DE2808792C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung geht aus von einem System der im Oberbegriff des Pa­ tentanspruchs 1 angegebenen Art.

Ein solches System ist Teil eines Steuersystems für einen Hubschrauber und repräsentiert den firmeninternen Stand der Technik. Die zu positionierende Steuerfläche ist dabei ein am Heck angebrachter Stabilator, welcher um eine Achse schwenkbar ist, die quer zur Längsachse des Hubschraubers und parallel zu der vom Hauptrotor aufge­ spannten Ebene verläuft. Der Stabilator wird in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit, der kollektiven Blattverstellung, der Querbeschleunigung und der Nickgeschwindigkeit auf verschiedene Anstellwinkel eingestellt, um Hauptrotorabwindeffekte bei niedrigen Geschwindig­ keiten zu vermeiden und um die Flugstabilität bei hohen Ge­ schwindigkeiten zu gewährleisten. Das Stabilatorpositionier­ system enthält zwei in Reihe geschatete Stellantriebe, die durch einzeln zugeordnete elek­ tronische Regeleinrichtungen unabhängig voneinander so gesteuert werden, daß sie aufgrund Eingangssignalen aus den Regeleinrichtungen gemeinsam den Sollanstellwinkel des Stabilators einstellen. Die Istposition, die sich für jeden Stellantrieb ergibt, wird mit der des anderen zusammen mit ihren zeitlichen Positions­ änderungen verglichen. Für den Fall, daß die Positionen oder die Positionierungsgeschwindigkeiten der beiden Stellantriebe sich im Rahmen eines Abweichungsschwellenwertes nicht im Gleichlauf befinden, liegt ein Alarmzustand vor, der dazu führt, daß dem Piloten ein Signal gegeben und die Kontrolle über die Stellantriebe von den elektronischen Regeleinrichtungen auf einen Schalter für manuelles Positionieren übertragen wird. Die Positionierung der Stellantriebe wird dabei mit festen Grenzen verglichen, beispielswei­ se mit einer 10°-Position und einer zeitlichen Positions­ änderung von 6°/s.

Es hat sich gezeigt, daß bei dem vorgenannten Steuersystem Schwierigkeiten bei der Festlegung der richtigen Grenzen bestehen. Wenn beispiels­ weise die Grenzen auf 10°/s und 6°/s eingestellt sind, gibt es eine unannehmbare Anzahl von Störabschaltungen. Es han­ delt sich dabei um Abschaltungen, die aus Änderungen in den Eingangssignalen statt auf dem Ansprechen der Stellantriebe be­ ruhen. Bei niedrigeren Geschwindigkeiten ist es nicht er­ forderlich, daß sich die beiden Stellantriebe so nahe wie bei hohen Geschwindigkeiten im Gleichlauf befinden, so daß man geneigt sein könnte, ein Öffnen der Grenzen vorzuschla­ gen, um die Störabschaltungen zu vermeiden. Es ist jedoch klar, daß, wenn die Grenzen geöffnet werden, um unerwünsch­ te Abschaltungen auszuschließen, die keinen Fehler bedeuten, sie dann so groß sind, daß bei hohen Geschwindigkeiten un­ erwünschte Manöver durch eine fehlerhafte Stabilatorposi­ tion hervorgerufen werden können, weil die beiden Stellantriebe nicht zu einem richti­ gen Gleichlauf in der Lage sind.

Es hat sich außerdem gezeigt, daß eine der Ursachen für Störabschaltungen darin zu sehen ist, daß die Fluggeschwin­ digkeitssensoren nicht zu einem richtigen Gleichlauf in der Lage sind, d. h. daß die beiden getrennten Flugge­ schwindigkeitssensoren den beiden Stellantriebsregeleinrichtungen veränderliche Eingangssignale liefern, so daß selbst dann, wenn die Regeleinrichtungen richtig arbeiten, sie aufgrund der unterschiedlichen Fluggeschwindigkeitseingangssignale selbst­ verständlich unterschiedliche Positionen einstellen. Tat­ sächlich ist der Gleichlauf der beiden Fluggeschwindig­ keitssensoren nicht ausreichend, um das Positioniersystem ohne Störabschaltungen mit den 10°- und 6°/s- Grenzen arbeiten zu lassen.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein System zum sicheren Posi­ tionieren einer Steuerfläche eines Flugzeugs zu schaffen, das Fehler bei niedriger Fluggeschwindigkeit zuläßt, ohne daß die Gefahr von unerwünschten Manövern bei hoher Fluggeschwin­ digkeit besteht.

