DE2853612A1

DE2853612A1 - Stabilitaetserhoehungssystem fuer luftfahrzeuge

Info

Publication number: DE2853612A1
Application number: DE19782853612
Authority: DE
Inventors: Stephen Seymour Osder
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1977-12-12
Filing date: 1978-12-12
Publication date: 1979-06-21
Also published as: JPS5488600A; GB2009970A; US4171115A; FR2411440A1; CA1111938A; IT1206557B; GB2009970B; JPH02240B2; IT7852269A0; FR2411440B1

Description

Patentanwälte Dipl. -Ing. C u rt Wal lach Dipl.-Ing. 6ünther Koch Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach Dipl.-Ing. Rainer Feldkamp

D-8000 München 2 · Kaufingerstraße8 · Telefon (089) 240275 -Telex529513 wakai d

J Datum: 12. .Dezember I978

/ Unser Zeichen: 16445- Fk/Ne

Sperry Rand Corporation
New York, USA

Stabilitätserhöhungssystem für Luftfahrzeuge

Patentanwälte Dipl.-Ing. Curt Wallach

Dipl.-Ing. Günther Koch

_ ^If- Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach

Dipl.-Ing. Rainer Feldkamp

D-8000 München 2 ■ Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 24 02 75 · Telex 5 29 513 wakai d

Datum: 12. Dezember I978

Unser Zeichen: _l6

Sperry Rand Corporation New York, USA

Stabllltätserhöhungssystem für Luftfahrzeuge

Die Erfindung bezieht sich auf ein Stabilitätserhöhungssystem für Luftfehrzeuge und insbesondere für Luftfahrzeuge mit verringerter statischer Stabilität.

Wie dies gut bekannt ist, sind übliche moderne Luftfahrzeuge von ihrem Aufbau her so ausgelegt, daß sie eine natürliche aerodynamische statische Längsstabilität aufweisen, so daß das Luftfahrzeug sichere und wünschenswerte Flug- und Flugführungseigenschaften aufweist. Typischerweise kann dies dadurch erzielt werden, daß das Nickmoment des Auftriebsmittelpunktes um den Schwerpunkt des Luftfahrzeuges durch ein gleiches und entgegengesetzt wirkendes Nickmoment von der Höhenflosse ausgeglichen wird, die in einer ausgelenkten Lage bezüglich ihrer windschnittigen Stellung gehalten wird. Wenn beispielsweise eine Böenstörung eine Auslenkung des Luftfahrzeuges in Nickrichtung hervorruft, ist ein aerodynamisch statisch stabiles Luftfahrzeug bestrebt, in die ursprüngliche Fluglage zurückzukehren. Wenn der Pilot ein Nickmanöver des Luftfahrzeuges unter Verwendung der Steuer-*

■ Ab- säule hervorruft, so spricht das Luftfahrzeug auf diesen Befehl an, hält einen neuen Anstellwinkel (der ungefähr gleich einer Fluglagenänderung für die meisten Manöver ist) ein, so lange die Steuersäule ausgelenkt ist und kehrt zum ursprünglichen Anstellwinkel zurück, wenn die Steuersäule losgelassen wird. Die aerodynamischen Rückstellmomente wirken derart, daß sie eine Rückstellfedercharakteristik bezüglich der Nicklage des Luftfahrzeuges ergeben.

Es ist bekannt, die dynamische Schwingungsstabilität eines Luftfahrzeuges durch die Verwendung von Stabilitätserhöhungssystemen zu verbessern. Derartige Systeme verwenden im allgemeinen die Nickgeschwindigkeit in den Steuergesetzen. Die Meßfühler, die im allgemeinen zur Messung dieses Parameters verwendet werden, sind Winkelbeschleunigungsmesser oder Wendekreisel. Heute bekannte Winkelbeschleunigungsmesser, die für Steuer- und Regelzwecke geeignet sind, sind sehr aufwendig und im allgemeinen sind die von diesen Beschleunigungsmessern gelieferten Signale lediglich für eine hochfrequente Schwingungsdämpfung geeignet. Bekannte Wendekreisel sind ebenfalls sehr aufwendig und weisen auf Grund der sich sehr schnell drehenden Bauteile eine relativ schlechte Langzeitzuverlässigkeit auf.-

Diese zur Schwingungsdämpfung verwendeten Stabilitätserhöhungssysteme waren bisher keine für die Flugdurchführung kritischen Bauteile weil selbst bei einem völligen Ausfall des Systems das Luftfahrzeug seine aerodynamische statische Längsstabilität behalten würde, die einen sicheren Flug und ausreichende Steuerbarkeitseigenschaften für das Flugzeug ergibt, damit der Flug sicher beendet werden kann.

Es 1st verständlich, daß zur Erzielung der relativ großen Ausgleichsmomente um die Nickachse des Luftfahrzeuges zur Erzielung einer statischen Längsstabilität ein erheblicher Luftwiderstand eingeführt werden muß, der in nachteiliger Weise die Treibstoff-Wirtschaftlichkeit des Luftfahrzeuges

- Ab-

beeinflußt. Es wird derzeit erwägt, die Anforderungen an die aerodynamische statische LängsStabilität des Luftfahrzeuges zu verringern, um auf diese Weise die Wirtschaftlichkeit beim Treibstoffverbrauch zu vergrößern. Dies kann dadurch erreicht werden, daß die Höhenflosse des Luftfahrzeugs in relativ aerodynamisch windschnittiger Stellung gehalten wird, wobei gegebenenfalls außerdem die Oberfläche dieser Höhenflosse verringert wird. Es würde dann erforderlich sein, das Luftfahrzeug derart auszulegen, daß der Auftriebsmittelpunkt in der Nähe des Schwerpunktes liegt. Weil dieses Luftfahrzeug nicht mehr die aerodynamischen einer steifen Feder ähnelnden Rückstellmomente aufweisen würde, die bisher dem Luftfahrzeug eine statische Stabilität verliehen, würde das nurunter bestimmten engen Bedingungen stabile oder statisch unstabile Luftfahrzeug keine sicheren Flugeigenschaften und keine gewünschten Eigenschaften bezüglich des Steuerverhaltens mehr haben. Bei einem derartigen Luftfahrzeug kann eine Böenstörung, die eine Nickbewegung hervorruft, dazu führen, daß das Luftfahrzeug eine fortgesetzte Abweichung in der Nicklage aufweist. Die vom Piloten bedienten manuellen Steuereinrichtungen eines derartigen Luftfahrzeuges können extrem empfindlich sein, so daß, wenn der Pilot eine Nicksteuerbewegung auf die Steuersäule ausübt, das Luftfahrzeug mit einem übermäßigen Nickmanöver reagiert, das zu vom Piloten hervorgerufenen Schwingungsbewegungen führen kann.

Um die Flugeigenschaften eines eine verringerte statische Längsstabilität aufweisenden Luftfahrzeuges sicher zu machen und um dem Luftfahrzeug gewünschte Steuerbarkeitseigenschaften zu verleihen, ist es erforderlich, die aerodynamische statische Stabilität durch ein Stabilitätserhöhungssystem zu ersetzen. Im Fall eines eine verringerte statische Stabilität aufweisenden Luftfahrzeuges wird das Stabilitätserhöhungssystem jedoch ein für die Flugdurchführung kritisches Bauteil des Luftfahrzeuges, so daß ein völliger Ausfall dieses Systems zu einem Verlust des Luftfahrzeuges führen kann. Um diesen Systemen

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die erforderliche Zuverlässigkeit zu erteilen, sind im allgemeinen dreifach oder vierfach redundante Kanäle erforderlich. Um die erforderliche statische Stabilität für ein Luftfahrzeug mit verringerter statischer Stabilität zu erzielen, wirf ein Steuergesetz benötigt, das sowohl einen Nicklagenausdruck als auch Ausdrücke einer Nickgeschwindigkeits-, Nickbeschleunigungsund Vertikalbeschleunigungs-Messung einschließt. V/eil Fluglagenmeßfühler, wie z.B. Vertikalkreisel oder Intertialplattformen sehr aufwendig, schwer und ausfallträchtig sind und Wendekreisel und Winkelbeschleunigungsmesser die vorstehend beschriebenen Nachteil aufweisen, würde eine vierfach redundante Meßfühlerausführung für ein derartiges System aufwendig und schwer sein und einen großen Raumbedarf aufweisen, während es gleichzeitig auf Grund der sich sehr schnell drehenden Bauteile bei derartigen Kreiselgeräte-Ausführungen unzuverlässig sein würde, was seine Anwendung verbieten würde. Linearbeschleunigungsmesser sind andererseits relativ wenig aufwendig und sehr zuverlässig weil derartige Beschleunigungsmesser keine sich schnell drehenden Bauteile einschließen. Linearbeschleunigungsmesser wurden nicht nur zur Messung von linearen vertikalen Beschleunigungen verwendet sondern auch zur Lieferung eines Maßes der Nickbeschleunigung und der Nickgeschwindigkeit, wobei zwei Linearbeschleunigungsmesser verwendet wurden, von denen einer vor und einer hinter dem Schwerpunkt angeordnet war oder die lediglich durch einen erheblichen Abstand getrennt waren. Eine derartige Anwendung von Linearbeschleunigungsmessern ist in den britischen Patentschriften 854 732 und 702 207 sowie in der US-Patentschrift 2 487 793 beschrieben. Bei dieser bekannten Anwendung, beispielsweise gemäß der britischen Patentschrift 854 732, werden die Ausgangssignale der Linearbeschleunigungsmesser kombiniert, um die Nickwinkelbeschleunigung zu liefern und dieses kombinierte Signal wurde durch ein Verzögerungsnetzwerk geleitet, um ein Signal zu liefern, das die Nickwinkelgeschwindigkeit mit einer Filterwirkung nachbildet.

in der bekannten Technik wurden Linearbeschleunigungsmesser lediglich zur dynamischen Hochfrequenz-Stabilisierung verwendet. Dies war der Fall, well die Linearbeschleunigungsmesser getrennt und in der Kombination gemäß der britischen Patentschrift 854 7^2 Gradientenfehler und Vorspannungsfehler aufweisen, die notwendigerweise bei der Verwendung dieser Meßfühler ausgefiltert wurden. Diese bekannten Linearbeschleunigungsmesser konnten auf Grund ihrer Im stetigen eingeschwungenen Zustand vorhandenen Fehler bisher nicht dazu verwendet werden, ein genaues und zuverlässiges Maß der Fluglage zu liefern, wobei dieses Maß der Fluglage für die statische Stabilisierung in einem Stabilitätserhöhungssystem für Luftfahrzeuge mit verringerter statischer Stabilität erforderlich ist.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Stabilitätserhöhungssystem der eingangs genannten Art, insbesondere für Luftfahrzeuge mit verringerter statischer Stabilität zu schaffen, das bei absoluter Zuverlässigkeit praktisch verwendbar ist und Linearbeschleunigungsmesser als primäre Meßinstrumente verwendet.

