DE2630651A1 - Total-energie-steuerungssystem fuer flugzeuge - Google Patents

Description

Total-Energie-Steuerungssystem für Flugzeuge

Die Erfindung betrifft ein Verfahren und ein System der Flugzeugsteuerung, insbesondere für den Start und dem Durchs tar tinanöver unter voller Energie bei Flugzeugen.

Allgemein weisen die mit Blindfluganlage ausgestatteten Flugzeuge außer den Geräten der Leitstrah!führung oder dgl. drei grundsätzliche insbesondere für den Start zu benutzende Instrumente auf, und zwar:

einen Flugzustandsanzeiger oder Leithorizont, durch den die Fluglagen !sichtbar gemacht werden und der demnach die Daten des Flugzustandes zum Boden liefert, die sich aus der Position einer Nachbildung gegenüber einer beweglichen Kugel ergeben, und der die Daten des Leithorizonts durch die Lagen des Horizontbalkens an- : zeigt (wobei die Leithorizontdaten von einem Rechner geliefert werden).

einen Fahrtmesser, der die relative Geschwindigkeit des Flugzeuges gegenüber der Luft anzeigt, und

ein Variometer, das die vertikale Komponente der Geschwindigkeit d.h. die Aufstiegs- oder Sinkfluggeschwindigkeit mißt.

Der Pilot kann demnach also unter Verwendung dieser drei Instrumente alle mit dem Start zusammenhängenden Manöver auch bei schlechter Sicht (unter Berücksichtigung der·Mindestsichtverhältnisse nach den Luftfahrtvorschriften) von Hand aus durchführen.

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Der Pilot hat vor dem Start eine Anzahl von Sachverhalten in Verbindung mit dem Flugzeug (Masse, gewählte Stellungen der Klappen) zu berücksichtigen und kann diesbezügliche Maßnahmen ergreifen, umständehalber z.B. den Motor zum Auftauen der Tragflächen oder dgl. in Betriebsetzen usw. die meteorologischen und geographischen Bedingungen, etwaige Hindernisse in der Landschaft sowie auf der Piste in Rechnung stellen, so daß er durch diese Daten die drei für den Start grundsätzlichen Geschwindigkeiten errechnen kann, d.h. eine Geschwindigkeit V.. , eine Geschwindigkeit V₂ und eine Abhebgeschwindigkeit V , auf die nachstehend eingegangen wird.

Der Pilot kann, wenn er über diese Daten verfügt, den Start des Flugzeuges einleiten. Befindet er sich mit dem Flugzeug auf der Startgeraden und sind die Antriebswerke richtig eingestellt, was für Düsenflugzeuge allgemein den maximalen oder annähernd maximalen Schub bedeutet, beginnt das Flugzeug die Rollphase auf dem Boden, während der es ständig an Geschwindigkeit gewinnt.

Im Falle eines normal verlaufenden Starts betätigt der Pilot, sobald das Flugzeug die Dreh- oder Abhebgeschwindigkeit V erreicht hat, das Höhenruder und das Flugzeug hebt mit der Vloff-Geschwindigkeit einige Augenblicke später ab. Von dem Augenblick an, wo das Flugzeug abgehoben hat, muß der Pilot die drei erwähnten Navigationsinstrumente alternierend überwachen (scanning), so daß er eine Geschwindigkeit V₂ ⁺IO Knoten erreicht und beibehält oder eine Längsfluglage von θ = 1' bewahrt, was demnach einer Geschwindigkeit von über V₂ ⁺IO Knoten entspricht. Sollte im Laufe des Starts ein Motorendefekt auftreten, läuft das folgende Verfahren ab:

In dem Falle, in dem das Flugzeug bei auftretender Panne noch nicht die Geschwindigkeit V^ erreicht hat, muß der Pilot den Start abbrechen und den Bremsvorgang einleiten, so daß er vor dem Erreichen des Endes der Flugpiste zum Stehen kommt.

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In dem Falle, in dem die Panne eintritt nachdem das .Flugzeug die Geschwindigkeit V-, überschritten hat, bei der das Flugzeug normalerweise nicht mehr vor dem Ende der Flugpiste zum Stillstand gebracht werden kann, hat der Pilot mit dem Startvorgang fortzufahren und nach dem Abheben die Geschwindigkeit V₇ zu erreichen und beizubehalten.

Um die Geschwindigkeit von V^ ⁺ IO Knoten bei normal verlaufendem Start oder die Geschwindigkeit V2 bei Motorschaden zu erreichen und aufrechtzuerhalten, kann die vom Piloten durchzuführende Überwachung beträchtlich durch die Verwendung der Flugzustandsanzeige vereinfacht und erleichtert werden.

In diesem Falle besteht die Arbeit des Piloten darin, den Nicklagenbalken der Flugzustandsanzeige auf Null zu stellen und auf Null zu halten. Die Verschiebung des Balkens über oder unter die Nachbildung zeigt einen Befehl zum Hochnehmen der "Schnauze" bzw, zum Absenken der "Schnauze" an.

Es ist demzufolge Aufgabe der Erfindung, ein Verfahren und ein System zur Flugzeugsteuerung mittels einer Flugzustandsanzeige insbesondere für den Start und zum Gasgeben zu schaffen

Nach der Erfindung besteht das Verfahren im wesentlichen darin, die aerodynamische Neigung oder Steigung -ü-ά des Flugzeuges durch eine geforderte Steigung d zu regeln, die ihrerseits die Gesamtsteigung ft ist, welche durch die Abweichung der aerodynamischen Geschwindigkeit V gegenüber einem Einstellwert V, moduliert ist, und zum Beispiel mittels des Nicklagenbalkens einer Horizontflugzustandsanzeige das Fehlersignal von der aerodynamischen Steigung -f a zur geforderten Steigung -f^d anzeigt.

Somit wird in dem Verfahren die Gesamtsteigung -ft verwendet, die die Steigung darstellt, welche das Flugzeug zu nehmen hätte, um seine Geschwindigkeit im geradlinigen Flug konstant zu halten, und zwar nach der folgenden Gleichung;

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ft = — .(jx cos/X - jz sin pc);

wobei: ^ der Längsneigungswinkel des Flugzeuges

jx die Beschleunigung auf der Längsachse

j ζ die Beschleunigung auf der Hochachse und

g die Beschleunigung durch Schwerkraft ist.

Allgemein kann die Messung von Vt in einem Rechner vorgenommen werden, und zwar ausgehend von dem tatsächlichen Längsneigungswinkel und einem Beschleunigungsmeßkasten, das mindestens zwei Beschleunigungsmesser aufweist, deren fühlende Spindeln jeweils parallel zur Längs- oder Rollachse (Erfassung von jx) und zur Hoch- oder Gierachse (Erfassung von jz) liegen.

Diesbezüglich kann man vorteilhaft die Daten eines Tötal-Energie-Variometers verwenden, das insbesondere

eine Information über die Gesamtsteigung pt und eine Information über die aerodynamische Steigung Va. liefert, die gleich ist der algebraischen Differenz von Flugzustand θ 1

und der Anstellung 06 (französische Zeichenkonvention).

