DE2808017A1 - Vorrichtung zur lieferung eines masses des gesamtgewichts und/oder der lage des schwerpunktes eines luftfahrzeuges - Google Patents

Vorrichtung zur lieferung eines masses des gesamtgewichts und/oder der lage des schwerpunktes eines luftfahrzeuges

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DE2808017A1 DE19782808017 DE2808017A DE2808017A1 DE 2808017 A1 DE2808017 A1 DE 2808017A1 DE 19782808017 DE19782808017 DE 19782808017 DE 2808017 A DE2808017 A DE 2808017A DE 2808017 A1 DE2808017 A1 DE 2808017A1
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Description

Patentanwälte Dipl.-:ng. Curt Wallach
Dipl.-!ng. Günther Koch
2808017 Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach
Dipl.-lng. Rainer Feldkamp
D-8000 München 2 · Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 24 0275 · Telex 5 29 513 wakai d
Datum: 24. Februar I978
Unser Zeichen: iß
Sperry Rand Corporation
New York, USA
Vorrichtung zur Lieferung eines Maßes des Gesamtgewichts
und/oder der Lage des Schwerpunktes eines Luftfahrzeuges
809835/0812
Patentanwätfe Dipl.-!ng. C υ i"t Wal I ach Dipl.-Ing. Günther Koch
2808017 Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach Dipl.-lng. Rainer Feldkamp
D-8000 München 2 · Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 24 02 75 · Telex 5 29 513 wakai d
Datum:
Unser Zeichen: 16 154 - Fk/Ne
Sperry Rand Corporation New York, USA
Vorrichtung zur Lieferung eines Maßes des Gesamtgewichts und/oder der Lage des Schwerpunktes eines Luftfahrzeuges
Die Erfindung bezieht sich auf Luftfahrzeug-Instrumentierungsund Steuersysteme und inässondeie auf eine Vorrichtung zur Berechnung des Gesamtgewichtes und/oder des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges durch Messung verschiedener Variablen wie z.B. der Beschleunigungskomponenten entlang der Längsachse und der Hochachse, von Plugdatenparametern^, von Druckverhältnissen oder Gebläsedrehzahlen der Triebwerke sowre der Stellungen der aerodynamischen Steuerflächen wie Klappen, Vorflügel und Höhenflossen.
Das Gesamtgewicht eines Luftfahrzeuges kann in Verbindung • 'mit der Stellung der Klappen und Vorflügel der Auftriebsoberfläche zur automatischen Bestimmung der wesentlichen Abhebegeschwindigkelts-Bezugswerte verwendet werden, wie z.B* der Entscheidungsgeschwindigkeit (V1), der Rotationsgeschwindigkeit (VR, Geschwindigkeit beim Einleiten des Abhebe -Drehvorganges) und der sicheren Geschwindigkeit (Vg) ο
S0ÖÖII/ÖS12
2806017
Das Gewicht ist weiterhin ein grundlegender Parameter für die Steuerung des Schubes, des Widerstandes und des Auftriebes während des Steigfluges, der Reisefluges, des Sinkfluges und des Fliegens in Warteschleifen, damit eine optimale Wirtschaftlichkeit hinsichtlich des TreibstoffVerbrauchs und ein optimaler Flug über lange Entfernungen erzielt wird. Das Gesamtgewicht wird weiterhin für die Bestimmung der Anfluggeschwindigkeiten mit ausreichender Überziehsicherheit verwendet.
Eine genaue Messung des Schwerpunktes ist zweckmäßig, wenn die Überführung von Treibstoff zwischen den einzelnen Tanks während des Fluges durchgeführt wird. Es ist allgemein wünschenswert, den Schwerpunkt mit dem Mittelpunkt des aerodynamischen Auftriebes der Tragfläche auszurichten, weil dies zu einer minimalen Belastung der Höhenflosse und damit zur Verringerung des Widerstandes des Luftfahrzeuges führt. Das Signal für den Schwerpunkt ist weiterhin für die Steuerung der Mechanismen zweckmäßig, die die Höhenruder-Kraftsimulationseiir ichtungen einstellen, die eine bestimmte Kraft auf das Steuerhorn reflektieren, damit die Steuerhorn-Kraft pro Einheit der Vertikalbeschleunigung im wesentlichen über den Betriebs-Fluggeschwindigkeitsbereich des Luftfahrzeuges konstant bleibt.
Bekannte Techniken beruhen auf einer angenäherten Kenntnis des Leergewichtes des Luftfahrzeuges, wobei eine getrennte Berücksichtigung des Gewichtes und der Position des Treibstoffes und der Nutzlast vorgenommen wird und weiterhin die Bewegung über die Änderung der Position des Treibstoffes auf Grund des Verbrauchs durch die Triebwerke berücksichtigt wird. Dieser Vorgang ist lästig, weil er sich an sich nicht zur schnellen Erneuerung der Abschätzwerte für das Gesamtgewicht und die Schwerpunktslage eignet und Fehlern auf Grund der anfänglichen angenäherten Annahmen für das Leergewicht, das Treibstoffgewicht und.das Gewicht der Nutzlast unterworfen ist und weil kumulative Fehler auftreten, die sich bei der Integration der Treibstoff-Strömungsgeschwindigkeit und auf Grund der Dichteänderungen bei den volumetrischen TreibstoffVerbrauchs-
I0983S/0812 ./.
Meßtechniken ergeben.
Es ist eine Vorrichtung zur automatischen Berechnung des Gesamtgewichtes aus Parametern bekannt (deutsche Offenlegungsschrift 2 I6l 401), die nicht von Schätzwerten für das Luftfahrzeug-Leergewicht oder der Lage und des Gewichts von Treibstoff und Nutzlast abhängen. Diese bekannte Technik ist jedoch lediglich, auf ein Luftfahrzeug anwendbar, das sich im Flug befindet. Die bekannte Vorrichtung kann kein genaues Gewichtssignal erzeugen,- wenn das gesamte Gewicht oder ein Teil des Gewichts des Luftfahrzeuges durch das Fahrwerk getragen wird.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, die einerseits ohne weiteres zur Verfügung stehende zuverlässige und genaue Luftfahrzeug-Meßfühler verwendet, deren Ausgänge zur Erzeugung momentaner Gesamtgewicht- und Schwerpunktslagensignale verarbeitet werden, ohne daß Fehler auftreten und die andererseits eine Bestimmung des Luftfahrzeuggewichtes sehr kurz nach dem Beginn des Start-Anrollvorganges ermöglicht.
Entsprechend einem Grundgedanken der Erfindung wird eine Vorrichtung zur Messung des Gesamtgewichtes eines Luftfahrzeuges mit Triebwerken zur Erzielung eines VortriebsSchubes geschaffen, die a) auf eine Betriebscharakteristik der Triebwerke ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines Maßes des Schubes dieser Triebwerke, b) auf die auf das Luftfahrzeug einwirkenden aerodynamischen Kräfte und das Maß des Schubes ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines Maßes einer Funktion des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges und c) auf das Maß der Funktion des Anstellwinkels ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines Ausgangs-Meßwertes des Gesamtgewichtes des Luftfahrzeuges aufweist.
Entsprechend einem weiteren Grundgedanken der Erfindung wird eine Vorrichtung zur Lieferung eines Meßwertes der Lage des Schwerpunktes eines Luftfahrzeuges mit einer Haupttragfläche,
IO983S/0S12 ./.
mit Tragflächen-Klappen, mit einer Höhenflosse und einem Höhenruder bezüglich der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe geschaffen, die a) Einrichtungen zur Lieferung eines Signals proportional zur effektiven Position der Höhenflosse bei der Erzeugung einer Längsneigungs- oder Nickbewegung des Luftfahrzeuges, b) Einrichtungen zur Lieferung eines Signals proportional zu einer Funktion der Horizontal- und Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges und des Schub-/Gewichtsverhältnisses des Luftfahrzeuges und c) auf diese Signale ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines Signals aufweist, das proportional zur Position des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges ist, um den die Längsneigungs- oder Nickbewegung erfolgt.
Erfindungsgemäß wird ein Maß des Schubes verwendet, der von den Triebwerken auf das Luftfahrzeug ausgeübt wird und wie dies im folgenden noch näher erläutert wird, ermöglichen diese zusätzlichen Daten eine Bestimmung des Luftfahrzeuggewichtes sehr kurz nach dem Beginn des Start-Anrollvorganges. Das Luftfahrzeuggewicht steht damit zur automatischen und unabhängigen Ableitung der kritischen Startgeschwindigkeitsbezugswerte V,, V„ und Vp zur Verfügung, die eine Funktion des Start-Gesamtgewichtes des Luftfahrzeuges sind und diese Bezugswerte können dann automatisch dazu verwendet werden, die entsprechenden Indizes eines Anzeigegerätes für die Fluggeschwindigkeit einzustellen, das der Pilot während des Rollvorganges am Boden und während des Startvorganges verwendet.
Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung werden elektrische Signale abgeleitet, die proportional zum Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges und zur Lage des Schwerpunktes sind, wobei diese Signale auf elektrischen Signalen beruhen, die ein Maß der Längsbeschleunigung, der Vertikalbeschleunigung, des Trlebwerks-Druckverhältnisses oder der Gebläse-Drehzahl des Triebwerkes, des statischen Drucks, der Mach-Zahl, der Gesamt-Lufttemperatur, der Klappen-/Vorflügel-Stellung und
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der Stellung der Höhenflosse sind, wobei diese Signale durch Meßfühler gemessen werden, die sich normalerweise an Bord eines Luftfahrzeuges befinden und die als Eingänge einem Analog- oder Digitalrechner zugeführt werden, der eine gleichzeitige Lösung von zwei mathematischen Beziehungen liefert, die auf das Luftfahrzeug in seiner Längsebene entlang zweier zueinander orthogonaler Luftfahrzeugachsen wirkende Kraftkomponenten auf die Luftfahrzeugbeschleunigungen beziehen, die entlang der gleichen jeweiligen Achsen gemessen werden. Die gleichzeitige Lösung dieser Beziehungen durch den Rechner führt zu elektrischen Ausgangssignalen, die den Momentanwert des Gesamtgewichtes des Luftfahrzeuges sowie die Lage des Schwerpunktes dieses Luftfahrzeuges darstellen»
Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.
Die Erfindung wird im folgenden anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen noch näher erläutert.
In der Zeichnung zeigen:
Fig. 1 die Kräfte, die auf ein Luftfahrzeug während
des Startvorganges wirken, wenn das gesamte Gewicht oder ein Teil des Gewichts des Luft-fahrzeuge durch das Fahrgestell getragen wirdj
Fig. 2 die Kräfte, die am Schwerpunkt des Luftfahrzeuges wirken, wenn sich das Luftfahrzeug vollständig in der Luft befindet?
Fig. 3 ein Diagramm einer typischen Strahltriebwerks-
Schubcharakteristik als Funktion des statischen Druckverhältnisses, des Triebwerkdruckverhältnisses und der Mach-Zahl;
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Fig. 4 ein Diagramm einer typischen Strahltriebwerks-
Schubcharakteristik als Funktion des statischen Druckverhältnisses, des Gesamttemperaturverhältnisses oder der Betriebstemperatur, der Gebläsedrehzahl des Triebwerks und der Mach-Zahlj
Fig. 5 ein Blockschaltbild einer Ausführungsform der
Vorrichtung zur Berechnung der Signale für das Gesamtgewicht und den Schwerpunkt des Luftfahrzeuges;
Fig. 6 ein Diagramm der Auftriebs- und Widerstands-
eigenschaften eines typischen Luftfahrzeuges als Funktion des Anstellwinkels und der Klappenstellung j
Fig. 7 ein Diagramm von Anstellwinkelfunktionen, die
aus den Auftriebs- und Widerstandseigenschaften nach Fig. 6 abgeleitet sind;
Fig. 8 ein Blockschaltbild, das ein AusfUhrungsbeispiel einer Rechner-Ausführung des Schubrechnerabschnittes nach Fig. 5 zeigt;
Fig. 9 ein ähnliches Blockschaltbild, das eine Rechnerausführung für den Anstellwinkel- oder Alphafunkt Ions -Rechnerabschnitt nach Fig. 5 zeigt;
Fig. 10 ein Blockschaltbild eines Ausführungsbeispiels
einer Rechnerausführung des Gewichtsrechnerabschnittes nach Fig. 5;
Fig. 11 ein·Blockschaltbild einer Rechnerausführung
des Bodengewlchts-Rechners entsprechend den Forderungen nach Fig. 1;
8Ü9835/0&12 */#
Fig. 12 eine schematische Darstellung der longitudinalen
aerodynamischen Kräfte und Momente, die auf das Luftfahrzeug auf Grund der kombinierten Wirkung der Tragfläche und des Leitwerks wirken;
Fig. 15 eine Tabelle typischer Klappenstellungs- und
machzahlabhängiger Luftfahrzeugparameter, die
für die Gewichts- und Schwerpunktslagenberechnung gemäß der Erfindung erforderlich sind]
Fig. 14 und 15 eine Tabelle typischer Alphafunktionen für verschiedene Werte des Anstellwinkels bei extremen Lagen des Schwerpunktes;
Fig. 16 ein Diagramm der Änderung der Alphafunktion
mit der Lage des Schwerpunktes;
Fig. 17 eine Darstellung von Alphafunktions-Charakteri-
stiken, die auf relativ kleinen Änderungen des
Anstellwinkels beruhen;
Fig. 18 eine Tabelle typischer Alphafunktions-Koeffi-
zienten, die auf relativ kleinen Änderungen des Anstellwinkels für verschiedene Klappenstellungen beruhen;
Fig. 19 ein Blockschaltbild einer Ausführungsform einer
Analogrechner-Ausführung für den Polynomkurven-Anpaßfunktionsgenerator nach Fig. 9;
Fig. 20 ein Blockschaltbild einer Ausführungsform der
Vorrichtung, bei dem die Elemente eines üblichen Allzweckrechners zur Durchführung der erforderlichen Berechnungen gezeigt sind;
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Fig. 21 und 22 Programmtafeln, die zur Programmierung des
Digitalrechners nach Fig. 20 verwendet werden können.
