DE2808792A1

DE2808792A1 - Positioniersystem

Info

Publication number: DE2808792A1
Application number: DE19782808792
Authority: DE
Inventors: John Howard Tomlinson
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1977-03-08
Filing date: 1978-03-01
Publication date: 1978-09-14
Also published as: FR2383474A1; JPS6357279B2; DE2808792C2; GB1575896A; CH628300A5; IT1093181B; JPS53110785A; NO152630B; AU3381878A; NO152630C; NL7802357A; DK150062C; AU512186B2; FR2383474B1; IL54159A; BE864496A; CA1094667A; US4078750A; DK95978A; IT7820944A0

Description

Die Erfindung bezieht sich auf Flugzeuge und betrifft insbesondere den ausfallsicheren Betrieb von elektronisch gesteuerten PositionierStellantriebssystemen.

In einer gleichzeitig eingereichten Anmeldung der Anmelderin, für die die Priorität der US-Patentanmeldung SN 775 670 in Anspruch genommen worden ist, ist ein Hubschrauber mit einem Höhenstabilisator oder "Stabilator" vorgeschlagen, der in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit, der kollektiven Blattverstellung, der Querbeschleunigung und der

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Nickgeschwindigkeit auf verschiedene Anstellwinkel eingestellt wird, um Hauptrotorabwindeffekte bei niedrigen Geschwindigkeiten zu vermeiden und um die Flugstabilität bei hohen Geschwindigkeiten zu gewährleisten. Die Stabilatorpositioniereinrichtung enthält zwei in Reihe geschaltete Stellantriebe, von denen jeder durch gesonderte, einzeln zugeordnete elektronische RegeLsysteme unabhängig gesteuert wird, welche Eingangssignale an die Stellantriebe abgeben, so daß diese gemeinsam Sollanstellwinkel des Stabilators einstellen. Die Istposition, die sich durch jeden Stellantrieb ergibt, wird mit der des anderen zusammen mit ihren zeitlichen Positionsänderungen verglichen. Für den Fall, daß die Position oder die Positionierungsgeschwindigkeit der beiden Stellantriebe sich innerhalb eines Abweichungsschwellenwertes nicht im Gleichlauf befinden, liegt ein Alarmzustand vor, der dazu führt, daß den Piloten ein Signal gegeben und die Kontrolle über die Stellantriebe von den elektronischen Regelsystemen auf einen Schalter für manuelles Schwenken übertragen wird. In diesem Anwendungsfall wird die Positionierung der Stellantriebe mit festen Grenzen verglichen, beispielsweise mit einer 10 -Position und einer zeitlichen Positionsänderung von 6 /s.

Es hat sich gezeigt, daß das in der gleichzeitig eingereichten Patentanmeldung vorgeschlagene System Schwierigkeiten bei der Festlegung der richtigen Grenzen hat. Wenn beispielsweise die Grenzen auf 10 und 6 /s eingestellt sind, gibt es eine unannehmbare Anzahl von Störabschaltungen. Es handelt sich dabei um Abschaltungen, die aus Änderungen in den

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EingangsSignalen statt auf dem Ansprechen des Systems beruhen. Bei niedrigeren Geschwindigkeiten ist es nicht erforderlich, daß sich die beiden Systeme so nahe wie bei hohen Geschwindigkeiten im Gleichlauf befinden, so daß man geneigt sein könnte, ein Öffnen der Grenzen vorzuschlagen, um die Störabschaltungen zu vermeiden. Es ist jedoch klar, daß, wenn die Grenzen geöffnet werden, um unerwünschte Abschaltungen auszuschließen, die keinen Fehler bedeuten, sie dann so groß sind, daß bei hohen Geschwindigkeiten unerwünschte Manöver durch eine fehlerhafte Stabilatorposition hervorgerufen werden können, weil die beiden vollständig getrennten Stellantriebssysteme nicht zu einem richtigen Gleichlauf in der Lage sind.

