuerung erleichtert.
Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden anhand der Zeichnung noch näher erläutert. In der Zeichnung zeigt

Fig. 1 eine graphische Darstellung der Hohe gegenüber der Geschwindigkeit für e^;nen typischen Hubschrauber mit zwei Triebwerken, der ein Gesamtgewicht hai von ungefähr 8 Tonnen, wobei uasichere Betriebsbereiche und verschieden- Geschwindigkeits-/ riöheribedingungen dargestellt sine, bsi denen das Luftfahrzeug vorzugsweise betrieben werden sollte,

F i g. 2 den Gleitpfad in einer grafischen Darstellung der Höhe gegenüber der Entfernung, wobei die Betriebsirten des nicht-periodischen und periodischen Steigungssteuermechanismus bei verschiedenen Entfernungen von dem Schwebe- oder Lande-Endpunkt dargestellt sind.

Fig. 3a und 3b insgesamt ein Blockschaltbild mit einer bevorzugten Ausführungsform der Flugsteuereinrichtung,

Fig.4 ein Blockschaltbild einer alternativen Abbrems- oder Verzögerungs-Programmiereinrichtung, die bei der Einrichtung nach den Fig. 3a und 3b verwendbarist.

Fig. 5a und 5b Parameter-Ansprechkurven zur Erläuterung der Betriebsweise der in den F" i g. 3 und 4 gezeigten Ausführungsform,

Fig.6 eine grafische Darstellung der Geschwindigkeit gegenüber der Entfernung zum Endpunkt, wobei e.n typischer Flugweg für den Übergang zwischen den Betriebsarten mit konstanter und veränderlicher Verzögerung oder Abbremsung unter Verweudung der Einrichtung nach den F i g. 3a und 3b oder Fig. 4 dargestellt ist.

Bevor zu einer Beschreibung der Ausführungsformen der I !umsteuereinrichtung übergegangen wird, sei kur/ auf die 1 i g. 1 und 2 eingegangen, um die allgemeinen Betriebsmerkmale und Forderungen zu erläutern. In Fig. I stellen die mit »unsicher« bezeichneten Bereiche die Geschwindigkeits-/Höhen-Bedingungen dar, die für Autorotationslandungen eines typischen Luftfahrzeuge, ungeeignet sind und daher jederzeit vermieden werden sollten. Mit anderen Worten sollten Geschwindigkeiten oberhalb .on 50 Knoten lediglich in Höhen oberhalb von ungefähr 50 Fuß geflogen werden, während Höhen von 50 bis ungefähr 200 Fuß bei Geschwindigkeiten unter 10 Knoten gemieden werden sollten. Der durch die Linie 10 und die Höhen- und Geschwindigkeitsachsen begrenzte Bereich bezeichnet Csschwindigkeits-ZHöhenbedingungen, dis im Falle des Ausfalles eines Triebwerkes eines Luftfahrzeuges mit zwei Triebwerken gemieden werden sollten und aus denen eine

b5 unmittelbare Landung bei einem derartigen Ausfall erfolgen sollte. Die vertikale Linie 11 an der Stelle von 30 Knoten bezeichnet nur eine typische Minimalgeschwindigkcit. bei der zur Zeit erhältliche Flügge·

schwindigkeits-Anzeigeeinrichtungen zuverlässigerweise noch eine genaue Messung der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs liefern.

Die Aufgabe der bevorzugten Ausführungsform der Fiugsteuereinrichtung besteht darin, das Luftfahrzeug nach Erfassen des Gleitweg-Leitstrahls ausgehend von irgendeiner Anfangshöhe von ungefähr 800 Fuß bei Fluggeschwindigkeiten, die zu Erläuterungszwecken bei 80,100 und 120 Knoten durch die Kurven 12a, 126 bzw. 12c dargestellt sind, bis zu einer Lande- oder Schwebeposition zu steuern, die durch den Ursprung der Höhen- und Geschwindigkeitsachsen dargestellt ist. Es ist zu erkennen, daß für jeden der dargestellten drei Fälle die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges auf einen vorgegebenen niedrigeren Wert, wie beispielsweise 40 Knoten, bei einer Höhe im Bereich von 150 bis 200 Fuß verringert wird, worauf mn einer konstanten Geschwindigkeit bis /u einer Höhe von ungefähr 100 Fuß weitergeflogen

M. tl-A ιμ,,Κηι Λ.*»€■*» UIAUa öle Aaw V\,*W^U fistln,,n.L· * A, .«»U ·' · · w. «· w w «. ■ u.«· -»«. law.*«. UI.I W^t CUt UI'UUW)/UIII\I UUI^II eine vorhandene Wolkenbedeckung angenommen wird. Es ist verständlich, daß die vorstehend genannten und gelegentlich im folgenden eingeführten zahlenmäßigen Werte lediglich zur Erläuterung bestimmter Flugbedingungen gedacht sind, die ausgeführt werden können. Linier dem Durchstoßpunkt ist der Pilot selbstverständlich in der Lage, das Luftfahrzeug mit Hilfe von äußeren Sichtmarken entlang eines Flugweges, der durch eine ausgezogene Linie 13 oder eine unterbrochene Linie 14 markiert ist, bis zu einer Landung oder zu einem Schwebezustand am Er ⁴punkt zu steuern, wenn dies erwünscht ist. Es ist jedoch verständlich, daß eine instrumentenmäßige oder automatische Steuerung bis zum Endpunkt durchgeführt werden kann: in einem derartigen Fall wird eine Geschwindigkeitsinformation, die bei diesem Niedriggeschwindigkeits- und Schwebezustand zuverlässig ist. anstelle der üblichen FluggeschwindigkeiKriatpn ijnrj zwar insbesondere unterhalb von 30 Knoten verwendet.