Bevor die bevorzugten AusführungsbeispieIe der vorliegenden Erfindung erläutert werden, sollen die verschiedenen mathematischen Beziehungen und ihre Ableitungen sowie eine allgemeine gerätemäßige Ausführung eines Rechners diskutiert werden, damit das Verständnis des bevorzugten Ausführungsbeispiels erleichtert wird.
Fig. 1 wird zur Ableitung einer Beziehung zwischen dem Gewicht des Luftfahrzeuges, dem auf das Luftfahrzeug ausgeübten Schub und der Beschleunigung verwendet, die von einem Längsrichtungs-Beschleunigungsmesser gemessen wird, der entlang einer Luftfahrzeugachse befestigt ist, die parallel zudem Schubvektor des Triebwerks verläuft. Im folgenden wird eine Definition der Symbole angegeben, von denen einige auch in Fig. 1 gezeigt sind:
TT0 die Summe der Startschübe der getrennten an dem Luftfahrzeug befestigten Triebwerke;
W
TD das Start-Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges;
^- der Neigungswinkel der Startbahn bezüglich der örtlichen horizontalen Ebene;
Dm0 die Summe der Reibungs- und aerodynamischen Widerstandskräfte, die auf das Luftfahrzeug wirken, wenn es sich entlang der Startbahn bewegt;
Xm0 die Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang der Startbahn;
a der Ausgang eines Linearbeschleunigungsmessers, der parallel zur Längsachse des Luftfahrzeuges befestigt ist;
g die Erdbeschleunigung.
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Die entlang der Längsachse wirkende resultierende Kraft führt zu einer Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang der Startbahn in der folgenden Weise:
W
Tmo-WTosin 5rRWy-DT0 - ~- xT0 (1)
Der Langsbeschleunigungsraesser spricht nicht nur auf die Beschleunigung Xm0 sondern auch auf die Komponente der Schwerkraft entlang der Längsachse in der folgenden Weise an:
ax = ^TO + g sin ^RWY (2)
Das Einsetzen der Gleichung (2) in die Gleichung (1), wobei Dmn als Funktion des aerodynamischen Widerstandes ausgedrückt wird und die Rollreibung des Luftfahrzeuges berücksichtigt wird, führt zusammen mit einer mathematischen Umstellung zur Auflösung nach WT0 zu der folgenden Gleichung:
WTO ax K:>)
g~
darin ist:
S die Tragflächen-Fläche des Luftfahrzeuges; D der Koeffizient des aerodynamischen Widerstandes S die Dichte der Luft
V die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges relativ zum Wind
der Koei>i"izient äer Rollreibung des Luftfahrzeuges.
Bei der Berechnung des Gewichtes vor dem Start kann der aerodynamische Widerstand im Nenner der Gleichung (j5) vernachlässigt werden, weil die Berechnung dann erfolgt, wenn die Vorwärtsgeschwindigkeit niedrig ist. Dies wird dadurch sicher gestellt, daß das Gewicht lediglich während eines kurzen Zeit
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Intervalls nach dem Lösen der Bremsen und nachdem die Triebwerks-Druckverhältnisse Werte erreicht haben, berechnet wird, die einen bestimmten relativ großen Bruchteil des Start-Grenzwertes darstellen, beispielsweise einen Wert von 0,90 EPRL (EPRL = Triebwerksdruckverhältnis-Grenzwert). Dieser Zustand tritt üblicherweise innerhalb weniger Sekunden nach dem Freigeben der Bremsen auf. Der Wert des Koeffizienten der Rollreibung Up1- ist eine bekannte Größe für ein bestimmtes Luftfahrzeug. Weil der Schub, die Längsbeschleunigung und die Rollreibung bekannt sind oder gemessen werden und weil der aerodynamische Widerstand vernachlässigt werden, kann der Wert von Wmn durch gerätemäßige Ausführung und Lösung der rechten Seite der Gleichung (j5) bezüglich der aerodynamischen Parameter unter Verwendung von Analog- oder Digital-Recheneinrichtungen abgeleitet werden. Es sei bemerkt, daß die Verwendung eines Längsbeschleunigungsmesserausganges dazu führt, daß die Gleichung (3) von der Neigung der Startbahn unabhängig ist. Eine derartige W171n-Rechne raus führung ist in Fig. 11 gezeigt, und wird weiter unten ausführlich erläutert.
Fig. 2 stellt ein Vektordiagramm der auf ein im Flug befindliches Luftfahrzeug einwirkenden Kräfte bezogen auf den Schwerpunkt des Luftfahrzeuges dar und kann zur Ableitung von zwei grundlegenden Beziehungen verwendet werden, die genau zwei abhängige Variablen umfassen, von denen eine das momentane Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges ist. Der Rechner der erfindungsgemäßen Vorrichtung löst daher diese Gleichungen gleichzeitig unter Verwendung von Analog- oder Digital-Rechentechniken, um ein Maß des Fluggewichtes des Luftfahrzeuges abzuleiten. Fig. 2 zeigt die Kräfte, die auf den Schwerpunkt (CG) des Luftfahrzeuges einwirken, sowie die Beschleunigungskomponenten, die auf Grund dieser Kräfte entlang der orthogonalen Längs- und Vertikalachsen des Luftfahrzeuges auftreten.
Im folgenden wird eine Definition von Symbolen gegeben, von denen einige in Fig. 2 auftreten:
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T ist die Summe der Schübe der getrennten, an dem Luftfahrzeug befestigten Triebwerkes
W ist das Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges;
L ist der aerodynamische Auftrieb, der auf das Luftfahrzeug wirkt]
D ist der aerodynamische Widerstand, der auf das Luftfahrzeug wirkt;
χ ist die Beschleunigungskomponente entlang der Längsachse des Luftfahrzeuges, die parallel zum Schubvektor verläuft;
ζ ist die Beschleunigungskomponente entlang der Vertikalachse des Luftfahrzeuges, die orthogonal zur Längsachse ist;
V ist die Geschwindigkeit entlang des Flugweges des Luftfahrzeuges, die parallel zur Richtung des relativen Windes ist;
oL ist der Anstellwinkel, der der Winkel zwischen der Längsachse des Luftfahrzeuges und dem relativen Wind ist und f der Flugwegwinkel, der der Winkel zwischen dem relativen Wind und der örtlichen horizontalen Ebene ist.
Die resultierende auf das Luftfahrzeug entlang der Längsachse wirkende Kraft führt zu einer entsprechenden Beschleunigungskomponente gemäß der folgenden Gleichung:
T + L sin ot_p cos <*. - W sin θ = -|~ χ (4)
worin θ der Winkel zwischen der Längsachse des Luftfahrzeuges und der örtlichen horizontalen Ebene gemessen in einer Vertikalebene ist, die die Längsachse einschließt. Dieser Winkel wird üblicherweise als Längsneigungswinkel oder Nickwinkel des Luftfahrzeuges bezeichnet»
Die entlang der Vertikalachse des Luftfahrzeuges wirkende resultierende Kraft führt zu einer entsprechenden Beschleunigungskomponente gemäß der folgenden Gleichung:
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L cos oL+ Ό sin oC - W cos θ cos 0 = —— ζ (5)
worin 0 der Winkel zwischen der Vertikalachse des Luftfahrzeuges und der vertikalen Ebene ist, die die Längsachse des Luftfahrzeuges enthält. Dieser Winkel wird üblicherweise als Querneigungswinkel oder Rollwinkel des Luftfahrzeuges bezeichnet.
Weil Linear-Beschleunigungsmesser, die parallel zu den Längsund Vertikalachsen des Luftfahrzeuges befestigt sind, bei der beschriebenen Vorrichtung zur Lieferung der a - und a -Sig-
Λ Ζ
nale verwendet werden, stellen sie nicht nur die jeweiligen x- bzw. z-Beschleunigungen fest, sondern sprechen auch auf Komponenten der Schwerkraft an, so daß ihre Signalausgänge wie folgt sind:
a = χ + g sin θ (6)
a = ζ + g cos θ sin 0 (7)
Die aerodynamischen Auftriebs- und Widerstandskräfte können in üblicher Auftriebskoeffizienten (C-) und Widerstandskoeffizienten (C0-) Form wie folgt ausgedrückt werden:
L = CLqS (8)
D = CDqS (9)
worin q = Staudruck oder 0,7 ρ Μ (10)
und worin
ρ der statische Druck und
M die Machzahl ist.
Das Einsetzen der Gleichungen (6) bis (10) in die Gleichungen (4) und (5) führt bei einer mathematischen Umstellung zu den folgenden grundlegenden Beziehungen:
W = (CL cos l9C+ CD sin oC) (0,7PgM2S) (^-) (11)
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CL sin el - CD cos pi U
CL cos oc + CD sin OC "^g " Vl \a / K '
Eine Überprüfung der Gleichungen 11 und 12 zeigt, daß sie genau zwei abhängige Variable umfassen, die das Gesamtgewicht W und der Anstellwinkel oC sind. Dies ergibt sich des-r halb, weil der statische Druck (pj, die Mach-Zahl (M), die Vertikalbeschleunigung (a ), die Längsbeschleunigung (a ) und der Schub (T) alle unabhängig voneinander gemessen werden. Es ist weiterhin zu erkennen, daß der Auftriebskoeffizient (CT) und der Widerstandskoeffizient (O eines bestimmten Luftfahrzeuges in eindeutiger Weise als eine Funktion des Anstellwinkels, der Mach-Zahl, der KIappen-VorflugeIstellung und der Höhenflossenstellung bestimmt sind. Die letzten drei Parameter können ebenfalls unabhängig gemessen werden. Daher ist die Vorrichtung zur Berechnung des Gewichtes des Luftfahrzeuges so ausgebildet, daß sie gleichzeitig die Gleichungen (11) und (12) für die abhängigen Variablen W und (X- unter Verwendung elektrischer Signale auflöst, die von Meßfühlereinrichtungen geliefert werden, die auf die gerade genannten unabhängigen Variablen ansprechen. Weil der Schub T einer dieser unabhängigen Variablen ist, wird im folgenden eine kurze Diskussion der Triebwerkseigenschaften durchgeführt, die eine Messung des Schubes dieses Triebwerkes ermöglichen.
Die Figuren 3 und 4 zeigen typische Strahltriebwerks-Charakteristiken. Die Kurven nach Fig. 3 zeigen einen Typ eines Strahltriebwerkes, bei dem das Verhältnis zwischen dem Ausgangs-Gesamtdruck zum Einlaßdruck (EPR) als grundlegender Schubmeßparameter verwendet wird, während sich Fig. 4 auf ein Strahltriebwerk in einem Typ bezieht, bei dem die prozentuale Gebläsedrehzahl (N1) als grundlegender Schubmeßparameter verwendet wird. Die beschriebenen Ausführungsformen der Vorrichtungen sind für beide Typen anwendbar. Diese Charakteristiken zeigen, daß der Schub T eines bestimmten Triebwerkes in eindeutiger Weise bestimmt ist, wenn das Statikdruckverhältnis §AMj das Gesamttemperaturverhältnis Q^3,
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die "ach-Zahl und das Triebwerks-Druckverhältnis (EPR) oder die Triebwerks-Gebläsedrehzahl N unabhängig geraessen werden. Weil diese Parameter alle vorgegeben sind oder direkt meßbar sind, kann der Schub jedes Triebwerkes des Luftfahrzeuges genau bestimmt werden, wie dies weiter unten erläutert wird.