Diese Aufgabe ist ausgehend von einem System der im Oberbe­ griff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merk­ male gelöst.

Erfindungsgemäß wird die Größe der zulässigen Abweichungs­ grenzen der Position und/oder der zeitlichen Änderung der Po­ sition von zwei Stellantrieben mit der Fluggeschwindigkeit verändert, und zwar derart, daß bei niedrigen Fluggeschwin­ digkeiten die Abweichungsgrenzen weiter und bei hohen Flugge­ schwindigkeiten enger gemacht werden. Das System nach der Er­ fingung erlaubt also die Verwendung von weiten Grenzen bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten, bei denen ein größerer Grad an Abweichung zulässig ist (weil bei den niedrigeren Flugge­ schwindigkeiten die Steuerfläche des Flugzeugs eine geringe­ re Auswirkung auf die Flugmanöver hat). Entsprechend werden bei höheren Geschwindigkeiten engere Grenzen benutzt, da es wahrscheinlicher ist, daß Abweichungen unerwünschte Manöver des Flugzeugs verursachen. Bei dem System nach der Erfindung sind unterschiedliche Fluggeschwindigkeitssensoren zulässig. Das ist ein besonderer Vorteil, denn die üblicherweise ver­ wendeten Staurohr-Fluggeschwindigkeitssensoren haben bei niedrigeren Fluggeschwindigkeiten eine unregelmäßige gegen­ seitige Abweichung, die bei höheren Fluggeschwindigkeiten geringer wird.

Eine vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung bildet den Ge­ genstand des Anspruchs 2.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden un­ ter Bezugnahme auf die Zeichnung näher beschrieben.

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

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 Steuerfläche eines Flugzeugs, beispielsweise des Stabilators eines Hubschraubers. Die Stellantriebe 30, 31 werden normalerweise jeweils durch unabhängig zugeordnete Regeleinrichtungen 32 bzw. 33 aufgrund von Sollpositionssignalen gesteuert, die durch gesonderte Sollpositionssignalgeneratoren 60, 60 a geliefert werden. Der Stellantrieb 30, der so wie der Stellantrieb 31 arbeitet, kann ein Schraub­ spindelstellantrieb mit einem reversierbaren Gleichstrommo­ tor sein, der sich, wenn ein Gleichstromsignal an eine Lei­ tung 34 angelegt wird, während eine 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 Stellsignale auf den Leitungen 34, 35, die den Stellantrieb 30 veranlassen, in der einen oder in der anderen Richtung zu arbeiten, durch die Regeleinrichtung 32 geliefert, wenn eine Differenz zwischen einem Sollpositions­ signal auf einer Leitung 57 aus dem Sollpositions­ signalgenerator 60 und einem Istpositionssignal auf einer Leitung 58 aus einem Positionssensor 59 besteht.

Um festzustellen, ob die vollständig unabhängig voneinander betätigbaren Stellantriebe 30, 31 beide richtig arbeiten, werden die Istposition sowie die zeitliche Positionsänderung der Stellantriebe in einer Auswerteeinrichtung 66 A verglichen. Das Signal auf der Leitung 58 aus dem Positionssensor 59, das die Istposition R 1 des Stellantriebs 30 darstellt, wird mit einem Signal auf einer Leitung 64 aus einem Positionssensor 59 a verglichen, das die Istposition R 2 des Stellantriebs 31 darstellt.

