DE3102037C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung geht aus von einer automatischen Stabilisations- und Steuervorrichtung für Luftfahrzeuge der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 genannten Art.

Bei einer aus der US-PS 40 17 726 bekannten Stabilisations- und Steuervorrichtung für Luftfahrzeuge sind Fluglagen-Bezugsein­ richtungen vorgesehen, die ein Fluglagensignal entsprechend der Fluglage der Luftfahrzeuges um eine Hauptachse liefern. Diese Fluglagen-Bezugseinrichtungen schließen durch Schalter verrie­ gelbare und entriegelbare Synchronisiereinrichtungen ein, die im entriegelten, das heißt synchronisierten Zustand Fluglagen- Bezugssignale liefern, die dem der Fluglagensignale nachgeführt werden. Diese Fluglagen-Bezugssignale werden mit dem Fluglagen­ signal in Summiergliedern verglichen, so daß im entriegelten Zustand das Fehlersignal der Summiereinrichtungen immer gleich Null ist. Im verriegelten Zustand werden die Fluglagen-Bezugs­ signale auf dem zum Zeitpunkt der Verriegelung bestehenden Wert festgehalten, so daß die Summiereinrichtungen ein Fehlersignal liefern, das der Differenz zwischen dem Fluglagen-Bezugssignal und dem Fluglagensignal entspricht. Die Schalter der Synchroni­ siereinrichtungen können von einem Autopiloten oder durch eine manuelle Steuerung übersteuert werden. Bei Übergängen zwischen den Halte- und Übersteuerungs-Betriebsarten kann ein Überschwin­ gen und eine ungleichförmige Steuerung auftreten, was auch häufig der Fall ist. Die bekannte Stabilisations- und Steuervor­ richtung kompensiert derartige Übergänge in der Steuerempfind­ lichkeit bei der Einleitung einer manuell gesteuerten Fluglagen­ änderung, beispielsweise bei einem Wendemanöver, nicht vollstän­ dig, und sie beseitigt weiterhin nicht in wirksamer Weise ein Überschwingen am Ende derartiger Manöver.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, die einen gleichförmigen Übergang von der Nachführ- oder Synchronisationsbetriebsweise zur Halte-Betriebsweise und umgekehrt ergibt.

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale gelöst.

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.

Durch die erfindungsgemäße Ausgestaltung der Vorrichtung ergibt sich ein gleichförmiger Übergang von der Nachführ- oder Synchro­ nisationsbetriebsweise zur Halte-Betriebsweise und umgekehrt, so daß kein Überschwingen und keine ungleichförmigen Steuerungs­ vorgänge auftreten.

Bei der erfindungsgemäßen Vorrichtung wird eine eine veränder­ liche Zeitkonstante ausweisende Synchronisationsschleife ge­ bildet, die den gleichförmigen Übergang von der Nachführ- oder Synchronisationsbetriebsweise auf die Halte-Betriebsweise und umgekehrt ergibt.

Hierbei wird die Verriegelung und Entriegelung der Synchroni­ siereinrichtungen nicht abrupt durchgeführt, sondern die Schalteinrichtungen werden mit Hilfe von eine veränderliche Impulsbreite aufweisenden Impulsen von einem Impulsbreiten­ modulator, der auf die Betätigung der Übersteuerungsbefehls­ einrichtungen anspricht, gesteuert, wobei der Impulsbreiten­ modulator eine erste Serie von Impulsen mit graduell zunehmen­ der Breite über eine erste vorgegebene Zeitperiode und eine zweite Serie von Impulsen mit graduell abnehmender Breite über eine zweite vorgegebene Zeitperiode an die Schalteinrichtungen liefert, so daß die Synchronisisiereinrichtungen graduell beim Inbetriebsetzen der Übersteuerung entriegelt und beim Beendigen der Übersteuerung graduell verriegelt werden.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden anhand der Zeichnungen noch näher erläutert. In der Zeichnung zeigen

Fig. 1a und 1b zusmmen ein Blockschaltbild, das die grundlegenden elektrischen und mechanischen Bauteile einer Ausfüh­ rungsform der Vorrichtung sowie die verschiedenen Verbindungen bei Anwendung auf die Gierachse eines Luftfahrzeuges, beispielsweise eines Hubschraubers zeigt,

Fig. 2 eine graphische Darstellung zur Erläuterung der Be­ triebsweise der Ausführungsform der Vorrichtung,

Fig. 3 ein vereinfachtes Schaltbild einer Integrator- und Synchronisationsschleife der Vorrichtung.