Wie es in F ι g 2 dargestellt ist, kann das Luftfahrzeug in einer Hohe von ungefähr 1100 Fuß vor dem Erfassen des Gleitweg l.eitstrahlcs und dem Sinkflug entlang dieses 1 eitstrahies fliegen, wobei der Mittelpunkt des Lcii-Strahles durch eine Linie 16 bezeichnet ist. Vor dem Erfassen des Cileitweg-Lettstrahles kann der vertikale (nich'.-periodische Steigungssteuerungs-)Kanal des Luftfahrzeuges typischerweise in einer Höhenhaltebetriebsweise betneben werden, um in einer konstanten Höhe zu fliegen, während der Längsrichtungs-(periodische)Steigungssteuerungs-KanaI des Luftfahrzeuges in einer konstanten Geschwindigkeits-Betriebsweise entsprechend einer Geschwindigkeit betrieben wird, die von dem Piloten ausgewählt ist. Bei Erfassen des Gleitweg-Leitstrahles wird die Höhenhaltebetriebsweise in dem vertikalen Kanal abgeschaltet und dieser Kanal wird danach durch das Gleitweg-Abweichungssignal gesteuert, im Längsrichtungskanal wirkt andererseits die Konstantgeschwindigkeitssteuerung, die während des Reisefluges aktiv ist. für eine kurze Zeit nach dem Erfassen des Gleitweges bei Balken, und 7war bis das Luftfahrzeug eine vorgegebene Entfernung (Punkt X) von dem Endpunkt erreicht. Bei der vorgegebenen Entfernung beginnt ein Verzögerungs- oder Abbremsprogramm. fm Verlauf des Ver/ögcrungsprogramms wird der 1-angsnchti.ngskana! durch ein lehlersignal gesteuert, das die Dif^-rren/ /wischen der tatsächlichen (!'-!-) Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges und einer sich ändernden Soll-Fluggeschwindigkeit anzeigt. In dem Fall, in dem das Verzögerungsprogramm oberhalb des Wolkendurchstoßptinktes endet, fliegt das Luftfahrzeug mit einer konstanten niedrigen vorgegebenen Geschwindigkeit bis zu einer Höhe unterhalb der Wolkenhöhe weiter. In Wirklichkeit wird dieser Teil des Profiles befohlen und schließt keine Betriebsarienumschaliung oder eine andere Signalmodifikation oder Umschaltung ein. Schließlich wird im Endteil des Sinkfluges die nichtperiodische und periodische Steigungssteuerung der Rotorblätter von dem Piloten übernommen, um den

ίο Schwebezustand oder die Landung in der sogenannten Sichtlandephase durchzuführen. Wie es weiter oben ausgeführt wurde, könnte bei vorhandenen zuverlässigen und genauen Niedriggeschwindigkeitsdaten die untere Grenze des Geschwindigkeitsprofiles bei 0 Knoten

l¹) oder in Schwebezustand liegen.

Line Ausführungsform der Flugsteucreinrichiung, die in der vorstehenden Weise wirksam ist. wird im folgenden unter Bezugnahme auf die F i g. Ja und 3b beschrieben. Ein Flugdircktor-Anzcigcr 17 (Pig. Jb). der dem Piloten die Steuerknüppclbewegungen für die nicht-periodische und periodische .Steigungssteuerung anzeigt, die erforderlich sind, um das Luftfahrzeug entlang eines vorgegebenen Flugweges zu fliegen, schließt die üblichen Qucrneigungs- und Langsncigungs-Anzeigebalkcn 18 und 19 und einen Höhenzeiger oder eine Hohenmar kierung 21 ein, die durch jeweilige Treiber 22a, 22Z> und 22c angetrieben werden, wobei diese Treiber von der Art sei? können, wie sie in der britischen Patentschrift 13 00 219 beschrieben sind. Der Querneigungs-Steuerkanal ist in üblicher Weise aufgebaut und schließt einen üblichen Rechner ?3 und einen Botriebsartenwähler 24 ein, der Eingangssignale von einem VOR-/LOC-Empfänger 26, einer Steuerkurswahl-Fehlereinheit 27, einer Kurswahl-Fehlereinheit 28 und einem Querneigungs-Meßwertgeber eines Vertikalkreisels 29 empfängt.

