DE2724860C2 - Fahrtanzeigeinstrument für Flugzeuge - Google Patents
Fahrtanzeigeinstrument für FlugzeugeInfo
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- G01—MEASURING; TESTING
- G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
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-
- G—PHYSICS
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- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
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Description
Die Erfindung betrifft ein Fahrtanzeigeinstrument für Flugzeuge mit einer feststehenden Fahrtskala und
einem über der Fahrtskala spielenden Zeiger, der durch ein vom Staudruck gesteuertes Meßwerk auslenkbar ist.
Zur Anzeige des aerodynamischen Strömungszustandes wird bei Flugzeugen üblicherweise die Fahrt ν (in
Knoten) benutzt die aus einer Staudruckmessung abgeleitet wird. Die Fahrtmessung wird beispielsweise
benötigt um eine von der Flugsicherung vorgeschriebene Geschwindigkeit einzuhalten, oder bei bestimmten
Flugmanövern wie der Waffenablieferung. Die Fahrt muß unterhalb eines bestimmten kritischen Wertes
gehalten werden, um den Staudruck aus Gründen der Strukturfestigkeit und des Flatterns zu begrenzen. Nach
diesen Kriterien wird am Fahrtmesser ein Sollwert eingestellt und manuell oder automatisch geregelt
Die Fahrt muß mit Sicherheit oberhalb eines kritischen Wertes, der »Abreißgeschwindigkeit« vs·
liegen, bei welcher die Strömung abreißt und der Auftrieb schlagartig wegfällt Die Abreißgeschwindigkeit vs ist abhängig von der Geometrie des Flugzeuges,
also beispielsweise von der Stellung der Landeklappen, und vom Flugzeuggewicht G. Sie stellt also keinen
konstanten Wert dar, sondern mt-ß vom Piloten unter
Berücksichtigung des Flugeewichts G bestimmt werden. Das beansprucht den Piloten in unerwünschter Weise
und kann in kritischen Situationen zu schwerwiegenden Fehlsteuerungen führen.
Eine andere Größe, die unabhängig vom Fiuggewicht
den aerodynamischen Strömungszustand eindeutig wiedergibt ist der Auftriebsbeiwert Ca- Dieser Auftriebsbeiwert hängt vom Anstellwinkel und von der
Klappenstellung ab. Der Auftrieb des Flugzeugs ist gleich Staudruck mal Auftriebsbeiwert mal Flügelfläche.
Je höher der Auftriebsbeiwert Ca ist je größer also z. B. der Anstellwinkel wird, desto kleiner kann der
Staudruck und damit die Fahrt werden, ohne daß sich
das Gleichgewicht zwischen Auftrieb und Fluggewicht
ändert
Durch einen Auftriebsbeiwert lassen sich eindeutig aerodynamische Strömungszustände festlegen, durch
die jeweils eines der nachstehenden Kriterien erfüllt wird: maximaler Steigwinkel, größte Steiggeschwindigkeit, steilstes Sinken, größte Reichweite, minimaler
Treibstoffverbrauch, engste Kurvenradien oder niedrigste zulässige Fahrt (Fluggeschwindigkeit). Bei einem
ίο bestimmten Wert Ctm« des Auftriebsbeiwertes, der
aber anders als die Abreißgeschwindigkeit unabhängig vom Fluggewicht ist, erfolgt wieder das Abreißen der
Strömung. Wenn der aerodynamische Strömungszustand nur durch die Fahrt angezeigt wird, muß der Pilot
υ auch in den vorgenannten Fällen wieder über das
schwierig zu ermittelnde Fluggewicht mit Hilfe seines Flughandbuches die zugehörige Fahrt ermitteln.
Es ist bekannt, den Auftriebsbeiwert CA unmittelbar
zu messen und anzuzeigen (DE-OS 24 30 805). Es ist
auch bekannt, den Anstellwinkel zu messen, der
eindeutig mit dem Auftriebsbeiwert zusammenhängt. Diese Messung und Anzeige des Auftriebsbeiwertes
oder Anstellwinkels ist von besonderer Bedeutung bei Kampfflugzeugen.
2-, Für Auftriebsbeiwert oder Fahrt können Sollwerte
entsprechend den jeweiligen Erfordernissen vorgegeben und manuell oder automatisch eingehalten werden,
!n der Praxis bringt die getrennte Anzeige von Fahrt und Auftriebsbeiwert oder Anstellwinkel und das
in Erfordernis des abwechselnden Ablesens für den Piloten
Adaptionsprobleme mit sich. Das gilt insbesondere, weil sich diese beiden Größen gegensinnig ändern: Eine
Verringerung der Fahrt bewirkt eine Vergrößerung des Anstellwinkels und damit des Auftriebsbeiwertes.
υ Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein
Flugzeuginstrument zu schaffen, das gleichzeitig sowohl die Fahrt als auch eine dem Auftriebsbeiwert entsprechende Größe in anschaulicher, für den Piloten
bequemer Weise anzeigt wobei nach Vorgabe eines
w gewünschten Auftriebsbeiwertes ein Sollwertzeiger für
die Fahrtanzeige automatisch auf den zugeordneten
nachgeführt wird.
der eingangs definierten Art so ausgebildet, daß die Fahrtskala logarithmisch und der Zeiger durch das
Meßwerk um einen ersten Weg auslenkbar ist der linear vom Logarithmus der Fahrt abhängig ist
daß zusätzlich zu der feststehenden logarithmischen
5<i Fahrtskala eine bewegliche ebenfalls logarithmische
Skala in gleichem Maßstab wie die Fahrtskala vorgesehen ist die gegenüber der Fahrtskala um einen
zweiten Weg verstellbar ist der linear vom Logarithmus des maximalen Auftriebsbeiwertes und vom Logarith
mus des Fluggewichts abhängt und die lineare
Abhängigkeit so gewählt ist daß für ein bekanntes Fluggewicht und einen bekannten maximalen Auftriebsbeiwert der Skalenanfang der beweglichen Skala mit
dem der zugehörigen Abreißgeschwindigkeit entspre
chenden Punkt der Fahrtskala fluchtet wobei an der
beweglichen Skala das Verhältnis von Fahrt zu Abreißgeschwindigkeit ablesbar ist.
Es sind dann zwei Skalen vorhanden, von denen die
eine feststehende die übliche Fahrtskala ist und von
denen die andere bewegliche in Werten des Verhältnisses v/vjvon Fahrt und Abreißgeschwindigkeit geteilt ist
Die bewegliche Skala stellt sich in Abhängigkeit von dem der jeweiligen Flugzeuggeometrie (z. B. Lande-
klappenstellung) entsprechenden maximalen Auftriebsbeiwert Ctrn«, dem Fluggewicht G und dem Lastvielfachen ein. Die Justage ist so, daß für irgendeinen
bekannten aerodynamischen Strömungszustand mit bekanntem Fluggewicht, bekannter Klappenstellung
und Flügelgeometrie und dementsprechend bekannter Abreißgeschwindigkeit vs der dem Wert v/vs=\
entsprechende Punkt der beweglichen Skala auf dem dieser Abreißgeschwindigkeit entsprechenden Punkt
der festen Skala steht. Der Zeiger zeigt dann über der festen Skala die Fahrt und über der beweglichen Skala
das Verhältnis von Fahrt und AbreiBgeschwindigkeit an. Ändert sich, ausgehend von diesem bekannten aerodynamischen Strömungszustand die Flugzeuggeometrie
und damit der maximale Auftriebsbeiwert Q™,
beispielsweise beim Ausfahren der Landeklappen, so bringt das eine Versteilung der beweglichen Skala mit
sich. Durch die logarithmische Charakteristik des Zeigermeßwerkes und die dadurch bedingte logarithmische Teilung der feststehenden Skala und durch die
ebenfalls logarithmische Verstellcharakteristik der beweglichen Skala, die ebenfalls logarithmisch geteilt
ist, wird sichergestellt, daß auch bei diesen Änderungen der »v/vs= !«-Punkt der beweglichen Skala stets auf
dem der jeweiligen Abreißgeschwindigkeit entsprechenden Punkt der feststehenden Skala steht und daß
der Zeiger über der beweglichen Skala stets richtig das Verhältnis von Fahrt und jeweiliger Abreißgeschwindigkeit anzeigt.