Diese Aufgabe wird ausgehend von einem Stabilitätserhöhungssystem für Luftfahrzeuge mit Steuerflächenteilen zur Steuerung des Luftfahrzeuges um eine seiner Achsen erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß erste und zweite Linearbeschleunlgungsmeßeinrichtungen verwendet werden, die In dem Luftfahrzeug befestigt sind und ein Signal entsprechend der Winkelbeschleunigung des Luftfahrzeuges um öle Achse liefern, daß Integrationseinrichtungen zur Integration des Winkelbeschleunigungssignals und zur Lieferung eines Schätzsignals entsprechend der Winkelbewegung des Luftfahrzeuges um die Achse, Bezugs-Meßfühler einrichtung en zur Lieferung eines Bezugssignals entsprechend der Winkelbewegung des Luftfahrzeuges bezüglich der Achse, und Ausgleichsfilterschaltungseinrichtungen 14, 19 vorgesehen sind, die auf das Schätzsignal und das

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Winkelbewegungs-Bezugssignal ansprechen, um im eingeschwungenen Zustand vorliegende Unterschiede zwischen diesen Signalen auszugleichen, und daß auf das Schätzsignal ansprechende Steuereinrichtungen zur Lieferung von Steuersignalen an die Steuerflächenteile in Abhängigkeit von diesem Signal zur Stabilisierung des Luftfahrzeuges um die Achse vorgesehen sind.

Gemäß einer bevorzugten Ausgestaltung der Erfindung weist das Stabilitätserhöhungssystem zwei Linearbeschleunigungsmesser auf, deren AusgangsSignaIe kombiniert werden, um ein Maß einer auf Luftfahrzeugachsen bezogenen Nickbeschleunigung zu liefern. Dieses Winkelbeschleunigungssignal wird integriert, um ein Maß der auf Luftfahrzeugachsen bezogenen Nickgeschwindigkeit zu erzielen und nach erneuter Integration ergibt sich damit ein Maß der auf die Luftfahrzeugachsen bezogenen Nicklage. Ausgänge von auf die Erde bezogenen Meßfühlereinrichtungen liefern Messungen von Erdbezugs-Nickgeschwindigkeiten und Erdbezugs-Nicklagen. Die auf die Luftfahrzeugachsen bezogenen Signale und die auf die Erde bezogenen Signale werden derart miteinander gemischt, daß die Differenzen zwischen diesen Signalen ausgefiltert oder ausgeglichen werden, wobei die auf die Erde bezogenen Signale im eingeschwungenen Zustand dominieren. Vertikalbeschleunigungs- und Winkelbeschleunigungssignale von den Linearbeschleunigungsmessern, das gemischte Nickgeschwindigkeitssignal und das gemischte Nicklagensignal werden in einem Steuergesetz kombiniert, um das Höhenruderservo anzusteuern.

Bei einer bevorzugten Ausführungsform schließt das System Einrichtungen zur Ausrichtung der von den Beschleunigungsmessern erzeugten Signale mit den auf die Erde bezogenen Signalen ein. Diese Ausrichtcharakteristik, die sich auf Grund der Verwendung des zur Mischung der Signale verwendeten Filters ergibt, dient zur Erzielung einer Eichkorrek-

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-IS'-

tür für die Vorspannungs-Ausrlent- und Gradientenfehler, die bisher die Verwendung derartiger Beschleunigungsmeßfühler bei der Berechnung der Fluglage unmöglich machten. Das System ist so ausgebildet, daß, wenn die das auf die Erde bezogene Signal liefernden Meßfühlereinrichtungen ausfallen, das Steuergesetz allmählich auf ein Steuergesetz verschlechtert wird, das gefilterte auf Luftfahrzeugachsen bezogene Lagen- und Lagenänderungsgeschwindigkeits-Ausdrücke umfaßt. Das berechnete ausgefilterte Pluglagensignal weist eine hohe Qualität auf, so daß eine lange Filterzeitkonstante ermöglicht wird. Diese hohe Qualität wird durch die automatische Ausrichtung und Eichung ermöglicht, die durch das die Signale mischende oder miteinander kombinierende Filter erzielt wird. Das System ergibt zusätzlich ein Ausgangssignal zur Überwachung der zuletzt verbleibenden Vertikal-Bezugseinrichtung.

Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Die Erfindung wird im folgenden anhand eines in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispiels noch näher erläutert.

In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 ein schematisches Blockschaltbild der

Ausführungsform des Stabilitätserhöhungsäystems;

Fig. 2 grafische Darstellungen zur Erläuterung

der Betriebsweise des Systems nach Fig.

Die In Fig. 1 dargestellte Ausführungsform des Stabilitätserhöhung ssystems weist vordere und hintere Linearbeschleunigungsmesser 10 bzw. 11 auf, die entlang der Längsachse des Luftfahrzeuges befestigt sind, so daß sie ein Maß der Vertikalbeschleunigung N„ liefern. Die Beschleunigungsmesser 10 und

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sind In einem Abstand von £ voneinander entfernt angeordnet, wobei der vordere Beschleunigungsmesser 10 in einem Abstand c vor dem Schwerpunkt des Luftfahrzeuges angeordnet ist, während der hintere Beschleunigungsmesser 11 hinter dem Schwerpunkt angeordnet ist. Es ist verständlich, daß es nicht erforderlich ist, daß die Beschleunigungsmesser 10 und 11 vor bzw. hinter dem Schwerpunkt des Luftfahrzeuges angeordnet sind. Es ist lediglich erforderlich, daß die Beschleunigungsmesser 10, 11 durch einen erheblichen Abstand voneinander getrennt sind. Jeder Beschleunigungsmesser liefert zusätzlich ein Maß der auf Luftfahrzeugachsen bezogenen Winkelbeschleunigung Q, des Luftfahrzeuges. Im Idealzustand ist das Ausgangssignal des vorderen Beschleunigungsmessers 10 wie folgt:

Vordere Beschleunigung = N + cd.

während im Idealfall das Ausgangssignal von dem hinteren Beschleunigungsmesser 11 wie folgt ist:

:> Hintere Beschleunigung = N + (.£- c) q.

Die Ausgangssignale von den Beschleunigungsmessern 10 und 11 werden einer Summierstufe 12 zugeführt, in der die Differenz zwischen diesen Signalen gewonnen wird, die die auf Luftfahrzeugachsen bezogene Nickbeschleunigung Q ergibt.

Viie dies gut bekannt ist, treten bei Linearbeschleunigungsmessern Fehler auf, die Vorspannungs- oder Nullpunktsfehler und Gradientenfehler einschließen, die sich normalerweise als im eingeschwungenen Zustand bestehen bleibende Fehler äußern. Beispielsweise würde eine Differenz des Empfindlichkeitsgradienten zwischen den Beschleunigungsmessern 10 und 11 zu einem fehlerhaften Ausgangesignal von der Summierstufe 12 in Abhängigkeit von der Erdbeschleunigungskonstanten von Ig führen. Zusätzlich entstehen Vorspannungs- oder Versetzungsfehler auf Grund einer fehlerhaften Ausrichtung der Bauteile

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in diesen Meßgeräten selbst und auf Grund einer Fehlausrichtung dieser Meßinstrumente im Luftfahrzeug. Fehler dieser Art können weiterhin durch die mit diesen Meßinstrumenten verbundene elektronische Schaltung hervorgerufen werden. Auf Grund dieser Fehler wurden Linearbeschleunigungsmesser bisher nur als Meßfühler für eine dynamische hochfrequente Dämpfung verwendet und ihre Verwendung als Luftfahrzeug-Fluglagenmeßfühler schien ausgeschlossen.

Es ist daher zu erkennen,daß das Ausgangssignal der Summierstufe 12 das gewünschte Signal q als auch Fehlerkomponenten enthält, die durch das System in einer noch zu erläuternden Weise beseitigt werden.

Das Ausgangssignal der Summierstufe 12 wird über einen Integrator 13 geliefert, um ein Nickgeschwindigkeits-Schätzsignal Q zu liefern. Das Aus gangs signal des Integrators Ij5 wird einem zweiten Integrator 14 als Eingangssignal zugeführt, der das Nickgeschwindigkeits-Schätzsignal θ integriert, um ein Nick-

lagen-Schätzsignal θ zu liefern.