Der Höhen- oder Vertikalsteuerungskanal 31 schließt einen Betriebsssrienwähicr 32 rnit Schslisrn 51, 52 und 53 ein. Im Verlauf des Fluges vor dem Erfassen des Gleitweg-Leitstrahles befinden sich die Schalter 51 und 52 normalerweise in der oberen Stellung, während sich der Schaller 53 in der unteren Stellung befindet. Der Schaller 51 koppelt ein Höhcnfehlcrsignal von einer barometrischen Höhcnhaltccinhcit 33 (F i g. 3a) über einen Verstärker 34 und eine Ändcrungswertschaltung 44 an Summierverstärker 36 und 36a, sowie an den Treiber 22c. der mit dem Höhenzeiger oder der Höhenmarkierung 21 verbunden ist. Im ebenen Flug liefert jede Abweichung von dem barometrischen Höhenbezug ein Fehlersignal, um den Höhenzeiger oder die Höhenmarkierung 21 so anzutreiben, daß eine geeignete Korrekturmaßnahme des Piloten unter Verwendung des Steuerknüppels für die nicht-periodische Steigungssteuerung das Luftfahrzeug auf die gewünschte Höhe zurückführt und gleichzeitig den Höhenzeiger auf seine Mittelstellung zurückbringt In dem Fall, in dem der Pilot während des Reisefluges eine Änderung der Höhe wünscht, wird die barometrische Höheneinheit in einfacher Weise außer Betieb gesetzt, bis das Luftfahrzeug die neue Höhe erreicht, bei der die barometrische Höheneinheit wieder eingeschaltet wird, um ein Fehlersignai zu liefern, das die Abweichung von der neuen Höhe darstellt Alternativ könnte ein Höhenwählknopf vorgesehen sein, um die gewünschte I lohe anzeigendes Vorspannungssignal an den .Siimmiervcrstärkcr 36.·; zu lic-

« fern, so daß der Pilot die Bc/ugshöhe nach Wunsch auswählen und ändern kann. Zur gleichen Zeit wird die Längsneigungslage des Luftfahrzeuges mit Hilfe eines Steuerknüppels für die periodische Steigungssteuerung

der Rotorblätter entsprechend einer Geschwindigkeit gesteuert, die von dem Piloten ausgewählt wird, wie es im folgenden noch ausführlicher unter Bezugnahme auf den Längsrichtüiigs-Steuerkanal 37 beschrieben wird. Im folgenden wird jedoch zunächst noch der Höhen-Steuerkanal weiter beschrieben. Für einen Sinkflug entlang des Gleitweg-Leitstrahls werden die Schalter 51 und„£ 2 entweder automatisch oder durch den Piloten in die uniere Stellung gelegt, so daß das barometrische Höhen-Fehlersignal von dem Höhenzeiger abgeschaltet wird und statt dessen ein Gleitweg-Abwiichungssignal an einem Gleitwegempfängcr 38 diesem Zeiger zugeführt wird. Das Gleiiwcg-Abweichungssignal wird über einen Verstarker 39, ein Verzögerungsnetzwerk 41 und eine Kompen.saiionseinheii 42. die die Gleitweg-Lcitslrahlkonvergcnz mil abnehmender Höhe oder Fintier niing kompensiert, einem Siimmiervcrst;irker 43 züge führt, in dem es nut Ändcriings- und Beschleunigung«·

der mit der barometrischen Höhencinheit gekoppelten Änderungsschaltung 44 und den Verzögerungs- und Ausblendnetzwerken 46, 47 abgeleitet werden, die mit einer Beschleunigungs-Meßeinrichtung 48 für die vertikale Achse gekoppelt sind. Die Strahlkonvergenz-Kompensation wird in einfacher Weise durch Verringerung der Verstärkung des Gleitweg-Abweichungssignals entsprechend der sich verringernden Entfernung zur Endposition erreicht. Somit weicht der Höhenzeiger des Flugdirektor-Anzeigers während des Sinkfluges von seiner Mittelstellung proportional zur Abweichung des Luf.iahrzeuges von der Mittellinie des Gleitweg-Leitstrahles ab. Eine geeignete Steuerbewegung des Steuerknüppels für die nicht-periodische Steigungs-Steuerung bringt den Höhenzeiger auf Null, so daß das Luftfahrzeug auf die Mittellinie des Gleitweges zurückgeführt wird. Im Fall eines Fehliinflugs oder einer Abweisung (Jurrh «lit· Rnckir-Iindcnkonlrcillc bewegt der Pilot den Schaller 5 2 in die obere Stellung und den Schalter S3 in die obere Stellung, so daß das Gleitweg-Abweichungssignal von dem Höhenzeiger abgetrennt wird und stattdessen ein festes Durchstart-Vorspannungssignal angelegt wird, das einen vorgegebenen Steigflugwinkel erfordert, der durch eine geeignete Bewegung des Steuerknüppels für die nicht-periodische Steigungssteuerung durch den Piloten ausgeglichen wird.

