DE2511233C2

DE2511233C2 - Verfahren zur Verhinderung ungewollter Land- oder Wasserberührung von in niedriger Höhe fliegenden Fluggeräten

Info

Publication number: DE2511233C2
Application number: DE19752511233
Authority: DE
Inventors: Helmut Dr-Ing Altmann
Original assignee: Dornier GmbH
Current assignee: Dornier GmbH
Priority date: 1975-03-14
Filing date: 1975-03-14
Publication date: 1977-03-10
Also published as: GB1520173A; US4058710A; FR2304117B1; DE2511233B1; FR2304117A1

Description

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Grenzhöhe [H_Grenz) durch Addition einer kinematischen Höhe [Δ H_kin) einer dynamischen Höhe (1 H_iyn) und einer vorgegebenen Mindesthöhe (J H_min) errechnet wird, wobei das Maß der kinematischen Höhe (J H_ki„) aus der Formel

^iHkin = ""-τ

-O_n

COSy)

+ T_d„

Ηλ

sich ergibt, wenn T_dyn die Zeitspanne bis zum Erreichen (5-%-Grenze) der kommandierten Soll-Querbeschleunigung [b_QC = ~b_Qmax)ist.

3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur Ermittlung der Grenzhöhe [HGrem) durch Simulation oder Flugversuche die Grenztrajektorien des Fluggeräts ermittelt werden, wobei für t = f₀ der Bahnwinkel y(i„) = y₀ = O, die Anfangsgeschwindigkeit ν = r(i₀) und die Ist-Querbeschleunigung b_Q0 = b_Q(t₀) > 0 sei, daß äht b b bi f

zunächst von

g
= b

_Qmax

_Q(₀
bei festgehaltener An

^ _Qmax g

fangsgeschwindigkeit D₀ variiert wird, wobei zum Zik j aufge

_Qmax der 0

gg

Zeitpunkt t_A = t₀ jeweils b_QC = -b„_mBX
dß 0 d b

₀ j _QC

schaltet wird, daß dann mit y₀ = 0 un _Q
Aufschaltzeitpunkt t_A = t₀ + τ (mit τ > 0 als Parameter) für b_gc = -b_Qmax variiert wird, wobei x_max durch γ₀ > γ > -90° festgelegt ist, daß die Bahnen soweit berechnet werden, bis erneut γ = 0 gilt (Bahnminimum) und daß anschließend alle Bahnen so verschoben werden, daß ihre Bahnminima aufeinanderfallen, wonach die vorausgehenden Verfahrensschritte entweder für verschiedene Anfangsgeschwindigkeiten v₀ oder nur einmal mit dem ungünstigsten Wert V₀ durchgeführt werden, so daß sich im Grenztrajektorien-Diagramm eine Fläche ergibt, die einen »Gefahrenbereich« für das Fluggerät darstellt, in dem jeder Punkt eindeutig durch die Größen H, v, b_Q, γ bestimmt ist, so daß durch Messen von v, b_Q und y eindeutig

: = ^HG

bestimmbar ist

4. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur vereinfachten Bestimmung von Heren. d>^e Formel

# Grenz —

H²

b_0B+b

_0B

<L.

?QB

verwendet wird.

5. Verfahren nach Anspruch 1, wobei die Höhe des Fluggeräts senkrecht zur Fluggerätlängsachse beispielsweise mittels Laser-Meßverfahren gemessen wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Grenzhöhe aus

Grenz

h '^bQ

"QB

+ i

ermittelt wird, wobei

" COS θ

ist und θ den sich aus Bahnwinkel γ und Anstellwinkel u des Fluggeräts zusammensetzenden Lagewinkel des Fluggeräts gegenüber einer geodätischen Referenzlinie darstellt.

errechnet wird und die dynamische Höhe ( \H_dyn) durch ständiges Vorausrechnen der Beziehung H = H[b_Q(t),t) = H(t)

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Verhinderung ungewollter Land- oder Wasserberührung von in niedriger Höhe fliegenden Fluggeräten, denen eine Mindesthöhe vorgegeben ist und die Meßgeräte für Flughöhe, Sinkgeschwindigkeit (oder Fluggeschwindigkeit und Bahnwinkel) und Querbeschleunigung aufweisen.