Fig. 1a zeigt im oberen Teil der Zeichnung ein übliches Gierachsen-Stabilitätsvergrößerungs- oder Gierdämpfungs­ system 10, daß zur Stabilisierung der Gierachse eines Hubschraubers verwendet wird und weiterhin eine Steuer­ kurshalte- oder Steuerkursbefehlsmöglichkeit aufweist. Es ist jedoch verständlich, daß die erfindungsgemäße Vor­ richtung in gleicher Weise zur Stabilisierung und Steuerung der Längsneigungs- und Querneigungs- oder Rollachse des Hubschraubers verwendet werden kann. Allgemein gesprochen ist die Vorrichtung auch für Starrflügel-Luftfahrzeuge anwendbar.

Die grundlegenden Steuerelemente der Vorrichtung umfassen das übliche Gierstabilitätsvergrößerungs- oder Gierdämpfungs­ system 10, das übliche Giergeschwindigkeits-Rückführungs­ meßfühler einschließt und weiterhin üblicherweise irgendeine automatische Kurvenkoordinationsunterstützung einschließt. Das Gierdämpfungssystem 10 ist allgemein gut bekannt, so daß an dieser Stelle auf eine ausführliche Erläuterung ver­ zichtet wird. Das Ausgangssignal des Gierdämpfungssystems 10 wird einem Servoverstärker 11 über ein Summierglied 12 zugeführt und steuert dann ein übliches Serienservorstell­ glied 13 zur Einstellung einer Gier-Flugsteueroberfläche, wie z. B. den Gegendrehmoment-Propeller, über übliche mecha­ nische Differentialgestänge 14 und üblicherweise über einen (nicht gezeigten) Kraftverstärker. Ein Steuerflächen-Positions­ meßfühler, wie z. B. ein Synchro 15, liefert in üblicher Weise ein Rückführungssignal an das Summierglied 12. Das Gierdämpfungs-Servoteilsystem ergibt damit eine Kurzzeit- Luftfahrzeugachsen-Stabilisierung für den Hubschrauber um seine Gierachse und ergibt während gesteuerter Kurven eine gewisse Kurvenkoordinationsunterstützung. Das System ver­ wendet weiterhin als übliche Steuerkurs-Halteeingangsignale Giersignale Ψ an den Anschlüssen 4, die von einem üblichen Synchrosignalgenerator abgeleitet werden, der auf eine Kursinformationsquelle, wie z. B. den Kurskreisel eines üblichen Kreiselmagnetkompaßsystems oder auf den Synchro- Ausgang eines kardanisch gelagerten oder starr befestig­ ten Bezugssystems anspricht.