Die so weit beschriebenen Bauteile bilden Teile eines Kanals eines vierfach redundanten Stabilitätserhöhungssystems. Das System schließt weiterhin doppelt redundante Vertikalbezugs Meßfühler I5 und l6 ein. Jeder dieser Bezugsmeßfühler I5 und 16 kann durch einen Vertikalkreisel, eine Kreiselplattform, ein Trägheitsnavigationssystem oder ähnliches gebildet sein. Die Ausgänge der Meßfühler I5 und 16 liefern Vertikalbezugs signale an die übrigen Kanäle 2, 3 und 4 des Systems. Jeder der Meßfühler I5 und 16 liefert ein auf die Erde bezogenes Euler-Winkelmaß der Nicklage θ des Luftfahrzeuges. Das VertikalbezugSrNicklagensignal θ wird in einer Ratenbildungs- oder Differenzierschaltung 17 differenziert, um ein auf die Erde bezogenes Euler-Winkel-Nickgeschwindigkeitssignal θ zu liefern. Wenn kein Fehler oder Ausfall bei den Vertikalbezugsmeßfühlern 15 und 16 auftritt, wird der Ausgang des Meßfühlers

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15 zur Lieferung des Vertikalbezugssignals an die vier Kanäle des Stabilitätserhöhungssystems verwendet. Wenn der Meßfühler 15 ausfällt, betätigen übliche (nicht gezeigte) Schaltungen einen Schalter 18, der den verbleibenden Meßfühler 16 einschaltet. Wenn beide .Meßfühler I5 und 16 ausfallen, so wird der Schalter 18 so betätigt, daß er in die "Meßfühlerausfall"-Stellung gebracht wird, in der der Vertikalbezugseingang an das System geerdet wird.

Das Nicklagen-Schätzsignal θ von dem Integrator 14 und das Vertikalbezugs-Euler-Winkel-Nicklagensignal θ von dem Vertikalbezugslagenmeßfühler I5 werden als Eingangssignale einer Summierstufe 19 zugeführt, die die Differenz zwischen diesen Signalen mit einer veränderlichen Verstärkung a, als Eingangssignal dem Integrator 14 zuführt. Die Verstärkung a, wird durch einen Schalter 20 gesteuert, um einen relativ niedrigen Wert zu erzielen, wenn sich der Schalter 20 in der Arbeits-Stellung (OP) befindet, während sich ein relativ hoher Wert ergibt, wenn sich der Schalter 20 in der Inbetriebsetzungsstellung (Tn) befindet. Typischerweise ist in der Arbeitsstellung a₁ = 0,25, so daß sich eine Zeitkonstante von 4,0 Sekunden ergibt, während a, in der Inbetriebsetzungsstellung ungefähr 2 ist, so daß sich eine Zeitkonstante von ungefähr 0,5 Sekunden ergibt. Es 1st verständlich, daß die in einem Kreis angeordnete Verstärkungsbezeichnung a, schematisch die Verstärkung durch die Schleife darstellt, die den Integrator 14 und die Summierstufe 19 umfaßt, wobei die Verstärkung typischerweise durch die Summierstufe I9 oder in dem Integrator 14 gesteuert wird.

Das Nickgeschwindigkeits-Schätzsignal θ von dem Integrator I3 und das Vertikalbezugs-Euler-Winkel-Niekgeschwindigkeitssignal θ von der Ratenbildungsschaltung I7 werden als Eingangssignale einer Summierstufe 21 zugeführt, was die Differenz zwischen diesen Signalen mit einer veränderlichen Verstärkung a₂ als Eingangssignal dem Integrator Ij5 zuführt. Die Verstärkung a₂ wird Über einen Schalter 22 so gesteuert, daß sich eine rela-

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tlv niedrige Verstärkung ergibt, wenn sich der Schalter 22 in der Arbeitsstellung (OP) befindet, während sich eine relativ hohe Verstärkung ergibt, wenn sich der Schalter 22 in der Inbetriebsetzungsstellung (IN) befindet. Typischerweise sind die verwendeten Verstärkungen gleich denen, wie sie weiter oben bezüglich der Verstärkung a, diskutiert wurden.

Die Ausgangssignale des vorderen Beschleunigungsmessers 10, des Integrators I^ und des Integrators 14 werden als Eingangssignale einem Steuergesetz-Block 23 zugeführt. Der Ausgang des Steuergesetz-Blockes 1J> ergibt ein Höhenruder -Aus lenksignal des Stabilitätserhöhungssystems (SAS) in der folgenden Weise:

g _E (SAS) = Ic₁ (N_z + cq) + k₂ θ + k^ (θ - ©_SYNC)

Die Verstärkungskonstanten k·^ k₂ und k-, werden in üblicher Weise in dem Steuergesetz-Block 2J> festgelegt. Die Größe θ_στ~_το, die gleich dem Wert von θ ist, wenn das System in Betrieb gesetzt wird, wird dazu verwendet, das Ausgangssignal der Vertikalmeßfühler 15 und 16 während der Inbetriebsetzung gleich 0 zu machen, vorzugsweise wenn sich das Luftfahrzeug vor einem Flug auf dem Boden befindet, und dieser Wert wird während des gesamten Fluges verwendet. Die Größe (θ - θσγΜπ) kann von einem üblichen Fluglagensynchronislerer geliefert werden, der die gemessenen Fluglagenänderungen bezüglich zu ⁹SYNC ^llefert· ^{Es ist} verständlich, daß die Größe θ - ©gy^ der Ratenbildungsschaltung 17 und der Summierstufe 19 zugeführt wird, doch ist diese Größe aus Vereinfachungsgründen in der Zeichnung mit θ bezeichnet und auch die Meßfühler 15 und 16 sind mit Θ-Meßfühler bezeichnet.

Das Höhenruder-Ausgangsbefehlssignal von dem Stabilitätserhöhungssystem wird einem Serienservo 24 zugeführt, dessen Ausgang über ein mechanisches Summierglied 25 dem Höhenruder-Haupt-Leistungsstellglied 26 zugeführt wird. Ein Nickbefehls-

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signal von der Steuersäule 27 des Piloten wird mit dem Ausgang des Serdenservos 24 In dem mechanischen Summierglied 25 summiert

Wie dies weiter oben erläutert wurde, enthält das Signal von der Summierstufe 12 Fehlerkomponenten von den Beschleunigungsmessern 10 und 11, wobei diese Fehlerkomponenten dazu neigen, sich in den Integratoren Ij5 und 14 aufzubauen, wodurch fehlerhafte Berechnungen von θ und θ ergeben, die fehlerhafte Ausschläge des Höhenruders hervorrufen. Während der Inbetriebsetzung des-Systems-werden diese Fehler am Eingang des Integrators I3 durch eine Schleife zweiter und dritter Ordnung zu 0 gemacht, die vom Ausgang der Summierstufe I9 zum Eingang des Integrators 1J> geschlossen wird. Das von der Summierstufe 19 für den Inbetriebsetzungsvorgang gelieferte Schleifenfehlers ignal wird über einen Schalter 28 und dann über einen direkten Weg j50 und einen Integral-Weg Jl einer Summierstufe 29 zugeführt, deren Ausgangssignal über einen Schalter J52 dem Eingang des Integrators 1J> zugeführt wird. Der direkte Weg 30 und der Integralweg Jl weisen jeweils zugehörige Verstärkungen a~ und a^ auf, wie dies schematisch durch die Beschriftung in Fig. 1 angedeutet ist. Die Verstärkungen a-, und a ^ sindzur Erzielung einer Schleifenstabilität ausgewählt und sie können ausreichend hoch sein, damit sich eine Konvergenz auf das erforderliche Ausgleichssignal am Eingang des Integrators I3 in-ungefähr 10 Sekunden ergibt. Der endgültige Viert des Ausgleichssignals, das von dem Integrator in dem Integralweg Jl geliefert wird, wird in einem Synchronisierer 33 festgehalten und für den gesamten Flug verwendet wenn sich das System in der Arbeits-Betriebsweise befindet.

Während der Inbetriebsetzung des Systems, die normalerweise vor einem Flug erfolgt, während sich das Luftfahrzeug auf dem Boden befindet, wird das Ausgangssignal des eingeschalteten Fluglagenmeßfühlers I5 unter Verwendung des ©_SYNC-SignaIs in der vorstehend beschriebenen Weise zu 0 gemacht. Die Schalter 20, 22, 28 und 32 werden in ihre Inbetriebsetzungs-Stellungen

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gebracht, wodurch die Verstärkungen a, und a_? auf die hohen Werte eingestellt werden, der Ausgang des Summlerverstärkers 19 mit den direkten und Integral-Pfaden 30 und 3I verbunden wird und der Ausgang der Summlerstufe 29 mit dem Eingang des Integrators I3 verbunden wird. In dieser Konfiguration wird der Integrator I3 gezwungen, die Vertikalbezugs-Euler-Winkel-Nickgeschwindigkeit θ an seinen Ausgang zu liefern, während der Integrator 14 gezwungen wird, die Vertikalbezugs-Euler-Winkel-Nicklage θ an seinem Ausgang zu liefern. Während der Inbetriebsetzung des Systems werden die Verstärkungen a, und a_o so vergrößert, daß sich 0,5-Sekunden-Inbetriebsetzungs-Zeitkonstanten ergeben, um eine schnelle Konvergenz von θ auf das Ausgangssignal der Θ-Ratenbildungsschaltung VJ und von & auf θ von dem ausgewählten Θ-Meßfühler I5 oder 16 zu erzielen. Zusätzlich werden auf Grund der Schleife zweiter und dritter Ordnung, die von dem Ausgang der Summierstufe 19 zum Eingang des Integrators I3 geschlossen ist, die von den Beschleunigungsmessern 10 und 11 gelieferten Fehlerkomponenten durch den Ausgang der Summierstufe 29 ausgeglichen. Dies ist aus der Tatsache erkennbar, daß die Beschleunigungsmesser-Fehler eine Diskrepanz zwischen dem Nicklagen-Schätzsignal θ von dem Integrator 14 und dem wahren Nicklagensignal θ von dem Lagenmeßfühler I5 hervorrufen, was zu einem von 0 abweichenden Fehlersignal von der Summierstufe I9 führt. Dieses Fehlersignal wird über die Ausgleichsschleife, die durch die Bauteile 29, 30, 3I gebildet ist, zugeführt, bis der Ausgang der Summierstufe I9 auf 0 gebracht ist. Der Synchronisierer 33 speichert das Ausgangssignal der Summierstufe 29, das zum Ausgleich der Fehler benötigt wird. Die Verstärkungen a, und a^ können im Hinblick auf die Schleifenstabilität ausgewählt werden und sie können hoch genug gemacht werden, damit sich eine Konvergenz auf das erforderliche Ausgleichssignal in ungefähr 10 Sekunden ergibt.

