DE3111604C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Regelsystem der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art.

Ein solches Regelsystem ist aus der US 37 71 037 bekannt, auf die weiter unten noch näher eingegangen wird.

Sowohl bei Starrflügel- als auch bei Drehflügel (Hub­ schrauber)-Flugzeugen ist es üblich, daß der Pilot eine Anzahl positionierbarer Steuervorrichtungen, wie bei­ spielsweise Steuerknüppel, Hebel, Räder und Pedale, be­ nutzt, um die aerodynamischen Steuerflächen des Flugzeuges zu positionieren und dadurch die Fluglage, die Flughöhe, die Fluggeschwindigkeit u. dgl. des Flugzeuges zu steuern. Bei den einfachsten Systemen sind die Steuervorrichtungen durch Seile mit den Steuerflächen verbunden (beispiels­ weise sind Pedale durch Seile mit dem Seitenruder eines Starrflügelleichtflugzeuges verbunden). In komplizierteren Systemen können die Steuervorrichtungen mechanische Ver­ bindungen haben, die durch hydraulische Servoeinrichtun­ gen u. dgl. unterstützt werden.

Da die Flugzeugsysteme immer komplizierter werden, wird der nutzbare Raum im Cockpit, der für die Piloten zugänglich ist, mehr und mehr mit Instrumenten, Schaltern u. dgl. aus­ gefüllt. Die Steuervorrichtungen selbst konkurrieren daher mit anderen Vorrichtungen um Raum im Cockpit.

Bei einem typischen Flugzeug gibt es ein Steuerrad an einem Steuerknüppel, der die Rollage (Querneigung) und die Nicklage (Längsneigung) des Flugzeuges steuert, Pedale, die ein Seitenruder steuern und ein Gassteuerpult zum Steuern des Triebwerksschubes. In einem Hubschrauber gibt es typischerweise einen Steuerknüppel für die zyklische Blattverstellung zum Steuern der Nick- und der Rollage des Flugzeuges, Pedale zum Steuern des Gierzustandes und einen Steuerknüppel für die kollektive Blattverstellung zum Steuern des vertikalen Auftriebes oder Hubes. Diese Steuervorrichtungen und ihre mechanischen Verbindungen mit Steuerflächen oder Servoeinrichtungen, die darauf anspre­ chen, versperren gemeinsam den Cockpitraum in großem Aus­ maß. Beispielsweise macht es das Vorhandensein des Steuerrades oder Steuerknüppels vor dem Pilotensitz un­ praktisch elektronische Anzeigevorrichtungen u.dgl. unmittel­ bar vor dem Piloten vorzusehen, weil es erforderlich ist, das Steuerrad oder den Steuerknüppel in diesem Raum in verschiedene Positionen zu bewegen, und auch deshalb weil das Vorhandensein solcher Vorrichtungen die Sicht des Piloten unter gewissen Winkeln versperrt. Das Vorhandensein von Fußpedalen macht es schwierig, den Pilo­ ten die Sicht nach vorn und nach unten zu ermöglichen, was bei Hubschraubern nützlich wäre, die bei der Meßwert­ erfassung, bei Bauarbeiten u. dgl. eingesetzt werden. Immer dann, wenn Passagiere in einem der Pilotensitze sitzen, können darüber hinaus ungewollte Steuereingaben durch un­ erwünschten Kontakt des Passagiers mit den Steuervorrich­ tungen erfolgen. Das Platznehmen in den Pilotensitzen und das Verlassen derselben wird durch diese Steuervorrichtun­ gen in unterschiedlichem Ausmaß ebenfalls behindert.

In Systemen, in denen Pilot- und Copilotsteuervorrichtun­ gen benutzt werden, ist es wichtig, daß die Steuervor­ richtungen positionsmäßig miteinander synchronisiert sind, so daß ein Pilot vom anderen übernehmen kann, ohne daß abrupte Eingaben in das Steuersystem erfolgen. Aus die­ sem Grund sind die Steuervorrichtungen des Piloten norma­ lerweise jeweils mit der entsprechenden Copilotsteuervor­ richtung mechanisch verbunden. Meistens sind diese Ver­ bindungen mechanisch, weil hydraulische oder elektrische Fühler und Stellantriebe, die zur Vermeidung mechanischer Verbindungen erforderlich wären, für diesen Zweck zu lang­ sam und zu platzraubend sind.