Aus den eingangs erwähnten Gründen ist es in vielen Fällen vorteilhaft, einen bestimmten Auftriebsbeiwert
Caum vorzugeben, der beispielsweise in einem vorgegebenen Sicherheitsabstand von dem maximalen Auftriebsbeiwert liegt, und die Fahrt so zu regeln, daß dieser
Auftriebsbeiwert gehalten wird.
In weiterer Ausbildung der Erfindung wird dies dadurch ermöglicht, daß an der Fahrtskala ein
Sollwertzeiger vorgesehen ist, daß an dem Fahrtanzeigeinstrument ein Sollwert des Auftriebsbeiwertes
mittels eines Sollwertgebers einstellbar ist und daß ein Rechner vorgesehen ist, der von dem Signal des
Sollwertgebers, dem Signal der Auftriebsbeiwert-Meßvorrichtung und einem dem Staudruck proportionalen
Signal von einem Staudruckmesser beaufschlagt ist und der ein den Sollwert des Staudrucks wiedergebendes
Ausgangssignal liefert, von welchem der Sollwertzeiger steuerbar ist
Weitere Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand von Unteransprüchen.
Die Erfindung ist nachstehend an einem Ausführungsbeispiel unter Bezugnahme auf die zugehörigen
Zeichnungen näher erläutert:
F i g. 1 ist eine Vorderansicht eines nach der Erfindung ausgebildeten Fahrtanzeigeinstruments für
Flugzeuge;
Das Fahrtanzeigeinstrument von F i g. 1 enthält eine Frontplatte 10 mit einer ringförmigen festen Skala 12
zur Anzeige der Fahrt in Knoten. Die Skala 12 ist logarithmisch geteilt und erstreckt sich in dem
dargestellten Ausführungsbeispiel von 70 Knoten bis 400 Knoten. Eine Marke 14 ist in üblicher Weise im
Bereich zwischen 250 und 300 Knoten angebracht, welche eine Höchstgeschwindigkeit angibt, die aus
Stabilitätsgründen nicht überschritten werden sollte. Konzentrisch innerhalb der festen äußeren Fahrtskala
12 ist eine innere Skala 16 angeordnet die um ihren
Mittelpunkt und den der Fahrtskala 12 drehbeweglich ist. Durch diesen Mittelpunkt verläuft die Achse 18 eines
Zeigers 20 der über den beiden Skalen 12 und 16 spielt. Mit dem Zeiger 20 ist eine Scheibe 22 verbunden, die
> einen undurchsichtigen Teil 24 und ein durchsichtiges Fenster 26 aufweist. Der undurchsichtige Teil 24 deckt
den größten Teil der inneren Skala 16 ab. Nur ein begrenzter Abschnitt dieser Skala um den Zeiger 20
herum ist durch das Fenster 26 sichtbar.
ίο Auf dem unteren Teil der Frontplatte sind ein
Digitalanzeiger 28 für das Flugzeuggewicht ein Digitalanzeiger 30 für einen Sollwert des Verhältnisses
v/vs von Fahrt zu Abreißgeschwindigkeit, ein Digitalanzeiger 32 für einen Sollwert vc der Fahrt, ein
ι -. Digitalanzeiger 34 für die Machzahl und ein Digitalanzeiger 36 für eine kommandierte Machzahl angeordnet.
Unterhalb der Digitalanzeiger 30, 32 und 36 befinden sich kombinierte Tasten und Stellknöpfe 38, 40 bzw. 42
zur Einstellung der jeweiligen Sollwerte. Auf der linken
2« Seite der Frontpiatte iü sind zwei Tasten 44 und 4ö
vorgesehen, mit denen sich typische, für einen Flugzeugtyp nur in Abhängigkeit von Auftriebsklappenstellung und Schub veränderliche Flugzustände einstellen lassen. Durch die Taste 46 wird der Gwz-Wert
2") eingestellt, mit dem der größtmögliche Bahnwinkel
erreicht wird. Durch die Taste 44 wird der Qjo/rWert
eingestellt, mit dem die größtmögliche Steiggeschwindigkeit (zeitliche Höhenänderung) erreicht wird.
in beweglichen Skala 16 in Abhängigkeit von den
Meßgrößen Auftriebsbeiwert CA und Staudruck q im
einzelnen beschrieben wird, ist es erforderlich, die Zusammenhänge zwischen den verschiedenen Größen
zu untersuchen.
j) Es werden nachstehend die benutzten Bezeichnungen
aufgeführt. Es bedeuten:
A
= Auftrieb,
Ca
= Auftriebsbeiwert,
4(i G
= Fluggewicht
g
—
Erdbeschleunigung,
S
= Flügelfläche,
η
= Lastvielfaches,
gs - effektive Flächenbelastung "^' .
ν
= Fahrt (Fluggeschwindigkeit),
k
= Verhältnis von Fahrt zu
Abreißgeschwindigkeit,
q
= Staudruck,
vi r
= Regelkreiskonstanten,
T
= Zeitkonstante,
ρο = Luftdichte in Meereshöhe,
Q
= Luftdichte,
Via=;
= angezeigte Geschwindigkeit,
vtas
= wahre Geschwindigkeit
κ = Isotropenexponent der Luft
p(h)
= statischer Luftdruck in der Höhe h.
A
—
Auftrieb,
S
= Abreißzustand (Stall),
max
= Maximalwert
soll
= Sollwert
soll r
—
errechneter Sollwert
c
=
kommandierter Wert
Oberhalb eines bestimmten Auftriebsbeiwertes CAmax
reißt die Strömung am Flügel ab. Die zugehörige
909 615/463
kritische Fluggeschwindigkeit ist die Abreißgeschwindigkeit Ks. Der zu dieser Abreißgeschwindigkeit
gehörende Staudruck 175 ergibt sich aus
"(I
Der Zusammenhang zwischen Auftrieb A, Fluggewicht G, Lasts ielfachem η und Flügelfläche 5 ist
gegeben durch
/ | = ,Ί G - i/ C1 ■ | <\s = | 2 G 1 ''O S Ctmax |
S. | (2) |
wobei sich für den Abreißzustand | ergibt | ||||
/ι G = ί/s C ,,„„., S | (2a) | ||||
(3) |
Die Fahrt r kann als ein Vielfaches der Abreißgeschwindigkeit is definiert werden:
r = A ■ vs.
(4)
C.4 — jj C i,„„x.
(5a)
Das bedeutet folgendes: Der maximale Auftriebsbeiwert Cawu ist eine für ein bestimmtes Flugzeug
bekannte Größe, die sich nur in Abhängigkeit von Klappenstellung, Machzahl und Flügelgeometrie ändert.
Demnach ist die Grolle Jt, also das Verhältnis v/vs von
Fahrt und Abreißgeschwindigkeit dem Auftriebsbeiwert analog.
Die Fahrtskala 12 iist logarithmisch geteilt, und der
Zeigerausschlag ist dementsprechend proportional dem Logarithmus der Fahrt, wobei der Skalenanfang einer
bestimmten Fahrt v, von beispielsweise 70 Knoten entspricht Der Zeigerausschlag φ in Abhängigkeit von
der Fahrt κ, und damit die Skalenteilung, ist somit gegeben durch
1 = α (In r — In i\
wobei a ein Proportionalitätsfaktor ist und »In« den natürlichen Logarithmus bedeutet
Entsprechend gilt fiir den der Abreißgeschwindigkeit
Kszugeordneten Zeigerausschlag γ
= α (In νs — In v,
(6a)
Die bewegliche innere Skala 16 ist in Werten von k- v/vs logarithmisch geteilt Sie beginnt mit Jt= 1, und
die den verschiedenen Jt-Werten zugeordneten Skalenstriche sind gegenüber dem Anfangspunkt der Skala
(»Jt= 1 «-Punkt) um
* = α In A- (71
(mit dem gleichen Proportionalitätsfaktor wie die erste
Skala) winkelversetzt. Steht dann z. B. der »λ= 1 «-Punkt
der beweglichen Skala 16 auf der 100-Knoten-Marke
der Fahrtskala Ii, dann ist der »Jt=l,l«-Punkt der beweglichen Skala in Deckung mit der 110-Knoten-
-, Marke der Fahrtskala 12. Steht der »Ar= 1 «-Punkt der beweglichen Skala 16 auf der 120-Knoten-Marke, dann
ist entsprechend der »Ar=l,l«-Punkt in Deckung mit einem der Fahrt 132 Knoten entsprechenden Stelle der
Fahrtskala.
in Diese bewegliche innere Skala wird nun mit dem
»A:= 1«-Punkt gegenüber dem Skalenanfang der Fahrtskala um den Winkel ψ verdreht, der von dem
maximalen Auftriebsbeiwert &m„ abhängt. Dieser
maximale Auftriebsbeiwert CUm„ ändert sich, wie
ι i gesagt, in Abhängigkeit von der Klappenstellung.