Es hat sich außerdem gezeigt, daß eine der Ursachen für Störabschaltungen darin zu sehen ist, daß das Fluggeschwindigkeit sab fühl sy stern nicht zu einem richtigen Gleichlauf in der Lage ist, d. h. daß die beiden getrennten Fluggeschwindigkeit ssysteme den beiden Stellantriebsregelsystemen veränderliche Eingangssignale liefern, so daß selbst dann, wenn die Regelsysteme richtig arbeiten, sie aufgrund der unterschiedlichen Fluggeschwindigkeitseingangssignale selbstverständlich unterschiedliche Positionen einstellen. Tatsächlich versagt der Gleichlauf der beiden Fluggeschwindigkeitsabfühlsysterne in einem Ausmaß, das ausreicht, um das Fehlerabfühlsystem zu veranlassen, mit den 10°- und 6°/s-Grenzen zu arbeiten.

Ziel der Erfindung ist es, die Fehlerfeststellung zu verbes-

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sern und ein ausfallsicheres Stellantriebssystem zu schaffen, das Fehler bei niedriger Geschwindigkeit ausgleicht, ohne daß die Gefahr von unerwünschten Manövern bei hoher Geschwindigkeit besteht.

Gemäß der Erfindung wird die Größe der zulässigen Abweichungsgrenzen der Position und/oder der zeitlichen Positionsänderung zwischen zwei Stellantrieben, die in Reihe auf eine einzige kritische Steuerfläche eines Flugzeuges arbeiten, mit der Fluggeschwindigkeit verändert. Weiter sind gemäß der Erfindung die vorgenannten Abweichungsgrenzen bei niedrigen Geschwindigkeiten weiter und bei hohen Geschwindigkeiten enger, wobei diese Grenzen durch die Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges gesteuert werden.

Weiter sind gemäß der Erfindung die Grenzen bei niedrigen Geschwindigkeiten größenordnungsmäßig doppelt so groß wie die Grenzen bei hohen Geschwindigkeiten. Weiter bestehen gemäß der Erfindung für die Grenzen der Flüggeschwindigkeitskontrolle über die Stellantriebsposition und die zeitliche Änderung der Stellantriebsposition glatte Übergänge von den weiten Grenzen bei niedrigen Geschwindigkeiten zu den engeren Grenzen bei höheren Geschwindigkeiten, wobei der Übergang bei mittleren Geschwindigkeiten erfolgt, was im folgenden noch ausführlicher beschrieben ist.

Die Erfindung erlaubt die Verwendung von weiten Grenzen bei niedrigen Geschwindigkeiten, bei welchen ein größerer Grad an Betriebsabweichung zulässig ist, weil bei den niedrigeren Geschwindigkeiten die Steuerfläche eine geringere

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Auswirkung auf die Flugzeugmanövrierung hat. Die Erfindung gestattet jedoch entsprechend die Verwendung von engeren Grenzen bei höheren Geschwindigkeiten, bei welchen es wahrscheinlicher ist, daß eine Betriebsabweichung unerwünschte Manöver des Flugzeuges verursacht. Die Erfindung toleriert auch die Gesamtkenndaten von zwei Flüggeschwindigkeitsfühlern, die Eingangssignale für gesonderte automatische Stellantriebsregler liefern, welche typischerweise mit Staurohr-Fluggeschwindigkeitsfühlern arbeiten, bei denen es wahrscheinlich ist, daß sie bei niedrigeren Geschwindigkeiten eine unregelmäßige gegenseitige Abweichung haben und daß bei höheren Geschwindigkeiten die Abweichung geringer wird und die Fühler besser im Gleichlauf arbeiten.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die beigefügte Zeichnung näher beschrieben.

Die einzige Figur der Zeichnung zeigt ein vereinfachtes Blockschaltbild einer Ausführungsform des Positioniersystems nach der Erfindung.