Durch die vorstehend beschriebene gerätemäßige Ausführung und das Inbetriebsetzungsverfahren werden die Nickgeschwind ig-

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kelts- und Nicklagen-Signale mit den entsprechenden Bezugssignalen ausgerichtet oder auf diese abgestimmt, die von dem Erdbezugs-Fluglagenmeßfühler I5 geliefert werden.

Als alternative Anordnung während der Inbetriebsetzung können die Inbetriebsetzungswerte von θ und θ von dem Fluglagenmeßfühler 15 direkt .in die jeweiligen Integratoren 14 und I3 eingegeben werden, so daß es nicht mehr erforderlich ist, die Verstärkungen a^ und aρzu ändern.

Nach der Inbetriebsetzung werden die Sehalter 20, 22, 28 und 352 so betätigt, daß sie in ihre Arbeits-Betriebweisen-Stellungen gebracht werden, wodurch die jeweiligen Verstärkungen a, und a auf ungefähr 0,1 bzw. 0,25 verringert werden, der Ausgang der Summierstufe 19 von der Ausgleichsstufe abgetrennt wird und der Ausgang des Synchronisierers 33 mit dem Eingang des Integrators 13 verbunden wird. Die Schalter 20, 22, 28 und 32 werden während des gesamten Fluges in ihren Arbeitsstellungen gehalten, so daß das Fehlerausgleichssignal von dem Synehronisierer 33 am Eingang des Integrators I3 beibehalten wird. Wenn das System in die Arbeits^Betriebsweise geschaltet wird, wird das ©_Sy_NC-Signal festgehalten, so daß Fluglagenänderungssignale während des gesamten Fluges bezogen auf diesen festgehaltenen Wert geliefert werden.

Während der Arbeits-Betriebsweise ist daher das θ-Schätz signal am Ausgang des Integrators I3 das Integral von q, der auf Luftfahrzeugachsen bezogenen Winkelbeschleunigung, für Kurzzeitwirkungen und dieses Signal konvergiert auf das Vertikalbezugs-Euler-Winkel-Nickgeschwindigkeitssighai θ im eingeschwungenen Zustand. Die Konvergenz von θ wird durch die Verstärkung a₂ bestimmt, wobei die effektive Zeitkonstante dieser Konvergenz gleich (l/a₂) ist. Wie dies weiter oben erläutert wurde, ist a₂ typischerweise gleich 0,1 bis 0,25, was einen effektiven Ausgleich irgendeiner fehlenden Übereinstimmung zwischen der

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auf Luftfahrzeugachsen bezogenen Nickgeschwindigkeit q und der Euler-WInkel-NIckgeschwIndigkeit θ in 10,0 bis 4,0 Sekunden ergibt, wobei θ im eingeschwungenen Zustand oder im Langzeitbetrieb dominiert. Die Verstärkungswerte für a_? können außerdem typischerweise im Bereich von 0,1 bis 0,25 liegen, wobei sich ^eitkonstanten von bis zu 10 Sekunden ergeben.

Das Nickgeschwindigkeits-Schätzsignal θ von dem Integrator Ij5 wird erneut in dem Integrator 14 integriert, um das Nicklagen-Schätzsignal & zu erzeugen, das einen kleinen Betrag der integrierten auf Luftfahrzeugachsen bezogenen Nickgeschwindigkeit q im Kurzzeitbetrieb enthält. Das Nicklagen-Schätzsignal θ konvergiert auf das Vertikalbezugs-Nicklagensignal θ mit der Zeitkonstante (l/a^), die typischerweise die gleichen Werte aufweisen kann wie sie sich auf Grund der Verstärkung a₂ ergeben.

Wie dies weiter oben erläutert wurde, ergibt das beschriebene Stabilitätserhöhungssystem eine künstliche statische Längsstabilität für Luftfahrzeuge mit verringerter statischer Stabilität. Wenn beispielsweise auf das Luftfahrzeug eine Nicklagenstörung einwirkt, so verhindert der Nicklagenausdruck des Steuergesetzes, der von dem Integrator 14 geliefert wird, daß das Luftfahrzeug eine statische Abweichung der Nicklage einnimmt, wie dies bei einem Luftfahrzeug mit fehlender statischer Längsstabilität der Fall sein würde. Das Steuergesetz liefert ein Stabilisierungssignal, das im Sinne einer Rückführung des Luftfahrzeuges auf die ursprüngliche Nicklage nach einer Störung wirkt. Wenn der Pilot das Luftfahrzeug mit Hilfe der Steuersäule 27 steuert, so ändert das Luftfahrzeug die Fluglage so lange, bis das Signal S„ (SAS) das Signal i„

c c

(PILOT) von der Steuersäule ausgMcht. Wenn der Pilot die Steuersäule 27 freigibt, kehrt das Luftfahrzeug in die ursprüngliche Nicklage zurück. Es ist zu erkennen, daß das Stabilitätserhöhungssystem künstlich die notwendige statische Längsstabilität ergibt, die erforderlich ist, um sichere Flugeigenschaften und

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gewünschte Steuerbarkeitseigenschaften aufrechtzuerhalten.

Die vorstehend beschriebene Ausführungsform des Stabilitätserhöhungssystems ergibt eine Mischung oder einen Verschnitt von auf luftfahrzeugfeste Achsen bezogenen Nickgeschwindigkeits-Signalen und Vertikalbezug-Nickgeschwindigkeitssignalen sowie eine Mischung oder einen Verschnitt von auf luftfahrzeugfeste Achsen bezogenen Nicklagensignalen und Vertikalbezugs-Nicklagensignalen. Die Anordnung zur Mischung und zum Verschnitt dieser Signale ermöglicht nicht nur eine Ausrichtung und einen Abgleich der Ausgangssignale der Beschleunigungsmesser 10 und 11 auf die Ausgangssignale des genauen Vertikalbezugs-Meßfühlers 15, die Aufhebung von im eingeschwungenen Zustand vorliegenden oder Langzeitfehlern der Beschleunigungsmesser und die Verwendung von genauen Vertikalbezugssignalen, solange die Meßfühler 15 und 16 gültige Signale liefern, sondern es wird zusätzlich eine sich auf Grund der Eigenschaften des Systems ergebende einfache Rückführung und angemessene Verschlechterung auf eine Notkonfiguration erzielt, die eine fortgesetzte Steuerung selbst bei vollständigem Ausfall der Vertikalbezugs-Meßfühler 15 und 16 ermöglicht. Wenn die Vertikalbezugs -Meßfühler 15 und 16 ausfallen, wird der Schalter 18 in die "Meßfühlerausfall"-Stellung gebracht, wodurch Erdpotential an die "+"-Eingänge der Summlerstufen I9 und 21 angelegt wird. In dieser Konfiguration werden der Integrator 13 mit der zugehörigen Summierstufe 21 und der Integrator 14 mit der zugehörigen Summierstufe I9 auf Ausgleiqhsfilterschaltungen mit jeweiligen Zeitkonstanten von (l/a₂) und (l/a^) zurückgeführt.

Wenn die Vertikalbezugs-Meßfühler I5 und 16 ausfallen, verschlechtert sich das oben angegebene Steuergesetz auf

k₂q(l/a₂)S ^q(Va₁) (l/a₂)S ⁶E_C ^{(SAS) = k}l ^(Nz ^{+ cq) +} ⁺ (Va₁)S₊I l(a₂)S+l

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Daher wird die Nickgeschwindigkeit mit einer Zeitkonstante von (l/ao) ausgefiltert, während die Nicklage mit Zeitkonstanten von (IA₁) und (l/a₂) ausgefiltert wird. Weil die Zeitkonstanten bis zu 10 Sekunden betragen können, wird in der rückgeführten Betriebsweise eine Filterung mit langer Zeitkonstante durchgeführt und es wird durch den Integrator 14 ein Kurzzeit- oder dynamischer Lagenbezug geliefert. Die statische Stabilitätsversteifungswirkung des k^-Ausdruckes in der Gleichung für den rückgeführten Betrieb kann dadurch vergrößertwerdtn, daß die Verstärkung k·, in dieser rückgeführten Betriebsweise erhöht wird.