Durch Logarithmieren von Gleichung (3) ur.i Einsetzen von In Ks in Gleichung (6a) ergibt sich
γ = " (In g, - In C („,,„) + ", (In 2 - In ..„) - ο In r„.
Dabei ist a wieder der Proportionalitätsfaktor der Fahrtskala 12 und des Zeigerausschlages. Die erste
_>■> Klammer ist variabel, während die beiden anderen
Terme nur Konstanten enthalten.
Bei einer bestimmten Fluggeschwindigkeit κ ist der Zeigerausschlag nach Gleichung (6) bestimmt. Der
Winkel <x zwischen der Zeigerstellung und dem in »Jt= 1«-Punkt ist
oder
= ο (In r - In vj - υ (In r.s - In r„) (10)
\ = α In ----- = a In A
in Übereinstimmung mit Gleichung (7). Über der in der
beschriebenen Weise beweglichen Skala 16 wird also das Verhältnis k von Fahrt zu Abreißgeschwindigkeit
richtig angezeigt
Mit dem beschriebenen Gerät lassen sich alternativ fünf für den Strömungszustand des Flugzeuges wichtige
Betriebswerte einstellen. Die Wahl der Betriebsarten erfolgt durch Drücken einer der Tasten 42, 40, 38, 44
oder 46. Es wird dann der Sollwertzeiger 48 über einen internen Regelkreis auf den zugehörigen Fahrtsollwert
eingestellt Die Betriebsarten sind gegeneinander verriegelt Die jeweils gewählte Betriebsart wird durch
Aufleuchten einer Anzeigelampe in der entsprechenden Taste angezeigt Die Betriebsartentasten 38, 40 und 42
sind mit den jeweiligen Einstellpotentiometern kombiniert Die Betriebsarten sind:
1. Einhaltung einer vom Piloten eingegebenen Mach-
zahL Dazu wird Taste 42 vom Piloten gedrückt und die Machzahl mittels des damit verbundenen
Potentiometer-Stellknopfes eingestellt bzw. der vorher eingestellte Wert übernommen.
2. Einhaltung einer vom Piloten eingegebenen Fahrt
Dazu wird Taste 40 vom Piloten gedrückt und die
Fahrt mittels des damit verbundenen Potentiometer-Sieüknopfes eingestellt bzw. der vorher eingestellte Wert übernommen.
3. Einhaltung eines vom Piloten vorgegebenen Sicherheitsabstandes (d. h. »Ar«-Wertes) von der Abreißgeschwindigkeit vs. Dazu wird Taste 38 vom
Piloten gedrückt und der A>Ar«-Wert mittels des
damit verbundenen Potentiometer-Steilknopfes eingestellt bzw. der vorher eingestellte Wert
übernommen.
4. Fliegen mit größtem Bahnwinkel. Dazu wird, wie
oben erwähnt, Taste 46 gedrückt.
5. Fliegen mit größter Steiggeschwindigkeit. Dazu wird,
wie ebenfalls oben schon erwähnt, Taste 44 gedrückt.
Die Betriebsarten 3,4 und S geben unmittelbar einen
kommandierten Auftriebsbeiwert C(JO//vor. Die Abweichung zwischen Sollwertanzeiger 48 und Fahrtanzeiger
20 kann vom Piloten oder vom Autopiloten ausgeregelt wefden.
Wenn ein Auftriebsbeiwert Casoii kommandiert ist,
dann soll der .Sollwertzeiger 48 sich automatisch auf den
zugehörigen Fahrtsollwert einstellen. Dabei muß auch das Fluggewid 5 G ermittelt werden, da die μ einem
vorgegebenen Auftriebsbeiwert gehörige Fahrt vom Fluggewicht abhängig ist
Gemessen werden die tatsächliche Fahrt bzw. der tatsächlich auftretende Staudruck ς und der tatsächliche
Auftriebsbeiwert Ct, der beispielsweise von einer Meßvorrichtung nach Art der DE-OS 24 30 805
geliefert wird. Vorgegeben wird ferner der kommandierte Auftriebsbeiwert, der vom Piloten an dem
Stellknopf 38 oder durch die Tasten 44 und 46 eingestellt wird. Schließlich liefert ein auf die Flugzeuggeometrie,
z. B. Klappenstellung ansprechender Geber ein den maximalen Auftriebsbeiwert C^n wiedergebendes
Signal.
Mit qsoiir ist nachstehend der Wert des Staudruckes
bezeichnet, welcher der tatsächlichen Stellung des Sollwertzeigers 48 auf der Fahrtskala 12 entspricht. Mit
q$oii ist dagegen der Sollwert des Staudrucks bezeichnet,
der genau dem kommandierten Auftriebsbeiwert Gt*,// entspricht Der Sollwertzeiger 48 soll diesem Wert qsoii
durch einen instrumenteninternen Regelkreis nachgeführt werden. Dieser Regelkreis hat nichts mit der
manuellen oder automatischen Fahrtregelung des Flugzeuges zu tun. In dem Regelkreis hat die Größe q,oii
die Funktion der Führungsgröße, während die Größe <7so//rdie Regelgröße darstellt, welche dieser Führungsgröße nachgeführt wird. Da der Sollwert qsoii des
Staudrucks wegen der Abhängigkeit vom Fluggewicht in nicht eindeutiger Weise von dem kommandierten
Auftriebsbeiwert Casoü abhängt, wird der Regelkreis
ziemlich verwickelt Die Abhängigkeiten sollen daher stufenweise unter vereinfachenden Annahmen untersucht werden.
Es sei zunächst angenommen, daß durch den Piloten oder Autopiloten der kommandierte Auftriebsbeiwert
genau eingehalten wird.
Der dem kommandierten Auftriebsbeiwert CAsoii
entsprechende Sollwert q^n des Staudruckes ergibt sich
(14)
gs =
«■ G
Dabei ist die Größe gs, in die das Fluggewicht und das
Lastvielfache /i eingeht, nicht genau bekannt. Dementsprechend ist der sich rechnerisch aus Gleichung (14)
ergebende Wert qsoiin auf den der Sollwertzeiger 48
eingestellt wird, mit einem Fehler Aq, behaftet.
= l/sn/l —
(15)
ίο Wenn nun, wie angenommen, der kommandierte
Auftriebsbeiwert Cu0// genau eingehalten wird, dann ist
der richtige Sollwert q,oii des Staudruckes gleich dem
tatsächlich gemessenen Staudruck q. Es ist also
'' ■!</«=</ -«/„„Ir·
<lfi|
Der Regelkreis muß den Anzeigefehler Aq, des
Staudrucksollwertes zum Verschwinden bringen. Es würde also praktisch der Sollwertzeiger 48 dem Zeiger
20 nachgeführt.
Der Fehler Aq, beruht auf einem Fehler in der
Bestimmung von g, Der fehlerhafte Wert von g» der zu
dem fehlerhaften Wert q„nr führt, sei mit ^„bezeichnet.
Die Abweichung dieses Wertes gsm von dem (unbekannten) richtigen Wert g» ist mit Ag, bezeichnet. Es ist also
= f?,ra+
(17)
(IS)
oder
~CA„„
C.,sol, ■
(18a)
(18b)
Setzt man diese Ausdrücke in Gleichung (16) ein. so
ergibt sich
g, = qC.i!U,„- gsm.