Bekannt ist eine Alarmeinrichtung zur Erfassung unzulässiger Sinkgeschwindigkeiten eines Luftfahrzeugs (DT-OS 21 39 075) bei Annäherung an den Erdboden in Abhängigkeit von der Höhe über Grund und deren zeitlicher Ableitung, die einen die Höhe über Grund messenden Höhenmesser und ein deren zeitlicher Ableitung proportionales Sinkgeschwindigkeits-Signal erzeugendes Differenzierglied umfaßt, wobei eine die Amplituden des Sinkgeschwindigkeits-Signal begrenzende Begrenzungsvorrichtung vorgesehen ist, um Falschalarm zu vermeiden. Die Flughöhe h_T, bei welcher Alarm ausgelöst wird, wird durch die Gleichung

60 bestimmt. Dabei wird. H_T als die Sinkgeschwindigkeit

bei Alarmauslösung (/ij- = h), T_D als Reaktionszeit des Piloten + Sicherheitszuschlag, η als konstanter Faktor und g als Erdbeschleunigung bezeichnet.

Da bei dieser Alarmeinrichtung kein automatischer

Eingriff in den Bahnregelkreis erfolgt, kann die Einrichtung nicht bei unbemannten Fluggeräten verwendet werden.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zur Verhinderung ungewollter Land- oder Wasserberührung von in niedriger Höhe fliegenden Fluggeräten zu schaffen, wobei die minimale Flughöhe von den momentanen Flugdaien und dem daraus resultierenden möglichen zukünftigen Bahn verlauf abhängt.

Die Lösung dieser Aufgabe erfolgt gemäß dem kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1.

Durch Messen der Sinkgeschwindigkeit (oder Fluggeschwindigkeit und des Bahnwinkels) und der momentanen Querbeschleunigung (bei Elimination der Erdbeschleunigung) wird laufend eine von de? höchst zulässigen Querbeschleunigung abhängige Grenzhöhe bestimmt, unter welche das Fluggerät nicht absinken darf. Wird dir Grenzhöhe unterschritten, so erfolgt ein nichtJinearer Eingriff in den Bahnregelkreis derart, daß das Fluggerät mit der höchst zulässigen Querbeschleunigung abgefangen wird.

Nach einem vorteilhaften Merkmal der Erfindung wird die Grenzhöhe als Funktion der momentanen Querbeschleunigung, der Fluggeschwindigkeit und des Bahnwinkels (oder der Sinkgeschwindigkeit) tabelliert und in einem Rechner gespeichert, wobei die Daten aus Simulationsläufen oder Versuchsflügen stammen.

Nach einem weiteren vorteilhaften Merkmal der Erfindung wird die Grenzhöhe durch

H -H

"Grenz = ~"

h ⁰QB

"QB

bestimmt. Dabei ist i>_ßB eine Bezugsbeschleunigung (positiver Wert), die in der Regel gleich der hochstzulässigen Querbeschleunigung gewählt wird, bg ist die momentane Querbeschleunigung, T_bQ eine Zeitkonstante, die von der Dynamik des Beschleunigungsregelkreises des Fluggeräts herrührt, H ist die Sinkgeschwindigkeit und 1·£ί,π(ιι ^eme vorgegebene Minimalhöhe. Der Ausdruck H /bg_B entspricht dabei dem Ausdruck h\l(2 ng) der DT-OS 21 39 075. Der Ausdruck

-H

ist gegenüber -H ■ T₁, der DT-OS 21 39 075 modifiziert. Der Bruch

'QB

berücksichtigt die Tatsache, daß während der Übergangsperiode bis zum Erreichen der maximalen Querbeschleunigung der Einfluß der Beschleunigung in der gewünschten Richtung um so stärker überwiegt, je näher der Wert von b_Q zu Beginn des Abfangvorgangs bereits bei b_a = -b_Qmax lag. Außerdem ist der Faktor T_bQ anderen Ursprungs als der Faktor Tp. Eine vorteilhafte Maßnahme wird erfindungsgemäß bei Meßverfahren angewendet, welche die Höhe verfälscht, d. h. senkrecht zur Fluggerätlängsachse mes-

sen, ζ. B. bei Laser-Meßverfahren. Mit H₁₄ und J/_A als verfälschte Meßwerte für H und H folgt, wi< gezeigt werden wird, die Formel für die Grenzhöhe