Wenn daher das System auf die rückgeführte Betriebsweise bei einem Totalausfall der Vertikalbezugs-Meßfühler umgeschaltet wurde, liefern die ausgefilterten Nickgeschwindigkeits- und Nicklagensignale eine ausreichende Stabilisierung gegenüber Störungen innerhalb der Frequenzbandbreite der Ausgleichsfilterschaltung. Weil die Filterzeitkonstante bis zu 10 Sekunden betragen kann, ist das Stabilitätserhöhungssystem gegen normalerweise auftretende Kurzzeit-Nickstörungen wirksam. Auf Grund der Filterwirkung mit langer Zeitkonstante können von dem Piloten über die Steuersäule 27 durchzuführende Nicksteuerbewegungen graduell sein, so daß auch in der rückgeführten Betriebsweise ausreichende Steuerbarkeitseigenschaften des Luftfahrzeuges aufrecht erhalten werden.

Es ist verständlich, daß die langen Ausgleichsfilter-Zeitkonstanten, die in der rückgeführten Betriebsweise verwendet werden, durch die anfängliche Ausrichtung und den Abgleich der Beschleunigungsmesserausgänge mit den gültigen Vertikalbezugs -Signalen ermöglicht werden, wodurch das Ausgleichssignal von dem Synchronislerer 33 geliefert wird. Das Ausgleichssignal macht die meisten Langzeitfehler, die normalerweise bei Beschleunigungsmessern der verwendeten Art auftreten, zu 0. Wenn diese Fehler nicht zu Anfang ausgeglichen worden wären, so wären kurze Ausgleichfilter-Zeitkonstanten erfor-

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derlich, um einen Fehleraufbau in den Integratoren 13. und zu verhindern, der anderenfalls fehlerhafte Endausschlag-Signale hervorrufen würde. Kurze Ausgleichsfilter-Zeitkonstanten würden keine ausreichenden Stabilitäts- und Steuerbarkeits-Eigenschaften für ein Luftfahrzeug mit verringerter statischer Stabilität ergeben. Die langen Ausgleichsfilter-Zeitkonstanten, die die ausreichende Stabilität und annehmbare Steuerbarkeitseigenschaften ergeben, beseitigen weiterhin jeden Langzeit-Fehleraufbau von den Beschleunigungsmessern und den zugehörigen elektronischen Schaltungen.

Es ist verständlich, daß, wenn das Stabilitätserhöhungssystem auf die rückgeführte oder Not-Betriebsweise umgeschaltet wird, die Steuerbarkeitseigenschaften des Luftfahrzeuges zwar ausreichend sind, jedoch nicht so gut, wie sie vor dem Ausfall der Vertikalbezugs-Meßfühler waren. Um beispielsweise ein Nickmanöver des Luftfahrzeuges durchzuführen, übt der Pilot einen Steuerdruck auf die Steuersäule 27 aus, worauf das Luftfahrzeug mit einer Änderung der Nicklage anspricht bis der Ausgang der Steuergesetz-Schaltung 23 den vom Piloten gegebenen Steuerbefehl in dem Summierglied 25 ausgleicht. Das Steuergesetz-Signal gleicht sich in der rückgeführten Betriebsweise jedoch in ungefähr 10 Sekunden aus, so daß der Pilot graduell den Steuerdruck auf die Steuersäule 27 verringern muß, um die gewünschte Lage des Luftfahrzeuges beizubehalten. Zusätzlich geben die langen Ausgleichsfilter-Zeitkonstanten dem Piloten ausreichend Zeit, die Trimmsysteme des Luftfahrzeuges zu verwenden. Es ist daher verständlich, daß selbst in der rückgeführten Betriebsweise des Systems der Pilot lediglich graduelle Steuerbewegungen ausführen muß und daß das Luftfahrzeug ausreichende Stabilitäts- und Steuerbarkeitseigenschaften beibehält, damit der Flug sicher beendet werden kann.

Wenn die Arbeits-Betriebsweise eingeschaltet ist, werden a^ und a_g auf Werte zwischen 0,1 und 0,2 Sekunden verkleinert.

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" Je/*

Wennt3ie Zeltkonstante der Ratenbildungsschaltung ausreichend klein ist, (TT₁ ^ 0,1 Sekunden) so sind die θ und 9"-Schätzsignale wie folgt:

^{9 = q} I Ts+1 i ⁺ T^s+T

TYs+1

worin T₁ = -r

1 S

Es ist verständlich, daß wenn q = θ ist (wie bei einem Flug ohne Querneigung) folgendes gilt:

θ = Θ, und θ = θ.

Wenn bei einem lange dauernden Plug beide Lagenbezugs-Meßfühler ausfallen, sdwird das System auf eine verschlechterte Betriebsweise zurückgeführt, für die folgendes gilt:

und θ = q

(T₂s+1

Im Fall eines Querneigungswinkels von 0, für den θ = q ist ergibt sich:

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In Fig. 2 ist die annehmbare Verschlechterung des Steuergesetzes ausgehend von dem Fall, bei dem die Lagenbezugs-Meßfühler einwandfrei arbeiten, zu dem Fall gezeigt, bei dem das System in der rückgeführten Notbetriebsweise betrieben wird. Wenn<3ie Frequenzen (1/T₁) und (1/T₂) ausreichend niedrig sind, stehen Schätzwerte von θ und θ bei ausreichend niedrigen Frequenzen zur Verfugung, damit sich eine ausreichende Möglichkeit zur Stabilisierung des Luftfahrzeuges mit verringerter statischer Stabilität ergibt. Auf Grund der Ausrichtung bzw. des Abgleichs der Stabilitätserhöhungseinrichtung mit den Signalen der Lagenbezugs-Meßfühler können große Zeitkonstanten (irider Nähe von 10 Sekunden) verwendet werden, so daß Informationen zum Ausgleich der Beschleunigungsmesser-Fehler gewonnen werden.

Das Stabilitätserhöhungssystem nach Fig. 1 weist zusätzlich die Möglichkeit der Überwachung eines einzigen in Betrieb verbleibenden Vertikalbezugs-Meßfühlers durch Verwendung eines Signals auf, das von dem Summierverstärker 21 geliefert wird. Wenn lediglich einer der Vertikalbezugs-Meßfühler noch betriebsfähig 1st, ist ein Vergleich der Θ-Signale nicht mehr möglich, doch kann ein Vergleich des 6-SIgnals von der Ratenbildungsschaltung 17 mit dem Signal q von dem Integrator 13 durchgeführt werden, wobei eine geeignete Einstellung für den Querneigungswinkel 0 in dem Ausfall-Schwellwert die Überwachungsfunktlon ergibt.

Der Ausgang der Summierstufe 21 wird einer den Querneigungswinkel kompensierenden Summierstufe 354 zugeführt, deren Ausgangssignal einer üblichen Schwellwertschaltung 35 zugeführt wird. Das zweite Eingangssignal der Summierstufe 3²J- wird von

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Querneigungswinkel-Kompensationsschaltungen ^6 geliefert. Das Ausgangssignal der Schwellwertschaltung 35 wird Ausfalleinrichtungen zugeführt, die die erforderlichen üblichen Funktionen der Kanalabschaltung und der Anzeige erfüllen, wenn ein Ausfall festgestellt wird.

Es ist zu erkennen, daß das Ausgangesignal der Summierstufe 21 nicht nur zur Überwachung der Vertikalbezugs-Meßfühler sonder auch der Beschleunigungsmeßfühler und der zugehörigen oignalaufbereitungsschaltungen verwendet wird. Diese Überwachung beruht auf der Tatsache, daß, wenn die Beschleunigungsmessersignale und die Lagenbezugssignale zuverlässig sind, θ gleich dem Ausgangssignal θ der Ratenbildungsschaltung sein sollte, mit der Ausnahme von Differenzen, die sich daraus ergeben, daß θ auf Luftfahrzeugachsen bezogene Informationen' enthält während θ eine Euler-Winkelgeschwindigkeit ist, die von einem auf die Erde bezogenen Koordinatensystem gewonnen wird. Die Unterschiede zwischen θ und θ treten während Manövern mit Querneigungswinkeln auf. Die auf die Luftfahrzeugachsen bezogene Nickgeschwindigkeit wird durch Integration von q gewonnen und das Beschleunigungsmesser-Differenzsignal von der Summierstufe 12 ist gleich:

^q + r tan 0

worin r = auf Luftfahrzeugachsen bezogene Giergeschwindigkeit

und
0 = Querneigungswinkel ist.

Für eine Normalkurve kann dies wie folgt angenähert ausgedrückt werden:

q = -ψ- tan 0 sin 0
worin V = Fluggeschwindigkeit ist.

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-ZS-

Um die sich aus dem Querneigungswinkel ergebende Differenz zwischen q und θ in der Überwachungseinrichtung zu berücksichtigen, kannjaIe Differenz, die im Viert q auftritt, als q^ definiert werden. Es gilt:

^q = ^q0^{+ q}i *** y ⁺ ®

Der Ausgang von der Summierstufe 21 ist (θ - q).Daher kann die Überwachungseinrichtung wie folgt eingestellt werden:

r tan 0 V (G₁)

worin (G₁) = _w
ι I₂.

Wenn die Gierrate r nicht zur Verfügung steht, so ist:

Die Größe 0 kann von der Fluglagenbezugseinrichtung gewonnen werden, während V von einem Hilfs-Verstärkungssteuermeßfühler gewonnen werden kann, der in dem Stabilitätserhöhungssystem verwendet wird, wobei die Machzahl dem Wert V angenähert sein kann.

Wenn die V-Daten verlorengehen, so kann ein nomineller Wert von V verwendet werden und der Schwellwert £ kann vergrößert werden, um die Ungenauigkelt dieser Näherung zu berücksichtigen.