In der Zeichnung zeigt der untere Teil in Blockform das gesamte Stabilatorregelsystem, das in Fig. 4 der gleichzeitig eingereichten Patentanmeldung dargestellt ist, während der obere Teil der Zeichnung das verbesserte Fehlererkennungssystem zeigt, das gemäß der Erfindung mit geschwindigkeitsveränderlichen Grenzen versehen ist und in Verbindung mit dem Gesamtsystem anstelle der in Fig. 5 der gleichzeitig eingereichten Anmeldung gezeigten Fehlerschaltung be-

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nutzt wird. Die Bezugszahlen unter 170 in der Zeichnung entsprechen denen der gleichzeitig eingereichten Anmeldung.

Zwei Stellantriebe 30, 31 sind in Reihe geschaltet, so daß die Position von jedem zu der Position des anderen addiert wird, und gemeinsam steuern sie die Position einer kritischen Flugzeugsteuerfläche, beispielsweise des in der gleichzeitig eingereichten Patentanmeldung beschriebenen Stabilators. Die Stellantriebe 30, 31 werden normalerweise jeweils durch unabhängig zugeordnete Steuereinheiten 32 bzw. 33 auf Positionssollwertsignale hin gesteuert, die durch gesonderte, entsprechende Positionssollwertsignalgeneratoren 60, 60a geliefert werden. Der Stellantrieb 30, der das Arbeiten des Stellantriebs 31 veranschaulicht, kann ein bekannter Schraubspindelstellantrieb mit einem reversierbaren Gleichstrommotor sein, der sich, wenn ein Gleichstromsignal an eine Leitung 34 angelegt wird, während die Leitung 35 an Masse liegt, in einer positiven Richtung bewegt, aber, wenn das Signal an die Leitung 35 angelegt wird und die Leitung 34 an Masse liegt, sich in einer negativen Richtung bewegt. Im normalen Betrieb werden Steuerbefehle auf den Leitungen 34, 35, die den Stellantrieb 30 veranlassen, in der einen oder in der anderen Richtung zu arbeiten, durch die Steuereinheit 32 geliefert, wenn eine Differenz zwischen einem Positionssollwertsignal auf einer Leitung 57 aus dem Positions sollwertsignalgenerator 60 und einem Istpositionssignal auf einer Leitung 58 aus einem Positionsfühler 59 besteht.

Um festzustellen, ob die beiden vollständig unabhängigen

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Stellantriebssysteme beide richtig arbeiten, werden die
Istposition sowie die zeitliche Positionsänderung der
Stellantriebe in einer Fehlerschaltung 66a (die eine Verbesserung gegenüber der entsprechenden Fehlerschaltung 66
in Fig. 5 der gleichzeitig eingereichten deutschen Patentanmeldung darstellt) verglichen. Ein Signal auf der Leitung 58, das die Position Θ1 des Stellantriebs 30 darstellt, wird mit einem Signal auf einer Leitung 64 aus einem Positionsfühler 59a verglichen, das die Istposition Θ2 des Stellantriebs
31 darstellt.

Gemäß der Erfindung werden die Position und die zeitliche
Positionsänderung von beiden Stellantrieben mit Grenzwerten verglichen, die eine Funktion der Fluggeschwindigkeit sind. Zu diesem Zweck wird das Fluggeschwindigkeitssignal auf einer Leitung 116, das aus dem Sollwertsignalgenerator 60 stammt, und ein ähnliches Fluggeschwindigkeitssignal auf einer Leitung 170 in dem Fehlerdetektor 66a dazu benutzt, die Größe
der bei dem Vergleich benutzten Abweichungsgrenzwerte zu
steuern. Ein in dem oberen Teil der Zeichnung dargestellter Funktionsgenerator 171 erzeugt ein Ausgangssignal in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit, das in der hier beschriebenen Ausführungsform benutzt wird, um sowohl den Positionsgrenzwert als auch den Grenzwert der zeitlichen Positionsänderung für Vergleiche zu steuern. Der Funktionsgenerator 171 liefert ein Ausgangssignal auf einer Leitung 172, welches für Signale auf der Leitung 116, die Geschwindigkeiten von 60 Knoten oder weniger angeben, ein Maximum ist und einen festen Wert hat, welches auf etwa die Hälfte dieses
Wertes zwischen 60 Knoten und 150 Knoten abnimmt und welches