Der Längsrichtungs-Steuerkanal 37 weist eine durch den Piloten betätigbare Wähleinheit 49 zur Auswahl einer gewünschten Soll-Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges während des Reisefluges vor dem Erfassen des Gleitweg-Leitstrahls und in gleicher Weise zur Auswahl einer Anfangsgeschwindigkeit im Bereich von beispielsweise 40 bis 120 Knoten während des Anfangsteils des Sinkfluges auf dem Gleitweg auf. Das von der programmierten veränderlichen Bezugsgeschwindigkeits-Einheit 51 gelieferte Signal wird während dieser Flugbetriebsbedingungen so eingestellt, daß es größer ist als das der von dem Piloten maximal auswählbaren Geschwindigkeit entsprechende Signal. Dann leitet eine Kleinstwert-Wählcinheit 52 das ihr von der Wähleinhcit 49 für die gewünschte Geschwindigkeit zugeführte Signal weiter und sperrt das Signal, das von der Einheil 51 für die programmierte veränderliche Bezugsgeschwindigkeit zugeführt wird. Das ausgewählte Bezugsgeschwindigkeitssignal, das am Ausgang der Kleinstwert-Wähleinheit erscheint, wird andererseits über ein Verzögerungsnetzwerk 53 und einen Schalter 54 in einen Betriebsartenwähler 54 an einen Summierverstärker 56 gekoppelt indem es subtraktiv mit einem die tatsächliche lsi-Fluggeschwindigkeit anzeigenden und von einer Fluggeschwiiidigkeits-MelJeinrichtung 57 über einen Verstärker 58 gelieferten Signal kombiniert wird. Der Ausgang des Summierverstärkers 56 ist daher ein Fluggeschwindigkcits-Fchlcrsignal, das die Differenz zwischen der angezeigten und der von Piloten ausgewählten Geschwindigkeit darstellt. Während des normalen Reisefluges, bei dem die Höhe gehalten werden soll, kann das Höhenfehlersignal von der barometrischen

ίο Höheneinheit 33 ebenfalls über ein Hochpaßfilter 59 und einen Schalter .9 5 in dem Betriebsartenwähler 54 in den Summierverstärker 56 eingekoppelt werden, um eine Dämpfung in dem l.iingsrichtungsSteuerkanal zu liefern. Bei .indcren Hugbeiiicbsarien ist das barometri-

Γ) sehe I löheniehlersignal von dem I.angsrichtungs-Steucrküiuil einkuppelt. Das («eschwindigkeitsfehlcrsignal um Aiisgiing des Summicrvcrsiiirkors 56 wird einem Summierverslarkei 61 zugeführt, indem es mit einem 1 -irtifi rw'itFiif-wrt -1 '»r*»»rvl r imrMi' it)ni I l/r»mKinii»rr xxixrA rl'ii >.„..(,....^.£,....„.. ~«_o.. .._e..„. ..,„„..

von dem Li.ngsneigungs-I.agenmeßwerigcbcr eines Vertikalkreisels 49 über einen Summierpunkt 62, einen Integrator 63 und einen Verstärker 64 abgeleitet wird. Der Ausgang des Summierverstärkers 61 stellt damit ein Steuersignal dar, das über einen Begrenzer 66 und den Summierverstärker 67 an den Längsrichtungsanzeigerbalkentreiber 22£> geführt wird. Somit bewirkt im normalen Reiseflug irgendeine Differenz zwischen der ausgewählten und der tatsächlichen Geschwindigkeit eine Ablenkung des Längsneigungs-Anzeigerbalkens von seiner Mittelstellung, so daß der Pilot angewiesen wird, eine korrigierende Bewegung des Steuerknüppels für die periodische Steigungssteuerung der Rotorblätter durchzuführen, so daß das Luftfahrzeug in Längsrichtung so weit geneigt wird, wie es erforderlich ist, um die

j¹? tatsächliche Geschwindigkeit an die ausgewählte Geschwindigkeit anzugleichen. Der Begrenzer 66 dient zur Rpgren/iing dos Geschwindigkeilsfehlersignals auf eine geeignete Amplitude, um übermäßige abrupte Änderungen der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges auszuschließen. Ein Längsneigungs-Lagensignal von dern Vertikalkreisel wird außerdem in den Summierverstärker 67 hinzuaddiert, so daß bei Erreichen der richtigen Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges der Längsneigungs-Anzeigerbalken in seine Mittelstellung zurückgeführt wird. Die Wirkung der beiden Signalpfade für das dem Summierverstärker 67 zuzuführende Lagensignal besteht in einer Kompensation von Langzeitänderungen in der Gleichgewichtslage, die für das Luftfahrzeug erforderlich ist, wenn es seine Geschwindigkeit ändert Die Verstärkungen der Verstärker 64 und 64a sind so f ingestellt, daß über längere Zeit die resultierende Lagenkomponente am Ausgang des Summierverstärkers 6? gleich Null oder nahe Null ist Somit wird das Lagensignal im Langzeitausdruck wirksam »ausgeblendet«, so daß das Luftfahrzeug die Langzeit-Lagenänderungen erreichen kann, die erforderlich sind, damit es genau dem Geschwindigkeits-Bezugssignal folgt. Weiterhin ermöglicht es die Verwendung von zwei Lagenpfaden dem Begrenzer 66, dem Lagenbefehl sowohl langfristig als auch kurzzeitig zwangsweise zu begrenzen.

In der Durchstart-Betriebsweise wird der Schalter 54 nach links gelegt und es wird dem Verstärker 56 ein voreingestellter Geschwindigkeits-Vorspannbefehl zum Vergleichen mit dem tatsächlichen Geschwindigkeitssi-^CTnai ζΛΐ^σείϋπΓΐ.