Fig. 5 zeigt ein Rechner-Blockschaltbild einer Ausführungsform der Vorrichtung, das zur gleichzeitigen Lösung der vorstehenden Gleichungen (11) und (12) verwendet wird. Die unabhängigen Variablen sind elektrische Rechner-EingangsSignaIe an den Leitungen 10 bis 14 und 16 bis 18.
Jedes dieser elektrischen Signale wird von einem an Bord des Luftfahrzeuges befindlichen Meßfühler für den angegebenen Parameter geliefert. Die Signale für die Maeh-Zahl und den statischen Druck von den Leitungen 10 bzw. 11 werden von einem üblichen Flugdatenmeßfühler 100 geliefert und die Längs- und. Vertikalbeschleunigungssignale a und a werden von jeweiligen x-Achsen- und z-Achsen-Beschleunigungsmessern 101 und 102 geliefert, die vorzugsweise so nahe wie möglich an dem Schwerpunkt des Luftfahrzeuges befestigt sind. Die bewegliehen aerodynamischen Oberflächen, die den Auftriebskoeffizienten (L· des Luftfahrzeuges beeinflussen, sind die Klappen und die Höhenflosse, und zu den Stellungen dieser Steuerflächen proportionale Signale werden-on geeigneten Meßfühlern (wie z.B. ein über ein Getriebe mit diesen Steuerflächen verbundenes Synchro) 114 bzw. 116 geliefert. Schließlich werden die zu dem Druekverhältnis (EPR) jedes Triebwerkes proportionalen Signale von üblichen Keßfühlern 117 und 118 für diese Parameter geliefert.
Die Signale für die Kaeh-Zahl und den statischen Druck an den Leitungen 10 und 11 sowie die EPR-Signale an den Leitungen 17 und 18 für ein zweistrahliges Luftfahrzeug werden als Eingänge einem Schubrechner 19 zugeführt, der diese elektrischen Eingänge in ein elektrisches Ausgangssignal an einer Leitung 55 umformt. Dieser Ausgang ist proportional zu dem zusammenge-
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- aar -
a^ 2B08017
setzten Schub des Luftfahrzeuges entsprechend den Charakteristiken nach Fig. 3, wenn das spezielle Triebwerk ein Triebwerk vom EPR-Typ Ist. Wenn das Triebwerk vom Gebläsetyp ist, wurden die Signale an den Leitungen I7 und 18 die Triebwerks-Gebläsedrehzahlen N., anstelle der Triebwerks-Druckverhältnisse darstellen. Die allgemeine Form der mathematischen Beziehung für die Schubcharakteristiken eines Triebwerks vom EPR-Typ kann empirisch in Form von Polynomen mit ausreichend hoher Ordnung abgeleitet werden, damit die erforderliche Genauigkeit erzielt wird, d.h. mit Hilfe einer üblichen Kurvenanpaßtechnik. Das folgende Polynom ist typisch:
Fn = I87OO $m (a - bM + CM2) (13)
a = -0,^848 + 0,5753 (EPR) (14)
b =0,823 - 0,2852 (EPR) + 0,0699 (EPR)2 (15)
Ce 0,5138 + 0,1125 (EPR) (16)
worin M = Mach-Zahl und
s - ?s
6AM ~ "2TTo"
(2116 = Standardatmosphäre in Meeresspiegel an einem Standardtag in lbf/ft2 entsprechend 1013,14 Millibar)
F S= Schubleistung eines einzigen Triebwerks in Ib0
Eine ausführliche Erläuterung der Erzeugung des Schubsignals T wird weiter unten in Verbindung mit Fig. 8 gegeben.
Es ist für den Fachmann auf dem Gebiet der digitalen Rechnertechnik verständlich, daß die Lösung der Gleichung (I3) mit einem hohen Maß an Genauigkeit durchgeführt werdenkann, weil genaue Polynom-Koeffizienten für das Triebwerk, die durch die Kurven nach den Figuren 3 oder 4 festgelegt sind, in einem Festwertspeicher gespeichert und in die Bearbeitungseinrichtung oder den Prozessor einprogrammiert werden können, um ein sehr genaues Maß von F zu erzielen.
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Wie es weiterhin aus Fig. 5 zu erkennen ist, umfassen die Eingangssignale an dem Alpha-Funktionsrechner 20 die Signale an den Leitungen 10, 12, 13, 14, 16 und 5J5. Diese Signale von den entsprechenden Meßfühlern sind proportional zur Mach-Zahl (M), zur Vertikalbeschleunigung (a ), zur Längsbeschleunigung pL, zur Höhenflossen-Stellung i
bzw. zum Schub-/Gewichtsverhältnis T/W. Das letztere Signal wird unter Verwendung einer Rückführungstechnik durch eine Division des Schubrechner-Ausgangssignals an der Leitung durch das Gewichtsrechner-Ausgangssignal V/ an der Leitung in dem Dividierer 120 erzeugt, wobei die Erzeugung des Gewichts-Ausgangssignals W anhand der Figur 10 noch näher erläutert wird. Der Alpha- oder Anstellwinkel-Funktionsrechner 20 verarbeitet die Eingangssignale, wie dies noch näher anhand der Fig. 9 erläutert wird, um ein Ausgangssignal an der Leitung 25 zu erzeugen, das gleich der Größe (C1. cos oC + CL· sin /X)
Jj JJ
ist und weiterhin wird ein Ausgangssignal an der Leitung geliefert, das proportional zur Lage des Schwerpunktes x/MAC ist.
Die EingangsSignaIe für den Gesamtgewichtsrechner 21 nach Fig. 5 umfassen die Signale an den Leitungen 10, 11, 12 und 25, die weiter oben erläutert wurden. Diese Signale werden entsprechend der Forderungen der Gleichung (11) verarbeitet, um ein elektrisches Signal (an der Leitung 27) zu erzeugen, das proportional zum Gewicht W des Luftfahrzeuges ist, wie dies weiter unten anhand der Fig. 10 erläutert wird.
Aus der vorstehenden Beschreibung ist zu erkennen, daß der Schubrechner 10 Einrichtungen zur Lieferung eines Signals oder eines Meßwertes umfaßt, das sich entsprechend der auf das Luftfahrzeug einwirkenden Schubkraft ändert, die von den Triebwerken geliefert wird, während der Alpha-Funktionsrechner 20 eine Einrichtung zur Lieferung von Signalen oder Meßwerten darstellt, die sich als Funktionärs Anstellwinkels des Luftfahrzeuges ändern. Der Gewichtsrechner 21 umfaßt Ein-
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richtungen zur Lieferung eines Signals oder Meßwertes proportional zum tatsächlichen Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges während der auf die Schub- und Gewichtssignale ansprechende Dividierer 120 eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals oder Meßwertes proportional zum Schub-/Gewichtsverhältnis des Luftfahrzeuges bildet. Die speziellen Eigenschaften einer Ausführungsform dieser Einrichtungen werden im folgenden anhand der Figuren 8, 9 bzw. 10 näher erläutert.
Die Figuren 6 und 7 sind zur Erläuterung der neuartigen Verarbeitungstechnik zweckmäßig, die in dem Alpha-Funktionsrechner 20,durchgeführt wird, um ein Signal oder einen Meßwert proportional zu einer Funktion des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges zu erzeugen. Fig. 6 ist ein Nomogramm, das zeigt, daß typische Auftriebs- und Widerstandscharakteristiken eines Luftfahrzeuges abhängige Funktionen von zwei unabhängigen Variablen sind, nämlich Anstellwinkel o( und Klappenstellung Ε-πτ ' Im normalen Betriebsbereich des Luftfahrzeuges (Mach-Zahl und Höhe) können diese Charakteristiken wie folgt ausgedrückt werden;
L ~ L OL '
ο
darin ist;
CT die Ableitung von C1- bezüglich ;X. Dieser Wert ändert
sich mit der Lage des Schwerpunktes und der Mach-Zahl. öL ist der Anstellwinkel bei einem Auftrieb von 0. Dieser
UJu
Wert ändert sich mit der Klappenstellung.
Dn ist der Koeffizient des Profilwiderstandes. Dieser
Wert ändert sich mit der Klappen-Vorflügel-Stellung und der Mach-Zahl.
kn ist der Koeffizient des induzierten Widerstands. Dieser Wert ändert sich mit der Mach-Zahl.
Es ist damit zu erkennen, daß die Kurven nach Fig. 6 eine einer Familien von Kurven darstellen, die einen bestimmten Flugzu-
098 35/08 12 ./.
2803017
stand oder einer Luftfahrzeugumgebung entsprechen.
Aus einer Untersuchung dieser typischen Kurven ist zu erkennen, daß für einen vorgegebenen Wert des Anstellwinkels OC und eine vorgegebene Klappenstellung S spezielle Werte von Cx und C bestimmt werden können und daß aus diesen letzteren
J-I JJ
V/erten ein Nomogramm abgeleitet werden kann, in dem die Werte von CT und Cn in
J-I U
C1. cos -X + Cn sin.X (19a)
Jj JJ
Cx sin .>! - C7, cos OC
CT cos oC + C^ sin ίχ
L D
umg ewand e11 s ind.
Fig. 7 zeigt ein derartiges Nomogramm. Es ist zu erkennen, daß als Ergebnis dieser Transformation oder Umwandlung der Satz von Kurven eine flachere Neigung aufweist, so daß sich ein genauerer Kurvenanpassungs-Rechenvorgang ergibt. Insbesondere ist zu erkennen, daß die vorstehende Gleichung (19b) gleich der rechten Seite der vorstehenden Gleichung (12) ist, und daß daher ihr Wert unabhängig berechnet werden kann, wobei das Nomogramm entsprechend die Funktion
-~ - rr ^-\ und die Klappenstellung £πτ als unabhängige \ S / \ ζ /
Variablen verwendet, um die abhängigen Variablen zu bestimmen,
die (C cos .tC+ Cß sin ot) und der Anstellwinkel c<. sind. Als typisches Beispiel sei ein Flugzustand betrachtet, bei dem die unabhängigen Variablen wie folgt sind: 'a.
und £pL = 15°.
Die resultierenden Werte für (CT cos oi + Cn sin oC) und An-
J-I JJ
Stellwinkel öC sind 1,05 bzw. 6,8 entsprechend den mit Pfeilen
809835/0812
2808Q17
versehenen gestrichelten Linien der Fig. 7.
Bei der Erzeugung eines genauen Maßes der Funktion des Anstellwinkels gemäß der vorstehenden Gleichung (19a) muß eine Anzahl von aerodynamischen Wirkungen berücksichtigt werden. Eine dieser Wirkungen ist der Schwerpunkt des Luftfahrzeuges und die
Mach-Zahl.
Die Kurven nach den Figuren 6 und 7 sind auf eine spezielle
Lage des Schwerpunktes und eine spezielle Mach-Zahl anwendbar. Es ist erforderlich, die Auswirkung einer sich ändernden Lage des Schwerpunktes und einer sich ändernden Mach-Zahl zu berücksichtigen, um die erforderliche Genauigkeit zur Bestimmung
des Gewichtes und der Schwerpunktslage zu erzielen.
Fig. 12, die die aerodynamischen Kräfte und Momente zeigt, die auf die Tragfläche und die Höhenflosse des Luftfahrzeuges einwirken, kann zur Untersuchung dieser Wirkungen verwendet werden. Die folgenden Definitionen der Symbole sind auf Fig. 12
anwendbar:
Lm0 = aerodynamischer Auftrieb abzüglich des Auftriebs
des Leitwerks;
D = aerodynamischer Widerstand des Luftfahrzeuges
M = aerodynamisches Nickmoment des Luftfahrzeuges
bei einem Auftrieb von Oj
^ = Rumpf-Anstellwinkel
ξ = Abw indw ink e1
i„ = Anstellwinkel der Höhenflosse bezüglich des
ii
Rumpfes;
oC = Abwind-Anstellwinkel der Höhenflosse;
η
(MAC) = mittlere aerodynamische Flügeltiefe;
(TMA) « Abstand zwischen dem Schwenkpunkt der Höhenflosse
und der Vorderkante der aerodynamischen mittleren
Flügeltiefe MAC;
ΧΑΓ = Lage des aerodynamischen Mittelpunktes entlang
MAC;
809835/0812
- &Γ-
3(ί 2Β0801
3Γ = Lage des Schwerpunktes entlang MAC; p, = aerodynamischer Auftrieb der Höhenflosse senkrecht zur Abwindströmung;
= CL -q*SH=% **H * * ' 3H (20)
darin ist: CT der Auftriebskoeffizient der Höhenflosse;
LH CT die Ableitung von CT bezüglich
S„ die Fläche der Höhenflosse; ri
q der Staudruck.