Zum Vermeiden einiger der oben erwähnten Nachteile sind bereits Versuche unternommen worden, um "Armlehnen"-Steuer­ vorrichtungen vorzusehen, die durch einen Piloten be­ tätigt werden können, während seine Hand auf der Armlehne eines Sitzes ruht. Außerdem hat in Flugzeugen oder Raum­ schiffen, in denen die Piloten hohe Gravitationskräfte auszuhalten haben, die Abfederung des Piloten in einem Sitz zur Verwendung von einigen Armlehnensteuervorrichtungen geführt. Typische Armlehnensteuervorrichtungen, die in ge­ wissem Ausmaß Erfolg gebracht haben, sind auf zwei Achsen beschränkt, gewöhnlich auf die Nick- und die Rollachse. Auch in diesem Fall müssen jedoch die Gashebel oder Steuer­ knüppel für die kollektive Blattverstellung sowie die Pe­ dale in der herkömmlichen Weise betätigt werden, wodurch es erforderlich bleibt, daß der Pilot aus seinem Sitz her­ aus nach Handsteuervorrichtungen langt und daß seine Posi­ tion in bezug auf die Fußpedale festgelegt bleibt. Es ist also auch auf diese Weise nicht möglich, die störenden Ein­ richtungen in vollstem Ausmaße aus dem Cockpit zu verban­ nen.

In dem eingangs bereits erwähnten, aus der US 37 71 037 be­ kannten Regelsystem wird ein Kraftsteuerknüppel benutzt, der für drei Steuerachsen Ausgangssignale in Abhängigkeit von den Handsteuerkräften des Piloten liefert, nämlich für die Nick-, Roll- und Gierachse. Bislang haben Regelsysteme mit einem solchen Mehrachsensteuerknüppel aber grundsätz­ lich versagt, und zwar wegen der Kreuzkopplung zwischen den Achsen. Wenn man die Nick- und die Gierlage mit einer Vor- Zurückbewegung und einer Rechts-Linksbewegung steuert, kann man nämlich nicht auch die kollektive Blattverstellung bei einem Hubschrauber mit einer Auf-Abbewegung desselben Kraftsteuerknüppels steuern, da jede Tendenz, den Kraft­ steuerknüppel nach vorn und nach hinten zu bewegen, auch dazu führt, daß sich der Kraftsteuerknüppel in einem gewis­ sen Ausmaß nach oben und nach unten bewegt (und umgekehrt). Es ist davon auszugehen, daß es sich dabei um ein Eigenpro­ blem der Art und Weise handelt, auf die die menschliche Hand mit dem Unterarm verbunden ist, wo im wesentlichen ein Drehpunkt am Handgelenk vorhanden ist. Dadurch ergibt sich ein Konflikt mit der Drehbewegung des Kraftsteuerknüppels, der drei Steuerachsen hat, da die natürliche Bewegung des menschlichen Handgelenks eine Kopplung zwischen den Steuer­ knüppelbewegungen in den verschiedenen Achsen verursacht. Dasselbe gilt mit Bezug auf die Drehbewegungen, wenn sie mit Vor-Zurück- und Rechts-Linksbewegungen kombiniert wer­ den. Bei dem bekannten Regelsystem liefert der Mehrachsen­ steuerknüppel keine Ausgangssignale, welche Kräfte anzeigen und an entsprechende Positioniervorrichtungen abgegeben werden. Vielmehr wird, wenn der Kraftsteuerknüppel um drei Achsen gegen die Kraft von Federmitteln geschwenkt wird, mit Meßwandlern ein Drehwinkel gemessen, der zu Steuerzwecken benutzt wird. Mit dem Kraftsteuerknüppel verbundene Kraftfühlvorrichtungen liefern dem Kraftsteuerknüppel keine Ausgangssignale, die zu Steuerzwecken herangezogen werden, sondern bewirken, daß eine stabilisierende Kraft erzeugt wird, um den Steuerknüppel in einer neutralen Position zu halten und dem Piloten ein bestimmtes Steuergefühl über die Stellung des Steuerknüppels zu vermitteln. Nachteilig ist dabei, daß der Pilot ständig eine Kraft ausüben muß, um mittels des Kraftsteuerknüppels gesteuerte aerodynamische Steuerflächen in der Sollposition zu halten, selbst während eines langen Fluges, bei dem keine Verstellungen der Steu­ erflächen erfolgen. Das kann mit der Zeit zur Ermüdung des Piloten führen, insbesondere auch deshalb, weil der Pilot Kräfte in allen Steuerachsen gleichzeitig ausüben muß.