Im folgenden wird nunmehr das Verzögerungs- oder Abbremssteuermerkmal der Erfindung beschrieben. Wie es weiter oben unter Bezugnahme auf F i g. 2 erläu-

ten wurde, beginnt das Verzögcrungsprognimm an einer vorgegebenen Entfernung (X) von dem Endpunkt, um die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges derart zu steuern, daß sie von dem Piloten während des Rcisefluges oder des anfänglichen Teiles des Sinkflugmanövers ausgewählten Wert auf einen vorgegebenen niedrigeren Wert verringert wird, der entweder vor Erreichen einer vorgeschriebenen Höhe von beispielsweise 100 Fuß oder akernativ an der Höhe der Schwebe- oder Landeposition in dem Fall erreicht wird, bei dem eine kontinuierliche Autopiloten- oder Instrumentensteuerung ohne Übernahme durch den Piloten verwendet wird. Die gerätemäßige Ausführung des Verzögerungsprogramms wird in der Einrichtung nach den Fig. 3a und 3b mit Hilfe der programmierten veränderlichen Bezugsgeschwindigkeitseinheit 51 durchgeführt, die einen sich in geeigneter Weise ändernden Ausgang beginnend an einem vorgegebenen Knifernungspunkt liefert. Dies kann beispielsweise durch ein motnrbctüiigtes Potentiometer durchgeführt werden, das über eine geeignete Nockenanordnung angetrieben wird, oder es kann ein Integrator mit einer geeigneten Entladungscharakteristik zur Erzielung des beabsichtigten Krgebnisses verwendet werden. Im Fall eines Integrators wird ein Signal mit einer Polarität seinem Eingang vor dem Erreichen des vorgegebenen Entfernungspunktes zugeführt, um einen Ausgang zu liefern, der den maximalen Signalwert überschreitet, der von der durch den Piloten betätigten Wähleinheit für die gewünschte Geschwindigkeit zugeführt werden kann, so daß sichergestellt ist, daß das von Piloten ausgewählte gewünschte Geschwindigkeitssignal die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges vor dem Erreichen des vorgegebenen Entfernungspunktes bestimmt. An dem vorgegebenen Entfernungspunkt sind jedoch Maßnahmen getroffen, um das veränderliche Bezugs-Geschwindigkeitssignal in einer vorgeschriebenen Weise zu verringern. Die vorgegebene Entfernung kann beispielsweise durch einen vertikal gerichteten Funk-Höhenmesser 68 in dem Fall gemessen werden, in dem das Luftfahrzeug entlang eines bekannten Gleitweg-Winkels fliegt. Somit bewegt der Höhenmesser im FiUe eines vertikal gerichteten Höhenmessers bei einer vorgegebenen Höhe den Schalter 56 in seine untere Stellung, worauf das F.ingnngssi gnal an den Integrator der programmierten veränderlichen Bezugsgcschwindigkeilseinheit umgekehrt wird. so daß sich der Integratorausgang verringert.

Wie es weiter oben erläutert wurde, kann das Verzögerungs- oder Abbremsprogramm sowohl mit konstanter oder veränderbarer Abbremsung oder Verzögerung ausgeführt werden. In beiden Fällen wird das programmierte veränderliche Bezugsgeschwindigkeitssignal so verändert, daß es die Steuerung anstelle des von dem Piloten ausgewählten Signals für die gewünschte Geschwindigkeit übernimmt, um die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges in vorgegebener Weise während des Sinkfluges entlang des Gleitweg-Leitstrahles zu verringern. Auf ein konstantes Verzögerungsprogramm bezogene Kurven sind in F i g. 5a gezeigt während die Kurven nach F i g. 5b einen bestimmten Fall der veränderlichen Verzögerung oder Abbremsung darstellen, wobei sich die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges linear als Funktion der sich verringernden Entfernung zu dem F.ndpunkt verringert, wie dies in der Darstellung für die Geschwindigkeit gegenüber der Entfernung dargestellt ist.

Es sei zunächst der Fall der konstanten Verzögerung betrachtet. Wie es in den Figuren gezeigt ist, ruft die stufenförmige Änderung der Verzögerung eine lineare Änderung der Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges als Funktion der Zeit hervor, wodurch sich Flugbcdingungcn ergeben, bei denen die größten Geschwindigkeitsänderungen während des Endteiles des Sinkfluges auftreten und durch eine kontinuierlich anwachsende Längsneigungslage oberhalb der Längsneigungs-Trimmlage θτbegleitet sind, wie es durch dieGeschwindigkeits-/Entfernungs- bzw. Längsneigungslagen-/Zeit-Darstellungen nach Fig.5a dargestellt ist. Diese Flugbedingungen werden in einfacher Weise durch Änderung der Spannung am Ausgang der programmierten veränderlichen Bezugsgeschwindigkeitseinheit 51 in der Weise erzielt, wie es in der GeschwindigkeitS'/Zeit-Darstellung nach F i g. 5a gezeigt ist. Dies kann gerätemäßig dadurch ausgeführt werden, daß der Integrator der p^rogramniicrten veränderlichen Geschwindigkeitscinheit so ausgelegt wird, daß er eine lineare Eniladungscharak-