Es ist daher verständlich, daß, wenn das Luftfahrzeug Manöver

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mit Querneigungswinkeln ausführt, das auf die Luftfahrzeugachsen bezogene Signal am Ausgang des Integrators I^ auf Grund des Querneigungswinkels in der Schaltung 36 dupliziert und in der Summierstufe J>k aufgehoben wird, so daß lediglich Unterschiede in den Ausgangssignalen der auf luftfahrzeugfeste Achsen bezogenen Meßfühler und der auf die Erde bezogenen Meßfühler auf Grund eines Ausfalls eines dieser Meßfühler den Pegel der Schwellwertschaltung j>5 überschreiten und ein Ausfallverfahren auslösen.

Aus der vorstehenden Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform des Stabilitätserhöhungssystems ist zu erkennen, daß das System einen Schätzwert von θ und θ erzeugt, der eine erstrebenswerte Mischung oder einen Verschnitt von auf Luftfahrzeugachsen bezogenen sowie auf die Erde bezogenen Signalen für ein Steuergesetz für eine statische Stabilitätserhöhung ist. Das System verwendet wenig aufwendige und zuverlässige Linearbeschleunigungsmesser in vierfach redundanter Weise zur Erzielung der notwendigen Sicherheit der Plugzuverlässigkeit. Doppelt redundante Fluglagen-Meßfühler, die aufwendig sind und die weniger zuverlässig sind als Linearbeschleunigungsmesser werden dazu verwendet, die Geschwindigkeits- und Lagenmessungen von den Beschleunigungsmessern auszurichten und abzugleichen. Das Stabilitätserhöhungssystem ist so ausgebildet, daß es eine Notbetriebsweise zur sicheren Beendigung eines Fluges ermöglicht, bei der dynamische Θ-Θ-Schätzwerte geliefert werden, wennßie Θ-Vertikalbezugsmeßfühler ausgefallen sind. Das Stabilitätserhöhungssystem ergibt weiterhin die Möglichkeit der Überwachung eines einzigen betriebsfähig bleibenden Fluglagen-Meßfühlers. Das Stabilitätserhöhungssystem erzeugt ein Nickgeschwindigkeitssignal ohne die Notwendigkeit der Verwendung von aufwendigen und unzuverlässigen Wendekreiseln. Es wird ein echter Trägheits- oder Erdbezugs-Fluglagenausdruck θ verwendet, um die von den Beschleunigungsmessern gelieferten Fluglagenmessungen abzugleichen, doch hängt das System für die Aufrechterhaltung seines Betriebs

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nicht von den Trägheitsmessungen ab. Solange die Trägheitsmeßfühler gültige Ausgangssignale liefern, dient die von diesen gelieferte Fluglagenmessung zur Ausrichtung und zum Abgleich des Systems und zur Beseitigung von Restfehlern von den Beschleunigungsmessern. Wenn die Fluglagen-Messfühler jedoch ausfallen, kann das System mit recht guten Betriebseigenschaften weiterarbeiten.

Obwohl die bevorzugte Ausführungsform des Stabilitätserhöhungssystems in Verbindung mit Erdbezugs- oder Trägheits-Fluglagenmeßfühlern I5 und 16 beschrieben wurde, die speziell in Form von Vertikalkreiseln, Kreiselplattformen, Trägheitsbezugssystemen und ähnlichen ausgeführt sein können, ist es verständlich, daß irgendein Meßfühler, der wahre Messungen der Nicklage und der Nickgeschwindigkeit liefert, die nicht den vorstehend anhand der Linearbeschleunigungsmesser 10 und 11 ausgesetzten Fehlern unterworfen sind, zum Abgleich und zur Ausrichtung der Berechnungen verwendet werden .können. Obwohl das vorstehend beschriebene Stabilitätserhöhungssystem insbesondere dazu geeignet ist, einem eine verringerte statische Stabilität aufweisenden Luftfahrzeug eine künstliche statische Stabilität zu erteilen, kann dieses Stabilitätserhöhungssystem auch zur Erhöhung der Stabilität üblicher Luftfahrzeuge mit dem Vorteil verwendet werden, daß es beispielsweise eine sehr straffe Stabilisierung des Luftfahreeuges ergibt.

Die gepaarten Linearbeschleunigungsmesser 10 und 11 könnten weiterhin Signale für eine Stabilisierung in einer elastischen Betriebsweise oder für eine Lastverringerung liefern. Wenn Signale für eine elastische Betriebsweise nicht erwünscht sind, werden sie durch die begrenzte Bandbreite des dargestellten Systems gedämpft werden.

Es ist verständlich, daß das System außerdem in Form eines programmierten Digitalrechners ausgeführt sein kann, der auf

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die Beschleunigungsmesser 10 und 11 und aufdie Fluglagen-Meßfühler 15 und 16 anspricht und das Ausgangssignal £„ (SAS)

^Ec in der beschriebenen Weise liefert. Alle Bauteile 12 bis

14, 17 bis 2j5 und 28 bis J>6 können gerätemäßig durch den programmierten Rechner ausgeführt werden. Zusätzlich kann die vorstehend beschriebene Funktion von ö_Sy_Nc ebenfalls in Form von Programmen ausgeführt werden.

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Claims

Patentanwälte Dipl.-Ing, Curt Wallach Dipl.-Ing. Günther Koch _Dip| __Phys Dr.Tino Haibach Dipl.-Ing. Rainer Feldkamp

D-8000 München 2 ■ Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 24 02 75 · Telex 5 29 513 wakai d

Datum: 12. Dezember I978

Unser Zeichen: l6 445 " Fk/Ne

Patentan "sprüehe :

λ Stabilitätserhöhungssystem für Luftfahrzeuge mit Steuerflächenteilen zur Steuerung des Luftfahrzeuges um eine seiner Achsen, gekennzeichnet durch erste und zweite Linearbeschleunigungsmeßeinrichtungen (10, 11, 12), die in dem Luftfahrzeug befestigt sind und ein Signal entsprechend der Winkelbeschleunigung des Luftfahrzeuges um die Achse liefern, Integrationseinrichtungen (Ij5* 14) zur Integration des Winkelbeschleunigungssignals und zur Lieferung eines Schätzsignals entsprechend der Winkelbewegung des Luftfahrzeuges um die Achse, Bezugs-Meßfühlereinrichtungen (I5) zur Lieferung eines Bezugssignals entsprechend der Winkelbewegung des Luftfahrzeuges bezüglich der Achse, Ausgleichsfilterschaltungseinrichtungen (14, I9), die auf das Schätzsignal und das Winkelbewegungs-Bezugssignal ansprechen, um im eingeschwungenen Zustand vorliegende Unterschiede zwischen diesen Signalen auszugleichen, und auf das Schätzsignal ansprechende Steuereinrichtungen (23) zur Lieferung von Steuersignalen an die Steuerflächenteile (26) in Abhängigkeit von diesem Signal zur Stabilisierung des Luftfahrzeuges um die Achse.
2. Stabilitätserhöhungssystem für Luftfahrzeuge mit Steuerflächenteilen zur Steuerung des Luftfahrzeuges um eine seiner Achsen, ge kennzeichnet durch erste und zweite Linearbeschleunigungsmessereinrichtungen (10,

ORtGlNAt INSPECTED

11, 12), die in dem Luftfahrzeug befestigt sind und ein Signal entsprechend der Winkelbeschleunigung des Luftfahrzeuges um die Achse liefern, erste Integratoreinrichtungen (13) zur Integration des Winkelbeschleunigungssignals zur Lieferung eines ersten Schätzsignals in Abhängigkeit von der Winkelgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges um die Achse, zweite Integratoreinrichtungen (14) zur Integration des ersten Schätzsignals zur Lieferung eines zweiten Schätzsignals entsprechend der Winkelbewegung des Luftfahrzeuges um die Achse, Bezugs-Meßfühlereinrichtungen (17, 15) zur Lieferung von BezugsSignalen entsprechend der Winkelgeschwindigkeit bzw. der Winkelbewegung des Luftfahrzeuges bezüglich der Achse, erste Ausgleichsfilterschaltungseinrichtungen (13, 21), die auf das erste Schätzsignal und das Winkelgeschwindigkeits-Bezugssighal ansprechen, um im eingeschwungenen Zustand vorliegende Unterschiede zwischen diesen Signalen auszugleichen, zweite Ausgleichsfilterschaltungseinrlchtungen (14, I9), die auf das zweite Schätzsignal und das Winkelbewegungs-Bezugssignal ansprechen, um im eingeschwungenen Zustand vorliegende Unterschiede zwischen diesen Signalen auszugleichen, und auf die ersten und zweiten Schätzsignale ansprechende Einrichtungen (23) zur Lieferung von Steuersignalen an die Steuerflächenteile (26) in Abhängigkeit von einer Kombination dieser Signale zur Stabilisierung des Luftfahrzeuges um die Achse.
3. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch Einrichtungen (28, 30, 31, 29, 32, 33)*die auf die Differenz zwischen einem der ersten und zweiten Schätzsignale und dem entsprechenden Bezugssignal ansprechen und ein Signal in Abhängigkeit von dieser Differenz liefern, um Fehlerkomponenten in dem Winkelbeschleunigungssignal auszugleichen.
4. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 2, gekennzeichnet durch Einrichtungen (a₂, 2.2&^, 20) zur