Zum Verringern des Flugzeuggewichtes, um eine System- Redundanz zur zusätzlichen Zuverlässigkeit und Sicherheit zu schaffen und vorteilhaften Gebrauch von moderner Techno­ logie (wie beispielsweise Computern) zu machen, sind eini­ ge Fly-by-wire-Systeme untersucht worden, die durch Fühler und Stellantriebe gekennzeichnet sind, welche elektrisch oder optisch (oder beides) miteinander verbunden sind, um mechanische Verbindungen in einem Flugzeug zu ver­ meiden. In einem solchen Fall könnte das typische mecha­ nische Gestänge, das eine Zusatzservoeinrichtung betätigt, um die Steuerflächen eines Flugzeuges zu positionieren, durch einen elektrischen Positionsfühler ersetzt werden, der seinerseits einen elektrohydraulischen Stellantrieb steuert. Es ist bislang jedoch schwierig gewesen, Fly-by-wire- Systeme zu schaffen, die eine Synchronisation zwischen den Steuervorrichtungen des Piloten und des Copi­ loten ohne übermäßige zusätzliche Kompliziertheit und ohne im Cockpit angeordnete Vorrichtungen ermöglichen. In Fly-by-wire- Systemen, die zur Verwendung in Flugzeugen vor­ gesehen sind, welche gemeinsame Steuervorrichtungen ha­ ben, sind daher bislang üblicherweise mechanische Verbin­ dungen zwischen den Steuervorrichtungen des Piloten und des Copiloten und mit der einzelnen mechanischen Verbindung verbundene elektrische Meßwandler vorgeschlagen worden. Das erforderte die Tatsache, daß die Position (beispielsweise des Steuerknüppels für die zyklische Blattverstellung in einem Hubschrauber oder des Steuerrades eines Starrflügel­ flugzeuges) sowohl beim Piloten als auch beim Copiloten die­ selbe sein muß, wenn die Steuerung vom Piloten an den Copiloten oder vom Copiloten an den Piloten übergeben werden soll. Die Bewegung oder die Position von solchen Steuervorrichtungen kann aber nicht ohne weiteres auf an­ dere Weise als mechanisch synchronisiert werden, und zwar auf Grund der Schwierigkeit, geeignet schnelle Nachlauf­ systeme vorzusehen, die nicht so viel Raum einnehmen.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Regelsystem der im Ober­ begriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art so auszubil­ den, daß die Ermüdung des Piloten bei der manuellen Steue­ rung des Flugzeuges vermieden wird und daß das Regelsystem in Fly-by-wire- od. dgl. Systemen benutzt werden kann.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die im kennzeich­ nenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale in Verbindung mit den Oberbegriffsmerkmalen gelöst.

Bei dem Regelsystem nach der Erfindung wird die Vermeidung einer Ermüdung des Piloten bei der manuellen Steuerung des Flugzeuges durch die Summenbildung der Signale aus Propor­ tionalfunktion und Integralfunktion erreicht. Weiter wird bei dem Regelsystem nach der Erfindung die Kopplung zwi­ schen den durch den Vierachsensteuerknüppel gesteuerten Steuerachsen eliminiert, ohne daß eine wahrnehmbare Bewe­ gung des Kraftsteuerknüppels erforderlich ist, um die not­ wendigen Krafteingaben zu machen. Die Erfindung beruht au­ ßerdem auf der Erkenntnis, daß ein mehrachsiger Kraftsteu­ erknüppel einen verbesserten Eingang für ein Regelsystem für die manuelle Steuerung eines Flugzeuges darstellt, wenn er zur Trimmeinstellung in einem Regelsystem benutzt wird, das Vorwärts-P(proportional)I(integral)-Kanäle mit einer Ansprechcharakteristik hat, die in der Größenordnung der Zeit der Reaktion des Piloten auf das Ansprechen des Flug­ zeuges auf die über den Kraftsteuerknüppel gemachten Einga­ ben liegt. Bei dem Regelsystem nach der Erfindung spricht der Kraftsteuerknüppel, der in vier Achsen betätigbar ist, auf eine Kraft an, die in diesen Achsen durch den Piloten ausgeübt wird, um P- und relativ schnelle I-Eingaben für schnelle und den vollen Steuerhub ausnutzende Steuerflächen­ positionierstellantriebe zu liefern.