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Gleitweges von dem vorgegebenen Punkt X wird die programmierte veränderliche Bezugsgeschwindigkeitsspannung kleiner als das bestimmte gewünschte Geschwindigkeitssignal, das von dem Piloten ausgewählt wurde und somit nun von der Kleinstwert-Wählcinheit 52 weitergeleitet wird und der bestimmende Faktor bei der Steuerung der Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges wird. Die Betriebsweise ist im wesentlichen gleich der, wie sie weiter oben für die Reiseflugbetriebsweise beschrieben wurde, wobei der Unterschied zwischen dem kleinsten Wert des ausgewählten Bezugsgeschwindigkeitssignals und der angezeigten Geschwindigkeit ein Fehlersignal liefert, das dem Längsneigungsbalken des Flugdirektor-Anzeigers bewegt und den Piloten anweist, eine geeignete längsgerichtete Steuerknüppelbewegung für die periodische Steigungssteuerung der Rotorblätter durchzuführen, um die Lage des Luftfahrzeuges derart zu ändern, daß die tatsächliche Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges gleich der momentan empfohlenen Bezugsgeschwindigkeit wird. Ein unterer Grenzwert der momentanen Bezugsgeschwindigkeit kann in einfacher Weise dadurch erreicht werden, ·'aß der Ausgang der Kleinstwcrt-Wählcinheit auf einem vorgegebenen minimalen Wert begrenzt wird. Es ist versländlich, daß. weil der Anfangs-Ausgangsspannungspegel der programmierten veränderlichen Bezugseinheit so eingestellt ist, daß er ungefähr gleich oder etwas größer als der maximale Wert der Wähleinheit für die gewünschte Geschwindigkeit ist, der genaue Punkt entlang des Gleitweges, an dem die programmierte, sich verringernde veränderliche Bezugsspannung bei der Steuerung der Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges wirksam wird, von dem Wert der von dem Piloten ausgewählten gewünschten Geschwindigkeit anhängt
Das veränderliche Verzögerungsprogramm kann im wesentlichen in der gleichen Weise ausgeführt werden, wie die vorstehend beschriebene konstante Verzögerungssteuerung, jedoch mit der Ausnahme, daß der Integratorausgang der veränderlichen Bezugsgeschwindigkeitseinheit sich nunmehr nicht-linear ändert, wie dies in der Geschwindigkeits-ZZeit-Darstellung nach Fig.5b gezeigt ist d. h. der Integrator ist so aufgebaut daß er eine geeignete, nicht-lineare Entladungscharakteristik aufweist. Die Größe der Änderung des veränderlichen Bczugssignals ist jedoch in dem Anfangsteil dei Verzö-

t> gerungsprogrammes so beschränkt, daß keine übermäßige Anfangsverzögerung hervorgerufen wird, die eine schädliche Schwerkraftsbelastung auf das Luftfahrzeug hervorrufen könnte. Der Vorteil dieses VerzÖEerunes-

Programms besteht darin, daß die Längineigungslage bei Annäherung an den Endpunkt bis fast auf Null verringert wird, so daß sich ein Zustand ergibt, der für eine Übernahme durch den Piloten annehmbarer ist.

Zur Erzielung der Vorteile der verringerten Schwerkraflsbcliisiung am Beginn des Vcrzögerungsprograinms zusammen mit der kleinen Längsneigungslage in der Nähe des lindes des Sinkfluges kann die programmierte Bezugsspannung so geändert werden, daß eine konstante Verzögerung bei den anfänglichen Bedingungen mit großer Höhe und hoher Geschwindigkeit verwendet wird, wobei ein Übergang auf eine veränderliche Verzögerung bei einem geeigneten Zustand mit niedrigerer Geschwindigkeit und niederer Höhe erfolgt, um die Längsneigungslage vor der Übernahme durch den Piloten soweit wie möglich zu verringern. Eine derartige Betriebsweise ist in der Kurve nach F i g. 6 dargestellt, die eine grafische Darstellung der Geschwindigkeit dei Luftfahrzeuges aeeenüber der Entfernung zum während des Anfangsteiles des Sinkfluges zu verwenden. Das veränderliche Verzögerungssignal am Ausgang des Verstärkers 71 kann dann während des Endlcil.s des Sinkfluges dadurch verwendet werden, daß der

^r, Schaller .S'7 in seine untere Stellung gebracht wird. Die Betätigung des Schalters wird durch ein Signal von einem Vergleichen 73 erreicht, der ein die momentane Entfernung darstellendes Signal mit einer vorangestellten Entfernungs-Schaltspannung Rsn vergleicht. Wie in dem vorstehend beschriebenen System mit offener Schleife müsssen die Signalpegel des konstanten und veränderlichen Verzögerungsprogramms am Umschaltpunkt aneinander angepaßt werden.

In der vorstehenden Erläuterung wurde behauptet, daß das veränderliche Bezugssignal entweder in einer offenen Schleife (als Funktion der Zeit) oder in einer geschlossenen Schleife (als Funktion der Entfernung) erzeugt werden kann. Daß dies der Fall ist, das kann dadurch bewiesen werden, daß die Theorie der Diffe-

Endpunkt isl, wobei die Größe der Längsneigungslage 20 rentialgleichungen angewandt wird. Beispielsweise ist des Luftfahrzeuges qualitativ an verschiedenen Punkten die Entfernung R auf das Beschleunigungsprofil a(t)

angezeigt ist. In diesem Fall wurde die Betriebsweise mit konstanter Verzögerung von 120 Knoten bis herunter zu 40 Knoten verwendet, worauf eine Betriebsweise mit veränderlicher Verzögerung, die einer nichtlinearen Geschwindigkeit als Funktion der Zeit entspricht, bis zu einer Geschwindigkeit von 10 Knoten verwendet wurde.