Es ist übrigens auch bekannt, daß die Flugzeuge in zunehmendem Maße trägheitsnavigatorisch ausgerüstet werden und deshalb eine Grägheitsstation aufweisen, die darüber hinaus ein repräsentatives Signal der Bodengeschwindigkeit Vs des Flugzeuges liefert, von dem aus verhältnismäßig einfach der Gesamtsteigungswert ft errechnet werden kann.

Demzufolge zielt die Erfindung auch darauf ab, eine Schaltung zu schaffen, durch die die Gesamtsteigung ^t ausgehend von der Geschwindigkeit Vs des Flugzeuges errechnet werden kann und deren Wert von einer Trägheitsstation im Flugzeug geliefert wird, so daß ein redundanter Beschleunigungsmeßkasten nicht verwendet werden muß.

Zu diesem Zwecke macht die Erfindung im wesentlichen von den folgenden Formeln Anwendung, wobei ein Nullschiebeflug des Flugzeugs bei horizontaler Flügelstellung angenommen wird:

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1 dVs _,_

g ~ΊΈ ^{+ sln} f^a

t / I

Nach diesen Beziehungen kann der Wert γ-t ermittelt werden durch Summierung der der Ableitung proportionalen Größe gegenüber der Zeit der Geschwindigkeit Vs und des Wertes der aerodynamischen Steigung -J^a, die, wie bereits erwähnt, gewonnen werden kann, indem klassischerweise die algebraische Differenz des Lagezustands θ 1 und des Längsneigungswinkels ot gebildet wird.

Es ist in diesem Zusammenhang zu bemerken, daß im einfachsten Falle und unter der Annahme, daß die Berechnung des Wertes ^t übrigens nicht unerläßlich ist und z.B. nicht dazu dient, eine Motorpanne sicher zu erfassen, die Berechnung von %a nicht erforderlich ist. Wenn man für den Wert ^t nun in der Tat den Wert

1 dVs
— ■ ■ + Ta setzt, kann die Regelung ,fd - tfa = 0 durch die Folge

der nachstehenden Gleichungen beschrieben werden: ft - k(V-V₂) - fa = 0

¹H

was besagt, daß die Ableitung —rrr geregelt wird durch eine der

dt

Differenz (V-V^) proportionale Größe.

Nach einem Merkmal der Erfindung wird das Fehlersignal Σ, um den beiden vorher erwähnten Forderungen Rechnung zu tragen, d.h der Geschwindigkeit V₂ ⁺IO Knoten (oder V„ im Falle einer Motor-

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panne) und des Winkels θ = 18 , einem Mehrheitsgatter zugeführt, das es mit einem (Θ. - 18 ) proportionalem Dif f erenzs ignal--? 1 und einen Bezugssignal ₂ vergleicht, welches z.B. einer konstanten Forderung von 20 Absenken oder Sinkflugeinstellung entspricht, und das die Steuerung des Balkens der Flugzustandsanzeige durchführt, indem von den Signalen Σ , S, _? <z 2 das Signal ausgewählt wird, deren Istwert zwischen denen der beiden anderen liegt

Die Erfindung hat darüber hinaus zum Gegenstand, eine Erfassungsund Schutzvorrichtung gegen aktive oder latente Pannen zu schaffen, die in dem Total-Energie-Steuerungssystern auftreten können, insbesondere wenn derartige Pannen sich in Werte des Signals £. umsetzen, aus denen sich falsche Sinkflugeinstellungsgrößen ergeben, die den Piloten dazu veranlassen, dem Flugzeug eine gefährliche negative aerodynamische Neigung zu geben^

Unter einer latenten Panne gegenüber einer offenen oder aktiven Panne, die sich offenbart und, sobald sie auftritt, auf das in diesem Falle vom Nicklagenbalkfen gesteuerte Organ auswirkt, ist eine Panne zu verstehen, die eine Schaltung beeinträchtigt, die nicht ins Spiel kommt und die auf das gesteuerte Organ nur unter bestimmten Sonderbedingungen einwirkt, die nur gelegentlich auftreten.

Als Beispiel einer latenten Panne oder eines Fehlers kann man bei dem in Betracht gezogenen Flugsteuerungssystem einen Fehler nennen, der in der Fehlererkennungsschaltung für die Flugmotoren auftritt, Z.B. wird ein Fehler in dieser Schaltung, die den Zustand mehrerer Motoren betrifft, erst dann wirksam werden, wenn tatsächlich eine Motorpanne eintritt. Es ist somit klar, daß derartige latente Fehler, wenn sie nicht rechtzeitig erkannt werden, im Hinblick auf Sicherheit besonders schwere Folgen haben können

Somit verfolgt die Erfindung das Ziel, daß der Nicklagebalken einerseits in dem Fälle, wo eine aktive Panne und insbesondere eine solche in der zur Erstellung des Fehlersignals Έ. gegebenen Kette auftritt, zu keinen Daten führt, die unter einer Mindestsicher-

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he it s tie igung liegen, und daß andererseits das Bestehen dieses Fehlers angezeigt wird, so daß der Pilot nicht zu Fehlern verleitet wird und die notwendigen Korrekturen vornehmen kann.

Um diese Resultate zu erzielen, schlägt die Erfindung eine Schutz- · vorrichtung gegen anormale Negativneigungswinkel des Flugzeuges vor, die insbesondere auf das schlechte Funktionieren des Steuerungssystems zurückzuführen sind, das das Signal S. liefert und die Eigenschaften des erwähnten Mehrheitsgatters verwendet.

Nach dieser Vorrichtung liegt der Eingang Z.? des Mehrheitsgatters an der ein Signal K( -tya. --^O) liefernden Schaltung, wobei K die Einstellverstärkung und '/0 ein repräsentativer Wert einer Mindestsicherheitsneigung ist, unter der ein Sinkflug zu vermeiden ist.

Nach einem weiteren Merkmal der Erfindung weist diese Vorrichtung darüber hinaus eine Schaltung auf_? durch die einerseits am Ausgang des Mehrheitsgatters ein vorhandenes Signal ^o dann erfaßt wird, wenn dieses gewählt wurde, und andererseits das Gesamt des Steuerungssystems selbsttätig abzuschalten, wenn das Signal ^L. <y nach Ablauf einer bestimmten Zeitspanne weiterhin gewählt bleibt.

Eine derartige Schaltung kann ein Subtrahierglied das zwischen dem Eingang 2.O ^und dem Ausgang des Mehrheitsgatters liegt, und eine Logikschaltung aufweisen, die ein Zeitglied umfaßt, durch das das Steuerungssystem abgeschaltet wird wenn sich das vom Subtrahierglied gelieferte Differenzsignal aufhebt und über eine bestimmte Zeitspanne f hinaus Null bleibt.

Nachstehend werden einige Ausführungsbeispiele der Erfindung anhand der Zeichnungen beschrieben. Es zeigen:

Fig. 1 ein Blockschaltbild zur übersichtlichen Darstellung des erfindungsgemäßen Steuerungssystems, und zwar für den Fall, daß man an Bord des Flugzeuges über für die Werte T-a und rtt repräsentative Signale verfügt.