Die Position und die zeitliche Positionsänderung von beiden Stellantrieben werden mit Grenzwerten verglichen, die eine Funktion der Fluggeschwindigkeit sind. Zu diesem Zweck wird ein Fluggeschwindigkeitssignal auf einer Leitung 116, das aus dem Sollpositionssignalgenerator 60 stammt, und ein ähnliches Fluggeschwindigkeitssignal auf einer Lei­ tung 170 in der Auswerteeinrichtung 66 A dazu benutzt, die Größe der bei dem Vergleich benutzten Abweichungsgrenzwerte zu steuern. Eine in dem oberen Teil der Zeichnung dargestellte Schwellenwerteinrichtung 171 erzeugt ein Ausgangssignal in Abhän­ gigkeit von der Fluggeschwindigkeit, das in der hier be­ schriebenen Ausführungsform benutzt wird, um sowohl den Po­ sitionsgrenzwert als auch den Grenzwert der zeitlichen Posi­ tionsänderung für die Vergleiche zu steuern. Die Schwellenwerteinrichtung 171 liefert ein Ausgangssignal auf einer Leitung 172, welches für Signale auf der Leitung 116, die Geschwindigkei­ ten von 60 Knoten oder weniger angeben, ein Maximum ist und einen festen Wert hat, auf etwa die Hälfte dieses Wertes zwischen 60 Knoten und 150 Knoten abnimmt und oberhalb von 150 Knoten einen festen Wert behält. Das Sig­ nal auf der Leitung 172 wird durch einen Verstärker 173 geleitet, welcher eine derartige Verstärkung hat, daß das Signal in einer gewünschten Weise multipiziert wird und zwischen 7° und 14° für hohe bzw. niedrige Geschwindig­ keiten am Ausgang 174 des Verstärkers 173 darstellt. Das Ausgangssi­ gnal des Verstärkers 173 wird an den negativen Grenzwertein­ gang eines Fenstervergleichers 175 angelegt und außerdem in einem invertierenden Verstärker 176 mit dem Verstärkungs­ faktor Eins invertiert und an den positiven Grenzwerteingang des Fenstervergleichers 175 angelegt. Das Signal auf der Lei­ tung 172 wird außerdem durch einen Verstärker 177 geleitet, der eine derartige Verstärkung hat, daß er an seinem Aus­ gang 178 ein Signal liefert, welches 8°/s bei niedrigen Ge­ schwindigkeiten und 4°/s bei hohen Geschwindigkeiten dar­ stellt. Dieses Signal wird in gleicher Weise an den negati­ ven Grenzwerteingang eines Fenstervergleichers 179 und, nach Inversion in einem Verstärker 180 mit dem Verstärkungsfaktor Eins, an den positiven Grenzwerteingang dieses Fensterver­ gleichers angelegt.

Die Signale, die die beiden Positionen R 1, R 2 darstellen, werden direkt an einen Differenzverstärker 181 angelegt, dessen Ausgangssignal auf einer Leitung 182 die Differenz zwischen den Positionen der beiden Stellantriebe 30, 31 darstellt, die entweder positiv oder negativ sein kann, und an den Sig­ naleingang des Fenstervergleichers 175 angelegt wird. Die Positionssignale werden außerdem an zwei Differenzierschal­ tungen 183, 184 angelegt, um die zeitliche Änderung der Posi­ tion jedes Stellantriebs zu erzeugen. Die Ausgangssignale der Differenzierschaltungen 183, 184 werden an einen Differenzver­ stärker 185 angelegt, der an seinem Ausgang ein die Diffe­ renz in der zeitlichen Positionsänderung der beiden Stell­ antriebe 30, 31 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 Schaltungs­ elemente, die ein Ausgangssignal über Leitungen 180 bzw. 187 nur dann abgeben, wenn das Eingangssignal außer­ halb des positiven oder des negativen Grenzwertes liegt. Alternativ dazu könnten zwei getrennte, vorgespannte Ver­ gleicher anstelle jedes Fenstervergleichers benutzt werden, da ihre Funktionen gleich sind.

Die Signale auf den Leitungen 180, 187 werden an eine ODER- Schaltung 98 a angelegt, um eine bistabile Schaltung 100 im­ mer dann rückzusetzen, wenn eine Abweichung vorliegt, die außerhalb der für die Istgeschwindigkeit des Flugzeuges zu­ gelassenen liegt. Wenn die bistabile Schaltung 100 rückge­ setzt wird, entregt sie eine Ankerspule 102 eines Fehlerrelais 40, das in den Regeleinrichtungen 32, 33 den Betrieb von von den Sollpositionssignalgeneratoren 60, 60 a abhängigem Au­ tomatikbetrieb auf Betrieb mit einem Schalter 110 für manuelles Positionieren umschaltet. 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 Schaltung 100 kann durch eine monostabile Kippschaltung 103 gesetzt werden, indem vorübergehend ein Rücksetzschal­ ter 104 gedrückt wird, der eine Spannung aus einer Quelle 105 an den Eingang der monostabilen Kippschaltung 103 an­ legt. Das stellt sicher, daß die bistabile Schaltung 100 für ungefähr eine Sekunde oder dgl. auf ein Signal mit fe­ ster Dauer aus der monostabilen Kippschaltung 103 hin einge­ schaltet ist. Das ist beim Rücksetzen erforderlich, damit beim automatischen Betrieb der Stellantriebe 30, 31 diese gleiche Positionen einnehmen können, bevor der Auswerteeinrichtung 66 A gestattet wird, die Stellantriebe für ihre Regeleinrichtungen 32, 33 unempfindlich zu machen. Bei Bedarf kann für eine vollstän­ dige Redundanz eine zweite vollständige Gruppe von Schaltun­ gen 182 a, 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 Fluggeschwindigkeitssensor aus­ geübt wird. Andernfalls, wenn keine Redundanz erwünscht ist, können die Schaltungen 171-181 ohne Redundanz benutzt werden. Die Schaltungsgruppe 182 a gibt Signale über zwei Leitun­ gen 183 a, 184 a ab, die die gleiche Funktion wie die Signale auf den Leitungen 180 bzw. 187 haben.