(Ί9)
Der Anzeigefehler Aq1 ist als Unterschied der
Stellungen von SoUwertzeiger 48 und Fahrtzeiger 20 meßbar und wird in dem instrumenteninternen Regelkreis durch Variation der bei der Berechnung des
Staudruck-Sollwertes qmnr benutzten Größe gs zu null
gemacht Es wird hierzu eine PI-Regelung benutzt, d. h.
der Regelkreis bildet bei Auftreten eines Anzeigefehlers A qs die Größe g, nach der Beziehung
= gsm + r0 I qs + r, I I qs d f.
(20)
q«,ii r = -7; (gsm + »h (</„,,,, — q) + r, / (qM/, r — </) d f.
(21)
Die Beziehung •wischen q und ί/«,» r wird Übersichtlicher mit Hilfe der Laplace-Transformation:
_ (»Ί + rOs)g — gsm " -t pi)
" rt + (r0 — CAinU) s "
~
wobei s die Variable der Laplace-Transformierten ist.
Bei einer sprungförmigen Veränderung des Staudrucks q, z. B. infolge einer Änderung des Lastvielfajb-en, und exakter Einhaltung des kommandierten
Auftriebsbeiwertes Casob ergibt sich somit folgende
Änderung von q^an also folgende Bewegung der
Sollwertmarke 48: Zunächst läuft die Sollwertmarke durch den Proportioualanteil der Regelung sprungartig
in eine neue Stellung. Von dieser Stellung aus läuft sie durch den Integralanteil der Regelung mit einer
/.euKonstamen
10
15
Stellung ein, die unter der hier gemachten Annahme mit
der Stellung des Zeigers 20 übereinstimmt
Die vorstehenden Untersuchungen gingen von der Annahme einer exakten Einhaltung des aerodynamisehen Strömungszustandes aus. Diese Einschränkung ist
unrealistisch, und es müssen auch Abweichungen des tatsächlichen Auftriebsbeiwertes Ca von dem kommandierten Auftriebsbeiwert CAsoii und des tatsächlichen
Staudrucks q von dem sich aus dem kommandierten Auftriebsbeiwert Ca»// nach Gleichung (14) — auch bei
richtigem gs — ergebenden Staudruck-Sollwert qsoti
berücksichtigt werden. Es ist
20
T =
(23)
in die dem richtigen Sollwert q«>ii entsprechende
läßt sich Gleichung (17) in eine Reihe entwickeln und
entsprechend vereinfachen:
. gj Λ + _ίϋ:±Λ (27-
q*,i\ q ~ Ca*u \ cAi-Ii J
'
( cA = C111011 — CA
(24)
\a = a ·,—a
(25)
Unter der vorläufigen Annahme, daß gs genau
bekannt und dementsprechend ς,οΐι exakt ermittelt ist,
ergibt sich aus den Gleichungen (14), (24) und (25):
(26)
oder wegen Gleichung (14)
Λ q _ _ 8« } C*
und, wieder wegen Gleichung (K)
ρ — _
AC*
(28)
(29)
Damit sind alle erforderlichen Gleichungen zusammengestellt um die korrekte Stellung dei Sollwertzel·
gers 48 zu ermitteln und herzustellen. Dtbei wird wie folgt vorgegangen:
q*,u - q + Aq.
Es wird q gemessen, A q wird bestimmt aus
g, wird nach dem oben unter Annahme exakter
ja beschriebenen Verfahren bestimmt Der Anfangswert
ga, der in Rechnung gesetzten Flächenbelastung kann
g,,, = cA- q
(30)
gewonnen werden. Bei starker Turbulenz ist der aus dem Auftriebsbeiwert Ca und dem Staudruck q
ermittelte Wert stark verrauscht und stört den Regelkreis erheblich. Es kann daher zweckmäßig statt
dessen ein wahrscheinlicher Wert von gm fest vorgege
ben werden. Da der Regelkreis integrales Verhalten
aufweist hat der Anfangswert nur Einfluß auf das Einschaltverhalten nicht aber auf den Endwert
Bei korrekter Arbeitsweise des Regelkreises zum Einstellen eines Sollwertes der Fahrt bei Vorgabe eines
Sollwerts des Aiiftriebsbeiwertes Cam« stellt sich durch
^'e 0^1'1 beschriebene Pl-Regelung in dem Regelkreis
ein Signa! ein, das genau den Wert g, wiedergibt Das Flui5gewic.it Gnrßbl sich dann zu
55
s" η '
Das Lastvielfkche η kann direkt mittels eines
flugzeugfest installierten Vertikalbeschleunigungsmes-
IC
Dabei wird CA,„,t vorgegeben. CΛ wird gemessen.
und I C,| wird dann bestimmt aus
C = .V
Der Regelkreis ist in Pig.2 als Blockschaltbild
dargestellt
Als Meßwertgeber sind ein Vertikalbeschleunigungsmesser 50, ein Staudruckmesser 52 und eine Meßvorrichtung 54 für den Auftriebsbeiwert Ct vorgesehen,
weiche letztere nach Art der DE-OS 2430 805 aufgebaut sein kann. Ein Sollwertgeber 56 liefert ein
Signal, das den Sollwert Ca30B des Auftriebsbeiwertes
wiedergibt Ein Klappenfühler 58 liefert in üblicher Weise ein die Stellung der Landeklappen wiedergebendes Signal η κ- Dieses Signal ηκ ist auf einen
Funktionsgeber 60 geschaltet, welcher nach den bekannten Charakteristiken des Flugzeuges ein Ausgangssignal liefert, das den maximalen Auftriebsbeiwert
Caoux wiedergibt
Das Signal Guides Sollwertgebers 56 und das Signal
Ca der Meßvorrichtung 54 sind in einem Summierpunkt
62 gegeneinandergeschaltet Es wird so ein Signal ACa erhalten. Dieses Signal ACA liegt als Zählergröße an
einem Eingang eines ersten Quotientenbüdners 63 an. An dem anderen Eingang des ersten Quotientenbildners
63 liegt das Signa! Ca»« von dem Sollwertgeber 56. Der
Ausgang des ersten Quotientenbililners 63 liegt an einem Eingang einet MultipliziergEiedes 64. An dem
anderen Eingang des Multipliziergliedes 64 liegt der Ausgang eines zweiten Quotientenbildners 66. Der
Ausgang des Multipliziergliedes 61 wird an einem Summationspunkt 68 dem Signal q des Staudruckmessers 52 Oberlagert Dem so erhaltenen Signal wird in
einem Summationspunkt 70 der Ausgang des Quotientenbildners 66 entgegengeschaltet wodurch — wie noch
gezeigt wird — ein Anzeigefehlersignal erzeugt wird, das dem Anzeigefehler des Sollwcrtzeigers 48 entspricht Dieses Anzeigefehlersignal wird einmal, wie bei
72 angedeutet ist direkt mit einem Faktor n, und zum anderen Ober einen Integrator 74 und, wie bei 76
angedeutet ist mit einem Faktor λ auf zwei Eingänge eines Summierverstärkers 78 geschaltet Auf einen
dritten Eingang des Summierverstärkers 78 wird ein festes Signal gegeben, das den wahrscheinlichen Wert
von gsm, also den Anfangswert der in Rechnung
gesetzten Flächenbelastung wiedergibt Der Ausgang des Summierverstärkers 78 liegt als Zahlergröße an
einem Eingang des zweiten Quotientenbildners 66. An dem anderen Eingang des Quotientenbildners 66 liegt
als Nennergröße das Signal Cmoo des Sollwertgebers 56.
Der Ausgang des Summierverstärkers 78 liegt außerdem als Zählergröße an einem dritten Quotientenbildner 80 an. An dem anderen Eingang des Quotientenbildners 80 liegt als Nennergröße der Ausgang ζ des
Vertikalbeschleunigungsmessers 50. Der Ausgang des Quotientenbildners 80 wird, wie bei 82 angedeutet mit
einem festen Faktor S · g multipliziert und durch ein Filter 84 geglättet Das so erhaltene Signal repräsentiert wie noch erläutert wird, das Fluggewicht G.