Der aerodynamische Auftrieb auf das Heck oder Leitwerk erzeugt
eine Kraft L„ am Schwenkpunkt der Höhenflosse, wodurch eine η
Nickbewegung oder Langsneigungsbewegung um den aerodynamischen Mittelpunkt hervorgerufen wird, der wie folgt ausgedrückt werden kann:
-LH (TMA - XAC) = Cm . OC11.q · S (MAC) (21)
1H
darin ist:
X " \ MAC /IS
1H
Das resultierende Nickmoment um den Schwerpunkt des Luftfahrzeuges ist:
M = M = (X. - (X - x) (L^1 cos cC + D sind *t) - L (TMA-x)
Ou O AO AO IU η
Die folgenden Beziehungen sowie die Gleichung (21) können in die Gleichung (23) eingesetzt werden:
M=C · (MAC) · q · S o m
L = CT · q · S
J-I
809835/0812
2R08017
D = CD · q · S
LT0 = L " LH
Damit ergibt sich folgende Gleichung:
M00=(MAC) »q.S C -(CxCOSOC+ Cn sino()
Ob L m L D \
Y -
Wenn das Luftfahrzeug ausgetrimmt ist, ist Mor, = 0, so daß sich
l/u
die folgende Gleichung ergibt:
f XAC" 1 MAC
(C cosoC+ Cx, sin
L· JJ
(25)
Eine Überprüfung der Geometrie nach Fig. 12 zeigt, daß:
C-
der Abwindwinkel ς kann wie folgt ausgedrückt werden;
(26) (27)
darin ist:
ζ der Abwindwinkel bei einem Anstellwinkel von 0, die Ableitung des Abwindwinkels bezüglich des Anstellwinkels.
Das Einsetzen der Gleichungen (26) und (27) in die Gleichung (25) und eine Umstellung zur Auflösung nach der Position für die Höhenflosse führt zu der folgenden Gleichung:
sinoQ-C
80S835/0812
36 2B08017
Die Gleichung (28) ermöglicht die Bestimmung der Lage der Höhenflosse unter Verwendung bestimmter Vierte des Anstellwinkels, der Lage des Schwerpunktes, der Klappenstellung und anderer geeigneter Parameter, die sich mit der Mach-Zahl ändern. Die machzahlabhängigen Parameter sind ΧΛΡ, CL , C , F ,
nVj IiI III4 J
o iH
Die klappenstellungsabhängigen Parameter sind C , r , CL ,
mo So hc
# T und C^ . Fig. I3 faßt die Auswirkungen der Klappenstellung OL D0
und der Kachzahl auf die jeweiligen Parameter zusammen, die für die Berechnung des Gewichtes und der Schwerpunktslage für ein typisches Luftfahrzeug erforderlich sind.
Die in Fig. \J> angegebenen Parameter können zur Berechnung von CL , CL und iTT als Funktionen des Anstellwinkels für
Jj JJ ti
spezielle Fälle der Klappenstellung, der Machzahl und der extremen Lagen des Schwerpunktes unter Verwendung der QIe ichungen (17), (18) und (28) verwendet werden. Die Werte von CL , Cn und oC können dann zur Ableitung von Werten für:
Jj JJ
CT cos o<- + Cn sin oi (29)
J-I JJ
CT sin oC - Cn cos
J-I JJ
.Dt.! L
cTr cos oC + Cn sin
Jj JJ
verwendet werden.
Die Figuren 14 und I5 fassen die Ergebnisse dieser Berechnungen für einen repräsentativen Fall einer Anzahl von typischen Bedingungen zusammen, wie sie in Fig. I3 angegeben sind. Fig. 14 ist eine Tabelle der angezeigten Daten wenn die Klappen eingefahren sind. Die Machzahl ist gleich 0,4 und der Schwerpunkt befindet sich an seiner äußeren vorderen Lage entlang der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe. Fig. I5 ist eine
809835/0812
2B0B017
Tabelle der gleichen Daten für eine ähnliche Bedingung, jedoch mit der Ausnahme, daß sich der Schwerpunkt in seiner äußersten hinteren Lage befindet. Die Tabellen nach den Fig. und 15 sind in Form eines Diagramms in Fig. ΐβ gezeigt. Die linke Seite der Fig. 16 zeigt Darstellungen der Funktion CL · cos + CD sin oC gegenüber der unabhängigen Variablen
CT sin ti- Oncost/ was gleich ist zu
CT cosix.+ π
entsprechend der Gleichung (12), wie dies vielter oben erläutert wurde. Die rechte Seite der Fig. l6 zeigt eine Darstellung der Funktion C1- cos d. + CD sin o(. gegenüber der unabhängigen Variablen i„. Selbstverständlich können ähnliche Darstellunri
gen für jeden der Fälle erzeugt werden, die in Fig. 13 tabellenT fd'rmig dargestellt sind. Das Verfahren zur Mechanisierung einer Rechneranordnung, die die Alphafunktion für den allgemeinen Fall erzeugt, bei dem die Klappenstellung, die Stellung der Höhenflosse, die Machzahl, der EPR-Wert des oder der Triebwerke, der statische Druck, die Längsbeschleunigung und die Vertikalbeschleunigung unabhängige Variablen sind, ist durch die grafische Lösung für das spezielle Beispiel nach Fig. angedeutet. Es sei der spezielle in Fig. l6 gezeigte Fall betrachtet, bei dem fax _ T\ /g \ gleich 0,05 ist und bei der
die Stellung der Höhenflosse gleich -2,4° beträgt. Der linke Abszissenwert von 0,05 schneidet die linke vordere CG-Position am Punkt 1 und die hintere CG-Position am Punkt 2. Diese Ordlnatenwerte schneiden die rechten oder Höhenflossen-Stellungskurven an den Punkten 3 bzw. 4. Eine gerade Linie wird zwischen den Punkten 3 und 4 gezeichnet. Der rechte Abszissenwert von -2,4 (Höhenflossenstellung) schneidet die letztere Linie am Punkt 5, dessen Ordinate den Wert von (CL cos et + CD sin.^-) für den speziellen Fall, bei dem die Machzahl 0,4 ist, die Klappen eingefahren sind, die Höhenflossenstellung gleich -2,4° is t und d ie Funkt ion
809835/0812
22 7R0&017
Für spezielle Werte von C^ , Cm , ξο und ξχ führt die Glei-
o iH
chun (28) zu einem Auftriebswert von 0 der Höhenflossenstellung, die unabhängig von der Lage des Schwerpunktes ist. Beispielsweise sei der in Fig. 16 gezeigte Fall betrachtet. Es ist zu erkennen, daß sich die beiden Kurven auf der rechten Seite an einer Höhenflossenposition schneiden, die mit HQ bezeichnet
wird, wenn CT cos &t + CL sin .* = 0 ist. Aus der Gleichung (28) J-J iJ
ergibt sich, daß dieser Wert gleich:
1H
ist.
Unter Verwendung der in Fig. 13 tabellarisch dargestellten Werte für die Klappenstellung von 0 und für M = 0,4 ist HQ = 2,31°,
Im allgemeinen ist es nicht erforderlich, den gesamten Bereich von Machzahlen, Anstellwinkeln und Klappenstellungen für die in Fig. 13 aufgeführten Fälle zu berücksichtigen. So können die Auswirkungen der Machzahl für Machzahlen, die typischerweise kleiner als 0,4 sind, vernachlässigt werden und der Bereich eines konstanten Einstellwinkels kann auf Werte begrenzt werden, die typischerweise zwischen 5 und 10° liegen. Für Machzahlen, die typischerweise größer als 0,4 sind, können die Auswirkungen der Klappenstellung vernachlässigt werden und der Bereich der konstanten, d.h. sich im eingeschwungenen Zustand ergebenden Anstellwinkel kann auf Werte begrenzt werden, die typischerweise zwischen 2 und 5° liegen. Wenn diese Bedingungen vorausgesetzt werden, können die Kurven auf der linken Seite der Figuren 7 und 16 in dem interessierenden Bereich als lineare Funktionen beschrieben werden. Dies vereinfacht die gerätemäßige Ausführung einer Analog-Einrichtung zur Erzeugung eines Signals, das proportional zu CT cos oL
Jj
+ C sin öL ist. Es ist jedoch verständlich, daß digitale Rechnertechniken vielseitiger sind und in einfacher Weise nichtlineare Charakteristiken und Kurven verarbeiten können,
809835/0812
wenn dies erforderlich ist.
Fig. 17 zeigt die Charakteristiken der linearen Alphafunktion. Aus mathematischen Zweckmäßigkeitsgründen sei:
C1. sin oC - Cn cos ■%■
cos
L)
(32)
K = Cx cos ^ + C7. sin
Die allgemeine Lösung des in Fig. I7 gezeigten Problems bezieht sich auf die Bestimmung des Viertes von K für unabhängige Eingänge von ,1, der Höhenflossenstellung i„ und der Klappen-
stellung oder Machzahl- Die folgende Erläuterung wird zeigen, daß die Form dieser Lösung folgende ist;
K - g
(ftf
(e + f.T - iH)
(34)
worin die Koeffizienten a bis h Funktionen der Klappenstellung für Machzahlen, die typischerweise kleiner als 0*4 sind, und Funktionen der Machzahl für Machzahlen sind, die typischerweise größer als 0,4 sind.
Eine Betrachtung der Fig. I7 zeigt, daß;
KF = KF ΚΛ =
1-,
darin ist: Κ,
= hF
(35)
(Hn -
1H " HA
KA " KF
(37)
der Wert von K für die äußerste vordere Schwerpunktslage bei einem speziellen Wert von Jj der Wert von K für die äußerste hintere Schwerpunktslage bei einem speziellen Wert von Jj
809835/0812
K„ der Wert von K für die äußerste vordere Schwerpunktslage wenn der Wert von J O ist.
K. der Wert von K für die äußerste hintere Schwerpunkts-
lage, wenn der Wert von J gleich O ist.
J die Neigung der K-J-Kurve für die äußere vordere
J die Neigung der K-J-Kurve für die äußerste hintere
Hp die Neigung der K-i -Kurve für die äußerste vordere
h. die Neigung der K-iTT-Kurve für die äußerste hintere A η
Schwerpunktslage; H1n der Wert von i für die äußerste vordere Schwerpunkts-
r η
lage bei einem t HA der Wert von i für die äußerste hintere Schwerpunkts-
Schvierpunktslage; die Neigung der K Schwerpunktslage; die Neigung der K Schwerpunktslage; die Neigung der K Schwerpunktslage; der Wert von i„ f
lage bei einem bestimmten Wert von J; der Wert von iTI für die äußerste hint
rl
lage bei einem bestimmten Wert von J; der Wert von i wenn K gleich O ist.
Durch übliche mathematische Umformungen und Rechnungen kann leicht gezeigt werden, daß:
KA - Kp = a + bJ (38)
Hp - HA = c + d.r
HA = e + f J (40)
KA = g + h,T
ist, worin:
a = Kn - KF (42)
b = JA - JF (43)
809835/0812
d =
JA hA
K,
e =
f =
JA
hA
g h
= K
= JA
(45)
(46)
(47) (48)
(49)
Das Einsetzen der Gleichungen (58) bis (41) führt zu der Gleichung (34). Fig. 18 ist eine Tabelle der Alphafunktionskoeffizienten a bis h, die den typischen klappenabhängigen Luftfahrzeugparametern entsprechen, die in Fig. Ij5 aufgeführt sind. Weiterhin kann eine ähnliche Tabelle aufgestellt werden, die den machzahlabhängigen Parametern nach Fig. 13 entspricht. Die in Fig. 18 gezeigten Daten stellen die Forderungen an den Funktionsgenerator dar, die weiter unten für die gerätemäßige Ausführung des Polynom-Kurvenanpaßfunktionsgenerators 54 nach Fig. 9 beschrieben werden.
Wie dies weiter oben erwähnt wurde, ist es wünschenswert, die Lage des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges zu kennen, während der Treibstofffverbraucht wird. Die Nomogrammtechnik nach Fig. 16 kann für diese Bestimmung verwendet werden. Die Beziehung des Punktes 5 bezüglich der vorderen Schwerpunktslage 5 und der hinteren Schwerpunktslage 4 ist ein Maß des tatsächlichen Schwerpunktes des Luftfahrzeugs. Dies kann wie folgt ausgedrückt werden;
MAC
■AFT MAC
AFT
XFWD
MAC
e + fJ - I
c + dJ
(50)
Für den speziellen in Fig. l6 gezeigten Fall gilt;
809835/0812
- 0-305; ^-- ο,ιοο
Aus der Gleichung (35) wird dann:
- e+f-T-i
x = 0,^05 + 0,205
MAC c+d.T
worin c, d, e, f und J die gleichen Punktionen sind, wie sie für die Gleichung 3^ beschrieben wurden.