Fig. 2 ein Blockschaltbild eines bevorzugten Ausführungsbejspiels des in Fig. 1 dargestellten Systems.

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Fig. 3 bis 14 die Leithorizontanzeigen während der aufeinanderfolgenden Steuerungsphasen eines Flugzeuges, und zwar; Figuren 3,4,5,6,7 und 8 für den normalen Start, Figuren 9, 10, und 11 für den Start eines zweimotorigen Flugzeuges mit einer Geschwindigkeit V. und einer Panne in einem der Motoren,
Figuren 12,13, und 14 bei der Gaseinstellung eines zweimotorigen Flugzeuges,

Figur 15 ein Blockschaltbild, durch das das Prinzip des erfindungs-· gemäßen Steuerungssystems in seiner einfachsten Form bei einem trägheitsnavigatorisch ausgerüsteten Flugzeug dargestellt wird,
Figur 16 ein Blockschaltbild eines bevorzugten Ausführungsbeispiels

des in Fig. 15 dargestellten Systems, Figur 17 ein theoretisches Blockschaltbild eines Total-Energie-

Steuerungssystems mit einer Fehlerschutzvorrichtung und Figur 18 ein Diagramm, in dem

- die Flugbahn eines startenden Flugzeuges, bei dem eino fehlerhaftes Arbeiten des Steuerungssystems auftritt,

- die das Signal 21, = (Θ1-18 ,1,5) darstellende Kurve

- die das Signal 2_ darstellende Kurve,

- die das Signal ^2:„=K(^a-₍}*0) darstellende Kurve und

- die ein Signal Έ.Ι darstellende Kurve, die einer Sinkflugneigungsordnung analog dem SignalX^ entspricht, das in der Hauptanmeldung beschrieben wurde.

Das Steuerungssystem nach Figur 1 für den Start und die Gaseinstellung des Flugzeuges (Block 1) wirkt im wesentlichen auf den Horizontalbalken des Leithorizonts 3 herkömmlicher Bauart. Es ist bekannt, daß die Lage dieses Balkens 2 gegenüber der Nachbildung 4 dem Piloten eine negative oder positive Anstellung oder bei dem genau über der Nachbildung 4 liegenden Balken auch anzeigt, daß das Flugzeug 1 die gewünschte Haltung einnimmt.

Nach den Anzeigen des künstlichen Horizonts 3 kann der Pilot die Steuerwerke 5 betätigen, um den Zustand der Überlagerung zu er-

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reichen, wobei sich die Betätigung des Piloten in eine Veränderung der Parameter des Flugzeuges 1 umsetzt, und zwar der Geschwindigkeit V, der Gesamtneigung oder -Steigung Vt und der aerodynamischen Neigung -fa. welche die drei Parameter darstellen, die in dem erfindungsgemäßen Tötal-Energie-Steuerungsverfahren verwendet werden.

Das Signal der Gesamtneigung ft, das von einem Rechner ausgehend von der wirklichen Anstellung und den beiden Beschleunigungsmessern erhältlich ist, deren fühlende Wellen jeweils parallel zur Längsachse (Richtung Jx) bzw. zur Hochachse (Erfassung Jz) liegen und das an ein Summierglied 6 übertragen wird, welches auf seinem zweiten Eingang 7 ein dem Abstand der Geschwindigkeit V gegenüber einem Sollwert, z.B. V₂+10 Knoten oder nur V„ entsprechendes Signal empfängt. In dem dargestellten Beispiel wird das von einem Fahrtmesser stammende Signal von Geschwindgkeit V einem Subrahierglied 8 übertragen, das auf seinem zweiten Eingang 9 ein der Sollgeschwindigkeit entsprechendes Signal empfängt. Das sich aus der Differenz ergebende Signal wird verstärkt (Block 10) und dann einem Amplitudenbegrenzer 11 zugeführt, der eine Begrenzung der Minimal- und Maximalabmaßwerte vornimmt. Der Amplitudenbegrenzer 11 liegt am Summierglied 6, dessen Ausgang an das Subtrahierglied 12 angeschlossen ist, welches auf seinem zweiten Eingang 13 ein der aerodynamischen Neigung fa entsprechendes Signal empfängt.

Das am Ausgang des Subtrahiergliedes 12 gelieferte Signal Σ-wird an einiMehrheitsgatter 14 (dessen Rolle nachstehend noch erläur tert wird) gegeben, das den Balken 2 des künstlichen Horizonts 3 steuert) ,

Einer der bedeutsamen Vorteile dieses Systems besteht darin, daß es die Beschleunigungsmeß- (Berechnung von rt) und Winkeldaten (Berechnung von *>a) mit den Fahrtmesserdaten (V^Berechnung) verknüpft, die bei Böen umgekehrt wirksam werden. Deshalb werden bei auftretenden Böen die durch die Beschleunigungsmeß-' und Win-

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keldaten gegebenen Abmaße durch die Abmaße der Fahrtmesserdaten ausgeglichen, weshalb das Steuerungssystem keine bedeutenden Störungen aufkommen läßt.

Bleibt die Funktionsweise des Mehrheitsgatters 14 einmal außer Betracht, und ersetzt man es durch eine einfache elektrische Verbindung mit dem Steuerorgan des Balkens 2 des Leithorizonts 3, so können die Anzeigen des Balkens 2 wie folgt interpretiert werden:

- Bei einem vom Subtrahierglied 12 gelieferten positiven Signal 2-befindet sich der Balken 2 unter der Nachbildung 4, was einem Befehl "Schnauze" senken entspricht.

Der Zustand o>0 bedeutet, daß Λ-a größer ist als f~^-t und kann sich demnach aus den beiden folgenden typischen Situationen ergeben :

.a) in dem Falle, wo V = Sollgeschwindigkeit V und wo -ya ist, zeigt der Leithorizontbalken 2 demnach einen Sinkflugbefehl an, um -γ a auf den Wert ^t zurückzuführen, so daß eine Beschleunigungsminderung vermieden wird;

b) in dem Falle, wo V <£. Sollgeschwindigkeit V und fa = "^t ist, zeigt der Leithorizontbalken 2 also einen Sinkflugbefehl an, um augenblicklich ^a zu verringern, so daß V wieder zum V-SoIlwert zurückkehrt.

- in dem Falle, wo das vom Subtrahierglied 12 gelieferte Signal

$ negativ ist, liegt der Balken 2 über der Nachbildung 4, was einem Befehl gleichkommt, die "Schnauze" hochzunehmen.

Der Zustand oVo bedeutet, daß -r-a kleiner ist als -**d, und kann sich demnach aus den beiden folgenden typischen Situationen ergeben:

c) in dem Falle, wo V = Sollwert V, und ^a^y-t ist, zeigt der Balken 2 also einen Hochnahmebefehl an, um ^a auf den Wert 4Γ t zu bringen, so daß eine Beschleunigung vermieden wird;

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ir -

d) in dem Falle, wo V >Sollwert V und -j^a = *^vt i.st, zeigt
der Balken 2 also einen Hochnahmebefehl an, um augenblicklich n*a zu erhöhen, so daß V wieder auf den Sollwert V kommt.