Das Ausgangssignal Ca der Meßeinrichtung 54 für
den Auftriebsbeiwert liegt zusammen mit dem Signal Caimx des Funktionsgebers 60 an einem vierten
Quotientenbildner 86 an, der gemäß Gleichung (5a) ein das Quadrat des Verhältnisses von Fahrt und Abreißgesehwindigkeit *2 liefert
Das Ausgangssignal q des Staudruckmessers 52 ist auf ein Logarithmierglied 88 geschaltet Der Ausgang des
Logarithmiergliedes 88 wird, wie bei 90 angedeutet ist mit einem Faktor 0,5 multipliziert und liegt an einem
Eingang eines Summierverstärkers 92 an. An einem anderen Eingang des Summierverstftrkers 92 HeRt ein
-y- (In 2 — In eo) — In v„
repräsentiert wobei, wie gesagt, ρο die Luftdichte auf
Meereshöhe und v, der Anfangswert der Fahrtskala ist In der Praxis wird dieses Signal empirisch justiert so
daß für den Staudruck, welcher der Fahrt v, entspricht
ίο das Ausgangssignal des Summierverstärkers 92 verschwindet Das Ausgangssignal des Summierverstärkers
512 beaufschlagt ein Meßwerk 94, das den Zeiger 20 siuslenkt
Der Ausgang des zweiten Quotientenbildners 66 liegt
is Ober ein Glättungsglied 96 an einem Logarithmierglied
SB an. Der Ausgang des Logarithmiergliedes 98 wird, wie bei 100 angedeutet ist mit einem Faktor 0,5
multipliziert und liegt an einem Eingang eines Summierverstärkers 102 an. An dem anderen Eingang
des Summierverstärkers 102 liegt — ähnlich wie bei dem Verstärker 92 — ein Signal entsprechend
y (In 2 - In p,) - In va
an. Der Ausgang des Summierverstärkers 102 beaufschlagt eine Stellvorrichtung 104 für den Sollwertzeiger
48.
Das dem maximalen Auftriebsbeiwert Caoox entspre
chende Ausgangssignal des Funktionsgebers 60 liegt an
einem Logarithmierglied 106 an. Der Ausgang des Logarithmiergliedes 106 liegt an einem Eingang eines
Differenzverstärkers 108 an. Das Ausgangssignal des Summierverstärkers 78, welcher die effektive Flächen-
js belastung g, repräsentiert, liegt an dem Logarithmierglied 110 an, dessen Aasgangssignal auf den anderen
Eingang des Differenzverstärkers 108 geschaltet ist Der
Ausgang des Summierverstärkers 108 wird, wie bei 112
angedeutet mit 0,5 multipliziert und auf einem
Summierverstärker 114 gegeben. An einem anderen
Eingang des Summierverstärkers 114 liegt ein Signal, welches die Größe
repräsentiert Der Ausgang des Summierverstärkers 114 beaufschlagt einen Stellmechanismus 116 zur
Verstellung der beweglichen Skala. In der Praxis wird
so das vorerwähnte Signal am anderen Eingang des Summierverstärkers 114 empirisch so eingestellt daß
der Skalenanfang (k-1) der beweglichen Skala 16 bei
einem bestimmten bekannten aerodynamischen Strömungszustand und einem bestimmten bekannten Flug-
ss gewicht auf dem Punkt der Fahrtskala 12 steht welcher dem zugehörigen Wert der Abreißgeschwindigkeit
zugeordnet ist
Die beschriebene Anordnung wirkt wie folgt:
Der Ausgang des Summierverstärken 78 liefert im
μ Rahmen der PI-Regelung ein Signal, das entsprechend
Gleichung (20) auf einen Wert einläuft welcher dem fichtigen Weft g, der effektiven Flächenbelastung
entspricht Der Quotientenbildner 66 dividiert g, von Gleichung (20) durch &*>» liefert also an seinem
Ausgang q^r von Gleichung (21). Der Quotientenbildner 63 dividiert ACa durch Cax* Am Ausgang des
Multipliziergliedes 64 erscheint daher Aq gemäß Gleichung (28). In dem Summationspunkt 68 wird
q+Aq, also nach Gleichung (25) der tatsächliche dem
kommandierten Auftriebsbeiwert entsprechende Sollwert qsoii des Staudrucks gebildet In dem Summationspunkt
70 wird die Differenz q^-q«,«, gebildet Das ist
nach Gleichung (16) der Anzeigefehler Aq, der Anzeige des Staudruck-Sollwertes durch den So'lwertzeiger 48.
Diese Größe Aq, bildet richtig den Eingang des
»PI-Reglers« 72,74,76,78 und wird durch diesen durch
Änderung von qmpr auf null geregelt q^ir folgt durch
diese Regelung q„u nach. Das geglättete «^,-Signal
liefert somit auch bei Änderungen desFluggewichtes G im Gleichgewichtszustand stets korrekt den Sollwert
qmii des Staudrucks, der einem kommandierten Auftriebsbeiwert
entspricht
Die Auslenkung des Zeigers 20 soll logarithmisch von der Fahrt abhängen. Dementsprechend wird das
Staudrucksigna! q logarithmic! und der Logarithmus
mit 0,5 multipliziert, was der Bildung der Quadratwurzel
aus σ entspricht Dem so erhaltenen Signal
{In9
wird im Summierverstärker 92 das Signal
4" (In 2 - In O0) - In va
überlagert Das Meßwerte 94 erhält daher ein Signal
4" (In 2 - In O0) - In va
überlagert Das Meßwerte 94 erhält daher ein Signal
-,- (In q + In 2 — In O0) - In va ,
und das ist wegen
und das ist wegen
In ν— In ν* Die Anzeige des Meßwe kes 94 ist daher
eine logarithmische Fahrtanzeige mit einem Skalenanfang Vf
In der gleichen Weise wird das g^/r-Signal durch das
Logarithmierglied 98, die Multiplikation bei 100 und den Summierverstärker 102 in eine logarithmische Einstellung
des Sollwertzeigers 48 über der Fahrtskala 12 umgesetzt
Der Ausgang des Summierverstärkers 78 liefert, wie erläutert die effektive Flächenbelastung g, Der
Quotientenbildner 80 bildet g/z. Multipliziert mit S · g
bei 82 ergibt sich nach Gleichung (34) ein das Fluggewicht G wiedergebendes Signal. Da das Vertikalbeschleunigungssignal
ζ stark verrauscht ist und andererseits das Fluggewicht sich nur langsam ändert
wird das Signal durch das Filter 84 geglättet Es wird durch den Digitalanzeiger 28 (F i g. 1) angezeigt
Der Differenzverstärker 108 liefert ein Signal ln£,—In CUm«. Mit 0,5 multipliziert liegt am Eingang
des Summierverstärkers 114 dann ein Signal
-j (Ing,- In CAmax).
Diesem Signal wird ein fester Wert
I 60 überlagert
U0 = -^- (In 2 - In ρ0) - In v„
gang des Summierverstä'rkers 114 ergibt sich dann
4- (In g, - In C.imHX) + ylln 2 - In «„) - « v„,
also abgesehen von den Proportionalitätsfaktor der Wert von ψ gemäß Gleichung (8). Um diesen Winkel
wird die Skala 16 verdreht
Durch die Erfindung wird somit ein Fahrtanzeigeinstrument geschaffen, bei welchem außer einer üblichen
in Fahrtanzeige weiterhin über einer sich automatisch
entsprechend maximalem Auftriebsbeiwert und Fluggewicht einstellenden zweiten Skala das Verhältnis von
Fahrt zu Abreißgeschwindigkeit ständig angezeigt wird. Es kann an dem Fahrtanzeigeinstrument weiterhin ein
Sollwert CU*,// des Auftriebsbeiwertes vorgegeben werden. Ein Sollwertzeiger läuft dann automatisch in
eine Position auf der Fahrtskala, die unter Berücksichtigung von Fluggewicht und maximalem Auftriebswert
dem zugehörigen Fahrtsollwert entspricht Es erfolgt schließlich eine digitale Anzeige des Fluggewichts.