Nachdem nunmehr die grundlegenden Prinzipien beschrieben wurden, auf denen die Betriebsweise der Gewichts- und Schwerpunktslagen-Rechnervoirichtung beruht, und nachdem ein allgemeines Blockschaltbild eines Rechners zur Durchführung dieser Prinzipien beschrieben wurde, wird im folgenden ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung beschrieben, das Analog-Rechentechniken verwendet. Die gleichen Bezugsziffern bezeichnen entsprechende Elemente des grundlegenden Blockschaltbildes nach Fig. 5. Es ist selbstverständlich, daß die gleichen Prinzipien für eine Vorrichtung verwendet werden können, bei der die auftretenden Berechnungen durch einen in geeigneter Weise programmierten Allzweck-Digitalrechner ausgeführt werden. Ein Beispiel für einen derartigen Digitalrechner sowie eine Chapin-Tafel, anhand der ein Programmierer mit üblichen Kenntnissen ein Programm für einen derartigen Rechner herstellen kann, wird weiter unten beschrieben.
Die Einzelheiten des Schubrechners I9 nach Fig. 5 sind in Fig. 8 gezeigt. Das Blockschaltbild zeigt die Summierung der Schubwerte der einzelnen an dem Luftfahrzeug befestigten Triebwerke, wobei diese Ausführungsform des Blockschaltbildes auf einem Luftfahrzeug beruht, das zwei Triebwerke vom EPR-Typ aufweist, die Charakteristiken ähnlich denen haben, die in den Kurven nach Fig. 3 gezeigt sind. Diese Anordnung kann jedoch ohne weiteres erweitert werden, um die Verwendung irgendeiner Anzahl von Triebwerken zu ermöglichen. Getrennte und identische Verarbeitungseinrichtungen oder Prozessoren 26 und 22 sind für jedes Triebwerk vorgesehen. Die folgende Erläu-
80983B /OS 1 2 'A
terung bezieht sich in der Hauptsache auf den Prozessor 26 für das Triebwerk Nr. 1, wobei die Prozessoren für das andere Triebwerk oder die anderen Triebwerke gleich sind.
Die Signaleingänge an jedem Triebwerksprozessor sind eine geregelte Erregungsspannungveiner Leitung 50 von einer geeigneten Quelle 121, ein Machzahlsignal in der Leitung 10 von dem Rechner 100 und ein Maß für das Triebwerks-Druckverhältnis (EPR) von den Meßfühlern II7 an der Leitung 17. Der Prozessor verwendet eine übliche Kurvenanpaßtechnik und gibt eine Polynom-Anpassung der Schubeigenschaften der Kurven nach Fig. 3 wieder, wobei die allgemeinen Beziehungen der vorstehend erläuterten Gleichungen (I3) bis (l6) verwendet werden. Daher sind die Ausgänge des Prozessors 26 die Signale (a,) in der Leitung 28, Cb1M) an der Leitung 29 und (c,M ) an der Leitung 30. Die äquivalenten Ausgangssignale für den zweiten Triebwerksprozessor 22 sind (ao) an der Leitung 31, (boM) an der Leitung 2 <-■ <-
32 und (CpM ) an der Leitung 33. Es ist verständlich, daß es zur Erzielung einer gewünschten Genauigkeit erforderlich sein kann, die Polynome zu höheren Ordnungen zu erweitern. Diese Signale werden mit den dargestellten Polaritäten in dem Verstärker 34 summiert. Weil der Triebwerksschub eine Funktion des statischen Druckes ρ oder der Höhe ist, wird der Ausgang durch eine Multiplikationsschaltung 35 verarbeitet, wobei der Multiplikator ein Signal proportional zu ρ entsprechend der
Gleichung I3 ist, um ein Ausgangssignal T an der Leitung 55 zu erzielen, das den Schub T darstellt, der auf das Luftfahrzeug einwirkt. Das ρ -Signal wird an der Leitung 11 von dem Flugdatenreebner 100 geliefert und wird maßstäblich verändert, um die vorstehend erwähnte Standardtag-Meeresspiegel-Konstante 2116 oder 1013,14 Millibar anzuschließen.
Spannungsteiler J>6>, 42 und 46, die mit der geregelten Erregungsspannung an der Leitung 50 verbunden sind, liefern die konstanten Ausdrücke der Gleichungen (14), (I5) bzw. (l6), deren Spannungsteiler 37, 41 und 45, die mit der EPR-Eingangsleitung
809835/0812
2B08017
17 verbunden sind, die entsprechenden Ausdrücke in den Gleichungen (14), (15) und (16) liefern, die proportional zu EPR sind. Ein Spannungsteiler 39 ist mit einem Multiplizierer 40 verbunden, der das EPR-Signal quadriert und den verbleibenden Ausdruck der Gleichung (15) liefert. Ein Signalverstärker 38 summiert die Ausdrücke, die die Gleichung (14) bilden; ein Signalverstärker 43 summiert die Ausdrücke, die die Gleichung (15) bilden und ein Signalverstärker 61 summiert die Ausdrücke, die die Gleichung (16) bilden. Polynome höherer Ordnung können unter Verwendung der gleichen Kurvenanpaßtechnik gelöst werden. Die vorstehende Beschreibung bezieht sich auf die vorstehend erwähnte Kurvenanpaßtechnik und bildet eine Einrichtung, die auf die Triebwerksbetriebseigenschaften anspricht, um ein Signal oder einen Meßwert zu liefern, der proportional zu dem auf das Luftfahrzeug ausgeübten Schub ist. Die gleiche allgemeine Kurvenanpaßtechnik wird in dem weiter unten beschriebenen Alphafunktionsrechner 20 verwendet.
Der Alphafunktionsrechner 20 nach Fig. 5 ist ausführlicher in Fig. 9 gezeigt. Die Aufgabe des Rechners 20 besteht in der Umwandlung der meßbaren und damit unabhängigen Variablen
, Klappen-Vorflügelstellung, Höhenflossenstellung und Machzahl in abhängige Ausgänge, die gleich (C7. cos oC + cD sin c<) und der Lage j^j des Schwerpunktes sind, und zwar entsprechend den Bedingungen der Gleichungen (34) bzw. (50). Die Eingänge an dem Alphafunktionsrechner 20 liegen an den Leitungen 12, I3, 53, 14, 16 und 10 an und stellen die meßbaren Größen der Vertikalbeschleunigung, der Längsbeschleunigung, des Schub/Gewichtsverhältnisses, der Klappen-Vorflügel-Stellung, der Höhenflossenstellung bzw. der Machzahl dar. Die a - und T/W-Signale an den Leitungen I3 bzw. 53 werden mit den dargestellten Polaritäten in einem Verstärker 5I summiert, dessen Ausgang in einem Dividierer 52 zusammen mit dem a Signal an der Leitung 12 bearbeitet wird, um ein Ausgangssignal von dem Dividierer 52 zu erzielen, das proportional
809835/0812
U:
zur Veränderlichen y— - gl |—list. Entsprechend der Gleichung
(12) ist dieses Signal äquivalent zur Gleichung (I9) und damit ein unabhängiger Eingang für den Polynom-Kurvenanpaßfunktionsgenerator 54. Die anderen unabhängigen Eingänge werden an den Leitungen 14, l6 und 10 zugeführt.
Die gerätemäßige Ausführung des Funktionsgenerators 54 ist ausführlicher in Fig. 19 gezeigt. Das Signal an der Leitung nach Fig. I9 ist der Ausgang des Dividierers 52 nach Fig. 9
(■ a \ ' \
χ T] /g_\i wobei dieser Wert weiter-, g " W ^aJ
hin weiter oben aus Vereinfachungsgründen als das Signal J bezeichnet wurde. Die Funktionsgeneratoren 126 bis I33 leiten elektrische Signale a bis h entsprechend der typischen Bedingungen ab, die in Fig. 18 tabellarisch aufgeführt sind. Die Eingänge der Funktionsgeneratoren sind Spannungen von einer Quelle 121, wobei diese Spannungen durch entweder den Ausgang des Klappen-Meßfühlers 114 an der Leitung 14 oder durch den Machzahl-Ausgang an der Leitung 10 von dem Flugdatenrechner 100 sind. Ein Machzahl-Pegeldetektor 125 schaltet bei einem geeigneten Machzahlwert von der Leitung 14 auf die Leitung mit Hilfe eines Schalters 149 um» Das J-Signal an der Leitung 148 bewirkt eine Verarbeitung der h, b, d und f-Ausgänge der Funktionsgeneratoren I33, 13I, I29 und 127 über Multiplizierer 140, 139, 138 und 137, um zu Jh, Jb, Jd, bzw. Jf proportionale Signale zu erzeugen« Das Jf-Signal wird mit dem e-Signal von dem Funktionsgenerator 126 über einen Summierverstärker 134 kombiniert, um ein Signal e + fJ zu erzeugen. Ähnliche Kombinationen werden durch die Summierverstärker 135 und I36 durchgeführt, um Signale c + dJ und a + bJ zu erzeugen. Das Signal G von dem Funktionsgenerator I32 und das Signal Jh werden direkt einem Summierverstärker 145 zugeführt, indem sie mit einem Signal kombiniert werden, das ( C6+^-1Jj) darstellt s so daß ein Signal erzeugt wird, das proportional zu dem Wert K = CT cosoC + C~ sin (^entsprechend der Bedin-
J-I JJ
gungen der Gleichung (34) ist. Das Signal e + fJ - iH wird
809835/08 12 °/c
von den Ausgängen der hintereinander geschalteten Signalverstärker 1^4 und l4l abgeleitet, wobei der Ausgang des Verstärkers l4l einem Multiplizierer 142 und einem Dividierer 143 zugeführt wird, dessen Ausgang ein Eingang für den Rechner für die Lage des Schwerpunktes ist. Die Dividierer 144 und 14^ werden von dem c + dJ-Ausgang des Verstärkers 135 entsprechend den jeweiligen Bedingungen der Gleichungen (j54) und (50) gesteuert.
Der i„-Eingang des Verstärkers 141 an der Leitung 16 ist der Ausgang des Verstärkers 117 und stellt die kombinierte Nickmoment -Wirkung der Höhenflossenbewegung und der Höhenruderbewegung dar. Die relativen Ausgänge des Höhenflossen-Meßfühlers 116 und des Höhenruder-Meßfühlers 12J5 sind proportional zu der Wirksamkeit dieser Steuerflächen bei der Erzeugung eines Nickmomentes. Dies ist eine Funktion der Machzahl und diese Funktion wird durch einen Funktionsgenerator I50 gerätemäßig ausgeführt. Der Ausgang des Summierverstärkers 146 gibt die Bedingungen der Gleichung (50) auf Grund eines Einganges von der Spannungsquelle 121 und des Ausgangs von dem Dividierer
143 wieder, der eine Spannung darstellt, die proportional zu fjirj
ρ ist. Es sei bemerkt, daß die Werte ψ~^- und ^~ der
Gleichung (50) Extremlagen des Schwerpunktes darstellen und für ein bestimmtes Luftfahrzeug konstant sind.
Die Funktion des Integrators 147 mit seiner Rückführung an der Leitung 15 zum Verstärker 146 besteht darin, ein Filter mit relativ langer Zeitkonstante, beispielsweise in der Größenordnung von 1/2 bis zu 1 Minute für das Signal für den Schwerpunkt zu bilden. Dies ist gerechtfertigt, weil sich der Schwerpunkt des Luftfahrzeuges relativ langsam ändert. Das Schwerpunkts -Fehlerrückführungssignal von der Leitung 15I am Ausgang des Verstärkers 146 wird zur Korrektur dynamischer Effekte von Kurzzeit-Höhenruderbewegungen in einer Weise verwendet, die ähnlich der ist, die für das Gewichtsfehler-Rückführungssignal des Gesamtgewicht-Rechnerabschnittes im folgenden beschrieben wird. ·■ ·
»09835/0812 ,
28G8Q17
Der Gesamtgewichts-Rechner 21 nach Fig. 5 ist in Fig. 10 gezeigt. Die gerätemäßige Ausführung dieses Gewichtsrechners ist allgemein ähnlich zu der gerätemäßigen Ausführung des Gewichtsrechners, die in Fig. 9 der deutschen Offenlegungsschrift 2 161 401 gezeigt ist. Der wesentliche Unterschied besteht darin, daß die letztgenannte gerätemäßige Ausführung der Gewichtssignal-Sechnung auf einer Funktion des Auftriebskoeffizienten CT und des Auftriebs-/Gewichtsverhältnisses L/W
Xj
beruht, während bei der hier beschriebenen gerätemäßigen Ausführung die Berechnung des Gewichtssignals auf einer Funktion des Triebwerksschubes T durch die hiervon abgeleitete Alphafunktion (CT cos oC + On, sin Oi) sowie einer Funktion der Ver-
Li JJ
tikalbeschleunigung a beruht. Grundsätzlich liefert die Vor-
richtung nach Fig. 10 eine Lösung der vorstehenden Gleichung (11), die durch die Rückführung ihres Ausganges W an den Dividierer 120 nach Fig. 9 die gleichzeitige Lösung der Gleichungen (11) und (12) ergibt.