Weil die hier beschriebene Vorrichtung bei Anwendung auf die Gierachse eines Hubschraubers erläutert wird und ins­ besondere dazu dient, eine vom Piloten übersteuerbare Steuerkurs-Haltefunktion über einen Gesamtbereich von 360° zu erzielen, wird ein Vierquadranten-Steuerkurs-Synchro­ signalkonverter 20 verwendet. Der Aufbau, die Funktion und die Betriebsweise dieses Konverters 20 sind aus­ führlich in der eingangs genannten US-Patentschrift 40 17 726 beschrieben. Wie dies hierin beschrieben ist, empfängt der Konverter 20 die X-, Y- und Z-Ausgänge der Wicklungen eines übli­ chen (nicht gezeigten) Kursbezugssynchros an den entspre­ chend bezeichneten Anschlüssen in Fig. 1a und wandelt diese Signalkomponenten in ein Ausgangssignal an einer Leitung 21 um, das proportional zu dem im wesentlichen linearen Abweichungsfehler des Luftfahrzeug-Steuerkurses gegenüber einem Bezugssteuerkurs, beispielsweise der mag­ netischen Nordrichtung, über den gesamten 360° Bereich ist. Weil die ausführliche Betriebsweise des Konverters 20 in der genannten US-Patentschrift erläutert ist, wird sie hier nicht wiederholt. Für die Zwecke der vorliegen­ den Beschreibung reicht es aus, festzustellen, daß jede der XZ- und YZ-Spannungen an den Ausgängen der Demodulato­ ren 22 bzw. 23 verriegelbaren und entriegelbaren Synchro­ nisierern 24 und 25 zugeführt werden, die als X-Synch bzw. Y-Synch bezeichnet sind. Die Hauptfunktion dieser Synchro­ nisierer ergibt die Möglichkeit der Erzeugung eines Steuer­ kursfehler-Signals als Abweichung von einem festgelegten Steuerkurs im verriegel­ ten Zustand und der Synchronisisierung oder dem Nachführen eines Steuerkursbezugssignals auf das Steuerkurssignal im entrie­ gelten Zustand während befohlener Änderungen des Steuer­ kurses des Hubschraubers oder Fahrzeuges. Dieses Verriegeln und Entriegeln erfolgt in einer neuartigen Weise über jeweilige Schalter 26 und 27, die übliche MOSFET- Elemente oder andere übliche Halbleiterschalter sein können. Die Schalter 26 und 27 verbinden übliche integrierende Ver­ stärker 28 bzw. 29 in Rückführungsweise mit Summiergliedern 22′ und 23′ an den Ausgängen der Demodulatoren 22 bzw. 23, so daß jeweilige Synchronisierschleifen 30 und 31 mit nor­ malen vorgegebenen, relativ kurzen Zeitkonstanten von beispielsweise 0,1 Sekunden gebildet werden, wenn die Schal­ ter 26 und 27 vollständig leitend sind. Wenn diese Schalter nicht leitend sind, so sind die Synchronisierschleifen 30, 31 offen und die Ausgänge der integrierenden Verstärker 28 und 29 ergeben Bezugspannungen, die entsprechend der Beschrei­ bung der US-Patentschrift 40 17 726 ihrerseits eine Be­ zugsspannung am Ausgang des Konverters 20 und damit ein Signal liefern, das dem momentanen Steuerkurs des Luftfahr­ zeuges zu der Zeit entspricht, zu der die Schalter voll­ ständig geöffnet wurden. Danach führen alle Änderungen des Steuerkurses des Luftfahrzeuges zu einem Fehlersignal an der Leitung 21, das irgendeiner Steuerkursabweichung von dem Bezugssteuerkurs entspricht. Der Steuerkursfehleraus­ gang des Konverters 20 an der Leitung 21 wird dem Gierach­ sen-Servoverstärker 11 und dem Stellglied 13 über einen ge­ eigneten Stellsignalweg 35 zugeführt, um den Steuerkurs des Luftfahrzeuges auf den Bezugssteuerkurs zurückzuführen. Ein Integral-Signalpfad 36 kann in die Vorrichtung eingefügt werden, um eine Langzeit-Steuerkurstrimmung in üblicher Weise zu erzielen.

Es sei darauf hingewiesen, daß die Zweikanalsynchronisations- und Kreuzkanal-Multiplikationskonstruktion des Analog-Steuer­ kurssignalkonverters 20 nicht erforderlich ist, wenn Digital­ techniken verwendet werden. Unter Ausnutzung der Rechen­ fähigkeiten der digitalen gerätemäßigen Ausführung kann der Dreidraht-Kurssynchroausgang in geeigneter Weise in Einzeldraht-Steuerkursdaten umgewandelt werden, wobei eine übliche arc-tan-Subroutine verwendet wird. In einem der­ artigen Fall vereinfacht sich die Integrator-Synchroni­ sationsschleife auf die äquivalente Analog-Einzelschleifen­ konstruktion 32, die schematisch in Fig. 3 gezeigt ist. In Fig. 3 sind Bauteile, die denen der Fig. 1a entspre­ chen, mit den gleichen Bezugsziffern, jedoch unter Anfügung eines Striches bezeichnet.