Der interne Regelkreis zur Ermittlung des Fahrtsollwertes kann gegebenenfalls vereinfacht werden, indem
als
g, = g»m = C · q (30a)
25 angenommen wird. Es ergibt sich dann die in Fig.3
dargestellte vereinfachte Anordnung, wobei in Fig.3
für entsprechende TeHe die gleichen Bezugszeichen benutzt sind wie in den F i g. 1 und 2.
jo Bei der Ausführung nach Fig.3 wird das den
Staudruck q wiedergebende Signal von dem Staudruckmesser 52 zusammen mit dem den Auftriebsbeiwert CA
wiedergebenden Signal von der Meßvorrichtung 54 einem Multiplizierglied 118 zugeführt Das Ausgangssignal
des Multipliziergliedes 118, das nach Gleichung (30a) der effektiven Flächenbelastung g, entspricht wie
sie in F i g. 2 als Signal am Ausgang des Summierverstärkers 78 erscheint wird auf ein Glättungsfilter 84
gegeben, das in seiner Funktion dem entsprechend bezeichneten Filter in Fig.2 entspricht Im übrigen
erfolgt die Verarbeitung der Signale im oberen Teil von Fig.3 in gleicher Weise wie in Fig.2 zur Erzielung
einer Fahrtanzeige, einer Anzeige des Fluggewichts G und einer Verstellung der »Aw-Skala 16.
In Fig.3 sind weiterhin jedoch die internen
Regelkreise für die Einstellung des Sollwertzeigers 48 bei den verschiedenen obenerwähnten Betriebsarten
dargestellt
Die Regelkreise zur Einstellung des Sollwertzeigers 48 enthalten gemeinsam das Filter 120, das den halben
Die Regelkreise zur Einstellung des Sollwertzeigers 48 enthalten gemeinsam das Filter 120, das den halben
iogarithmierten Sollwert des Staudrucks -jln 9*,//glättet
und den Summationsverstärker 102, der dem ebenso
bezeichneten Teil von Fig.2 entspricht und der in
Fig.3 nur als Summationspunkt dargestellt ist Dort
wird eine Spannung
U0 = y (In 2 - In O0) - In υ.
Wenn zu ^ In qKH die Spannung Ik addiert wird, ergibt
an dem Summierverstärker 114 überlagert. Am Aus- sich
-- (In <j,„/i + In 2 - In O0) - In v„ -■ In
- In va = In i)M(/- In v„.
Es erfolgt somit dann richtig eine logarithmische
Anzeige des Fahrtsollwertes iWi wobei bei einem der
Fahrt v, entsprechenden Staudruck-Sollwert das auf die Stellvorrichtung 104 gegebene Signal Null wird und der
Sollwertzeiger 48 auf dem Skalenanfang der Fahrtskala 12 steht
Die Schalter 38, 46, 44, 40 und 42 für die verschiedenen Betriebsarten sind in Fi g. 3 als Kontakte
38', 46', 44', 40" und 42' eines Wählschalters 122 dargestellt, durch welche jeweils genau einer der
internen Regelkreise 124,126,128,130 und 132 auf den
Eingang des Filters 120 schaltbar ist
Wenn die Machzahl Ma^g mittels des Stellknopfes 42
kommandiert wird, wobei der Schaltarm 134 des Wählschalters 122 in seine: untersten Stellung ist, so
ergibt sich folgendes:
Der Staudruck q hängt mit der Machzahl Ma nach der
folgenden Beziehung zusammen:
so
iu
wobei
ViAS
= angezeigte Geschwindigkeit,
vtas
= wahre Geschwindigkeit,
Q
= Luftdichte,
χ
= Isotropenexponent der Luft,
p(h)
= statischer Luftdruck in der Höhe Λ.
Der einer kommandierten Machzahl Ma50U entsprechende Staudruck-Sollwert ^ergibt sich zu
15 <7wii = γ- Ρ
Es wird also
Es wird also
= 4r pih) Mh , (35)
= — ' P
Qo
(36)
(37)
Es wird
~ In quU = ^(In χ - In 2) + -i- In ρ + In
(38)
addiert man hierzu
so ergibt sich
U0 = ~ (In 2 -In01)- In υ..
-^- (In χ — In O0) + y In ρ + In Ma - In va = In Mfl„„ |/'^~ - In d„ = In υΜΐ, - In wo. (39)
40
45
In dem internen Regelkreis 132 von F i g. 3 wird diese Operation durchgeführt.
Der Machzahlgeber 42" liefert ein der kommandierten Machzahl Ma50U entsprechendes Signal. Dieses
Signal wird durch ein Logarithmierglied 136 logarithmiert In einem Summationspunkt 138 wird dem
logarithmierten Signal In Ma50U ein konstantes Signal
2(Ιηρο-Ιη2) aberlagert Von einem Druckgeber 140
wird ein den statischen Druck ρ ir der Flughöhe wiedergebendes Signal erzeugt Dieses Signal wird
mittels eines Logarithmiergliedes 142 Iogarithmiert und mit einem Faktor OJS, wie bei 144 angedeutet, ebenfalls
auf den Summationspunkt 238 aufgeschaltet
Es wird auf diese Weise die Gleichung (38) nachgebildet Zu dem so erhaltenen Signal wird im
Summationspunkt 102 in Analogie zu Gleichung (39) die konstante Spannung Lh addiert, so daß ein Signal
in V100-In v( erhalte» wird. Es wird also der einer
kommandierten Machzahl Ma30B zugeordnete Fahrtsollwert v,„B logarithm! ich angezeigt wobei richtig dem
Wert κ· der Skalen* nfang der Fahrtskala 12 entspricht
Auf diese Anzeige des Fahrtsollwertes V50U bei eo
kommandierter Machzahl Ma kann a U. verzichtet werden, da das Gerät die durch die digitalen Anzeigen
36 und 34 kommandierte und die tatsächliche Machzahl sowieso anzeigt In diesem Falle müßte der Sollwertzeiger 48 bei Kommandieren einer Machzahl in eine
eindeutige Stellung, z. B. an den Skalenanfang der Fahrtskala 12, gefahrer, werden, um den Piloten nicht zu
jrritieren.
Wenn die Fahrt vc kommandiert werden soll, wird der
Schaltarm 134 des Wählschalters 122 auf den zweituntersten Kontakt 40' geschaltet, so daß der interne
Regelkreis 130 wirksam wird Mittels des Fahrtsollwertgebers 40" wird ein die kommandierte Fahrt Vc
wiedergebendes Signal erzeugt Dieses Signal wird durch ein Logarithmierglied 146 Iogarithmiert In einem
Summationspunkt 148 wird dem Signal ein konstantes Signal
y (In 2 - In O0)
entgegengeschaltet, während im Summationspunkt 102
das Signa!
addiert wird. Die Stellvorrichtung 104 für den Zeiger 48
erhält dann ein Signal
In Vc-In ν.,
d.h., der Sollwerteeiger 48 wird entsprechend dem
Logarithmus der kommandierten Fahrt vc ausgelenkt
wobei ve Y, richtig dem Skalenanfang der Skala 12
entspricht
Die internen Regelkreise 128 und 126 zum Fliegen mit größtem Bahnwinkel bzw. mit größter Steiggeschwindigkeit sind abgesehen von den numerischen Werten
übereinstimmend aufgebaut, und daher wird nur der Regelkreis 128 näher beschrieben.
Ein Geber 150 gibt einen festen Wert Cw= Ca(X)
vor, der dem Auftriebsbeiwert für maximalen Bahnwinkel entspricht. Es ist nach Gleichung (14)
Nach Gleichung (5a) ist
Nach Gleichung (14) ist
Daraus folgt
y In q,„n = y (In g, - In CAm„). (40)
Addiert man dazu
Addiert man dazu
V„ = ~-Ί (In 2 - In »„) - In r„.
so ergibt sich wie oben gezeigt, wieder In v„n- In v,.