In Fig. 10 ist der Ausgang des Summierverstärkers 49 ein Signal, das proportional zu (CL cos oC + C sin oC) ist, wobei dieses letztere Signal mit dem Eingang 25 von dem Alphafunktions-Rechner nach Fig. 9 zugeführt wird„ Das Ausgangssignal des Verstärkers 49 wird in einem Dividierer 56 durch ein Signal dividiert, das proportional zu g/a ist und das von dem z-Achsen-Beschleunigungsmesser 101 abgeleitet und maßstäblich entsprechend dem Wert von g verändert wird. Die Tragflächen-Flächenkonstante S wird als die Verstärkung eines Verstärkers geliefert, dessen Ausgang mit dem Wert q von dem Flugdaten-
p rechner 100 multipliziert wird, wobei q gleich 0,7 ρ M ist. Daherjist das Signal am oberen Eingang des Verstärkers 58 proportional zum Gewicht W des Luftfahrzeuges wie es durch die rechte Seite der Gleichung (11) definiert ist. Das berechnete Gewichtssignal von dem Verstärker 48 wird einem Tiefpaßfilter 59 und einem Integrator 60 zugeführt, dessen Ausgang zum Verstärker 58 zurückgeführt wird, und der Ausgang dieses Verstärkers 58 wird seinerseits über die Leitung 63 zum Ver-
10989 5/0812 °''·
stärker 49 zurückgeführt. Die Punktion des Filters 59 des Integrators 6o und der Rückführungen wird im folgenden kurz erläutert. Für eine ausführlichere Diskussion dieser Funktionen kann auf die oben erwähnte deutsche Offenlegungsschrift bezug genommen werden.
Es sei bemerkt, daß während der Berechnung des Gewichtes während des Fluges zumindest einige der verwendeten Parameter von Trägheitsmeßfühlern abgeleitet werden und daß daher die Gewichtsrechnung während relativ kurzer Zeitintervalle bei Vorhandensein von Windströmungen gegenüber dem Boden Fehler aufweisen kann (insbesondere würden Windscherungen erschwerend wirken). Weiterhin können diese Trägheitselemente unerwünschte dynamische oder Kurzzeitfehler bei der Gewichtsmessung hervorrufen (beispielsweise bei böiger Luft und bei Turbulenzen). Die Funktion der vorstehend beschriebenen Gewichtsrechnerabschnltt-Rückführungen besteht im wesentlichen darin, diese Fehler zu verringern oder zu beseitigen. Es ist verständlich, daß sich das Gewicht des Luftfahrzeuges im Flugbetriebszustand sehr sehr langsam ändert während der Treibstoff verbraucht wird (das Abwerfen von Fracht von militärischen Luftfahrzeugen kann leicht berücksichtigt werden, weil das Gewicht dieser Fracht normalerweise genau bekannt ist). Diese Tatsache ermöglicht es, daß die kombinierte Zeitkonstante des Filters 59 und des Integrators 6o sehr sehr lang sein kann, beispielsweise in der Größenordnung von 200 bis 400 Sekunden. Der Ausgang des Integrators 60 ist daher ein im wesentlichen konstantes einen eingeschwungenen Zustand aufweisendes Signal, das proportional zum Gewicht des Luftfahrzeuges ist.
Die negative Rückführung von dem Integrator 60 an den Eingang des Verstärkers 48 beseitigt in wirksamer Weise die Langzeit-Gewichtskomponente an seinem Ausgang, so daß dieser Ausgang ein Meßwert oder ein. Signal ist, das sich entsprechend irgendeinem Fehler zwischen diesem Signal und dem ursprünglichen Gewichtssignal an der Leitung 73 ändert, d.h. ein Gewichts-
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ii3 2B08017
fehlersignal. Grundsätzlioh schließt dann dieses Gewichtsfehlersignal hauptsächlich die vorstehend erwähnten dynamischen Fehler ein und kann dazu verwendet werden, die grundlegenden Gewichtsrechner-s-Eingangsdaten zu korrigieren,, wie beispielsweise durch das Gewichtsfehler-Rückführungssignal an der Leitung 6j> an den Eingang des Verstärkers 49, so daß sich ein sehr genaues Maß des Pluggewichtes des Luftfahrzeuges ergibt.
Einer der Nachteile oder Einschränkungen des Gewichtsrechners, der in der vorstehend genannten deutschen Offenlegungsschrift beschrieben ist, besteht darin, daß, weil der grundlegende Berechnungsparameter der Auftriebskoeffizient CL. ist, eine genaue Gewichtsmessung nur nach dem Abheben des Luftfahrzeuges erzielbar ist. Daher kann der Ausgang dieses bekannten Gewichtsrechners nicht dazu verwendet werden, die erforderlichen V^-V„- und Vp-Abhebgeschwindigkeiten automatisch einzustellen oder dem Pilot die nötigen Angaben zur Einstellung dieser Werte zu geben. Weil jedoch der grundlegende Berechnungsparameter des hier beschriebenen Gewichtsrechners der Triebwerksschub ist, wird ein sehr genaues Maß des Gewichtes des Luftfahrzeuges innerhalb weniger Sekunden nach dem Freigeben der Bremsen und dem Erzielen der im wesentlichen vollen Schubleistung der Trieb« werke erzeugt, d.h. wenn die EPR-Werte der Triebwerke beispielsweise 90 % ihrer Grenzwerte erreicht haben, also 0,90 EPRL, Normalerweise wird dieser EPR-Wert innerhalb weniger hundert Fuß nach dem Freigeben der Bremsen und/oder Erzeugen der Startleistung erreicht* so daß der Pilot oder der Kopilot ausreichend Zeit hat, um die V1-, VR~ und Vg-Startgeschwindigkeiten auf dem Fluggeschwindigkeitsanzeiger einzustellen. Es ist zu erwarten, daß zukünftige Luftfahrzeugdarstellungen und -anzeigen In. integrierte elektronische Cockpit-Anzeigen wie z.B. eine Kathodenstrahlröhren-Anzeigeeinrichtung oder ähnliches eingefügt sind, wobei in diesem Falljder Ausgang des hier beschriebenen Gewichtsrechners automatisch mit den gespeicherten Startcia ten aus dem Handbuch des Luftfahrzeuges kombiniert und automatisch zur Einstellung der V,-.» VR~ und V^-Flüggesehwind ig-
/ HSj «
keitsindizes verwendet werden.
Pig. 11 zeigt die Modifikationen, die erforderlich sind, um die Bedingungen der Startgewicht-Gleichung (j5) mit denen zu vereinigen, die für die Fluggewichts-Gleichungen (11) und (12) erforderlich sind, die weiter oben anhand der Pig. IO erläutert wurden. Allgemein werden d ie von aerodynamischen Bedingungen abhängigen Parameter des Gewichtsrechners momentan beseitigt und es werden hierfür direkte Schub-, Trägheits- und Bodenroll-Parameter, beispielsweise die Rollreibung, eingesetzt. Die für die Beseitigung und den Ersatz dieser Parameter vorgesehene Einrichtung bildet eine Einrichtung zur Umwandlung des Fluggewichts-Rechners in einen Startgewicht-Rechner zur Lieferung des Startgewicht-Signals. Das Startgewicht-Signal WT0 erscheint an der Leitung 72 und wird unter Verwendung des Dividiererä 71 erzeugt, der das Schubsignal T an der Leitung 55 von dem Schubrechner-Abschnitt nach Fig. 8 als Zähler und die Summe von a^/g und uRL an den Leitungen Ij5 bzw. 70 als Nenner verarbeitet. Das a /g-Signal wird von dem x-Achsenbeschleunigungsmesser 102 geliefert, während das Up.L-Signal von einer Bezugssignalquelle 122 geliefert wird und eine Größe aufweist, die im allgemeinen eine Konstante proportional zur Rollreibung des Fahrwerkes ist, wobei diese Rollreibung ein Parameter ist, der bekannt ist oder der aus Schleppversuchen des Luftfahrzeuges vorherbestimmbar ist. Die Kontakte 76, 77 und 78 des Relais 68 dienen zur Änderung der Konfiguration nach Fig. 10 derart, daß der aerodynamische Funktionseingang an den Summierverstärker 58 unwirksam gemacht wird und daß stattdessen das Signal WT0-Signal an der Leitung 72 verwendet wird, wenn das Relais 68 angesteuert wird. Das Relais 68 muß lediglich für eine kurze Zeitperiode angesteuert werden, nachdem die Bremsen freigegeben wurden und die Triebwerke EPR-Werte erreicht haben, die sehr nahe an den für den Startvorgang erforderlichen Grenzwerten liegen, beispielsweise 0,90 EPRL, wie dies weiter oben beschrieben wurde. Diese Schaltlogik wird durch bestimmte Werte an den Leitungen 64, und 81 von einem Bremsschalter 12J5, der beim Freigeben der Bremsen betätigt wird, und von den EPR-Wertquellen II7 bzw.
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118 in Verbindung mit einem UND-Verknüpfungsglied 66 geliefert. Bei Ansteuerung des Verknüpfungsgliedes 66 wird ein Zeitgeber 67 angesteuert, der die Kontakte 75 schließt, um ein Signal zur Ansteuerung des Relais 68 zu liefern,, Der Zeitgeber 67 ist so eingestellt, daß er die Kontakte 76, 77 und 78 in ihrer betätigten oder oberen Stellung für eine kurze Zeitperiode in der Größenordnung von 1 bis 5 Sekunden hält, was gerade lang -genug ist, damit die anfängliche Beschleunigung erreicht wird und die Rechner-Berechnungen einen eingeschwungenen Zustand erreicht haben. Der Kontakt 76 wird zur Änderung der großen für den Flugzustand bestimmten Filterzeitkonstante 1L. auf einen sehr kleinen Wert TTT verwendet, beispielsweise
W2
auf 0,05 Sekunden, damit eine schnelle Berechnung des Startgewichtes ermöglicht wird.
Die Funktion des Abhebe-Detektors 69 besteht darin, die Gewichtsrechner-Konfiguration auf die nach Fig. 10 zurückzuführen, wenn das Luftfährzeug in den Flugzustand übergeht. Die Abhebedetektor-Logik könnte beispielsweise ein öldruckschalter sein oder, was von größerer Bedeutung sein würde, das Erreichen der Sicherheitsgeschwindigkeit Vp feststellen, damit der aerodynamische Bodeneffekt die Fluggewicht-Berechnung nicht mehr beeinflußt. Weil das Relais 68 abgeschaltet und die Schalter 76, 77 und 78 in ihre Normalstellungen zurückbewegt werden, nachdem die 1 bis 5 Sekunden dauernde anfängliche Startgewicht-Berechnung beendet ist, dient der Schalter 80 zum Erden der Fluggewichts-Rechnereingangsparameter, so daß sie den Startgewichtswert nicht beeinflussen, während der Schalter 79 sicherstellt, daß der Integrator 60 auf dem Startgewichtwert während des verbleibenden Teils des Rollens am Boden bis zum Erreichen der Sicherheitsgeschwindigkeit Vp festgehalten wird,,
Wie dies weiter oben in der Beschreibung erwähnt wurde, kann der Gewichts- und Schwerpunktslagenberechner einen Vielzweck-Digitalrechner einschließen, der in geeigneter Weise programmiert ist* um die vielen Berechnungen durchzuführen, die weiter oben ausführlich beschrieben wurden, um die Gewichts- und Schwer-
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punktslagen-Ausgänge zu liefern, die die Luftfahrzeugbesatzung verwenden kann oder die als Eingänge für andere Luftfahrzeuggeräte dienen, die diese wichtigen Parameter benötigen.