Wie bereits erwähnt, berücksichtigt die beschriebene Funktionsweise nicht die Wirkung des Mehrheitsgatters 14,

Dieses Mehrheitsgatter 14 weist drei Eingänge auf, von denen der erste 15 am Subtrahierglied 12 liegt, der zweite 16 an einem
Kreis liegt, der ein der Differenz Θ. - 18 (Θ stellt die Fluglage zum Erdboden dar) proportionales Signal 2L₁ liefert, wogegen der dritte Eingang 17 ein Bezugesignal g^ empfängt, das in der
beschriebenen Ausführung einer Forderung von 20 Sinkflugeinstellung entspricht.

Die von dem Mehrheitsgatter 12 zu spielende Rolle besteht darin, die ihm auf seinen drei Eingängen zugeführten Signale zu vergleichen und dem Ste.uerorgan des Leithorizontbalkens 2 das Signal zu übertragen,des sen Wert zu einem gegebenen Zeitpunkt zwischen dem gleichzeitigen Wert der beiden anderen Signale liegt,

Wenn das vom Eingang 16 empfangene Signal (Erdbodenfluglagesignal) gewählt ist, falls Θ, >18 ist, zeigt der Balken 2 einen
Sinkflugbefehl an, wogegen bei Θ. <C18 , der Balken 2 einen Hochnahmebefehl anzeigt.

Nach Figur 2, das eine blockschematische Darstellung einer erfindungsgemäßen Ausführung ist, wird das Signal ft über eine Niederfrequenzsiebkette 21 einem Subtrahierglie'd 22 zugeführt, dessen
zweiter Eingang 23 das Signal a empfängt, welches nach obigen
Ausführungen (θ.-oc) entspricht. Demzufolge wird dieses Signal <fa mittels eines Subtrahiergliedes 24 erhalten, das einerseits ein
repräsentatives Signal von Θ. und andererseits ein den Längsneigungswinkel o6 darstellendes Signal empfängt, das durch die Niederfrequenzsiebkette 25 gefiltert wi/rd. Um die Bedingungen und
die Nachwirkungsfehler zu vermeiden, die bedingt sind durch große Winkelgeschwindigkeiten während des Fluges, weist die Schal-

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tung, die das ⁰^ darstellende Signal liefert, eine Umschalteinrichtung auf, durch die:

- einerseits ein Signal, das die Fluglage zum Erdboden θ₁ dar^ stellt, anstelle des Längsneigungswinkels während des Bodenlaufs bei verdrücktem Fahrgestell (z.B. vermittels eines Relais 26, das von einer dem Fahrgestell zugeordneten Erkennungseinrichtung gesteuert wird) an das Subtrahierglied 24 übertragen wird, um so am Ausgang des Subrahiergliedes 24 ein fast bei Null liegendes Signal zu erhalten, und

- andererseits die Zeitkonstante der Niederfrequenzsiebkette 25 zum Zeitpunkt des Abhebens des Flugzeuges verändert wird. Das vom Subtrahierglied 22 gelieferte Signal wird nach dem Passieren eines adaptiven Verstärkers (Block 28) an ein Subtrahierglied 27 übertragen. Der zweite Eingang 29 dieses Subtrahiergliedes 22 empfängt ein Signal, das Funktion der Differenz V-Sollwert-V ist. Die dieses Signal liefernde Schaltung besteht zunächst aus einem Subtrahierglied 31, das die Differenz (V-V„) ermittelt und einer Niederfrequenzsiebkette 32, die am Ausgang des Subtrahiergliedes 31 liegt und hauptsächlich dazu dient, das Signal V der angezeigten Geschwindigkeit zu filtern. Das Niederfrequenzfilter 32 ist mit einem Subtrahierglied 33 verbunden, das über eine Kommutie- · rungsschaltung ein 10 Knoten entsprechendes konstantes Signal empfängt. Dieses Kommutierungssys tem kann aus Doppelkommutatoren 34 und 34 bis mit einer zwischengeschalteten Niederfrequenzsiebkette 35 bestehen, die von einem Niveaudetektor 36 derart gesteuert wird, daß das 10-Knoten-Signal bei auftretender Motorpanne unterdrückt wird. Die Niveaudetektorschaltung, die ausgehend vom Signal ft arbeitet, setzt sich aus einer Niederfrequenzsiebkette

37 zusammen, die einerseits über die Direktverbindung 39 und andererseits über die Ableitungsschaltung am Summierglied 38 liegt, wobei diese Ableitungsschaltung ein Differenzierteil und Filterteil 40 gefolgt von einer Diode 41 aufweist, die am Summierglied

38 liegt. Diese Ableitung ist insbesondere zur Erhöhung der Ansprechbarkeit des Niveaudetektors 36 vorgesehen, wenn die abge-

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leitete Funktion von <t positiv ist. Der Ausgang des Summiergliedes 38 liegt am Niveaudetektor 36, der nach den obigen Ausführungen in der Steuerlogik des Doppelkommutators 34 und 34bis tätig wird_

Insbesondere bei herausgeführten Vorderkantenprofilen (Fall beim Abheben) ist die Funktionsweise dieses Niveaudetektors 36 derart, daß beim Überschreiten eines tarierten Wertes seitens des Summiergliedes 38, z.B. 6 , der Niveaudetektor 36 auf den Doppelkommutator 34 und 34bis einwirkt, so daß dem Subtrahierglied 33 das 10-Knoten-Signal übertragen wird. Umgekehrt wirkt der Niveaudetektor bei Unterschreiten des Wertes von f"t unter 6 auf den: Doppelkommutator, um das 10-Knoten-Signal zu unterbrechen.

Bei eingezogenen Vorderkantenprofilen ist der Zustand des Niveaudetektors 36 im Hinblick auf den Kommutator 34 wirkungslos. In diesem Fall wird das System immer durch die Eingabe der Sollge-¹ schwindigkeit V gesteuert, die für den Reiseflug geeignet ist, um die eingegebenen Geschwindigkeiten zu erreichen.

Das Subtrahierglied 33 liegt über einem Verstärker 43 an einem nicht linearen Teil 42, das als Amplitudenbegrenzer dient. Die Werte der Amplitudenbegrenzungen von 42 bestimmen die Beschleunigungs- oder Verzögerungsraten, die das System während der Einfangsphasen der Sollgeschwindigkeit fordert. Der Wähler 53 ermöglicht die Veränderung des Wertes der Begrenzungen 42 in Abhängigkeit des Zustandes vom Niveaudetektor 36 von der Stellung der Vorderkantenprofile (und gegebenenfalls von dem Zustand Flugzeug am Erdbogen),

Insbesondere fordert der Niveaudetektor 36 bei herausgeführten Kantenprofilen (der Fall des Abhebens) breite Grenzen, wenn der Ausgang des Summiergliedes 38 6 überschreitet, Im letzteren Falle wird die negative Zeichenbegrenzung so geregelt, daß sich ein impliziter Schutz des Systems gegen negative Neigungsbahnen infolge einer Motorpanne beim Start ergeben. Bei eingezogenen Kantenprofilen (Verwendung im Reiseflug) ist der Niveaudetektor 36 wirkungslos,und die großen Begrenzungen kommen zur Anwendung.