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oberhalb von 150 Knoten einen festen Wert behält. Das Signal auf der Leitung 172 wird durch einen Verstärker 173 geleitet, welcher eine geeignete Verstärkung hat, so daß das Signal in einer gewünschten Weise multipliziert wird, um zwischen 7 und 14 für hohe bzw. niedrige Geschwindigkeiten an seinem Ausgang 174 darzustellen. Das Ausgangssignal des Verstärkers 173 wird an den negativen Grenzwerteingang eines Fenstervergleichers 175 angelegt, und außerdem in einem invertierenden Verstärker 176 mit dem Verstärkungsfaktor eins invertiert und an den positiven Grenzwerteingang des Fenstervergleichers 175 angelegt. Das Signal auf der Leitung 172 wird außerdem durch einen Verstärker 177 geleitet, der eine geeignete Verstärkung hat, so daß er an seinem Ausgang 178 ein Signal liefert, welches 8 /s bei niedrigen Geschwindigkeiten und 4 /s bei hohen Geschwindigkeiten darstellt. Dieses Signal wird in gleicher Weise an den negativen Grenzwerteingang eines Fenstervergleichers 179 und, nach Inversion in einem Verstärker 180 mit dem Verstärkungsfaktor eins, an den positiven Grenzwerteingang dieses Fenstervergleichers angelegt.

Die Signale, die die beiden Positionen Θ1, Θ2 darstellen, werden direkt an einen Differenzverstärker 181 angelegt, dessen Ausgangssignal auf einer Leitung 182 die Differenz zwischen den Positionen der beiden Stellantriebe darstellt, die entweder positiv oder negativ sein kann, und an den Signaleingang des Fenstervergleichers 175 angelegt wird. Die Positionssignale werden außerdem an zwei Differenzierschaltungen 183, 184 angelegt, um die zeitliche Änderung der Posi-

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tion jedes Stellantriebs zu erzeugen. Die Ausgangssignale der Differenzierschaltungen werden an einen Differenzverstärker 185 angelegt, der an seinem Ausgang ein die Differenz in der zeitlichen Positionsänderung der beiden Stellantriebe darstellendes Signal an eine Leitung 186 abgibt, das entweder positiv oder negativ sein kann und an den Signaleingang des Fenstervergleichers 179 angelegt wird. Die Fenstervergleicher 175, 179 sind bekannte Schaltungselemente, die ein Ausgangssignal über die Leitungen 180 bzw. 181 nur dann abgeben, wenn das Eingangssignal außerhalb des positiven oder des negativen Grenzwertes liegt. Alternativ dazu könnten zwei getrennte, vorgespannte Vergleicher anstelle jedes Fenstervergleichers benutzt werden, da ihre Funktionen gleich sind.

Die Signale auf den Leitungen 180, 181 werden an eine ODER-Schaltung 98a angelegt, um eine bistabile Schaltung 100 immer dann rückzusetzen, wenn eine Abweichung vorliegt, die außerhalb der für die Istgeschwindigkeit des Flugzeuges zugelassenen liegt. Wenn die bistabile Schaltung 100 rückgesetzt wird, entregt sie die Ankerspule 102 des Fehlerrelais 40, das in den Steuereinheiten 32, 33 den Betrieb von von den Positionsbefehlssignalgeneratoren 59, 60 abhängigem Automatikbetrieb auf Betrieb mit einem Schalter 110 für manuelles Schwenken umschaltet, wie in der gleichzeitig eingereichten Patentanmeldung beschrieben. Wenn die bistabile Schaltung 100 rückgesetzt wird, erregt sie auch eine Alarmschaltung 114, die dem Piloten irgendeine Kombination von optischem oder hörbarem Alarm geben kann. Die bistabile