Wie oben kurz erwähnt, resultiert einer der Störfehler, des­ sen Auftreten ermittelt worden ist, aus der Tatsache, daß der Fluggeschwindigkeitssensor des Flugzeuges bei nie­ drigeren Geschwindigkeiten entweder unregelmäßig arbeitet oder daß das Stellantriebspaar oder daß das Fluggeschwindigkeitssensorpaar nicht sehr gut im Gleichlauf ist, was bei niedrigeren Geschwindigkeiten breitere Grenzen erfordert. In einer vollkommen redundanten Ausführungsform, die die Schaltungsgruppe 182 a enthält, die in der Zeichnung dar­ gestellt ist, wird das Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 116 einfach zum Einstellen der Abweichungsgrenzen für die Schaltungen 171-181 benutzt. Die Auswirkung des Fluggeschwindigkeitssignals auf der Leitung 170 auf den Sollpo­ sitionssignalgenerator 60 a bei der Positionierung des Stellantriebes 31 über die Regeleinrichtung 33 wird je­ doch mit der gleichen Auswirkung eines anderen Fluggeschwin­ digkeitssignals auf den Stellantrieb 30 verglichen. Betriebs­ abweichungen werden daher entweder in der Schaltungsanord­ nung 171-181 oder in der Schaltungsgruppe 182 a getestet, obgleich die Grenzwerte nur durch einen der Flug­ geschwindigkeitssensoren eingestellt sein können. Bei Bedarf könnten redundante Vergleichsschaltungsgruppen (einschließ­ lich der Schaltungsanordnung 171-181 und gleicher Einrich­ tungen in der Schaltungsgruppe 182 a) mit einer einzigen Auswerteeinrichtung 171 betrieben werden, da das Erstellen der verschiedenen Grenzwerte in Abhängigkeit von der Flug­ geschwindigkeit für den zwischen den Positionen R 1 und R 2 auszuführenden Vergleich in keiner Weise kritisch ist.

Claims (2)

1. System zum sicheren Positionieren einer Steuerfläche eines Flugzeugs, mit mehreren gleichartigen, unabhängig voneinander betätigbaren Stellantrieben (30, 31), welche zwischen der Steuerfläche und dem Flugzeug in Reihe ge­ schaltet sind und mittels welchen jeweils auf an sie ange­ legte elektrische Stellsignale hin die Position der Steuer­ fläche einstellbar ist, mit mehreren elektrischen Regelein­ richtungen (32, 33), von denen jede einem der Stellantrie­ be (30, 31) zugeordnet ist, zum Erzeugen der Stellsignale, mit mehreren Sensoren (59, 59 a) für die Stellantriebspo­ sition, von denen jeder einem der Stellantriebe (30, 31) zugeordnet ist und ein Istpositionssignal liefert, das in Beziehung zu der Position des entsprechenden Stellan­ triebs steht, und mit Fluggeschwindigkeitssensoren zum Lie­ fern eines Signals, welches die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs angibt, gekennzeichnet durch eine mit den Fluggeschwindigkeitssensoren verbundene Schwellen­ werteinrichtung (171) zum Erzeugen eines Schwellenwertab­ weichungssignals, das die Größe einer zulässigen gegenseit­ tigen Abweichung der Istpositionssignale von einem Schwel­ lenwert angibt, die bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten größer als bei hohen Fluggeschwindigkeiten ist, und durch eine mit den Positionssensoren (59, 59 a) und mit der Schwellenwerteinrichtung (171) verbundene Auswerteeinrich­ tung (66 A) zum Vergleichen der Größe der Istpositionssi­ gnale oder der aus diesen ermittelten zeitlichen Änderung der Position der Stellantriebe (30, 31) und zum Alarmge­ ben, wenn der Vergleich eine Abweichung ergibt, die größ­ er als die Schwellenwertabweichung ist.

2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Schwellenwerteinrichtung (171) das Schwellenwertabweichungs­ signal in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit so er­ zeugt, daß die Schwellenwertabweichung bei niedrigen Flug­ geschwindigkeiten doppelt so groß wie bei hohen Flugge­ schwindigkeiten ist.