Bei typischen bekannten Systemen wird der Luftfahrzeug- Steuerkurs dadurch konstant gehalten, daß der Steuerkurs Ψ _e an der Leitung 21 dem Stellglied 13 und der Giersteuer­ fläche oder dem Gegendrehmoment-Propellersteuersystem des Luftfahrzeuges zugeführt wird, und dieses Signal muß effek­ tiv beseitigt werden, wenn eine Kurve oder eine Steuer­ kursänderung befohlen wird und ein neuer Steuerkursbezug am Ende der Kurve ausgebildet wird. Dies wurde üblicher­ weise durch die Synchronisierschleifen 30, 31 über eine hohe Verstärkung aufweisende integrierende Verstärker 28, 29 mit schnellen Zeitkonstanten erreicht, wie dies weiter oben beschrieben wurde. Bisher wurde dies so durchgeführt, daß die Schalter 26, 27 leitend gemacht wurden, wenn eine Gier- oder Steuerkursänderung befohlen wurde, und wenn die gewünschte Kurve beendet wurde, wurden die Schalter 26, 27 in den nicht leitenden Zustand versetzt, so daß die Ausgänge der integrierenden Verstärker 28, 29 den neuen Steuerkurs­ bezugswert liefern. Der neue befohlene Steuerkurs und der dar­ auffolgend erzielte Steuerkurs war jedoch bisher durch das im wesentlichen momentan erfolgende Schließen und darauf­ folgende im wesentlichen momentane Öffnen der Schalter 26, 27 bestimmt, so daß unter den meisten Umständen auf Grund der dynamischen Kurveneinleitungs- und Kurvenaus­ leitungs-Luftfahrzeugeigenschaften der gewünschte neue Steuerkurs nicht präzise erzielt wurde. In vielen Fällen mußte der Pilot seine manuellen Steuerelemente erneut be­ tätigen, manchmal sogar wiederholt, bis der gewünschte Steuerkurs schließlich erzielt wurde. Bei der in Fig. 1 dargestellten Ausführungsform war es gegebenenfalls erforderlich, daß der Pilot wiederholt kurz das richti­ ge Fußpedal treten mußte, bis der Synchronisierausgang dem gewünschten Steuerkurswert entsprach.

Bei typischen bekannten Steuersystemen traten weiterhin andere dynamische Effekte auf. Wenn beispielsweise eine Kurve eingeleitet wurde und die Schalter 26, 27 in den leitenden Zustand gebracht wurden, so war es möglich, daß der tatsächliche Luftfahrzeug-Steuerkurs nicht not­ wendigerweise dem Bezugssteuerkurs entsprach, weil das System gerade einen Steuerkursfehler korrigierte. Ent­ sprechend war ein Steuerkursfehlersignal Ψ _e an der Lei­ tung 21 vorhanden, was zu einer Verstellung des Gier­ stellgliedes 13 zu der Zeit führte, zu der das Manöver eingeleitet wurde. Das unerwünschte Ergebnis hiervon bestand in einer plötzlichen und unerwünschten Bewegung des Gier-Stellgliedes 13, wenn die Schalter 26 und 27 in den leitenden Zustand versetzt wurden.

Gemäß der dargestellten Ausführungsform der Vorrichtung werden diese Nachteile dadurch beseitigt, daß eine Ein­ richtung zur wirksamen Änderung der Zeitkonstante der Synchronisationsschleifen 30, 31 bei Befehlen für die Einleitung und Ausleitung einer Kurve unter Verwendung einer veränderlichen Impulsbreitenmodulation der die Schalter 26 und 27 steuernden Spannung geschaffen wird.