In dem Regelsystem nach der Erfindung wird der Kraftsteuerknüppel, der in vier Achsen betätigbar ist und auf eine Kraft innerhalb eines geeigneten Steuerkraftbereiches und ohne eine Bewegung anspricht, die durch den Piloten wahrnehmbar ist, während dieser das Flugzeug im Flug manuell steuert, als ein Eingang des Regelsystems benutzt. Weiter werden gemäß der Erfindung elektrische Signale aus dem Kraftsteuerknüppel benutzt, um P- und I-Befehle zu erzeugen, die dann an Stellantriebe agegeben werden, welche die Position der Steuerflächen des Flugzeuges einstellen, wodurch die elektrischen Eingaben, die der Pilot macht, zum Einstellen eines ständig auf den neuesten Stand gebrachten Trimmpunktes in jeder der gesteuerten Achsen dienen.

Die erfindungsgemäße Verwendung eines vierachsigen Kraftsteuerknüppels zusammen mit einem PI-Regelsystem bietet dem Piloten die Möglichkeit, das Flugzeug auf Grund seiner Wahrnehmungen von Änderungen in der Fluglage, der Flughöhe, der Fluggeschwindigkeit, des Kurses u. dgl. zu steuern, wobei Steuereingaben durch den Piloten nur in dem Fall gemacht werden, in welchem eine Änderung im Ansprechen des Flugzeuges erwünscht ist. Das stellt ein völlig neues Konzept der Flugzeugflugsteuerung (Fliegen zum Trimmen) dar.

Die Erfindung schafft zum ersten Mal die Möglichkeit, ei­ nen einzigen Kraftsteuerknüppel (wie beispielsweise einer Arm­ lehnensteuervorrichtung) zu benutzen, um vier Achsen ohne jegliche Kopplung zwischen den Achsen zu steuern. Die Erfindung verringert die Ermüdung des Piloten beträchtlich, da keine unbequeme Positionierung und keine übermäßige Bewegung des Körpers des Piloten, wie bei den üblichen positionsbezogenen Steuersystemen, erforderlich sind. Die Erfindung eliminiert das Erfordernis der Synchro­ nisation zwischen dem Steuerknüppel des Piloten und dem des Copiloten, weil sie das Fliegen zu einem ständig auf den neuesten Stand bringbaren Trimmpunkt in jeder der ge­ steuerten Achsen gestattet. Die Erfindung gestattet das Eliminieren der großen herkömmlichen Steuerknüppel, Pedale u. dgl., die die Sicht auf die Instrumente und auf die Außenwelt versperren und übermäßig viel Raum einnehmen. Die Erfindung verringert die Arbeitslast des Piloten ohne irgendeine Beschränkung der Flugzeugmanövrierbarkeit. Die Erfindung macht es zum ersten Mal möglich, ein Flugzeug ohne die Verwendung der Füße und mit einer freien Hand zu fliegen. Die Erfindung gestattet weiter das Vorsehen von höchst ausgeklügelten Flugzeugsteuersystemen zu einem Preis, der wesentlich niedriger sein kann als der Preis von herkömmlichen Steuerknüppel- und Pedalsystemen.

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung bilden die Gegenstände der Unteransprüche.

Ein Ausführungsbeispiel eines Regelsystems nach der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 eine perspektivische Darstellung einer Arm­ lehnensteuervorrichtung,

Fig. 2 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines Regelsystems nach der Erfindung für einen Hubschrauber,

Fig. 3 eine Darstellung der Ansprechkennlinie, die in dem Regelsystem von Fig. 2 benutzt werden kann,

Fig. 4 ein vereinfachtes Blockschaltbild der Imple­ mentierung der Kennlinie von Fig. 3 in dem System von Fig. 2,

Fig. 5 eine Darstellung einer weiteren Ansprechkenn­ linie, und

Fig. 6 ein Teilblockschaltbild einer Modifizierung des Systems von Fig. 2 zum Liefern von Anzeigen über den verbleibenden Steuerhub.