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Schaltung 100 kann durch einen monostabilen Multivibrator 103 gesetzt werden, indem vorübergehend ein Rücksetzschalter 104 gedrückt wird, der eine Spannung aus einer Quelle 105 an den Eingang des monostabilen Multivibrators 103 anlegt. Das stellt sicher, daß die bistabile Schaltung 100 für ungefähr eine Sekunde oder dgl. auf ein Signal mit fester Dauer aus dem monostabilen Multivibrator 103 hin eingeschaltet ist. Das ist beim Rücksetzen erforderlich, damit beim automatischen Betrieb der Stellantriebe diese gleiche Positionen einnehmen können, bevor der Fehlerschaltung 66A gestattet wird, die Stellantriebe für ihre Steuereinheiten unempfindlich zu machen. Bei Bedarf kann für eine vollständige Redundanz eine zweite vollständige Gruppe von Schaltungen 182a, die ein Duplikat der Schaltungen 171-181 darstellt, vorgesehen werden, wobei die Geschwindigkeitskontrolle über die Grenzwerte derselben durch das Signal auf der Leitung 170 aus einem anderen Fluggeschwindigkeitsabfühlsystem ausgeübt wird. Andererseits, wenn keine Redundanz erwünscht ist, können die Schaltungen 171-181 ohne Redundanz benutzt werden. Die Schaltungsanordnung 182a gibt Signale über zwei Leitungen 183a, 184a ab, die die gleiche Funktion wie die Signale auf den Leitungen 180 bzw. 181 haben.

Wie oben kurz erwähnt, resultiert einer der Störfehler, dessen Auftreten ermittelt worden ist, aus der Tatsache, daß das Fluggeschwindigkeitsabfühlsystem des Flugzeuges bei niedrigeren Geschwindigkeiten entweder unregelmäßig arbeitet oder paarweise nicht sehr gut im Gleichlauf ist, was bei niedrigeren Geschwindigkeiten breitere Grenzen erforderte In einer vollkommen redundanten Ausführungsform, die die

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Schaltungsanordnung 182aenthält, die in der Zeichnung dargestellt ist, wird das Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 116 einfach zum Einstellen der Abweichungsgrenzen für die Schaltungen 171-181 benutzt. Die Auswirkungen des Fluggeschwindigkeitssignals auf der Leitung 170 auf den Positionssollwertsignalgenerator 60 bei der Positionierung des Stellantriebes 31 über die Steuereinheit 33 wird jedoch mit der gleichen Auswirkung eines anderen Fluggeschwindigkeit ssignals auf den Stellantrieb 30 verglichen. Betriebsabweichungen werden daher entweder in der Schaltungsanordnung 171-181 oder in der Schaltungsanordnung 182a-184a getestet, obgleich die Grenzwerte nur durch einen der Fluggeschwindigkeitsfühler eingestellt sein können. Bei Bedarf könnten redundante Vergleichsschaltungsgruppen (einschließlich der Schaltungsanordnung 171-181 und gleicher Einrichtungen in der Schaltungsanordnung 182a mit einem einzigen Funktionsgenerator 171 betrieben werden, da das Erstellen der verschiedenen Grenzwerte in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit für den zwischen den Positionen Θ1 und Θ2 auszuführenden Vergleich in keiner Weise kritisch ist. Ebenso können andere naheliegende Änderungen in dem Schaltungsaufbau vorgenommen werden und dabei die Funktion der Erfindung, die darin besteht, die Grenzwerte für den Stellantriebsvergleich in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit zu verändern, beibehalten werden.