Diese Einrichtung umfaßt einen durch im folgenden noch näher erläuterte Übersteuerungseinrichtungen gesteuerten Impuls­ breitenmodulator 40, der gemäß Fig. 1b durch einen von einem Sägezahngenerator 52 gesteuerten Vergleicher 53 gebildet sein kann. Dieser Impulsbreitenmodulator 40 spricht auf das Ein­ schalten und Abschalten der Übersteuerungseinrichtungen an und liefert beim Einschalten der Übersteuerungseinrichtungen eine erste Serie von Impulsen 40a mit graduell zunehmender Breite über eine vorgegebene Zeitperiode an die Schalter 26, 27, so daß die Synchronisiereinrichtungen 24, 25 graduell entriegelt werden. Bei Abschalten der Übersteuerungseinrichtungen liefert der Impulsbreitenmodulator 40 über die Leitung 54 eine zweite Serie von Impulsen 40b mit graduell abnehmender Breite über eine zweite vorgegebene Zeitperiode an die Schalter 24, 25, so daß die Synchronisiereinrichtungen 24, 25 graduell wieder verriegelt werden. Wenn der Pilot eine Gierbewegung dadurch hervorruft, daß er Steuerpedale 41 betätigt, so wird ein mit diesen ge­ koppelter Schalter 42 betätigt, der über ein ODER-Verknüpfungs­ glied 47 einen Integrator 48 ansteuert, der ansteigende und abfallende Rampensignale über die erste bzw. zweite Zeitperiode liefert. Diese ansteigenden und abfallenden Rampensignale werden dem Impulsbreitenmodulator 40 zugeführt, so daß dieser in der in Fig. 3 gezeigten Weise die erste bzw. zweite Serie von Impulsen mit graduell zunehmender bzw. abnehmender Breite liefert. Wie dies beispielsweise aus Fig. 1b zu erkennen ist, steuert das ODER-Verknüpfungsglied 47 einen Schalter 50, der den Eingang des Integrators 48 wahlweise mit einer positiven bzw. negativen Spannung verbindet. Der Integrator 48 weist in üblicher Weise ein Gegenkopplungsnetzwerk 46 mit einer Zener­ diode 51 auf.

Wie es anhand der Fig. 1b zu erkennen ist, wird das ODER- Verknüpfungsglied 47 weiterhin durch zusätzliche Signale gesteuert, die an seinem zweiten Eingang erscheinen können. Der Zustand des zugehörigen UND-Verknüpfungsgliedes 45 wird durch Logiksignale gesteuert, die über einen Anschluß 43 und über eine Flip-Flop-Schaltung 56 von Signalen an Anschlüssen 44 und 45 zugeführt werden. Der Setz-Eingang der Flip-Flop-Schaltung 56 wird durch das Logiksignal am Anschluß 43 gesteuert, der weiterhin als ein Eingang an einen Inverter 47 dient. Der Ausgang des Inverters 57 ist mit einem Eingang eines UND-Verknüpfungsgliedes 58 ver­ bunden, während das Signal an dem Anschluß 44 mit einem zweiten Eingang dieses Verküpfungsgliedes verbunden ist. Der Ausgang des UND-Verknüpfungsgliedes 58 ist mit dem Rücksetzeingang der Flip-Flop-Schaltung 56 verbunden. Der Ausgang der Flip-Flop-Schaltung 56 ist mit einem Eingang des UND-Verknüpfungsgliedes 55 verbunden, während das Signal am Anschluß 43 mit einem zweiten Eingang dieses Verknüpfungsgliedes verbunden ist. Der Ausgang des UND- Verknüpfungsgliedes 55 dient als zweiter Eingang für das ODER-Verknüpfungsglied 47. Ein Signal liegt dann an dem Anschluß 43, wenn die Fluggeschwindigkeit des Luft­ fahrzeuges beispielsweise 60 kt erreicht oder überschrei­ tet. Das Logiksignal an dem Anschluß 45 wird durch einen üblichen Kraftschalter ähnlich dem durch die Steuerpedale 41 betätigten Schalter 42 und in Abhängigkeit von der Betätigung des Steuerknüppels für die zyklische Querneigungs-Blattverstellung durch den Pi­ loten erzeugt. Schließlich liegt das Logiksignal an dem Anschluß 44 dann an, wenn der Querneigungswinkel des Luft­ fahrzeuges unterhalb eines vorgegebenen Wertes, beispiels­ weise unterhalb von 6° liegt, wobei dieses Signal in übli­ cher Weise durch einen (nicht gezeigten) Vertikalkreisel geliefert werden kann.