Ausbildung eines Winkelgeschwindigkeits-Anfangswertes und eines Winkellagen-Ausgangswertes in den ersten bzw. zweiten Integratoreinrichtungen {lj>, 14) in Abhängigkeit von den vorhandenen Werten der entsprechenden Bezugssignale von den Bezugs-Meßfühlereinrichtungen (I7, I5).
5. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 2, gekennzeichnet . durch Überwachungseinrichtungen (34, j5ß, 35) > die auf die Differenz zwischen dem ersten Schätzsignal und dem Winkelgeschwindigkeits-Bezugssignal ansprechen und ein Ausfall-Signal liefern, wenn das Differenzsignal einen vorgegebenen Schwellwert übersteigt.
6. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 2, dadurch

g e k e η η ζ e lehne t , daß die Achse durch die Nickachse des Luftfahrzeuges festgelegt ist.
7. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 6, dadurch

g e k e η η ζ e 1 c h η e t , daß die ersten und zweiten Linearbeschleunigungsmessereinrichtungen einen ersten Linearbeschleunigungsmesser (10), der in dem Luftfahrzeug zur Messung der Linearbeschleunigung entlang dessen Vertikalachse angeordnet ist, einen zweiten Linearbeschleunigungsmesser (11), der in dem Luftfahrzeug mit Abstand von dem ersten Linearbeschleunigungsmesser (10) angeordnet ist, um die Linearbeschleunigung entlang der Vertikalachse des Luftfahrzeuges zu messen, und Summiereinrichtungen (12) einschließen, die mit den Ausgängen der ersten und zweiten Linearbeschleunigungsmesser (10, 11) verbunden sind und ein die Differenz zwischen diesen Signalen darstellendes Signal liefern, das das Signal in Abhängigkeit von der Winkelbeschleunigung des Luftfahrzeuges um die Nickachse darstellt.
8. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 7, dadurch

g e k e η η ζ e ic h η e t , daß der erste Linearbe-

schleunlgungsmesser (10) in dem Luftfahrzeug vor dessen Schwerpunkt befestigt ist, während der zweite Linearbeschleunigungsmesser (11) in dem Luftfahrzeug hinter dessen Schwerpunkt befestigt ist.
9· Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 6, dadurch gekennz e lehnet , daß die Bezugs-Meßfühler einrichtungen (17, 15) Fluglagen-Meßfühlereinrichtungen (I5) zur Lieferung eines Signals in Abhängigkeit von der Nicklage des Luftfahrzeuges und Ratenbildungs- oder Differenziereinrichtungen (17) einschließen, die auf das Nicklagensignal ansprechen und ein Signal entsprechend der Nickgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges liefern.
10. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Fluglagen-Meßfühlereinrichtungen (15) durch einen Inertialbezugs-Fluglagenmeßfühler gebildet sind.
11. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten und zweiten Ausgleichsfilterschaltungseinrichtungen die ersten Integratoreinrichtungen (13) und Summiereinrichtungen (21) einschließen, die auf das erste Schätzsignal und das Winkelgeschwindigkeits-Bezugssignal ansprechen und ein Eingangssignal an die ersten Integratoreinrichtungen (13) in Abhängigkeit von der Differenz zwischen diesen Signalen liefern, daß die auf diese Weise gebildete Ausgleichsfilterschaltung eine relativ lange Zeitkonstante bezüglich der Niederfrequenz-Ansprecheigenschaften des Luftfahrzeuges aufweist, so daß bei Ausfall des Winkelgeschwiiti igkeits-Bezugssignals das erste Schätzsignal graduell auf ein ausgeglichenes Kurzzeit-Winkelgeschwindigkeitssignal abfällt.

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12. Stabllitätserhöhungssystem nach Anspruch 2, dadurch gekennz eichne t , daß die zweiten AusgleichsfllterschaltungselnrIchtungen die zweiten Integratoreinrichtungen (14) und Summiereinrichtungen (I9) einschließen, die auf das zweite Schätzsignal und das Winkelbewegungs-Bezugssignal ansprechen und ein Eingangssignal an die zweiten Integratoreinrichtungen (14) in Abhängigkeit von der Differenz zwischen diesen Signalen liefern, und daß die auf diese Weise gebildete Ausgleichsfilterschaltung eine relativ lange Zeitkonstante bezogen auf die Niederfrequenz-Ansprecheigenschaften des Luftfahrzeuges aufweist, so daß bei Ausfall des Winkelbewegungs-Bezugs signals das zweite Schätzsignal graduell auf ein ausgeglichenes Kurzzeit-Winkelbewegungssignal abfällt.

IJ. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Steuereinrichtungen Einrichtungen (23) zur Kombination des Ausganges eines der ersten und zweiten Beschleunigungsmesser (10, 11) mit den ersten und zweiten SchätzSignalen entsprechend eines Steuergesetzes einschließen, das der Vertikalbeschleunigung, der Nickbeschleunigung, der Nickgeschwindigkeit und der Nicklage entsprechende Ausdrücke aufweist, um die Stabilisierungssignale an die Steuerflächenteile zu liefern.

14. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Luftfahrzeug ein Luftfahrzeug mit verringerter statischer Stabilität ist»

15. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 12, dadurch gekennz e lohne t , daß Fehlerausgleichseinrichtungen (28, 30, 31, 29,52, J5) vorgesehen sind, die auf den Ausgang der Summiereinrichtungen (I9) ansprechen und ein Signal entsprechend der Differenz zwischen dem zweiten Schätzsignal und dem Winkelbewegungs-BezugssLgnal zum Ausgleich von Fehlerkomponenten in dem Winkelbeschleu-

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nlgungssignal liefern.

16. Stabilltätserhöhungssystem nach Anspruch 15* dadurch gekennzeichnet, daß die Fehlerausgleichseinrichtungen dritte Integratoreinrichtungen (3I), die den Ausgang der Summiereinrichtungen (I9) mit einem Eingang der ersten Integratoreinrichtungen (13) mit entgegengesetzter Polarität bezüglich des Winkelbeschleunigungssignals verbinden, so daß der Ausgang der Summiereinrichtungen (19) auf Null geht, wodurch die Fehlerkomponenten ausgeglichen werden, Einrichtungen (33) zur Speicherung des Ausganges der dritten Integratoreinrichtungen und Schalteinrichtungen (28, 32) einschließen, die den Ausgang der Summiereinrichtungen (I9) mit den dritten Integratoreinricbtungen (3I) und den Ausgang der dritten Integratoreinrichtungen (31) mit dem Eingang der ersten Integratoreinrichtungen (13) in einer Inbetriebdetzungs-Betriebs-/ieise des Systems verbinden und die die dritten Integratoreinrichtungen (31) vom Ausgang der dritten Summiereinrichtungen (19) abschalten und den genannten Eingang der ersten Integratoreinrichtungen (I3) vom Ausgang der dritten Integratoreinrichtungen (31) auf den Ausgang der Speichereinrichtungen umschalten, wenn sich das System in einer Arbeitsbetriebsweise befindet.

17. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichne t , daß die ersten Ausgleichsfilterschaltungseinrichtungen die ersten Integratoreinrichtungen (13) und Summiereinrichtungen (21) umfassen, die auf das erste Schätzsignal und das Winkelgeschwindigkeit s-Bezugssignal ansprechen und ein Eingangssignal an die ersten Integratoreinrichtungen (I3) in Abhängigkeit von der Differenz zwischen diesen Signalen liefern, daß die zweiten Ausgleichsfilterschaltungen die zweiten Integratoreinrichtungen (14) und Summiereinrichtungen (19) umfassen, die auf das zweite Schätzsignal und das

Winkelbewegungs-Bezugssignal ansprechen und ein Eingangssignal an die zweiten Integratoreinrichtungen (I²I-) in Abhängigkeit von der Differenz zwischen diesen Signalen liefern, und daß das Systemweiterhin Inbetriebsetzungseinrichtungen (a_2> 228^, 20) zur Ausbildung eines Winkelgeschwind Igke its-Ausgangswertes und eines Winkellagen-Ausgangswertes in den ersten bzw. zweiten Integratoreinrichtungen in Abhängigkeit von den vorhandenen Werten der entsprechenden Bezugssignale von dem Bezugs-Meßfühlereinrichtungen (17, I5) einschließt.

18. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch I7, dadurch

g e k e η η ζ e i c h η e t , daß die Inbetriebsetzungseinrichtungen (a₂, 22, a.., 20) Einrichtungen zur Änderung der Verstärkung der ersten und zweiten Ausgleichsfilterschaltungseinrichtungen ausgehend von einer relativ hohen Verstärkung in einer Inbetriebsetzungs-Betriebsweise des Systems auf eine relativ niedrige Verstärkung in einer Arbeitsbetriebsweise des Systems einschließen, so daß die

■ "■■ = en

ersten und zweiten Integratoreinrichtung/in der Inbetriebsetzungs-Betriebsweise die dann vorhandenen Werte der Wlftkelgeschwindigkeits- bzw. Winkelbewegungs-Bezugssignale annehmen und die ersten und zweiten Ausgleichsfilterschaltungseinrichtungen in der Arbeitsbetriebsweise relativ lange Zeitkonstanten bezüglich der Niederfrequenz-Ansprecheigenschaften des Luftfahrzeuges derart aufweisen, daß bei Ausfall der Winkelgeschwindigkeits- und Winkelbewegungs-Bezugssignale die ersten und zweiten Schätzsignale graduell auf ausgeglichene . Kurzzeit-Winkelgeschwindigkeitsbzw. Winkelbewegungssignale absinken.

19. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 11, ge k e η η.-ζ e ic h η e t durch Überwachungseinrichtungen (34, 36, 35)-* die auf den Ausgang der Summiereinrichtungen (19) ansprechen und ein Ausfallsignal liefern, wenn das Differenzsignal einen vorgegebenen Schwellwert übersteigt.