In Fig. 20 ist ein Blockschaltbild einer Ausführungsform der Vorrichtung gezeigt, die die grundlegenden Elemente eines Allzweck-Digitalrechners aufweist. Wie dies gezeigt ist, sind die erforderlichen veränderlichen Eingangsparameter wie in Fig. 5 durch entsprechende Bezugszeichen bezeichnet. Diese veränderlichen Signale werden einem Eingangs- und Digitalisier-Abschnitt 116 zugeführt, in dem sie in Digitalform umgewandelt und gespeichert werden, so daß sie von der arithmetischen Logikeinheit Ιβΐ verwendet werden können, wenn sie durch den Programmspeicher aufgerufen werden. Der Rechner schließt einen Speicher 162 ein, der durch einen Festwertspeicher (ROM) I63 gebildet sein kann, der zwei grundlegende Speicherfunktionen erfüllt. Er liefert das Gesamt-Rechnerprogramm und schließt weiterhin die vielen festen Konstanten des Luftfahrzeugs ein (wie sie in den Tabellen und grafischen Darstellungen der Zeichnungen angegeben sind). Der Speicher 164 mit wahlfreiem Zugriff (RAM) wird zur vorübergehenden Speicherung von Daten wie z.B. Eingangsdaten, Ausgangsdaten und Zwischendaten während der verschiedenen Berechnungen verwendet, die von der arithmetischen Logikeinheit 161 durchgeführt werden. Der Steuerabschnitt 165 wird zur Anleitung und Steuerung der arithmetischen Einheit derart verwendet, daß diese Lösung öler verschiedenen vorstehend ausführlich beschriebenen Gleichungen durchgeführt wird. Der Ausgangsabschnitt 166 empfängt digitale Gewichts- und Schwerpunktslagen-Ausgangsdaten, beispielsweise von dem Speicher 164, und wandelt sie in Analogformat für Nutzsysteme um. Viele Nutzsysteme benötigen die Signale für das Gewicht und die Schwerpunktslage in Digitalformat, so daß der Ausgangsabschnitt I66 die Digitaldaten direkt weiterleiten kann oder sie in irgendein Format umwandeln kann, das von den Nutzsystemen benötigt wird.
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Der Rechner nach Fig. 23kann entsprechend den Bedingungen (3er üblichen Chapin-Tafeln gemäß den Figuren 21 und 22 programmiert werden, Chapin-Tafeln werden derzeit in großem Umfang von RechnerProgrammierern bei der Herstellung von von Maschinen lesbaren Programmen für den Allzweckrechner nach Fig. 20 verwendet. Die Bemerkungen bezüglich der Tafel nach Fig. 21 sind am unteren Ende dieser Tafel angegeben. Die Bemerkung (3) wird jedoch im folgenden angegeben·
(3) Bei der Gesamtgewichtsberechnung werden verschiedene Zwischenwerte verwendet. Diese Zwischenwerte sind in den Figuren 16 und 19 dargestellt, wobei die letztere als Rechner-Algorithmus betrachtet werden kann.
(a) a, 1), c, d, e, f, g und h sind jeweils lineare Funktionen (oder Funktionen höherer Ordnung wenn dies aus Genauigkeitsgründen erforderlich ist) der Klappenstellung und der Machzahl.
(b) K (aft) ist der Wert von K bei einem vorgegebenen J-Eingang und bei einem vollständig hinten liegenden Schwerpunkt.
(c) dKs ist K(aft) abzüglich eines entsprechenden
K (fwd)* einem vollständig vorne liegenden Schwerpunkt .
(d) i(aft) ist der Wert von ih, der für den Eingangswert von J und einem hinten liegenden Schwerpunkt erforderlich ist.
(e) Ins ist i(aft) abzüglich eines entsprechenden i(aft).
(f) din ist lh abzüglich i(aft) .
(g) dK ist K abzüglich K(aft) .
Es ist zu erkennen, daß die Programmanweisungen in der Tabelle nach Flg. 2 einen iterativen Vorgang zum Lösen der grundlegen-
den gleichzeitigen Gleichungen (11) und (12) wie sie weiter
bilden
oben beschrieben vmrden,pnd daß mehrere Iterationen erforderlich sein können, um eine Konvergenz zu erzielen.
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Claims (1)

  1. Patentanwälte Dipl.-:ng. Curt Wallach
    - ~ .-- Dipl.-!ng. Günther Koch
    17 Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach I /
    Dipl.-Ing. Rainer Feldkamp
    D-8000 München 2 · Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 24 02 75 · Telex 5 29 513 wakai d
    Datum: 24. Februar 1978
    Unser Zeichen: _ , ,»T
    16 154 - Fk/Ne
    Patentansprüche :
    1. Vorrichtung zur Lieferung eines Maßes des Gesamtgewichts eines Luftfahrzeuges mit Triebwerken zur Lieferung eines Vortriebsschubes, gekennzeichnet durch
    a) auf eine Betriebscharakteristik der Triebwerke ansprechende Einrichtungen (I9) zur Lieferung eines Maßes des Schubes dieser Triebwerke,
    b) auf'die auf das Luftfahrzeug einwirkenden aerodynamischen Kräfte und auf das Maß des Schubes ansprechende Einrichtungen (20) zur Lieferung eines Maßes einer Funktion des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges und
    c) auf das Maß der Funktion des Anstellwinkels ansprechende Einrichtungen (21) zur Lieferung eines Ausgangsmeßwertes des Gesamtgewichtes des Luftfahrzeuges.
    2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennze ichn e t , daß die Triebwerke Turbinenstrahltriebwerke sind
    und daß die Betriebscharakteristik dieser Triebwerke das Triebwerks-Druckverhältnis ist.
    -0. Vorrichtung nach Anspruch I3 dadurch gekennzeichnet, daß die Triebwerke Verdichtergebläse-Strahltriebwerke sind und daß die Betriebscharakteristik die Triebwerks-Gebläsedrehzahl ist.
    4. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennze lehnet, daß sich der Schub der Triebwerke bei einer vorgegebenen Betriebscharakteristik als eine vorgegebene Funktion der Machzahl der Geschwindigkeit des LuftÄhrzeuges und der Höhe ändert, und daß die Schub-Meßeinrichtungen
    a) Einrichtungen (28, 29, 30) zur Lieferung eines Signals proportional zu der Triebwerks-Betriebseigenschaft,
    b) Einrichtungen (100), die Signale proportional zur Machzahl-Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges bzw. zur Höhe liefern, und
    c) Einrichtungen (44, 47, 48) aufweisen, die auf die letztgenannten Signale ansprechen, um das Triebwerks-Betriebscharakteristik-Signal entsprechend der vorgegebenen Funktion zu modifizieren, um ein Maß des Triebwerksschubs zu liefern.
    5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennze lehnet, daß die Triebwerks-Betriebscharakteristik das Triebwerks-Druckverhältnis ist.
    6. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennze lehnet, daß die Einrichtungen zur Änderung der Triebwerks-Betriebscharakteristik Rechnereinrichtungen (26, 22, 34, 35) aufweisen, die auf das Triebwerks-Druckverhältnissignal und die Machzahl- und Höhensignale ansprechen und den Wert eines Polynoms mit der Mach-Zahl zu berechnen, das veränderliche Koeffizienten aufweist, die eine Funktion der Triebwerks-Betriebscharakteristik multipliziert mit einer Funktion der Höhe sind.
    7. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch
    a) Einrichtungen (120), die auf die Messung des Gesamtgewichts des Luftfahrzeuges und die Messung des Schubes ansprechen und ein Maß des Schub-/Gewichts-Verhältnisses des Luftfahrzeuges liefern, und
    8Ö9S3S/Ö812 ./.
    b) Einrichtungen (5I), die das Maß des Schub-/Gewichtsverhältnisses an die Einrichtungen liefern, die ein Maß der Funktion des Anstellwinkels liefern.
    8. Vorrichtung nach Anspruch 7 j dadurch gekennze ich net, daß sich das Maß der Funktion des Anstellwinkels als vorgegebene Funktion der Vertikal- und Längsbeschleunigungen des Luftfahrzeuges bezüglich der Erdschwerkraft sowie als Funktion des Schub-/Gewichtsverhältnisses bei einem vorgegebenen Zustand der Flugsteueroberflächen, die den Auftrieb und den aerodynahmischen Widerstand ändern, sowie der Machzahl-Geschwindigkeit ändert, und daß die ein Maß der Funktfcn des Anstellwinkels liefernden Einrichtungen
    a) Einrichtungen (101), die ein Signal proportional zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang der Vertikalachse,
    b) Einrichtungen (102) zur Lieferung eines Signals proportional zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seiner Längsachse,
    c) Einrichtungen (120) zur Lieferung eines Signals proportional zum Schub-/Gewichtsverhältnis des Luftfahrzeuges,
    d) Einrichtungen (5I, 52), die auf die Beschleunigungssignale und das Schub-/Gewichtsverhältnis-Signal ansprechen, um ein resultierendes Sjgnal proportional zu der vorgegebenen Funktion hiervon, und
    e) auf die Stellung der Flugsteuerflächen (114, II6) und die Machzahl-Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen (54) zur Bestimmung des Viertes des Maßes der Funktion des Anstellwinkels für diese Stellung der Steuerflächen und diese Machzahl-Geschwindigkeit einschließen.
    9. Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennze ich net, daß die Eirrichtungen zur Bestimmung des Maßes der
    Punktion des Anstellwinkels Rechnereinrichtungen (Fig. I9) aufweisen, die auf die Signale für die Beschleunigungen, das Schub-/Gewichtsverhältnis, die Machzahl-Geschwindigkeit sowie auf die resultierenden Signale ansprechen und den Wert von K als eine Punktion J entsprechend den folgenden Gleichungen berechnen:
    J
    worin
    resultierendes Signal,
    a und a die Längs- und Vertikalbeschleunigungen
    des Luftfahrzeuges,
    T/W = Schub-ZGewichtsverhältnis des Luftfahrzeuges,
    g = Erdbeschleunigung,
    wobei die Steuerflächenpositionen wie folgt sind:
    S„t = Klappen-Vorflügelstellung des Luftfahrzeuges und
    i„ = Höhenflossenstellung sind und wobei die Punktionen π
    des Anstellwinkels die Form von K = C cos $L+ C sin OL
    L D
    aufweist, worin K = ein Maß der Funktion des Anstellwinkels,
    oL = der Anstellwinkel des Luftfahrzeuges und CT und C7. = die Auftriebs-bzw. Widerstandskoeffizien-
    Ij JJ
    ten des Luftfahrzeugs sind.
    10. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Maß des Gesamtgewichtes des Luftfahrzeuges eine vorgegebene Punktion der Funktion des Anstellwinkels, der Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges und des Staudruckes ist und daß die Einrichtungen zur Lieferung eines Maßes des Gesamtgewichtes (Fig. 10)
    a) auf das Maß der Funktion des Anstellwinkels ansprechende Einrichtungen (49) zur Lieferung eines entsprechenden Signals,
    b) Einrichtungen (101) zur Lieferung eines Signals proportional zur Vertikalbeschleunigung des Luftfehrzeuges,
    809836/0812 ,
    c) Einrichtungen (100) zur Lieferung eines Signals proportional zum Staudruck des Luftfahrzeuges und
    d) auf das die Funktion des Anstellwinkels darstellende Signal, das Vertikalbeschleunigungssignal und das Staudrucksignal ansprechende Einrichtungen (58) zur Lieferung eines Signals proportional zum Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges einschließen.
    11. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennze ich net, daß die ein Maß des Gesamtgewichts liefernden Einrichtungen Rechnereinrichtungen (Fig. 10) einschließen, die auf die genannten Signale ansprechen und ein zum Gewicht proportionales Signal als Funktion dieser Signale entsprechend der folgenden Gleichung liefern:
    O rf
    W = (CT cos öC + Cn sinoC) (0,7 ρ M S) (-f- )
    worin
    W= Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges, q/L ss Anstellwinkel des Luftfahrzeuges, CT und Cn die Auftriebs- bzw. Widerstandskoeffizienten
    J-i L)
    des Luftfahrzeuges,
    2
    0>7Pc,M s= dynamischer Staudruck q S = Tragflächen-Fläche des Luftfahrzeuges, a = Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges, g =s Erdbeschleunigung sind.
    12. Vorrichtung nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, daß das Gesamtgewichts-Signal unerwünschte Hochfrequenzkomponenten aufweist, die in dem Anstellwinkel-Funk ti ons signal vorliegen, und daß
    a) auf das Gesamtgewichtssignal ansprechende Einrichtungen (60) zur Lieferung eines AusgangsSignaIs, das lediglich die Langzeitänderungen dieses Signals einschließt,
    b) auf das Langzelt-Gewichtssignal und das die Hochfrequenzkomponenten einschließende Gesamtgewichtssignal ansprechende Einrichtungen (58) zur Lieferung eines
    109835/0812 ./.
    GewichtsfehlersignaIs und
    c) das Gewichtsfehlersignal an die Einrichtungen zur Lieferung des Maßes des Gewichts liefernde Einrichtungen (62) zur Verringerung der Wirkungen der Hochfrequenzkomponenten des Maßes des Anstellwinkels in dem Signal für das Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges zu verringern, vorgesehen sind.