Bei Fluggeschwindigkeiten unterhalb von 60 kt weist das Logiksignal an dem Anschluß 43 einen niedrigen Pegel auf. Unter diesen Umständen kann der Pilot eine Gierbewegung des Hubschraubers in einfacher Weise dadurch hervorrufen, daß die Steuerpedale 41 betätigt werden, wodurch der An­ stellwinkel des Gegendrehmomentrotors über mechanische Seilverbindungen oder Schubstangen und ein Gestänge 14 geändert wird, das ein übliches Differentialgestänge ein­ schließt, das weiterhin auf das Serienservostellglied 13 anspricht. Der mit einer Gabelfeder verbundene Kraftschal­ ter 42 schließt, so daß ein einen hohen Pegel aufweisen­ des Logikausgangssignal von dem Verknüpfungsglied 47 ge­ liefert wird und die Betriebsweise des Modulators 40 in der bei 40a in Fig. 2 gezeigten Weise gestartet wird. Sobald der Pilot die Pedalkraft im wesent­ lichen bei dem gewünschten neuen Steuerkurs beendet, öffnet sich der Schalter 42, das Logikausgangssignal am Ausgang des Verknüpfungsgliedes 47 nimmt einen niedrigen Pegel an und die Synchronisationsschleifen 30, 31 kehren graduell in ihren verriegelten Zustand zurück, wie dies beschrieben und bei 40b in Fig. 2 dargestellt ist, so daß der neue Steuerkurs ohne Überschwingen oder mit minimalen Über­ schwingen erreicht wird.

In einer Hubschrauber-Reiseflugbetriebsart liegt die Flug­ geschwindigkeit normalerweise über 60 kt, so daß das Logik­ signal am Anschluß 43 einen hohen Pegel aufweist. Eine Kurve des Luftfahrzeuges wird wie bei üblichen Starr­ flügel-Luftfahrzeugen dadurch eingeleitet, daß der Pilot eine Querneigung des Luftfahrzeuges über den üblichen (nicht gezeigten) Querneigungssteuerknüppel für die zy­ klische Blattverstellung hervorruft. Die Steuerkurssyn­ chronisierschleifen 30, 31 werden graduell in der be­ schriebenen Weise in die Nachführbetriebsweise gebracht, weil das Logiksignal am Anschluß 45 einen hohen Pegel aufweist und eine Umschaltung der Flip-Flop-Schaltung 56 in den hohen Ausgangspegelzustand hervorruft (in dem die Flip-Flop-Schaltung verbleibt, bis der Pegel am Rück­ setzanschluß hoch wird), so daß sich das erforderliche zweite einen hohen Pegel aufweisende Signal am Eingang des Verknüpfungsgliedes 55 ergibt, was bewirkt, daß der Ausgangspegel des Verknüpfungsgliedes 47 einen hohen Pe­ gel annimmt. Wenn der Querneigungswinkel des Luftfahrzeuges einen vorgegebenen Wert, beispielsweise 6°, überschreitet, so nimmt das Logiksignal am Anschluß 44 einen niedrigen Pegel an, so daß der Pilot die gewünschten Querneigungs­ winkel unter Aufhebung der Kraft auf den eine zyklische Blattverstellung hervorrufenden Querneigungssteuerknüppel ausbilden kann, wobei die Synchronisierschleifen 30, 31 vollständig eingeschaltet bleiben, weil wenn das Logik­ signal am Anschluß 44 für den Querneigungswinkel einen niedrigen Pegel aufweist, die Steuerknüppelrastlogik einen niedrigen Pegel annehmen kann, ohne daß die Flip-Flop- Schaltung 56 über den Inverter 57 rückgesetzt wird.

Um das Wendemanöver zu stoppen, betätigt der Pilot den Steuerknüppel für die zyklische Querneigungs-Blattverstellung, um das Luftfahrzeug in die ebene Fluglage zurückzuführen.