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20. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 19, dadurch gekennze ichnet , daß die Überwachungseinrichtungen SchwellwertschaItungseinrichtungen (35)> die auf das Differenzsignal ansprechen und das Ausfallsignal liefern, wenn das Differenzsignal einen vorgegebenen Schwellwert überschreitet, und Schwellwerteinstelleinrichtungen (34, 36) einschließen, die mit den Schwellwertschaltungseinrichtungen verbunden sind, um den Schwellwert in Abhängigkeit von dem Rollwinkel des Luftfahrzeuges einzustellen.

21. Stabilitätserhöhungssystem für Luftfahrzeuge mit verringerter statischer Längsrichtungsstabilität mit Höhenruderteilen zur Steuerung des Luftfahrzeuges um eine Nickachse, dadurch gekennzeichnet, daß erste und zweite Linearbeschleunigungsmesser (10, 11) in dem Luftfahrzeug befestigt und mit Abstand voneinander angeordnet sirfJ , um Linearbeschleunigungen entlang der Vertikalachse des Luftfahrzeuges zu messen, daß erste Summlereinrichtungen

(12) zum Empfang der AusgangsSignaIe von den ersten und zweiten Linearbeschleunigungsmessern angeschaltet sind, um ein die Differenz zwischen diesen Signalen darstellendes Signal zu liefern, das von der Winkelbeschleunigung des Luftfahrzeuges um die Nickachse abhängt, daß Fluglagenbezugs-Meßfühlereinrichtungen (15) zur Lieferung eines ersten Bezugssignals in Abhängigkeit von der Inertlalbezugs-Nicklage des Luftfahrzeuges und Ratenbildungseinrichtungen (17) vorgesehen sind, die auijdas erste Bezugssignal ansprechen und ein zweitea Bezugssignal in Abhängigkeit von der Inertialbezugs-Nickgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges liefern, daß erste Integratoreinrichtungen

(13) zur Integration des Winkelbeschleunigungssignals zur Lieferung eines ersten Schätzsignals in Abhängigkeit von der Nickgesohwindigkeit des Luftfahrzeuges und zweite auf das erste Schätzsignal und das zweite Bezugssignal ansprechende Summiereinrichtungen (21) zur Lieferung eines

COPY

Eingangssignals an die ersten Integratoreinrichtungen In Abhängigkeit von der Differenz zwischen diesen Signalen vorgesehen sind, daß die ersten Integratoreinrichtungen (Ij5) und die zweiten Summiereinrichtungen (21) erste Ausgleichsfiiterschaltungseinrichtungen zum Ausgleich von im eingeschwungenen Zustand vorhandenen Unterschieden zwischen dem ersten Schätzsignal und dem zweiten Bezugssignal bilden, wobei das zweite Bezugssignal im eingeschwungenen Zustand überwiegt und eine relativ lange Zeitkonstante bezüglich der Niederfrequenz-Ansprecheigenschaften des Luftfahrzeuges aufweist, so daß bei Ausfall des zweiten Bezugssignals das erste Schätzsignal graduell auf ein ausgeglichenes Kurzzeit-Nickgeschwindigkeitssignal absinkt, daß zweite Integratoreinrichtungen (H) zur Integration des ersten Schätzsignals zur Lieferung eines zweiten Schätzsignals in Abhängigkeit von der Nicklage des Luftfahrzeuges und dritte Summiereinrichtungen (I9) vorgesehen sind, die auf das zweite Schätzsignal und das erste Bezugssignal ansprechen und ein Eingangssignal an die zweiten Integratoreinrichtungen in Abhängigkeit von der Differenz zwischen diesen Signalen liefern, daß die zweiten Integratoreinrichtungen (14) und die dritten Summiereinrichtungen (19) zweite Ausgleichsfilterschaltungseinrichtungen zum Ausgleich von im eingeschwungenen Zustand vorhandenen Unterschieden zwischen dem zweiten Schätzsignal und dem ersten Bezugssignal bilden, wobei das erste Bezugssignal im eingeschwungenen Zustand überwiegt und eine relativ lange Zeitkonstante bezogen auf die Niederfrequenz-Ansprecheigenschaften des Luftfahrzeuges aufweist, so daß bei Ausfall des ersten Bezugssignals das zweite Schätzsignal graduell auf ein ausgeglichenes Kurzzeit-Nicklagensignal absinkt, und daß Steuergesetz-Einrichtungen (2^) zur Kombination des Ausgangssignals eines der ersten und zweiten Linearbeschleunigungsmesser mit den ersten und zweiten Schätzsignalen entsprechend einem Steuergesetz vorgesehen sind, das von der Linearbeschleunigung entlang der Vertikalachse

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des Luftfahrzeuges, von der Nickbeschleunigung, der Nickgeschwindigkeit und der Nicklage des Luftfahrzeuges abhängige Ausdrücke aufweist, um Steuersignale an die Höhenruderteile zur Stabilisierung des Luftfahrzeuges um die Nickachse zu liefern.

22. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet , daß die ersten und zweiten Linearbeschleunigungsmesser (10, 11) in dem Luftfahrzeug vor bzw. hinter dessen Schwerpunkt befestigt sind.

25. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet , daß das System in einer Inbetriebsetzungs-Betriebsweise und in einer Arbeits-Betriebsweise betreibbar ist, daß die Ausgänge"der ersten und zweiten Linearbeschleunigungsmesser (10, 11) unerwünschte Fehlerkomponenten enthalten, daß das System weiterhin Pehlerausgleichseinrichtungen (28, 30, 31, 29, 32, 33) einschließt, die auf das Ausgangssignal der dritten Summiereinrichtungen (19) ansprechen und ein Signal an die ersten Integratoreinrichtungen (13) in Abhängigkeit von der Differenz zwischen dem zweiten Schätzsignal und dem ersten Bezugs signal liefern, um die Fehlerkomponenten in dem Winkelbeschleunigungssignal auszugleichen.

24. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 23, dadurch gekennzeichnet, daß die Fehlerausgleichseinrichtungen dritte Integratoreinrichtungen (3I), erste Schalteinrichtungen (28) zur Anschaltung des Ausgangs der dritten Summiereinrichtungen (I9) an den Eingang der dritten Integratoreinrichtungen (3I) in der Inbetriebsetzungs-Betriebsweise und zur Abschaltung des Ausganges der dritten Summiereinrichtungen von dem Eingang der dritten Integratoreinrichtungen in der Arbeits- Betriebsweise, mit den dritten Integratoreinrichtungen (3I) verbundene Einrichtungen (33) zur Speicherung des Ausgangs-

signals dieser Integratoreinrichtungen, einen weiteren Eingang ari die ersten ^ntegratoreinrichtungen (13) mit entgegengesetzter Polarität bezüglich des Eingangs, der mit dsn ersten Summiereinrichtungen (12) verbunden ist, und zweiten Sehalteinrichtungen (32) umfassen, die den weiteren Eingang der ersten Integratoreinrichtungen (13) mit dem Ausgang der dritten Integratoreinrichtungen (31) in der Inbetriebsetzungsbetriebsweise und mit dem Ausgang der Speichereinrichtungen (33) in der Arbeits-Betriebsweise verbinden, so daß das Ausgangssignal der dritten Summiereinrichtungen (19) in der Inbetriebsetzungs-Betriebsweise auf 0 geht, wodurch die Fehlerkomponenten ausgeglichen werden*

25. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 24, g e k e η η ze lehnet durch Inbetriebsetzungs einrichtungen \&2» 22, a,, 20) zur Änderung der Verstärkung der ersten und zweiten Ausgleichsfilterschaltungselnrichtungen ausgehend von einer relativ hohen Verstärkung in der Inbetriebsetzungs-Betriebsweise auf eine relativ niedrige Verstärkung in der Arbeits-Betriebsweise, so daß die ersten und zweiten Integratoreinrichtungen in der Inbetriebsetzungs-Betriebsweise die dann vorhandenen Werte der ersten bzw. zweiten Bezugssignale annehmen und die ersten und zweiten Ausgleichsfilterschaltungen in der Arbeits-Betriebsweise relativ lange Zeitkonstanten bezüglich der Niederfrequönz-Ansprecheigenschaften des Luftfahrzeuges derart aufweisen, daß bei Ausfall der Lagenbezugs-Meßfühler einrichtungen die ersten und zweiten Schätzsignale graduell auf ausgeglichene Kurzzeit-Nickgeschwindigkeits- bzw. Nicklagensignale abfallen.

26. Stabilitätserhöhungssystem nach Anspruch 25, dadurch

g e k e η- η z- e lehnet, daß weiterhin Überwachungseinrichtungen vorgesehen sind, die auf das Ausgangssignal der zweiten Summiereinrichtungen (21) ansprechende Schwell-

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wertschaltungseinrIchtungen (35) zur Lieferung eines Ausfallsignals, wenn die Differenz zwischen dem ersten Schätzsignal und dem zweiten Bezugssignal einen vorgegebenen Schwellwert überschreitet, Einstellschaltungseinrichtungen (j56) zur Lieferung eines Einstellsignals in Abhängigkeit von dem Rollwinkel des Luftfahrzeuges und Komb!nationseinrichtungen (Jk) zur Kombination des Einstellsignals mit dem Ausgangssignal von den zweiten Summiereinrichtungen umfassen, um das Ausgangssignal gegen flugzeugfeste Nickachsengeschwindigkeitskomponenten zu kompensieren, die nicht In dem auf Inertlalwerte bezogenen zweiten Bezugssignal· enthalten sind.