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Claims

Patentansprüche ;

1. System zum Positionieren eines kritischen Teils an einem Flugzeug in bezug auf ein anderes Teil an demselben, gekennzeichnet durch mehrere gleichartige, unabhängig voneinander betätigbare Stellantriebe, von denen jeder auf an ihn angelegte elektrische Signale hin einen Teil auf einem Ort möglicher Positionen des Teils vorschiebt oder verzögert, wobei die Stellantriebe zwischen den beiden Teilen_} die durch sie relativzupositionieren sind, in Reihe geschaltet sind;

durch mehrere elektrische Steuereinrichtungen, von denen jede einem der Stellantriebe entspricht, jeweils Eingangssignale empfängt und ein elektrisches Signal an den zugeordneten Stellantrieb abgibt, damit dieser den genannten Teil vorschiebt oder verzögert;

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durch mehrere Positionisabfühleinrichtungen, von denen jeder einem zugeordneten Stellantrieb entspricht und jeweils ein Istpositionssignal liefert, das in Beziehung zu der Position des entsprechenden Stellantriebs steht; durch Flüggeschwindigkeitsabfühleinrichtungen, die ein Signal liefern, welches die Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges angibt; und

durch Fehlereinrichtungen, die auf die Positionsabfühleinrichtungen und auf die Fluggeschwindigkeitsabfühleinrichtungen ansprechen und Kenndaten der Istpositionssignale von zugeordneten Stellantrieben miteinander vergleichen und Alarm geben, wenn die Kenndaten eine Abweichung aufweisen, die größer als eine Schwellenwertabweichung ist, welche durch die Fehlereinrichtungen auf das von den Fluggeschwindigkeitsabfühleinrichtungen gelieferte Fluggeschwindigkeitssignal hin festgelegt wird.

2. System, insbesondere für ein Flugzeug, zum Positionieren eines Teils in bezug auf ein anderes Teil zwischen Grenzen, welche die Enden eines Ortes von zulässigen Positionen des einen Teils festlegen, gekennzeichnet durch mehrere Servoschleifen, von denen jede enthält:

einen Positionssollwertsignalgenerator zum Erzeugen eines Positions sollwertsignals auf an ihn angelegte Eingangssignale hin, wobei an jeden Generator gleiche Eingangssignale angelegt werden;

einen Stellantrieb, wobei jeder Stellantrieb eine gleichartige Ansprechcharakteristik hat und wobei die Stellantriebe zwischen den Teilen in Reihe geschaltet sind und die Betätigung.von sämtlichen Stellantrieben erforderlich ist, um das eine Teil an jedem Punkt seines Ortes auf die Positions-

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Sollwertsignale hin zu positionieren; eine Positionsabfühleinrichtung, die ein Istpositionssignal liefert, welches die Istposition eines entsprechenden Stellantriebs angibt; und

eine Antriebseinrichtung, die auf den Positionssollwertsignalgenerator und auf die Positionsabfühleinrichtung anspricht und den Stellantrieb wie in einem geschlossenen Regelkreis in eine Sollposition bewegt; und durch eine Fluggeschwindigkeitsabfühleinrichtung, die ein Signal liefert, welches die Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges angibt; und

durch Fehlereinrichtungen, die auf die Positionsabfühleinrichtung der Servoschleifen und auf die Fluggeschwindigkeitsabfühleinrichtung ansprechen und die Kenndaten der Istpositionssignale von wenigstens zwei Servoschleifen miteinander vergleichen, um festzustellen, ob sie innerhalb einer Abweichungsgröße voneinander liegen, die eine Funktion des durch die Flgugeschwindigkeitsabfühleinrichtung gelieferten Fluggeschwindigkeitssignals ist.

3. System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Kenndaten der Istpositionssignale die Größe derselben enthalten.

4. System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Kenndaten der Istpositionssignale die Größe der zeitlichen Positionsänderung enthalten.

5. System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet,

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daß die Fehlereinrichtungen auf die Fluggeschwindigkeitsabfühleinrichtungen ansprechen, um eine größere Schwellenwertabweichung bei niedrigen Geschwindigkeiten als bei hohen Geschwindigkeiten festzulegen.

6. System nach Anspruch 1, 2 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Fehlereinrichtungen das Schwellenwertabweichungssignal in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit so festlegen, daß die Schwellenwertabweichung bei niedrigen Geschwindigkeiten größenordnungsmäßig doppelt so groß ist wie bei hohen Geschwindigkeiten.

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