Entsprechend nimmt das Logiksignal am Anschluß 45 wieder einen hohen Pegel an, was jedoch keine Auswirkung auf die bereits gesetzte Flip-Flop-Schaltung 56 hat. Wenn der Pilot bei Annäherung an einen Rollwinkel von Null Grad die Steuerknüppelkraft beendet, so liegt der Querneigungs- oder Rollwinkel unterhalb von 6° und erreicht den Wert Null ungefähr gleichzeitig mit der Rückführung des Steuer­ knüppels in seine Raststellung. In diesem Fall nimmt das Logiksignal am Anschluß 44 einen hohen Pegel an und das Rast-Logiksignal am Anschluß 45 nimmt einen niedrigen Pegel an. Wenn dies eintritt, nimmt der Ausgang des In­ verters 57 einen hohen Pegel an, wodurch ein Rücksetz­ befehl von dem UND-Verknüpfungsglied 58 hervorgerufen wird, das ein Umschalten der Flip-Flop-Schaltung 56 auf ein niedriges Ausgangssignal bewirkt, so daß das Ausgangs­ signal des Verknüpfungsgliedes 47 ebenfalls einen niedri­ gen Pegel annimmt. Dies bewirkt einen graduellen Über­ gang der Synchronisierer-Intergratorschleifen 30, 31 in den verriegelten Zustand, und zwar ebenfalls wieder ent­ lang des Verstärkungspegelüberganges 40b nach Fig. 2.

Es ist verständlich, daß die Ausführungsform der Vorrichtung im vorstehenden anhand einer Hubschrauber-Gierachsen-Sta­ bilitätsvergrößerungs- oder Gierdämpfungssteuerung er­ läutert wurde, die eine Steuerkurs-Haltebetriebsweise, bei der ein Steuerkursfehlerwert von einem verriegelbaren Steuerkurssynchronisierer geliefert wird, und eine Steuer­ kursbefehlsänderungsbetriebsweise aufweist, während der der Synchronisierer entriegelt ist. Bei niedrigen Ge­ schwindigkeiten wird der Synchronisierer graduell entriegelt, um in der Nachführbetriebsweise zu arbeiten, wenn der Pilot die Giersteuerpedale betätigt. Diese Zeitkonstante des Synchronisierers oder der Nachführschleife wird relativ langsam als Funktion der Zeit beginnend mit dem anfäng­ lichen Pedaldruck geändert. Das heißt, daß wenn der ausgeraste­ te Zustand der Pedalsteuerung zum ersten Mal festgestellt wird, die Synchronisierschleife effektiv in eine Nach­ führbetriebsweise mit einer langen Zeitkonstante ge­ bracht wird, worauf die Zeitkonstante graduell über eine vorgegebene Zeitperiode auf eine normale Kurzzeitkonstan­ te verringert wird. Wenn das Wendemanöver beendet ist und die Pedale in die neutrale Stellung zurückgeführt werden, wird die Synchronisier- oder Nachführschleifen­ zeitkonstante graduell von der niedrigen zur hohen oder unendlichen Zeitkonstante vergrößert, d. h. verriegelt, wodurch ein neuer Steuerkursbezug auf die Steuerkurs­ haltebetriebsweise ausgebildet wird.

Im normalen Hochgeschwindigkeits-Reiseflug wird der Syn­ chronisierer in ähnlicher Weise graduell in die Nachführ­ betriebsweise gebracht, wenn der Pilot eine Kurve dadurch steuert, daß der Querneigungssteuerknüppel für die gleich­ sinnige Blattverstellung betätigt wird, um einen Quernei­ gungswinkel und eine entsprechende Änderung des Steuer­ kurses hervorzurufen. Bei Beendigung der Querneigungs­ kurve wird die Synchronisierschleife graduell in die Hal­ tebetriebsweise dadurch zurückgeführt, daß der Pilot den Steuerknüppel in die neutrale Stellung zurückführt und das Luftfahrzeug auf die Null-Querneigungsfluglage auf dem gewünschten neuen Steuerkurs ausrollt.

Claims (6)