Grenz

-H

^JQB

"QB

Ausführungsbeispkle der Erfindung werden ai [o Hand der Figuren nachfolgend beschrieben. Es zeig F i g. 1 eine Skizze zur Bestimmung der kine manschen Höhe,

F i g. 2 die Einzel-Komponenten der Greadiöhe F i g. 3 einen Regelkreis für die dynamische Bahn ,5 begrenzung,

F i g. 4 bis 7 die zeichnerische Darstellung dei Grenztrajektorien,

Fig. 8 bis 9 die Sprungantwort bezüglich dei Querbeschleunigung bei einem minimalphasigen Sy stern und bei einem nicht minimalphasigen System (b_Qi ist die Sollquerbeschleunigung),

Fig. 10 eine Skizze zur Verdeutlichung einiger Meßgrößen,

Fig. 11 eine Skizze zur Messung der Höhe und der Sinkgeschwindigkeit mittels Laser-Meßverfahren. Das erfindungsgemäße Verfahren dient der Verhinderung ungewollter Land- oder Wasserberührung von Fluggeräten. Bei Anwendung über Land wird flaches oder flachhügeliges Gelände vorausgesetzt. jo Das Verfahren läßt sich auch vorteilhaft bei der Höhenhaltung von Fluggeräten einsetzen, wobei insbesondere ein sehr rasches Einschwenken auf eine neue Sollhöhe möglich ist. Der Einsatzbereich erstreckt sich auf bemannte und unbemannte Fluggeräte.
In einem Fluggerät 2 befinden sich Meßgeräte

für Höhe H,

Geschwindigkeit v\, , „. . ■·.·,·,,

Bahnwinkel ;■ jI^(oder Sinkgeschwmchgkett H₁ und momentane Querbeschleunigung b_Q.

Durchfliegt ein Fluggerät mit einer konstanten Beschleunigung b_Q eine Kreisbahn (die Erdbeschleunigung sei eliminiert), so gilt Für den Höhenverlust

v²

-b,

■ (1 - COS γ)

Dabei hat das Fluggerät in der eingezeichneter Stellung 2 gegenüber einer horizontalen Referenzlinie 4' den Bahnwinkel - ;■. Gelangt das Fluggerät 2 beim Durchfliegen der gestrichelt eingezeichneten Kreisbahn 6 in die Stellung 2', dann ist sein Bahnwinkel j' = O. Die Referenzlinie 4 stellt die Erd- oder Wasseroberfläche dar. Aus F i g. 1 ist klar zu erkennen, daß die Mindesthöhe H_Gren2 ständig größer sein muß als I H_kin, damit Bodenberührung mil Sicherheit vermieden wird.

Da jedoch den topographischen Gegebenheiten sowie möglichen Hindernissen oder Wellengang Rechnung getragen werden muß, wird dem Fluggerät eine Mindesthöhe I H_mi„ vorgegeben, die aus Sicherheitsgründen ständig eingehalten werden muß.
Hat das Fluggerät 2 bei Beginn der Betrachtung nicht bereits die Querbeschleunigung b_Q = -b_Qmax, so muß sich die Greiizhöhe H_Grenz auf Grund der auftretenden Verzögerung zwischen der Soll-Querbeschleunigung b_oc - ( — b_n„_nJ und der Ist-Quer-

beschleunigung b_Q (bedingt durch die Trägheit des Fluggeräts) um ein gewisses Maß I H_dy„ erhöhen, wie dies in F i g. 2 dargestellt ist, so daß stets die Höhe H>H_Gri,_n: = \H_km+ \H_dyn + \H_min gilt. Während des Flugs des Fluggeräts 2 wird H_Gri.„. laufend ermittelt und mit der Isthöhe H verglichen.