    13. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennze lehne t durch Einrichtungen (Fig. 11), die ein Ausgangsmaß des Startgewichtes des Luftfahrzeuges liefern und die
    a) Einrichtungen (102) zur Lieferung eines Maßes der Längsbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
    b) auf das Maß des Schubes des Luftfahrzeuges und das Maß der Längsbeschleunigung ansprechende Einrichtungen (71) zur Lieferung eines resultierenden Maßes des Startgewichtes des Luftfahrzeuges,
    c) Schalteinriehtungen (78) zum Ersetzen des Maßes der Anstellwinkelfunktion durch das resultierende Startgewichtmaß bei der Zuführung an die Einrichtungen zur Lieferung eines Maßes des Gewichtes, und
    d) Einrichtungen (75, 68) einschließen, die auf einen vorgegebenen Wert der Triebwerksbetriebscharakteristik ansprechen, um die Schalteinriehtungen (78) zu betätigen.
    14. Vorrichtung nach Anspruch Ij5, dadurch gekennzeich net, daß das Luftfahrzeug mit Bremsen an den Fahrwerkrädern versehen ist, und daß
    a) auf das Lösen der Bremsen ansprechende Einrichtungen (123) zur Lieferung eines entsprechenden Signals, und
    b) auf den vorgegebenen Wert der Triebwerks-Betriebscharakteristik sowie das Bremssignal ansprechende Logikeinrichtungen (66) zum Betätigen der Schalteinriehtungen (78) vorgesehen sind.
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    15. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 12 bis 14, g e k e η η zeichne t durch Einrichtungen (Fig. 11) zur Lieferung eines Ausgangsmaßes des Startgewichtes des Luftfahrzeuges, die
    a) Einrichtungen (102) zur Lieferung eines Maßes der Läqgsbesehleunigung des Luftfahrzeuges,
    b) auf das Maß des Schubes des Luftfahrzeuges undjfas Maß der Längsbeschleunigung ansprechende Einrichtungen (7I) zur Lieferung eines resultierenden Maßes des Startgewichtes des Luftfahrzeuges,
    c) erste Schalteinrichtungen (78) zum Ersetzen des Maßes der Anstellwinkelfunktion durch das resultierende Maß des Startgewichtes am Eingang der Einrichtungen zur Lieferung des Maßes des Gewichtes,
    d) zweite Schalteinrichtungen (76, 77, 79, 80), die das Langzeit-Gewichtsänderungssignal und das Gewichtsfehlersignal unwirksam machen und diese Signale durch den momentanen Wert des Startgewichtssignals ersetzen, und
    e) auf einen vorgegebenen Wert der Triebwerks-Betriebscharakteristik ansprechende Einrichtungen (75, 68) zur Betätigung sowohl.der ersten als auch der zweiten Schalteinrichtungen einschließen.
    16. Vorrichtung nach Anspruch I3 oder 14, gekennze ich net durch auf die Betätigung der Schalteinrichtungen ansprechende Zeitsteuereinrichtungen (I5I), die das Einsetzen des Maßes des Startgewichtes lediglich für eine kurze Zeitperiode in der Größenordnung von 1 bis 5 Sekunden wirksam machen und die danach das Maß des Startgewichtes auf den dann vorherrschenden Wert festhalten.
    17. Vorrichtung nach Anspruch 16, gekennze lehne t durch weitere Schalteinrichtungen (69), die auf einen Flugzustand nach dem Abheben des Luftfahrzeuges ansprechen, um erneut das Maß der Anstellwinkelfunktion den Einrichtungen zur Lieferung eines Maßes des Gewichtes zuzuführen.
    809835/0012 ./.
    18. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 1]5, 14, 16 und 17, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen zur Lieferung des resultierenden Maßes des Startgewichtes Rechnereinrichtungen (Fig. 11) aufweisen, die auf das Maß des Schubes und der Längsbeschleunigung ansprechen und ein Maß proportional zum Startgewicht als eine Funktion dieser Signale entsprechend der folgenden Gleichung liefern
    T
    TO
    T0"fx+
    S
    worin
    WT0 = Startgewicht des Luftfahrzeuges,
    a = Längsbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
    g = Erdbeschleunigung,
    uRL = Rollreibung des Luftfahrzeuges ist.
    19. Vorrichtung zur Lieferung eines Maßes des Startgewichtes eines Luftfahrzeuges, gekenn zeichnet durch
    a) Einrichtungen (55) zur Lieferungeines Maßes einer Betriebscharakteristik der Triebwerke des Luftfahrzeuges zur Lieferung eines Maßes des Startschubes dieser Triebwerke,
    b) Einrichtungen (102) zur Lieferung eines Maßes der Längsbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
    c) Einrichtungen (122) zur Lieferung eines Maßes der Rollreibung des Luftfahrzeuges,
    d) auf diese Messungen ansprechende Einrichtungen (58) zur Lieferung eines Ausgangsmaßes des Startgewichtes des LuftfahrBeuges als eine vorgegebene Funktion der Signale,
    e) Sehalteinrichtungen (78) zum Wirksammachen der letztgenannten Einrichtungen und
    f) auf einen vorgegebenen Wert der Triebwerks-Betriebscharakteristik ansprechende Einrichtungen (75, 68) zur Betätigung der Schalteinrichtungen.
    809825/0012 ./.
    20. Vorrichtung nach Anspruch I9, dadurch gekennzeichnet, daß die vorgegebene Funktion die Form
    T0 ~ ax + URL
    g~
    aufweise, worin
    Wm0 = Startgewicht des Luftfahrzeuges, a = Längsbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
    g = Erdbeschleunigung,
    Un, = Rollreibung des Luftfahrzeuges ist,
    21. Vorrichtung nach Anspruch I9, gekennzeichnet durch
    a) Zeitsteuereinrichtungen (151),die auf die Betätigung der SchaIteinrichtungen ansprechen, um die ein Maß des Startgewichtes liefernden Einrichtungen lediglich für eine kurze Zeitperiode in der Größenordnung von 1 bis 5 Sekunden wirksam zu machen und
    b) Einrichtungen (76, 77, 79), die auf die Zeitsteuereinrichtungen ansprechen, um das Maß des Startgewichtes auf den dann vorherrschenden Wert effektiv festzuhalten.
    22. Vorrichtung zur Lieferung eines Maßes des Gesamtgewichtes eines durch Triebwerke angetriebenen Luftfahrzeuges, gekennze lehne t durch
    a) Einrichtungen (I9), die auf eine Betriebscharakteristik jedes der Luftfahrzeug-Triebwerke bei der jeweiligen Machzahl-Geschwindigkeit und dem statischen Druck am Luftfahrzeug ansprechen und ein Signal liefern, das dem Schub entspricht, der von jedem der Triebwerke auf das Luftfahrzeug ausgeübt wird, sowie Einrichtungen zum Summieren aller Schubsignale zur Lieferung eines resultierenden Signals, das dem von allen Triebwerken zusammen erze ugten Gesamtschub entspricht,
    b) auf die Beschleunigungen des Luftfahrzeuges entlang zueinander senkrechter Achsen, die den Vertikal- und Längsachsen des Luftfahrzeuges entsprechen, ansprechende Ein-
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    richtungen (101, 102) zur Lieferung von diesen Beschleunigungen entsprechenden Signalen,
    c) auf die Machzahl-Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges und den statischen Druck in der Umgebung des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen (100) zur Lieferung entsprechender Signale,
    d) auf die Stellungen der die Auftriebs- und Widerstandseharakteristik des Luftfahrzeuges beeinflussenden aerodynamischen Flächen ansprechende Einrichtungen (114, 116) und
    e) Rechnereinrichtungen (20, 21}, die auf alle vorstehend genannten Signale ansprechen und ein Ausgangssignal liefern, das der Lösung des folgenden Gleichungspaares entspricht:
    W = (cL cos oL+ CD sind) (o,7Ps M2)
    (CL sin OC-C0 cos OL) t &χ _ Λ (CL cos OC+ CD sin oq ={g~ VT/
    wor in
    W = das Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges
    T = der Gesamtschub der Triebwerke,
    a = die Längsbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
    a β die Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges,
    M = die Maohzahl-Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges,
    Ρσ β der statische Luftdruck am Luftfahrzeug,
    o£. = der Anstellwinkel des Luftfahrzeuges,
    CT = der Auftriebskoeffizient des Luftfahrzeuges,
    CD = der Widerstandskoeffizient des Luftfahrzeuges,
    S a die Tragflächen-Fläche des Luftfahrzeuges,
    g = die Erdbeschleunigung ist und wobei
    das Ausgangesignal der gleichzeitigen Lösung der beiden Gleichungen für den Gesamtgewichts-»Ausdruck W entspricht.
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    23· Vorrichtung zur Lieferung eines Maßes der Lage des Schwerpunktes eines Luftfahrzeugs mit einer Haupttragfläche, mit Tragflächenklappen, mit einer Höhenflosse und mit einem Höhenruder,bezüglich der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe der Tragfläche, gekennzeichnet durch
    a) Einrichtungen (116) zur Lieferung eines Signals propoutional zur effektiven Stellung der Höhenflosse bei der Erzeugung einer Nickbewegung des Luftfahrzeuges,
    b) Einrichtungen (101, 102, 120, 51, 52) zur Lieferung eines Signals proportional zu einer Funktion der Horizontal- und Vertikalbeschleunigungen des Luftfahrzeuges und dem Schub-/Gewichtsverhältnisses des Luftfahrzeuges und
    c) auf diese Signale ansprechende Einrichtungen (54) zur Lieferung eines Signals proportional zur Lage des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges, um die die Nickbewegung wirksam ist.
    24. Vorrichtung nach Anspruch 23, dödurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen zur Lieferung des Signals für die wirksame Stellung der Höhenflosse
    a) Einrichtungen (123) zur Lieferung eines Signals proportional zur Position des Höhenruders,
    b) Einrichtungen (116) zur Lieferung eines Signals proportional zur tatsächlichen Stellung der Höhenflosse,
    c) Einrichtungen (100), die auf die Machzahl-Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges ansprechen, um das Signal für die Stellung der Höheflosse in Abhängigkeit hiervon zu modifizieren, und
    d) Einrichtungen (117) zur Kombination des Höhenruder-Stellungssignals und des modifizierten Höhenflossen-Stellungssignals zur Lieferung des Signals für die effektive Stellung der Höhenflosse einschließen.
    25. Vorrichtung nach Anspruch 24, gekennzeichnet durch Filtereinrichtungen (147) mit einer relativ langen Zeitkonstante, die auf das Signal für die Lage des Schwer-
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    Punktes ansprechen und ein Signal liefern, das proportional zur mittleren Lage des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges ist.
    26. Vorrichtung nach Anspruch 25, gekennzeichnet durch (a) auf die Differenz zwischen dem Signal für die Lage des Schwerpunktes und dem Signal für die mittlere Lage des Schwerpunktes ansprechende Einrichtungen (146) zur Lieferung eines Schwerpunkts-Fehlersignals, das proportional zu den im wesentlichen kurzzeitigen Komponenten des Signals für die Lage des Schwerpunktes ist, und
    b) Einrichtungen (I5I) zur Rückführung des Schwerpunkts-Pehlersignals an die Kombinationseinrichtungen zur Kombination des Höhenrudersignals und des modifizierten Höhenflossensignals zur Kompensation der Kurzzeitwirkungen des Höhenruders auf das Signal^für die effektive Position der Höhenflosse.
    27. Vorrichtung nach Anspruch 2j5, gekennzeichnet durch
    a) auf die Machzahl-Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges oberhalb eines vorgegebenen Wertes ansprechende Einrichtungen (I25) zur weiteren Modifikation des Signals für die effektive Höhenflossenstellung entsprechend hiermit und
    b) auf d ie Position der Tragflächenklappen unterhalb eines vorgegebenen Wertes der Machzahl-Geschwindigkeit ansprechende Einrichtungen (114) zur Modifikation des Signals für die effektive Höhenflossensfeellung entsprechend dem Klappenstellungssignal.
    28. Vorrichtung nach Anspruch 2^, dadurch gekennzeich net, daß die Einrichtungen zur Lieferung des Horizontal- und Vertikalbeschleunigungs- und Schub-/Gewichtsverhältnisfunktionssignals
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    a) Einrichtungen (101, 102) die Signale jeweils proportional zu den Horizontal- und Vertikalbeschleunigungen des Luftfahrzeuges liefern,
    b) Einrichtungen (120) zur Lieferung eines Signals proprotional zum Schub-/Gewichtsverhältnis des Luftfahrzeuges proprotionalen Signals und
    c) auf diese Signale ansprechende Rechnereinrichtungen (5I5 52) einschließen, die ein Signal J liefern, das pro^ ■portional zu der durch die folgende Gleichung definierten Funktion ist:
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