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Der Ausgang des nichtlinearen Teils 42 liegt über eine Niederfrequenzsiebkette 44 am Subtrahierglied 27,

Das Mehrhefctsgatter 45 empfängt über den zweiten Eingang 47 ein (Θ - 18 ) proportionales Signal, das man mittels eines Subtrahiergliedes 48 erhält, welches das Signal Θ. und ein 18 entsprechendes Signal empfängt. Dieses Subtrahierglied 48 liegt über einen Adaptationsverstärker 49 am Mehrheitsgatter 45.

Der dritte Eingang 50 des Mehrheitsgatters 45 empfängt ein konstantes Bezugssignal, das z.B. einer Forderung von 20 entspricht.

Der Ausgang des Mehrheitsgatters 45 liegt am Steuerteil des Leithorizontbalkens, und zwar über einen Adaptationsverstärker 51 und einem Begrenzer 52, der eine maximale Senkung des Horizontalbalkens zuläßt.

Die Figuren 3 bis 14 lassen die Funktionsweise des oben beschriebenen Systems insbesondere im Hinblick auf den Start und das Gasgeben besser erkennen.

In einer vor dem Start ablaufenden Phase, bevor die Bremsen freigegeben werden, muß der Pilot die Geschwindigkeit V„ eingeben α, die vorher auf dem Geschwindigkeitsmodul des FührerStandes des automatischen Steuerungssystems erstellt worden ist. Hiernach wird das System durch den Piloten in Tätigkeit versetzt (z.B, durch Betätigen des Schiebers des Gashebels oder -handgriffs_? usw...).

Der künstliche Horizont befindet sich also in der Anzeige der Figur 3, in der der Nicklagenbalken einen Befehl zum "Sinkflug" anzeigt, da nur der begrenzte Ausdruck (V-V^) von Null verschieden ist.

Während des Bodenlaufs, sobald die Bremsen freigegeben sind und der Startschub hergestellt ist, wächst die Gesamtneigung (annähernd 12 ) und demnach wird durch den Niveaudetektor 36 die Wahl V^⁺IO Knoten getroffen. Der Balken, der fast am nächst höheren Strich liegt, zeigt also einen Hochnahmebefehl an und bleibt

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annähernd so lange in dieser Stellung bis das Flugzeug (Figur 4) abhebungsbereit ist^ In diesem abhebungsbereiten Zustand beginnt aufgrund der Tatsache, daß die Gesamtneigung abnimmt und die aerodynamische Neigung zunimmt, der Balken nach unten zu wandern und diese Bewegung erreicht ihren Höhepunkt beim Abflug (Figur 5).

Der Pilot muß hiernach die Steuerwerke betätigen, um den Balken in Übereinstimmung mit der Nachbildung (Figur 6) zu halten.

Dieses Halten des Balkens gewährleistet zunächst, daß eine Beschleunigung bis auf V₂ ⁺IO Knoten erreicht und hiernach

- entweder V₂ + 10 Knoten (Θ. liegt dabei unter 18 ) beibehalten

- oder Θ. bis 18 (mit Beschleunigung) aufrechterhalten wird.

Ist einmal diese Flugsituation erreicht, kann der Pilot ausgehend von V- + 10 Knoten (oder Θ. = 18 ) eine Beschleunigung durchführen und die Auftriebserhöhungselemente einziehen.

Zu diesem Zwecke gibt der Pilot, sobald das Flugzeug eine bestimmte Höhe erreicht hat und bei V„ + 10 Knoten stabilisiert ist (bei Θ. = 18°),eine Geschwindigkeit, die höher als V₂ ist, auf dem Geschwindigkeitsmodul (z.B. 250 Knoten),

Mit der Eingabe dieser Geschwindigkeit regelt das System eine konstante Beschleunigung, die z.B. einer Regelung von -^a bis zu vier Grad unter Aft entsprechen kann. Diese Regelung wird auch in den Übergangsphasen wie beim Zurückführen der Auftriebserhöhungselemente realisiert.

Somit zeigt am Anfang der Beschleunigung der Nicklagebalken einen Sinkflugbefehl an, d.h. eine Aufforderung zur Fluglagenänderung, um γ-a auf 4 Grad unter Vt (Figur 7) zu bringen.

Nach der Zurückführung der Klappen zeigt der Balken als deren Folge einen Hochnahmebefehl zur Einstellung der ausgeglichenen Fluglage an (Figur 8).

In dem erfindungsgemäßen Steuerungssystem wird nun deren Funk-

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tionsweise im Falle' eines Motorschadens beschrieben, der entweder beim Start, nach Erreichen der Geschwindigkeit V., oder während der auf den Start folgenden Phase eintreten kann, und zwar bis das Flugzeug bei einer Geschwindigkeit von V~ + 10 Knoten (bei Θ, = 18 ) stabilisiert ist.

Tritt eine derartige Panne auf, wenn das Flugzeug stabilisiert ist, nach dem Abheben mit der Geschwindigkeit von V„ + 10 Knoten also, wählt das System automatisch (durch den Niveaudetektor 36) die Geschwindigkeit V^aIs Sollgeschwindigkeit. Zu diesem Zeitpunkt liegt die Gesamtneigung -yt unter der Neigung von a und bedingt einen Befehl (a) zum Absenken, wogegen das Signal der Geschwindigkeitsabweichung, die von V - (V«+10) nach (V-V~) geht, einen Befehl (b) zum Hochnehmen bedingt. In diesem Falle hat der Befehl (a) das Übergewicht und der Balken zeigt folglich einen Sinkflug-, befehl an. Der Pilot wird folglich dahingehend tätig, den Balken wieder mit der Nachbildung zur Deckung zu bringen, so daß die Situation xrt = -£-a und V = V„ wieder erreicht und gehalten wird.

In dem Falle, wo der Motorschaden zwischen der Geschwindigkeit Vj und dem Abflug auftritt, hat zum Zeitpunkt der Panne das Absinken von -^t gegenüber der geminderten Befehls gewalt auf die Geschwindigkeitsabweichung die Oberhand und folglich wandert der Balken nach unten(Figuren 9 bis 10), wodurch der Pilot von der Panne unterrichtet wird, so daß er die notwendigen Maßnahmen im abhebbereiten Zustand treffen kann. In diesem Zustand und beim Abflug wandert der Balken weiter nach unten.

Der Pilot muß seine Steuerwerke betätigen_? um den Balken mit der Nachbildung zur Überdeckung zu bringen und hier zu halten, was dem Erreichen und der Aufrechterhaltung der Geschwindigkeit V~ (Figur 11) entspricht.

Wie bereits oben erwähnt, beschränkt sich das Steuerungssystem nach der Erfindung nicht auf die Startmanöver allein. Das System kann auch für ein Manöver zum Gasgeben beim Anflug verwendet werden

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In diesem Falle gibt der Pilot den Geschwindigkeitsmodul des Steuerungssystems nicht mehr V„ sondern eine Bezugsgeschwindigkeit für den Anflug ein: V ref. Der Pilot beginnt mit dem Gaseinstellmanöver, indem er den diesbezüglich vorgesehenen Schieber für den Gashandgriff betätigt ^ Diese Handlung geht in die Logik des Systems ein, das demnach also für die Steuerung dieser Phase verwendet werden kann.