Die vorstehende Beschreibung des Verzögerungsprogramms anhand der F i g. ja und 3b bezog sich auf ein System mit offener Schleife in dem Sinn, daß das Verzögerungsprogramm lediglich an einer vorgegebenen Entfernung von dem Endpunkt begann, ohne daß durch die folgende einfache Differentialgleichung bezogen:

d²/?

dt

ad)

irgendein v/eiterer Bezug auf die Entfernungsmessung Diese Gleichung kann für Ausdrücke gelöst werden, die die Entfernung als Funktion der Zeit und die Geschwindigkeit als Funktion der Zeit angeben. Diese Ausdrücke können ihrerseits gelöst werden, so daß sie die Geschwindigkeit als Funktion der Entfernung angeben. Zusätzlich kann für verschiedene Geschwindigkeitsprofile ein System von Differntialgleichungen geschaffen werden, die bei einer gleichzeitigen Lösung unter Be

erfolgte.

F: g. 4 zeigt ein modifiziertes, mit veränderlicher Bezugsgeschwindigkeit arbeitendes System, bei dem die Entfernung oder eine bestimmte Funktion der Entfernung kontinuierlich verwendet wird, um die programmierte veränderliche Bezugsspannung der Einheit 51 nach F i g. 3 zu liefern. Die Einrichtung nach F i g. 4 kann somit in der Einrichtung nach Fig. 3 anstelle der programmierten veränderlichen Bezugseinheit 51, des Schalters 56 und des vertikal gerichteten Funk-Höhenmessers 68 verwendet werden. Im Fall der veränderlichen Verzögerungssteuerung wird dann das Ausgangssignal der Entfernungs-Meßeinheit 69 über einen Verstärker 71 zugeführt um ein Signal zu erzeugen, das der Geschwindigkeits-/Entfernungs-Darstellung nach

F i g. 5b entspricht. Dieses Signal wird dann der Kleinstwert-Wähleinheit 52 über einen Schalter S 7 zugeführt, der in seiner unteren Stellung geschlossen ist. Im Fall der konstanten Verzögerungssteuerung wird das Ausrücksichtigung der Grenzbedingungen Ausdrücke erge-

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45 ben, die auf die Entfernung und Geschwindigkeit gegenüber der Zeit bezogen sind. Wie vorstehend beschrieben, können diese Ausdrücke dann gelöst werden, um einen Ausdruck für die Geschwindigkeit als Funktion der Entfernung zu liefern.

Als Beispiel kann gezeigt werden, daß für eine konstante Beschleunigung K die Beschleunigung als Funktion der Zeit als a(t) = K\ ausgedrückt werden kann und die Geschwindigkeit als Funktion der Zeit als V(t) = K] t ausgedrückt werden kann, während die Geschwindigkeit V(R) als Funktion der Entfernung durch die Gleichung V(R) = K]/R + Q gebildet ist. Weiterhin gilt für eine Geschwindigkeit als lineare Funktion der Entfernung, also für V(R) = K₂R die Gleichung V(t) = C₂e *' + C₃.

Für den Fachmann ist es in einfacher Weise zu erkennen, daß, weil die Entfernung, die Geschwindigkeit, die Beschleunigung und die Zeit alle mathematisch aufeinander bezogen sind, entweder eine offene Schleife (Ge-

gangssignal der Entfernungs-Meßeinheit über eine
Quadratwurzel-Schaltung 72 zugeführt, um eine Aus- 55 schwindigkeit als Funktion der Zeit) oder eine geschlosgangsspannung zu liefern, die der Geschwindigkeits-/ sene Schleife (Geschwindigkeit als Funktion der Entfernung) oder eine Kombination ausgeführt werden kann, um sehr ähnliche Verzögerungsprofile zu erzeugen.

Weiterhin ist zu erkennen, daß die Verzögerung unabhängig davon erzielt werden kann, ob eine Quelle für Gleitweginformationen vorhanden ist. Bei Fehlen derartiger Informationen könnten Höhenprofile in einer Weise erzeugt werden, die weitgehend der Weise entspricht, in der die vorstehend erläuterten Geschwindigkeitsprofile erzeugt werden.

Entfernungsdarstellung nach F i g. 5a entspricht Dieses Signal wird dann der Kleinstwert-Wähleinheit 52 über den Schalter 57 zugeführt der in seiner unteren Stellung geschlossen ist Ein Entfernungs-Versetzungs-Vorspannungssignal wird in die Quadratwurzelschaltung hinzuaddiert um die Entfernung zu berücksichtigen, bei der das konstante Verzögerungsprofil beendet ist

