DE3102037C2 - - Google Patents
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-
- G—PHYSICS
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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.
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