Somit liegt beim Abheben, das also von Hand oder durch Befolgen des Leithorizonts durchgeführt werden kann, der Balken fast bei Null (bei durchschnittlich betriebenem Abheben) Figur 12.

Nach dem Abheben kann der Pilot mittels des erfindungsgemäßen Systems die Bezugsgeschwindigkeit V ref + 10 Knoten (oder Θ. = 18 ) (Figuren 13-14) erreichen oder beibehalten.

In diesem Zusammenhang ist bei kräftigem Gegenwind,ζ.B. über 10 Knoten, im Steuerungsverfahren empfohlen, dem Geschwindigkeitsmodul des Systems V ref + Zuschlag ge nach Wind einzugeben, was demnach der Sollwert (mit oder ohne zusätzliche 10 Knoten) für das System ist.

Bei einer im Laufe des Gasgebens auftretenden Panne wird die Regelung wie vorher mit V ref anstelle von V ref + 10 Knoten durchgeführt»

Diese Umformung wird von Anfang an vorgenommen, sollte der Motorschaden zu Beginn des Gasgebens auftreten; oder aber von -jit<6 Grad ab, wenn die Panne einige Augenblicke nach dem Gasgeben auftritt.

Das erfindungsgemäße Steuerungssystem kann schließlich verwendet werden zum Erreichen der Reisegeschwindigkeit. In diesem Falle wird die zu erreichende Geschwindigkeit auf gegenüber dem Vorstehenden analoge Weise dem Geschwindigkeitsmodul des automatischen Steuerungssystems eingegeben. Die Anzeigen des Balkens gestatten, daß die eingegebene Sollgeschwindigkeit erreicht und beibehalten

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wird. Durch den Zustand der eingeholten Vorderkanten unterscheidet das System den Reiseflug (oder jeden gleichwertigen Zustand).

Schließlich ergibt sich durch das erfindungsgemäße System eine geschmeidigere und sicherere Steuerung des Flugzeugs, Durch sie wird ein asymptotischer Übergang von einer Geschwindigkeit zu einer anderen (z.B. von der Geschwindigkeit V„ + 10 Knoten auf eine Geschwindigkeit V„ bei Motorpanne) schwankungsfrei ermöglicht.

Nach Figur 15 wirkt das Flugsteuerungssystem dem vorher beschriebenen System analog auf den Balken 62 des Leithorizonts 63, Wie vorher weisen die Steuereinrichtungen 64 und 65 eine Trägheitsstation auf, die ein der Geschwindigkeit Vs repräsentatives Signal liefert, das nach der Ableitung in der Zeit und dem Multiplizieren mit einem — entsprechenden Koeffizienten an ein Summierglied 66 gegeben wird, das auf seinem zweiten Eingang 67 ein Signal empfängt, welches der Abweichung zwischen der Fahrtmessergeschwindigkeit V und dem Sollwert V„ entspricht.

In dem dargestellten Ausführungsbeispiel wird das aus einem Fahrt' messer stammende Signal der Geschwindigkeit V einem Subtrahierglied 68 zugeführt, das auf seinem zweiten Eingang 69 ein der Sollgeschwindigkeit eintsprechendes Signal empfängt.

Das sich aus dieser Differenz ergebende Signal wird verstärkt (Block 70) und einem Amplitudenbegrenzer 71 zugeführt, der eine Begrenzung der Abweichung durchführt. Dieser Begrenzer 71 liegt am Summierglied 66, dessen Ausgang mit einem Mehrheitsgatter 72 verbunden ist, das den Nicklagenbalken 62 des Leithorizonts 63 steuert.

Das Mehrheitsgatter 72 weist drei Eingänge auf, von denen der erste 75 am Summierglied 66 und der zweite 76 an einer Schaltung liegt, das ein Bezugssignal S₁ liefert, welches in dem beschriebenen Ausführungsbeispiel einer Forderung von 20 entspricht.

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Die Aufgabe des Mehrheitsgatters 72 besteht darin, die ihm auf sinen drei Eingängen zugeführten Signale zu vergleichen und das Signal, das zu einem gegebenen Zeitpunkt zwischen dem gleichzeitigen Wert der beiden anderen Signale liegenden Wert fällt, an die Steuerung des Balkens 62 des Leithorizonts 63 zu übertragen.

Die Funktionsweise des beschriebenen Systems ist engstens mit dem der Figur 1 verwandt und wird deshalb nicht nochmals beschrie-

Nach Figur 16 zeigt das Grundschaltbild des Steuerungssystems eine der Figur 2 identische Anordnung, ausgenommen, daß anstelle eines Signals -j"t, das von einem hierfür vorgesehenen Beschleunigungsmeßkasten geliefert wird, dieses Signal A- t ausgehend vom Geschwindigkeitssignal Vs berechnet wird, das von der Trägheitsstation 80 geliefert wird.

Dieses Signal Vs von der Station 80 wird einem Ableitungsglied 81 zugeführt, das auch als Niederfrequenzsiebkette der Übertra--;

gungsfunktion y-— (wobei s der Laplace-Operator ist) dient und

1
dessen Ausgang vom Verstärker 82 von — liegt.

Der Verstärker 82 liegt seinerseits an einem Summierglied 83, das auch auf seinem zweiten Eingang ein die Neigung j-a darstellendes Signal empfängt, das man auf bekannte Art durch Bilden der Differenz θ - oi^ mittels eines Subtrahiergliedes nach dem Filtern der Signale θ und ot durch die Niederfrequenzsiebketten 85 und 85' der Übertragungsfunktion -r ■ ■ erhält.

1 * S

Das von dem Additionsglied 83 gelieferte Signal *-t wird den Niederfrequenzsiebketten 21 und 37 eines der Figur 2 verwandten Schaltkreises zugeführt, der hier mit den gleichen Bezugszeichen wie in Figur 2 versehen ist und hier nicht nochmals erläutert werd.en muß .

In dem dargestellten Steuerungssystem mit den Steuereinrichtungen 86 und 86' (Figur 17) wird das Signal der Gesamtneigung γ-t, das sich auf herkömmliche Weise aus dem tatsächlichen Längsneigungswinkel und den beiden Beschleunigungsmessern ergibt, an ein Sum-

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mierungsglied 88 übertragen, das auf seinem zweiten Eingang ein der Abweichung der Geschwindigkeit V gegenüber einem Sollwert, z.B. V„ + 10 Knoten oder nur V„, entsprechendes Signal empfängt. Hierzu wird das aus dem Fahrtmesser stammende Geschwindigkeitssignal V an eine Subtrahierglied 89 gegeben, das auf seinem zweiten Eingang 90 ein der Sollgeschwindigkeit entsprechendes Signal V„ empfängt. Das vom Subtrahierglied 89 stammende Differenzsignal wird verstärkt (Block 9 1) und dann dem Amplitudenbegrenzer 92 zugeführt, der die Minima und Maxima der Abweichung begrenzt. Der Begrenzer 92 liegt am Summierglied 88, dessen Ausgang am Subtrahierglide 93 liegt, das auf seinem zweiten Eingang 94 ein der aerodynamischen Neigung f~a entsprechendes Signal empfängt.