Diese Operation wird in dem internen Regelkreis 128 mit den Signaien durchgeführt:
Das Signal Ca»»« Ca/x) vom Geber 150 wird durch
ein Logarithmierglied 152 ! igarithmiert. Dem so
erhaltenen Signal In Ca»» wird fm Summationspunkt
154 ein Signal In g, entgegengeschaltet Dieses letztere
Signal wird vom Ausgang des Filters 84 über ein Logarithmierglied 110 erhalten, wobei das letztere
gleichzeitig die Funktion des l^cgarithmiergliedes 110
von F i g. 2 erfüllt Die Summe wird analog zu Gleichung (40) mit einem Faktor 0,5 aufgeschaltet, wie bei 156
angedeutet ist Durch Addition des Signals Lh im Summationspunkt 102 ergibt sich am Eingang der
Stellvorrichtung 104 ein Signal In Vj0//- In r»
Im internen Regelkreis 124 kann an einem »k«·Wertgeber
38" ein bestimmtes Verhältnis Ar50// von Fahrt ν
und Abreißgeschwindigkeit v, kommandiert werden.
C Atoll
r*,„ ■ g,
C Amai
C Amai
Damit wird
, In (/,„„ = >.n k„„, + ^ In g, - ^ In CAmai
, In (/,„„ = >.n k„„, + ^ In g, - ^ In CAmai
(42)
Diese Operation wird in dem Regelkreis 124 durchgeführt:
Das Signal kmn von atm »k«-Wertgeber 38" wird
Das Signal kmn von atm »k«-Wertgeber 38" wird
erhaltenen Signal In k„u wird in einem Summationspunkt
160 ein Signal j I" CAmi„ entgegengeschaltet, das
von dem mit dem Faktor 0,5, wie bei 162 angedeutet,
aufge.'ichalteten Ausgang des Logarithmiergliedes 106 erhalten wird Ebenfalls mit dem Faktor 0$, wie bei 164
angedeutet, wird im Sunnmierpunkt 160 ein Signal In g,
aufgeschaltet, das vom Ausgang des Logarithmiergliedes 110 ,»-halten wird
In der obersten Stellung des Schaltarmes 134 des Wählschalters 122 wird das so erhaltene Signal nach
Oberlagerung des Signals Lib im Summationspunkt 102
auf die Stellvorrichtung 104 geschaltet und bewirkt die
Verstellung des So!lwertzei;gers 48 wieder in eine
Stellung In v„j- In ν»
Hierzu 3 Blatt Zeichnungen
Claims (15)
- Patentansprüche;1, Fahrtanzeige instrument für Flugzeuge mit einer feststehenden Fiihrtskala und einem über der ■Fahrtskala spielenden Zeiger, der durch ein vom Staudruck gesteuertes Meßwerk auslenkbar ist, dadurch gekennzeichnet,
daß die Fahrtskaln (12) lpgarithmisch und der Zeiger (20) durch das Meßwerk (94) um einen ersten Weg (φ) auslenkbar ist, der linear vom Logarithmus der Fahrt (v) abhängig ist, daß zusätzlich zu der feststehenden logarithmischen Fahrtskala (12) eine bewegliche ebenfalls logarithmische Skala (16) in gleichem Maßstab wie die Fahrtskala (12) vorgesehen ist, die gegenüber der Fahrtskala (12) um einen zweiten Weg (g>) verstellbar ist der linear vom Logarithmus des maximalen Auftriebsbeiwertes (Caimx) und vom !Logarithmus des Fluggewichts (G) abhängt, und die lineare Abhängigkeit so gewählt ist daß für eil bekanntes Fluggewicht und einen bekannten rcaximalen Auftriebsbeiwert der Skalenanfang der beweglichen Skala (16) mit dem der zugehörigen Abreißgeschwindigkeit entsprechenden Punkt der Fahrtskala (12) fluchtet, wobei an der beweglichen Skala (16) das Verhältnis (k) von Fahrt (v)zü Abreißgeschwindigkeit (V1^ ablesbar ist - 2. F&hrtanzeigeinstrument nach Anspruch 1, gekennzeichnet durcheinen Flächenbeiastungsgeber (78,110), der ein den Logarithmus der effektiven Flächenbelastung (g5) wiedergebendes Signal liefert,
einen auf Änderungen der Flugzeuggeometrie ansprechenden Geber (58, 60, 106), der ein den Logarithmus des maximalen Auftriebsbeiwertes (Caoox) wiedergebendes Signal liefert und
einen von den Signalen der beiden Geber beaufschlagten Stellmechanismus (108,112,114,116), der die bewegliche Skala (16) um den besagten zweiten Weg verstellt, der proportional zu-=- (In 2 - In o0 - In d„) + -=- (ln( η -=) - In C^1J)2 L \ \ J/ Jist wobeiCAmtx der maximale Auftriebswert,5 die Flügelfläche,ρο die Luftdichte in Meereshöhe, η das Lastvielfache undv, der Anfingswert der Fahrtskala - 3. Fahrtanzeigeiristrui.ient nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnetdaß der auf Änderungen der Flugzeuggeometrie ansprechende Geber einen Klappenfühler (58), einen von dem Signal (ηκ) des Klappenfühlers (58) beaufschlagten Funktionsgeber (60) zur Erzeugung eines dem maximalen Auftriebsbeiwert (Ca*™) proportionalen Signals als Funktion des Klappenfühler-Signals (ηκ) und ein von dem besagten Funktionsgeber-Siignal beaufschlagtes Logarithmierglied (106) enthält
- 4. Fahrtanzeigeinstrument nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet,daß der Stellmechimismus einen Differenzverstärker (108) enthält, dem das dem Logarithmus des maximalen Auftriübsbeiwertes (CAmtx) und das dem Logarithmus der effektiven Flächenbelastung f ^-!proportionale Signal zugeführt werden, undeinen Summierverstärker (114), dem das mit dem Faktor 0,5 versehene Ausgangssignal des Differenz-Verstärkers sowie ein festes aber justierbares Signal (lh) zugeführt wind, welches proportional zugangssignal mit einem Faktor 0,5 (bei 90) an einem Summierverstärke)! (92) anliegt, wobei durch den Summierverstärker (92) dem logarithmierten Ausgangssignal ein konstantes oder fest einstellbares Signalj- [In 2 - In eo] - In f.-=- (In 2 - In o0) - In va60ist, sowie einen vom Ausgang des Summierverstärkers (114) gesteuerten Stellmotor (116) zur Verstellung der beweglichen Skala.