Wenn es erwünscht ist, das konstante sowie das veränderliche Verzögerungs-Steuerungsprogramm zu kombinieren, kann der Schalter 57 in seiner oberen Stellung geschlossen v/erden, um die Spannung der Quadratwurzelschaltung für die konstante Verzögerung Hierzu 4 Blait Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Flugsteuereinrichtung zur Steuerung des Fluges eines senkrecht- oder kurzstartenden und -landenden Fahrzeuges entlang eines Sinkflugweges bis zu einem Schwebe- oder Lande-Endpunkt, mit Einrichtungen zur Lieferung eines die Ist-Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges darstellenden Signals, mit Einrichtungen zur Lieferung eines eine SoII-Gcschwindigkeit darstellenden Signals und mit Hinrichtungen zum Vergleich des Ist-Geschwindigkeitssignais und des Soll-Geschwindigkeitssignals zur Erzeugung eines Ausgangssignals, das die erforderliche Fluglage des Luftfahrzeuges anzeigt, dadurch gekennzeichnet, daß das Soll-Geschwindigkeitssignal entsprechend einem vorgegebenen Geschwindigkeitsprogramm ausgehend von einem Anfangswert, der aus einem Bereich von Werten auswählbar ist, die Geschwindigkeiten darstellen, mit denen das Luftfahrzeug bei einer F.ntfernung geflogen werden kann, die größer als eine vorgegebene Entfernung von dem Endpunkt ist, bis zu einem Endwert änderbar ist, der eine vorgegebene niedrigere Geschwindigkeit darstellt, die im wesentlichen am Endpunkt erreicht werden soll, daß Einrichtungen (68; 69) der Lieferung eines eine vorgegeDene Entfernung zum Endpunkt anzeigenden Signals und Einrichtungen (S6; 71, 72) vorgesehen sind, die auf das die Entfernung anzeigende Signal ansprechen und das vorgegebene Ges.-hwindigkeitsprogramm an der vorgegebenen F.ntfernung einleiten, und daß die auf das Ist-Geschwlndigkeitssignal und das programmierte Soll-Geschwindigkeitssignal ansprechenden Einrichtungen (56, 61, 67) ein Au„gangssignal liefern, das die Luftfahrzeug-Fluglage anzeigt, die erforderlich ist. um die Ist-Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechend dem Geschwindigkeitsprogramm zu verringern.

2. FlugsteuereinrichtuKg nach Anspruch 1. dadurch gekennzeichnet, daß sich das Soil-Geschwindigkeitssignal als lineare Funktion der Zeit ändert und eine konstante Verringerung der Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges ergibt.

3. Flugsteuereinrichtung nach Anspruch I. dadurch gekennzeichnet, daß sich das Soll-Geschwindigkeitssignal als nichtlineare Funktion der Zeit ändert und eine Abnahme der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs linear mit abnehmender Entfernung zum Endpunkt ergibt.

4. Flugsteuereinrichtung nach Anspruch 1. dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen (69, 71, 72, 73) zur Lieferung des Soll-Geschwindigkcitssignals Einrichtungen (72) zur Änderung des SoII-GcschwindigkeitsMgnals als lineare Funktion der Zeit bei der Bewegung des Luftfahrzeuges entlang des Sinkflugweges von der vorgegebenen Entfernung bis zu einem vorgegebenen Entfernungspunkt (Rs\) und Einrichtungen (71) zur nachfolgenden Änderung des Soll-fleschw idigkeitssignals als nichtlineare Funktion der Zeit derart einschließen, daß die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges linear mit abnehmender Entfernung zum Endpunkt verringert wird.

5. Flugsteuereinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Hinrichtungen (29) zur Lieferung eines die Luflfahrzeug-Längsneigungslage darstellenden Signals und Einrichtungen (56, 61, 67) zur Kombination des

Längsneigungssignals mit den Ist- und Soll-Geschwindigkeitssignalen.

6. Flugsteuereinrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch Einrichtungen (22a, 23, 24, 26) zur Lieferung eines die Abweichung des Luftfahrzeuges von einem Gleitpfad darstellenden Signals und auf dieses Abweich'jngssignal ansprechende Einrichtungen zur Erzeugung eines Ausgangsignals, das die V^rtikalbewegung darstellt, die zur Bewegung des Luftfahrzeuges auf den Gleilpfad erforderlich ist.

7. Flugsteuereinrichiung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen zur Lieferung des Soll-Geschwindigkeitssignals Einrichtungen zur Lieferung eines eine gewünschte Geschwindigkeit darstellenden Signals für den Anfangsteil des Sinkfluges in einer Entfernung, die größer als eine vorgegebene Entfernung von dem Endpunkt ist, wobei das die gewünschte Geschwindigkeit darstellende Signal aus einen! vor^e^benen Bereich von Geschwindi⁰-keitssignalen auswählbar ist, und Einrichtungen (51; 69, 71, 72) zur Lieferung eines veränderlichen Bezugssignals einschließen, das ausgehend von einem Anfangswert, der eine Geschwindigkeit darstellt, die zumindestens gleich der maximal auswählbaren gewünschten Geschwindigkeit ist, bis zu einem Endwert änderbar ist. der eine vergegebene niedrigere Geschwindigkeit darstellt, und daß Auswahleinrichtungen (52) vorgesehen sind, die als Soll-Geschwindigkeitssignal entweder das die gewünschte Geschwindigkeit darstellende Signal oder das änderbare Bezugssignal in Abhängigkeit davon auswählen, welches dieser Signale eine kleinere Geschwindigkeit darstellt.

8. Flugsteuereinrichtung nach Anspruch 7, gekennzeichnet durch Entfernungsmeßeinrichiungen (69). erste Einrichtungen (72) zur Lieferung des Bezugssignals als Funktion Her Quadratwurzel der Enfernung von dem Endpunkt, zweite Einrichtungen (71) zur Lieferung des Bezügssignals als lineare Funktion der Entfernung und Einrichtungen (73, S 7) zur Auswahl der Ausgangssignale der ersten und zweiten Einrichtungen (72, 71) als Funktion der Entfernung.