Das vom Ausgang des Subtrahiergliedes 93 stammende Signal 6 wird dem Mehrheitsgatter 95 zugeführt, das den Balken des Leithorizonts 87 steuert.

Das Mehrheitsgatter 95 umfaßt drei Eingänge, von denen der erste 96 am Subtrahierglied 93 und der zweite 97 an einem Schaltkreis liegt, der das der Differenz θ₁ - 18 (θ. ist die Längslage) proportionale Signal C-, liefert, wogegen der dritte Eingang 98 ein Signal K ( -T a- -To) empfängt, das von einem Verstärker 99 der Ein-Stellverstärkung K stammt, der das Differenzsignal eines Subtra-. hiergliedes 100 empfängt. Das Subtrahierglied 100 empfängt dabei einerseits ein die aerodynamische Neigung Ta repräsentierendes Signal, das z.B. bei 94 entnommen wird, und andererseits ein Signal γ" ο, das einem vorgegebenen Neigungswert z.B. 0.5 entspricht.

Das vom Verstärker 99 gelieferte Signal wird ebenfalls einem Subtrahierglied 102 zugeführt, das seinerseits das Ausgangssignal des Mehrheitsgatters 95 empfängt.

Das vom Subtrahierglied 102 gelieferte Differenzsignal wird an einen Logikblick 103 übertragen, der auf den Leithorizont 87 derart einwirkt, daß der Nicklagenbalken verwindet, wenn das Differenzsignal nach einer bestimmten Zeitspanne von z.B. 5 Sekunden Null bleibt.

Es wird hier nochmal auf die Tatsache verwiesen, daß das beschriebene Schaltbild eine sehr vereinfachte theoretische Schaltdarstellung ist, die selbstverständlich durch das Gesamt der vorher beschriebenen Vorrichtungen, insbesondere durch eine Kommutierungsvorrichtung ergänzt werden kann, die von einer Schaltung zum Erkennen von Motorschäden gesteuert wird und die Sollgeschwindigkeit zwei Werte annehmen läßt, und zwar den Wert (V^ + 10 Knoten) bei normaler Funktionsweise oder den Wert V^ bei Motorschaden oder -ausfall.

Die Darstellung der Fig. -18 läßt die Wirkungsweise der oben beschriebenen Schutzvorrichtung besser erkennen, die Bezug nimmt auf den Start eines Flugzeuges, das beim Startmanöver ein Versagen oder einen fehlerhaften Betrieb des Steuerungssystems erfährt.

In dieser graphischen Darstellung ist zunächst die Flugbahn eingezeichnet, welche sich zusammensetzt aus -

- einem ersten Abschnitt 105, der der Phase entspricht, in der der Pilot die Geschwindigkeit V„ + 10 Knoten oder den Flugzustand θ = 18 zu erreichen sucht,

- einem zweiten Abschnitt 106, der der Beibehaltung der Geschwindigkeit V„ + 10 Knoten entspricht,

- einem dritten Abschnitt 107, der sich zusammensetzt aus:

- dem gestrichelten Teil 108, der dem normalen Verlauf entspricht,

- der durchgezeichneten Bahn 104, die den nach dem System der Hauptanmeldung aufgrund einer Störung herbeigeführten Zustand kennzeichnet, und

- den gestrichelten Abschnitt 109, der die Flugbahn bei einer Störung nach der Korrektur durch die erfindungsgemäße Schutzvorrichtung beschreibt.

Das Schaubild stellt darüber hinaus korreliert mit den Bahnen 104, 108 und 109 die Kurven 111, 112 und 113, die für die Signale Zj , Ir und ^₂ am Eingang des Mehrheitsgatters stehen, und eine Horizontale 114 dar, die einem konstanten Signal ©'„ entspricht, das

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eine bedeutende und konstante Order zum Sinkflug anzeigt.

Es stellt sich also heraus, daß während der Beibehaltungspahse nach Erreichen der Geschwindigkeit V„ + 10 Knoten oder θ = 18 die Signale Z,, Z- und Z.~ sich auf relativ konstantem Niveau und in der Größenordnung S„ T⁷ S- ~? S.. halten, wobei 3. das Signal ist, das (nach der gestrichelten Kurve 115) gewählt wird. Demnach nimmt bei einer auftretenden Störung in der Schaltung, in der das Signal ώ- erzeugt wird, und die einen Sinkflugbefehl und eine Verringerung der Neigung des Flugzeuges hervorbringt, der Wert des Signals t„ =('}*o - fa)K ab und fällt nach einer bestimm-¹ ten Zeit unter den Wert des Signals ö · Mit anderen Worten, es schneiden sich die beiden Kurven C. und öo· Über den Punkt hinaus, wo der Wert von <i„ dem Wert I. gleich wird, liegt der Wert von «'*£ zwischen den von h und h · demzufolge wird das Signal λ~ (gestrichelt gezeichnete Kurve 115) gewählt.

Demnach untersteht das Steuerungssystem der Regelung K(^*a - to) , wodurch eine aerodynamische Neigung /fa. um ^o gehalten werden kann, In der Pcaxis liegt der Wert von fo, der die untere aerodynamische Neigung darstellt, die nicht unterschritten werden darf, bei annähernd 0,5 .

Es muß jedoch noch erwähnt werden, daß diese untere aerodynamische Neigung einer anormalen Fluggestaltung entspricht, und darf deshalb nicht über eine vorher festgelegte Zeitspanne hinaus beibehalten werden. Aus diesem Grund wird auch der Logikblock 103 (Fig. 17) dahingehend aktiv, den Nicklagebalken des Leithorizonts 87 verschwinden zu lassen, wenn das Signal £„ nach einer vorher bestimmten Zeitdauer von z.B. 5 Sekunden gewählt bleibt.

Selbstverständlich wird durch das Verschwinden des Nicklagebalkens auf dem Leithorizont 87 der Pilot von einer im Steuerungssystem bestehenden Panne hingewiesen, so daß er sofort die erforderlichen Korrekturkommandos einleiten kann.

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Claims (17)

PATENTANSPRÜCHE

1. I Total-Energie-Steuerungsverfahren für den Abflug und das asgeben eines Flugzeuges, gekennzeichnet durch Regeln der aerodynamischen Neigung -Λ a auf eine geforderte Neigung ^d, die .·; selbst die Gesamtneigung /-t, moduliert durch die Abweichung der Geschwindigkeit V gegenüber einem Sollwert V„ .darstellt, und durch Angeben des Fehlersignals d zwischen der aerodynamischen Neigung

-fa und der geforderten Neigung ^d z.B. mittels eines Nicklagenbalkens (2, 62) eines Leitzorizonts (3, 63).

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Gesamtneigung ^t ausgehend von einem Seschleunigungsmeßkasten berechnet wird,

3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Gesamtneigung γ-t ausgehend von der Geschwindigkeit Vs des Flugzeuges relativ zum Boden errechnet wird wobei der Wert dieser Geschwindigkeit Vs von einer Trägheitsstation geliefert wird.

4. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß in der Berechnung von γt die Formel:

(wobei g die Schwerkraftbeschleunigung ist) oder die Annäherungsformel:

1 dVs
"g dt

verwendet wird.

' g dt /

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-Ik-

5. Verfahren nach·Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß im einfachsten Fall die Ableitung geregelt wird durch eine der Differenz (V-V2) proportionale Größe, wobei V die aerodynamische Geschwindigkeit des Flugzeuges und V„ die Sollgeschwindigkeit ist.

6. Verfahren nach den Ansprüchen 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Verfahren entweder die zur Regelung der Geschwindigkeit V auf den Sollwert bestimmte Abweichung O oder die Abweichung des Flugzustandes gegenüber dem Sollzustand (z.B. θ = 18 ) berücksichtigt, und daß in diesem Falle das Fehlersignal <f einem Mehrheitsgatter (14, 72) zugeführt wird, das es mit einem Signal

C t » '· das der obigen Abweichung des Flugzus tandes entspricht, und mit einem konstanten Bezugssignal 0 (das z.B. 20 entspricht), vergleicht und den Nicklagenbalken des Leithorizonts durch das Gesamtmittelsignal (S, &,, S₇) steuert, d.h. dem Wert dessen Istwert zwischen dem der beiden anderen Signale liegt.

7. Verfahren nach den Ansprüchen 1 bis 6 dadurch gekennzeichnet, daß die Sollgeschwindigkeit wenigstens zwei Werte annehmen kann, z.B. (V„ + 10 Knoten) oder nur V„ , wobei diese beiden Werte korn- . mutiert werden können, je nachdem ob die Gesamtneigung ft über oder unter einem tartierten Wert von z.B. 6 liegt.

8. Verfahren nach den vorhergehenden Ansprüchen 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Signal der Geschwindigkeitsabweichung als positiver und negativer Wert begrenzt ist,

9. Steuerungssystem nach den Verfahren der Ansprüche 1 bis 8, dadurch gekennzeichnet, daß das Ges amtneigungss ignal J^t einem Summierglied (6) zugeführt wird, der auf seinem zweiten Eingang ein Signal empfängt, das der Abweichung der Geschwindigkeit V gegenüber einer Sollgeschwindigkeit entspricht, und dessen Ausgang an einem Subtrahierglied (12) liegt, das auf seinem zweiten

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Eingang ein der aerodynamischen Neigung fa entsprechendes Signal empfängt, daß das an den Ausgang dieses Subtrahiergliedes gelieferte Signal an ein Mehrheitsgatter gegeben wird, das mit dem Steuerorgan des Nicklagenbalkens des künstlichen Horizonts verbunden ist, und daß darüber hinaus das Mehrheitsgatter einerseits ein die Abweichung vom Flugzustand darstellendes Signal und andererseits ein Bezugssfcgnal empfängt.

10. Steuerungssystem nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß das die aerodynamische Neigung darstellende Signal von einem Schaltkreis geliefert wird, der die Differenz zwischen dem Flugzustand Θ. und dem Längsneigungswinkel o(, ermittelt, wobei dieser Schaltkreis eine Kommutatorvorrichtung aufweisen kann, die durch ein den Zustand des Fahrgestells darstellendes Signal gesteuert wird, um bei verdrücktem Fahrgestell den Längsneigungswinkel o^ durch den Fluglagezustand θ zu ersetzen, so daß die besagte Differenz aufgehoben wird.

11. Steuerungssystem nach Anspruch 9 und 10, dadurch gekennzeichnet, daß das der Abweichung von Geschwindigkeit V und der Sollgeschwindigkeit entsprechende Signal ein Subtrahierglied umfaßt, das von der aus dem Fahrtmesser stammende Geschwindigkeitsgröße V eine Soll geschwindigkeit V„ abzieht, daß dieses Subtrahierglied mit einem zweiten Subtrahierglied verbunden ist, dessen zweiter Eingang über einem von einem Niveaudetektor der Gesamtneigung -ft gesteuerten Kommutator an einer Bezugsspannungsquelle liegt, das als Begrenzer dient und das Geschwindigkeitsabweichungssignal liefert.

12. Steuerungssystem nach den Ansprüchen 9_? 10 und 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Schaltung der Niveauerfassung, die ausgehend vom Signal ^t betrieben wird, eine Niederfrequenzsiebkette, die einerseits über eine direkte Verbindung und andererseits über

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eine Ableitungsschaltung bestehend aus einem Differenzierungsteil und einem von einer Diode gefolgten Filterteil an einem Summierglied liegt, und daß der Ausgang des Summiergliedes an einen Niveaudetektor angeschlossen ist, der den Kommutator und gegebenenfalls das nichtlineare Glied steuert.

13. Steuerungssystem nach den Ansprüchen 9 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß das Mehrheitsgatter über einen Begrenzer am Steuerorgan des Nicklagenbalkens des künstlichen Horizonts liegt.

14. Steuerungssystem nach den Ansprüchen 9 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß zum Sicherungsschutz gegen anormale Negativneigungen des Flugzeuges insbesondere aufgrund von Schaltungsstörungen in dem das Signal c liefernden Schaltkreis des Steuerungssystems der Eingang des dem Signal S' entsprechenden Mehrheitsgatters an einen Schaltkreis angeschlossen wird, das ein Signal K( / a - ^ ο) liefert, wobei K die Einstellungsverstärkung und ■,· ο der eine Mindestsicherheitsneigung darstellende Wert ist, der nicht unterschritten werden soll.

15. Steuerungssystem nach den Ansprüchen 9 bsi 14, gekennzeichnet durch eine Detekorvorrichtung, die am Ausgang des Mehrheitsgatters bei dessen Wahl ein vorhandenes Signal (f „ erkennt, und das Gesamt des Steuerungssystems dann abschaltet, wenn das Signal r₉ nach Ablauf einer vorher bestimmten Zeitspanne weiterhin gewählt bleibt.

16. Steuerungssystem nach den Ansprüchen 9 bis 15, dadurch gekennzeichnet,daß der Eingang C^ ^es Mehrheitsgatters an einem Verstärker des Einstellungsfaktors K liegt, der das Differenzsignal eines Subtrahiergliedes empfängt, das wiederum einerseits ein die aerodynamische Neigung cfa darstellendes Signal und an-

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dererseits ein Signal ^o empfängt, das eine Neigung von vorherbestimmtem Wert, z.B. 0,5 , darstellt.

17. Steuerungssystem nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß der Verstärker des Einstellungsfaktors K an einem Subtrahierglied liegt, das ebenfalls das Ausgangssignal des Mehrheitsgatters empfängt, und daß das von diesem Subtrahierglied gelieferte Differenzsignal an einen Logikblock gegeben wird, der auf den Leithorizont einwirkt, so daß der Nicklagenbalken dann verschwindet, wenn das Differenzsignal während diner ein vorher bestimmtes Zeitmaß übersteigenden Zeitspanne Null bleibt

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