Gilt H > H_Gren:, so bleibt die Steuerung 8 des Fluggeräts 2 unbeeinflußt, für H < H_Gri.„. dagegen wird dem Fluggerät eine Soll-Querbeschleunigung b_Qc = -l>_Qmax vorgegeben.

F i g. 3 stellt einen Regelkreis 10 für die dynamische Bahnbegrenzung dar. Im Fluggerät 2 werden die Größen H, γ, ν und b_Q (oder H, H und b_Q) gemessen; diese werden einem Rechner 12 zugeführt, der die Berechnung H — H_Grc„. vornimmt. Ist das Ergebnis dieser Berechnung größer oder gleich Null, so wird die Steuerung 8 nicht betätigt. 1st das Ergebnis kleiner als Null, so wird die maximale Querbeschleünigung — b_Qmax aufgegeben. Der Regler 14 für den Querbeschleunigungsregelkreis kann linear oder nichtlinear arbeiten und wird hier nicht genauer spezifiziert.

Zur Bestimmung der Grenzhöhe H_Gren. ist die Größe I H_min vorgegeben, und 1 H_kin kann durch

bestimmt werden. Der durch die Dynamik bedingte Anteil \H_dy„ ist exakt nur durch ständiges Vorausrechnen bestimmbar. Hierzu ist eine Diff«. ^rentialgleichung zu lösen, welche den Zusammenhang zwischen der kommandierten Soll-Querbeschleunigung b_QC und der zukünftigen Ist-Querbeschleunigung b_Q beschreibt. Darüber hinaus ist der Zusammenhang zwischen b_Q und der sich ergebenden Sinkgeschwindigkeit H(<0) zu ermitteln und daraus

I + T"

H_dy„ = f-H · di

mit τ als Integrationsvariabler zu bestimmen, wobei T_dyn die Zeitspanne bis zum Erreichen der kommandierten Soll-Querbeschleunigung b_QC = -b_Qmax ist. Durchfliegt das Fluggerät vor Erreichen von b_Q = -b_Qmax das Bahnminimum, so entfällt \H_kin, und I }T_dy„ wird entsprechend kleiner.

Das ständige Vorausrechnen von \H_iyn läßt sich nur mit hohem Rechenaufwand verwirklichen. Die nachfolgend beschriebenen Ausgestaltungen des Verfahrens sind dagegen mit geringem Rechenaufwand realisierbar.

Bei einer Ausführungsform des Verfahrens werden die Grenzflugbahnen des Fluggeräts durch Simultation oder durch Flugversuche wie folgt ermittelt:

1. Bei Beginn der Berechnung (r = I₀) einer jeden Bairn α bis g gelte für den Bahnwinkel stets Ht₀) = To = Q. die Anfangsgeschwindigkeit V₀ = r(ίο) and die Ist-Querbescbleunigung i"oo = ^qM ^ 0 seien parametrisch vorgegeben.

2. bop werden zunächst von Oq₀ = 0 bis b^ = b_Qmax bei festgehaltener Anfangsgeschwindigkeit C₀ variiert, wobei zum Zeitpunkt t_A = i₀ jeweils

3. Sodann wird mit y₀ = 0 und b_Q0 = b_Qmax der Aufschaltzeitpunkt t_A = f₀ -t- τ (mit τ > 0 als Parameter) für b_QC = -b_Qmax variiert, wobei T_max durch y₀ >y> -90° festgelegt ist (F i g. 5).

4. Die Bahnen werden so weit berechnet, bis erneut γ = 0 gilt (Bahnminimum), und anschließend werden alle Bahnen (a bis g) so verschoben, daß ihre Bahnminima aufeinanderfallen (F i g. 6).