1. Automatische Stabilisations- und Steuervorrichtung für Luftfahrzeuge zur Stabilisierung der Kurzzeitbewegung des Luft­ fahrzeuges um eine seiner Hauptachsen mit Hilfe von Steuerflä­ chen-Stellgliedern, mit einer ein Fluglagensignal entsprechend der Fluglage des Luftfahrzeuges um die Hauptachse liefernden und Fluglagen-Bezugssignale erzeugenden Fluglagen-Bezugseinrichtung zur Langzeitstabilisierung des Luftfahrzeuges um die Hauptachse, mit Übersteuerungseinrichtungen zur Übersteuerung der Langzeit­ stabilisierung und zur Änderung der Fluglagen-Bezugssignale von einem ersten Fluglagenbezugswert auf einen neuen Fluglagenbe­ zugswert, wobei die Fluglagen-Bezugseinrichtung verriegelbare und entriegelbare, auf das Fluglagensignal ansprechende Synchro­ nisiereinrichtungen aufweist, die im verriegelten Zustand ein Fehlersignal an die Steuerflächen-Stellglieder entsprechend der Abweichung des Fluglagensignals von dem Fluglagen-Bezugssignal liefern und die Luftfahrzeug-Fluglage auf die Bezugs-Fluglage zurückführen, so daß das Fehlersignal auf Null verringert wird, während sie im entriegelten Zustand das Fehlersignal während der Fluglagenänderung dadurch auf Null halten, daß das Fluglagen- Bezugssignal dem Fluglagensignal nachgeführt wird, und mit Schalteinrichtungen zum Verriegeln und Entriegeln der Synchroni­ siereinrichtungen, dadurch gekennzeichnet, daß die Schalteinrichtungen (26, 27) zum Verriegeln und Entriegeln der Synchronisiereinrichtungen (24, 25) durch die Übersteuerungseinrichtungen (40-58) gesteuert sind, die Über­ steuerungsbefehlseinrichtungen (41-45), einen Impuls mit verän­ derlicher Impulsbreite liefernden Impulsbreitenmodulator (40), der auf das Einschalten und Abschalten der Übersteuerungsbe­ fehlseinrichtungen (41-45) anspricht und eine erste Serie von Impulsen mit graduell zunehmender Breite über eine erste vorge­ gebene Zeitperiode und eine zweite Serie von Impulsen mit graduell abnehmender Breite über eine zweite vorgegebene Zeitpe­ riode liefert, und eine Einrichtung (54) zum Liefern der ersten und zweiten Serie von Impulsen an die Schalteinrichtungen (26, 27) hat, so daß die Synchronisiereinrichtungen (24, 25) graduell zu Beginn der Übersteuerung entriegelt und bei Beenden der Übersteuerung graduell verriegelt werden.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Übersteuerungsbefehlseinrichtungen (41-45) einen Schalter (42) haben, der auf die Bewegung einer von dem Piloten betätigten Fluglagen-Steuereinrichtung (41) anspricht, und daß die Übersteuerungseinrichtungen (40-58) auf den Schalter (42) ansprechende Einrichtungen (48-51) haben, die mit dem Impulsbreitenmodulator (40) verbunden sind um die Serie von Impulsen einzuleiten und zu beenden.

3. Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die auf den Schalter (42) ansprechenden Einrichtungen (48- 51) einen Integrator (48) haben, der auf die Betätigung des Schalters (42) anspricht und ansteigende und abfallende Rampensignale über die erste und die zweite Zeitperiode liefert, die dem Impulsbreitenmodulator (40) zugeführt werden.

4. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Hauptachse des Luftfahrzeuges die Gierachse ist, daß die Fluglagenbezugssignale Kursbezugssignale sind, und daß die Fluglagen-Steuereinrichtung des Piloten die Gier-Steuereinrich­ tung (41) ist.

5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Übersteuerungseinrichtungen (40-58) eine erste Logikein­ richtung (47), die auf die Gier-Steuereinrichtung (41) anspricht und den Integrator (48) ansteuert, und zweite Logikeinrichtungen (55-58) hat, die mit der ersten Logikeinrichtung (47) gekoppelt sind und auf einen Luftfahrzeug-Querneigungswinkel­ befehl und einen tatsächlichen Querneigungswinkel oberhalb eines vorgegebenen Wertes ansprechen und die mit der ersten Logikeinrichtung (47) gekoppelt sind, um ebenfalls den Integra­ tor (48) zu betätigen.

6. Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Luftfahrzeug ein Hubschrauber ist und daß die zweiten Logikeinrichtungen (55-58) eine Logikeinrichtung (55) haben, die auf eine Fluggeschwindigkeit unterhalb eines vorgegebenen Wertes anspricht, um die zweiten Logikeinrichtungen zu sperren.