- 5. Fahrtanzeigeinstrument nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß ein Signal, das dem Staudruck (q) proportional ist, auf ein elektrisches Logarithmierglied (88) geschaltet ist, dessen Ausüberlagert wird und der Ausgang des Summierverstärkers (92) das Meßwerk (94) für den Zeiger (20) beaufschlagt
- 6. Fahrtanzeigeinstrument nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß der Zeiger (20) um eine Zeigerachse (ifc) beweglich und die Fahrtskala (12) eine ringförmige äußere Skala konzentrisch zu der Zeigerachse (18) ist und daß die bewegliche Skala (16) konzentrisch innerhalb der feststehenden äußeren Skala und um die Zeigerachse (18) verdrehbar angeordnet ist
- 7. Fahrtanzeigeinstrument für Flugzeuge nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß mit dem Zeiger (20) eine Abdeckung (24) verbunden ist, welche den größten Teil der beweglichen Skala (16) abdeckt und mit dem Fenster (26) versehen ist, das nur einen begrenzten Bereich der beweglichen Skala (16) um den Zeiger (20) herum frei läßt
- 8. Fahrtanzeigeinstrument nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnetdaß an der Fahrtskala (12) ein Sollwertzeiger vorgesehen ist,daß an dem Fahrtanzeigeinstrument ein Sollwert des Auftriebsbeiwertes (CÄsoii) mittels eines Sollwertgebers (56) einstellbar ist und
daß ein Rechner (F i g. 2) vorgesehen ist, der von dem Signal des Sollwertgebers (56), dem Signal der Auftriebswert-Meßvorrichtung (54) und einem dem Staudruck (q) proportionalen Signal von einem Staudruckmesser (52) beaufschlagt ist und der ein den Sollwert des Staudrucks wiedergebendes Ausgangssignal (qloii) liefert, von welchem der Sollwertzeiger (48) steuerbar ist - 9. Fahrtanzeigeinstrument nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet,daß an einem Summationspunkt (62) das Signal (CasoiÖ des Sollwertgebers (56) dem Signal (CaJ der Meßeinrichtung (54) für den Auftriebsbeiwert entgegengeschaltet ist,daß das erhaltene Differenzsignal (ACa) als Zählergröße an einem Eingang eines ersten Quotientenbildners (63) anliegt, auf dessen anderen Eingang das Signal fCuo^Mes Sollwertgebers (56) geschaltet ist ι ο daß der Ausgang des ersten Quotientenbildners (63) an einem Eingang eines Multipliziergliedes (64) anliegt, auf dessen anderen Eingang der Ausgang eines zweiten Quotientenbildners (66) geschaltet ist daß der Ausgang des Multipliziergliedes (64) an einem Summationspunkt (68) dem Signal (q) des Staudruckmessers (52) überlagert ist, daß dem so erhaltenen Signal (qsoi) an einem Summationspunkt (70) das Ausgangssignal (qsoiir) des zweiten Quotientenbildners (66) zur Bildung eines Anzeigefjehlersignals (Aq5) entgegengeschaltet istdaß das Anzeigefehlersignal (Aqs) einmal dkekt und einmal über einen Integrator (74) auf zwei Eingänge eines Summierverstärkers (78) geschaltet ist an dessen dritten Eingang ein den wahrscheinlichen Wert der effektiven Flächenbelastung qsm darstellendes festes Signal anliegtdaß das Ausgangssignal des Summierverstärkers (78) als Zählergröße an einem Eingang des zweiten Quotientenbildners (66) anliegt auf dessen anderen Eingang das Signal (CasoIi) des Sollwertgebers (56) geschaltet ist unddaß das Ausgangssignal des zweiten Quotientenbildners (66) einen Stellmechanismus (104) für den Sollwertzeiger (48) steuert
- 10. Fahrtanzeigeinstrument nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet daß zur Bildung eines die effektive Flächenbelastung wiedergebenden Signals der Ausgang (Ca) der Meßvorrichtung für den Auftriebsbeiwert und das Signal (q) von dem Staudruckmesser an einem Multiplizierglied anliegen, welches die effektive Flächenbelastung gs näherungsweise als Ausgangssignalβ =e =C · aliefert
- 11. Fahrtanzeigeinstrument nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß das besagte Ausgangssignal gs auf ein elektrisches Logarithmierglied (98) geschaltet ist, dessen Ausgang multipliziert mit einem Faktor 0,5 an einem Eingang eines Summierverstärkers (102) anliegt, auf dessen anderen Eingang ein durch den Skalenanfang (v.) und die mittlere Luftdichte am Boden Qo) bestimmtes konstantes oder fast einstellbares Signalγ [In 2 - In Po] - In vA60anliegt und dessen Ausgang den Stellmechanismus (104) des Sollwertzeigers (48) beaufschlagt
- 12. Fahrtanzeigeinstrument nach Anspruch 9 oder 10, dadurch gekennzeichnet,daß der Ausgang des Summierverstärkers (78) an einem Eingang eines zweiten Multipliziergliedes (80) anliegt an dessen anderem Eingang ein der Normalbeschleunigunp fjt) längs der Hochachse des Flugzeugs proportionales Signal anliegt, wobei der Ausgang des Multipliziergliedes (80) dem Fluggewicht (Gy proportional ist
- 13. Fahrtanzeigeinstrument nach Anspruch 2 und 12, dadurch gekennzeichnet, daß der Flächenbelastungsgeber von dem Ausgang-des Summierverstärkers (78) bzw. Multipliziergliedes (118) in Verbindung mit einem nachgeschalteten Logarithmierglied (110) gebildet wird.
- 14. Fahrtanzeigeinstrument nach einem der Ansprüche 8 bis 13, dadurch gekennzeichnet, daß an dem Instrument Betriebsartenschalter vorgesehen sind, durch welche wahlweise nachstehende Betriebsarten vorgebbar und ein zugehöriger interner Regelkreis (124, 126, 128, 130, 132) einschaltbar ist durch weichen der Sollwertzeiger automatisch auf einen der Betriebsart entsprechenden Fahrtsollwert eingestellt wird:(a) Einhaltung einer vorgegebenen Machzahl,(b) Einhaltung einer vorgegebenen Fahrt,(c) Einhaltung eines vorgegebenem Sicherheitsabstandes von der Abreißgeschwindigkeit(d) Fliegen mit größtem Bahnwinkel,(e) Fliegen mit größter Steiggeschwindigkeit
- 15. Fahrtanzeigeinstrument nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet,daß an einem Stellmechanismus für den Sollwertzeiger (48) ein durch den Skalenanfang (vj und die mittlere Luftdichte (ρο) in Meereshöhe bestimmtes konstantes oder fest einstellbares Signaly [In 2 — In- In ιsowie über eine Anordnung von sich gegenseitig verriegelnden Schaltern wahlweise eines der folgenden Signale anliegt:(a) das durch ein Logarithmierglied (136) logarithmierte Ausgangssignal eines Machzahl-Sollwertgebers (42"), dem ein dem statischen Druck in der Flughöhe entsprechendes, von einem Druckgeber (140) geliefertes, durch ein Logarithmierglied (142) iogarithmiertes und mit dem Faktor 0,5 aufgeschaltetes Signal sowie ein konstantes Signal entsprechend-'- (In χ - In 2)überlagert ist, wobei χ der Isotropenexponent der Luft ist,(b) ein der kommandierten Fahrt entsprechendes Singal von einem Fahrtsollwertgeber (40"), dis durch ein Logarithmierglied (146) logavithmiert wird und dem ein konstantes Signal entsprechend(Z0 = y (In 2 - In Q0) - In v„''entgegengeschaltet ist,(c) ein dem kommandierten Verhältnis (kKu) von Fahrt zu Abr»ißgeschwindigkeit entsprechendes Signal von einem »k«-Wertgeber (38"), das durch ein Logarithmierglied (158) logarithmiertwird und dem ein durch ein weiteres Logarithniierglied (106) logarithmiertes und mit einem Faktor 0,5 aufgeschaltetes, den maximalen Auftriebsbeiwert (Ca™*) wiedergebendes Signal entgegengeschaltet und ein dem Logarithmus der effektiven Flächenbelastung (g,) entsprechendes, mit einem Faktor 0,5 aufgeschaltetes Signal überlagert ist,(d) ein festes Signal von einem ersten Signalgeber (150), das einem dem steilsten Bahnwinkel zugeordneten kommandierten Auftriebsbeiwert (Casoii) entspricht, das durch ein Logarithmierglied (152) logarithmiert wird und dem ein dem Logarithmus der effektiven Flächenbelastung (gs) entsprechendes Signal entgegengeschaltet ist, wobei das resultierende Signal mit einem Faktor 0,5 aufgeschaltet wird, oder(e) ein festes Signal von einem zweiten Signalgeber, das einem der größten Steiggeschwindigkeit zugeordneten kommandierten Auftriebsbeiwert (Ca„h) entspricht, das durch ein Logarithmierglied logarithmiert wird und dem ein dem Logarithmus der effektiven Flächenbelastung (gs) entsprechendes Signal entgegengeschaltet ist, wobei das resultierende Signal mit einem Faktor 0,5 aufgeschaltet wird.
Priority Applications (1)
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DE2724860A DE2724860C2 (de) | 1977-06-02 | 1977-06-02 | Fahrtanzeigeinstrument für Flugzeuge |
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DE2724860A DE2724860C2 (de) | 1977-06-02 | 1977-06-02 | Fahrtanzeigeinstrument für Flugzeuge |
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DE2724860B1 DE2724860B1 (de) | 1978-08-10 |
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ID=6010497
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Families Citing this family (2)
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EP1546655B1 (de) * | 2002-10-04 | 2006-03-15 | Marinvent Corporation | Nichtlineare elektronische anzeige dynamischer flugzeugparameter |
-
1977
- 1977-06-02 DE DE2724860A patent/DE2724860C2/de not_active Expired
Also Published As
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