5. Dasselbe Verfahren wird schließlich für verschiedene Anfangsgeschwindigkeiten V₀ durchgeführt.

Innerhalb des schraffierten »Gefahrenbereichs« (F i g. 6) ist jeder Punkt eindeutig durch die Größen H_Ciri.„.. v. b_Q, γ bestimmt, wie die Linien γ = konstant und Bq = konstant (F i g. 7) zeigen, so daß durch Messen von v, b₀ und )· eindeutig

bestimmt werden kann. Da es sich in der Regel um diskrete Punkte {H_Gri.„., r, b_Q, γ) handeln wird, ist H_Grc„- durch Interpolation oder durch Einsetzen der jeweils ungünstigsten Intervallrandwerte für r, b_Q

und ;· zu bestimmen.

Bei der Realisierung wird im Datenspeicher eines Rechners eine Tabelle mit den Eingabegrößen ν, γ und h_Q und dem zugeordneten Ergebniswert H_Grcm angelegt. Die hierzu entsprechende analoge Darstellung ist qualitativ in F i g. 7 gezeigt. Hier ist der_ Fall gezeigt, daß das Fluggerät_zum Zeitpunkt f =_t den Zustand b_Q(t) = fe_Q1, y(t) = -_/2, r und H(T) aufweist.
Aus dem Diagramm (Fig. 7), das Linien mit y = konst. und b_Q = konst. enthält, läßt sich dann H_Gri._n.(t) und der horizontale Abstand x_M - x_FG zum Bahnminimum entnehmen. Im gezeigten Beispiel gilt ^ > H_Grenz, d. h., es erfolgt kein Eingriff in den Bahnregelkreis. Behält das Fluggerät den Wert für

b_Q bei, so wird die Bahn immer steiler, wodurch der eingezeichnete Punkt entlang der Linie b_Q = b_Q1 nach oben wandert, bis H = H_Gren, erreicht wird. Durch den nun erfolgenden Eingriff bewegt sich das Fluggerät auf einer Grenztrajektorie (H = H_GrelJ

weiter bis zum Bahnminimum, wo der Regelkreis wieder auf Normalbetrieb übergeht.

Eine Vereinfachung des Verfahrens ist dadurch' gegeben, daß die Grenztrajektorien nur für den un-i günstigsten Wert der Geschwindigkeit v, d. h. für den'

Wert von r (innerhalb des zulässigen Bereichs) der die geringste Manövrierfähigkeit des Fluggeräts nach sich zieht, bestimmt werden. An Stelle von ν und 3· läßt sich dann die Sinkgeschwindigkeit H als Parameter einführen, so daß nun

Ii, b_Q)

aufgeschaltet wird (F i g. 4).

gilt. Die so ermittelte Grenzhöhe weist jedoch immer größere Werte auf als bei der vorhergehenden Ver-

sion des Verfahrens, so daß der Eingriff in die Bahnregelung zu früh erfohjt

Bei einer weiteren Ausführungsform wird eine vereinfachte Bestimmung des dynamischen GretEÜBÖsnenanteils I H^ durch Abschätzen durchgeärt ffiö-

233 wird die Antwort des Systems am" einen Sprang der kommandierten Querbeschleunigung vaa hoc = +b_Qma auf -b_Qnmx aufgenommen, wobei vor dem Sprang b_Q = b_QC = b_Qmax ist. Ke Zieät bfe

¹QB

' bQ'

wobei durch Einsetzen eines größeren Wertes für T_hQ ein Sicherheitsfaktor berücksichtigt werden kann. Die Grenzhöhe H_GrL._nz folgt dann aus

HGrenz = · H _kin + I H_dy„ + I H_min _

Die Messung der Höhe und der Sinkgeschwindigkeit kann durch Funk oder barometrische Höhenmesser erfolgen.

Aus Fig. 10 ergibt sich die Beziehung

β = „ + j,,

wobei Θ der LagewinkeJ des Fluggeräts gegenüber einer geodätischen Referenzlinie und u der Anstellwinkel des Fluggeräts 2 ist. Die Messung der Höhe H und der Höhenänderungs-Geschwindigkeit H kann bei barometrischer Höhenmessung völlig und bei Funkhöhenmessung innerhalb gewisser Grenzen (ca. ± 30°) unabhängig vom Lagewinkel Θ erfolgen.

Dies führt mit Hilfe geeigneter Abschätzungen auf Näherungsformeln zur Bestimmung von \H_ki„ (mit { ^ft+ ^bQ ._T; H<0, ohne daß

\H_dyn= -J

'QB

_TbQ;

u oder Θ bekannt sein muß:

H = ν ■ sin γ,

kin

H²(\ -COSy)

-b_Q- sin²y

-H²

45

Damit gilt

H² , ,

^- = /4//L fur ν <90°,
b_Q

H² ff. ^bQB+°Q j- , AfJ T " L ¹tQ' ^arlmin

O QB "QB

zum erstmaligen Erreichen des Wertes b_Q = — b_Qmax wird mit T_bQ bezeichnet (Fig. 8 und 9). F i g. 8 zeigt den Beschleunigungsverlauf für ein minimalphasiges System (Fluggerät in Entenbauweise) und F i g. 9 den Beschleunigungsverlauf für ein nicht minimalphasiges System (heckgesteuertes Fluggerät). Mit

H = ν sin j·

gilt für den dynamischen Grenzhöhenanleil näherungsweise

Im Regelkreis nach Fi g. 3 wird dann H%_ri.„_z ver wendet.

Bei einer weiteren Ausgestaltung des Verfahren; mißt das Meßgerät H und H senkrecht zur Längs achse des Fluggeräts beispielsweise mittels Laser Meßverfahren (Fig. 11). Für θ φ 0° tritt dadurcl eine Verfälschung der Messung auf, denn es gilt

H₁₁ =

"5

cos (9'

H - ^H

^M ~ COS θ '

Es folgt dann die Ungleichung

J^ _> H_Grenz _ A H_iyn AH₁J_x A H_min
^M ~ cos Θ cos θ cos θ cos Θ

Im einzelnen gilt

AH_dyn= -

A H U. =

H²

2 b_QB cos² y

cos θ '

H -

^Ημ~

35

und

^AHd

A H_ki„
cos Θ

⁰QB

l_bQ

Hj ■ cos β Hi
2b_ßecos² _y ^fcl

•CB

Die Größe .1 H_mi„ erhält für H—*0 bezüglich H_Cren ihr Hauptgewicht, weil dann H_dr,—>0 und H_kin^>{ gehen. Um für den Horizontalflug A H_x^₁ nicht zi verfälschen, wird deshalb der Ausdruck AH_mb,/cos 6 durch Δ H_min ersetzt und dafür z. B. T_bn um einei ausreichenden Betrag vergrößert, so daß innerhall des vorkommenden Wertebereichs für H die tatsäch liehe Grenzhöhe stets kleiner als die berechnet! Grenzhöhe ist. Damit folgt die entsprechende Forme

55

ffir Ή < 0.

² Grenz A2

^ H* — ^M — ff · ^< "Grenz ~ Έ ^aM

Hierzn 5 Blatt Zeichnungen 709610/38

Claims

25 Ii Patentansprüche:

1. Verfahren zur Verhinderung ungewollter Land- oder Wasserberührung von in niedriger Höhe fliegenden Fluggeräten, denen eine Mindesthöhe vorgegeben ist und die Meßgeräte für Flughöhe, Fluggeschwindigkeit, Bahnwinkel und Querbeschleunigung aufweisen, dadurch gekennzeichnet, daß durch Messen der Sinkgeschwindigkeit [H), der Querbeschleunigung [b_Q) — bei Elimination der Erdbeschleunigung — und der Höhe [H) des Fluggerätes errechnet wird, ob sich das Fluggerät über einer durch seine Querbeschleunigungsfähigkeit und seine Flugdaten (Querbeschleunigung b_Q, Geschwindigkeit ν und Bahnwinkel γ; oder b_Q und Sinkgeschwindigkeit H) gegebenen Grenzhöhe (H_Graa) befindet, und daß bei einer gemessenen Höhe (H) des Fluggeräts, die unterhalb der Grenzhöhe (H_Gre„) liegt, das Fluggerät mit der größtmöglichen Querbeschleunigung (b_Qmax) abgefangen wird.