Gemäß Fig. 1 weist eine Armlehnensteuervorrichtung 10 einen Kraftsteuerknüppel 12 auf, der auf einer geeigneten Abfühlmeßwandlervorrichtung 13 montiert ist, die auf einer Armlehne 14 eines Pilotensitzes 16 ange­ ordnet ist. Die Armlehne 14 kann an der Stelle 18 ange­ lenkt sein, so daß sie nach oben und aus dem Weg drehbar ist, um dadurch den Sitz zugänglich zu machen oder die Armlehnensteuervorrichtung 10 bei Bedarf aus der Nähe der Hand eines Passagiers zu entfernen. Gemäß Fig. 1 hat der Kraftsteuerknüppel 12 vier Achsen, nämlich für vor-zurück, rechts-links, auf-ab und drehen. Die Vor-Zu­ rück-Achse kann sich auf die Nicklage des Flugzeuges be­ ziehen und dadurch zum Steuern des Kanals für die zykli­ sche Längssteuerung eines Hubschraubers oder des Höhen­ ruders eines Starrflügelflugzeuges dienen. Die Rechts-Links- Achse des Kraftsteuerknüppels 12 kann benutzt werden, um die Rollage zu steuern und deshalb den Kanal für die zyklische Quersteuerung eines Hubschraubers oder die Querruder eines Starrflügelflugzeuges zu steuern. Die Drehachse des Kraftsteuerknüppels 12 kann benutzt werden, um die Gierung zu steuern und deshalb den Heckrotorblattverstellkanal eines Hubschraubers oder das Seitenruder eines Starrflügel­ flugzeuges zu steuern. Die Auf-Ab-Achse des Kraftsteuerknüppels 12 kann zur Auftrieb/Geschwindigkeit (oder Vertikal/Horizontal)-Steuerung und deshalb zum Steuern des Kanals für die kollektive Blatt­ verstellung eines Hubschraubers oder des Gashebels und/oder des Triebwerks/Propellerblattanstellwinkels eines Starr­ flügelflugzeuges benutzt werden.

Der Kraftsteuerknüppel 12 ist in der Lage, auf meßbar unterschiedliche Kräfte anzusprechen, die auf ihn durch den Piloten ausgeübt werden, und zwar in einer oder allen vier Achsen, ohne eine Bewegung des Steuerknüppels zu erfordern, die ein mini­ males Ausmaß überschreitet, welches notwendig ist, um die Kraft festzustellen, und für den Piloten nicht wahrnehmbar ist, im Gegensatz zu den durch ihn ausgeübten Kräften. Das Ansprechen des Kraftsteuerknüppels 12 auf Kräfte und das Ver­ mögen des Steuerknüppels, die ausgeübten Kräfte abzufühlen, während ihm selbst keine Bewegung von irgendeiner Konse­ quenz in der Richtung irgendeiner ausgeübten Kraft gestat­ tet wird, vermeidet jeglichen Konflikt zwischen der natür­ lichen Bewegung und Positionsreflexen einer menschlichen Hand und des Unterarms und bietet deshalb die Möglichkeit, Eingaben in allen vier Achsen zu machen, ohne daß es zu einer Kopplung zwischen den Achsen kommt (d. h. ohne daß eine Aufwärtsbewegung auch dazu tendiert, eine Rückwärts­ bewegung zu sein, und umgekehrt). Ein Kraftsteuerknüppel dieses Typs, der eine nicht wahrnehmbare Bewegung hat, ist auf dem Markt erhältlich. Andere Steuerknüppel könnten ohne weiteres benutzt werden; das einzige Erfordernis be­ steht darin, daß der Steuerknüppel in allen Achsen aus­ reichend steif ist und ausreichend empfindliche Kraftmeß­ eigenschaften hat, so daß ein geeigneter Bereich der Kraft­ empfindlichkeit (beispielsweise in der Größenordnung zwischen 0 und 178 N in einer Richtung jeder Achse) erzielt werden kann, während die Bewegung, die zum Abfühlen solcher Kräfte erforderlich ist (beispielsweise durch Dehnungsmesser, die die winzige Auslenkung messen, welche sich aus der ausgeübten Kraft ergibt), für den Piloten beim Manövrieren im Flug nicht wahrnehmbar ist. Mit "nicht wahrnehmbar" ist gemeint, daß die Bewegung, die aus ausreichenden Krafteingaben zum Steuern des Flugzeuges resultiert, so geringfügig ist, daß es im wesentlichen kein Gefühl einer Bewegung gibt und daher keine Kopplung zwischen den Achsen infolge der Handbewegung vorhanden ist.

Damit, wie oben dargelegt, daß ein mehrachsiger Steuerknüppel zum Steuern von vier Achsen des Flugzeugansprechens ohne Kopplung zwischen den Achsen benutzt werden kann, wird ein Steuerknuppel eingesetzt der nur auf eine Kraft anspricht, ohne eine wahrnehmbare Be­ wegung. Das Ausüben einer nahezu konstanten Kraft ist je­ doch von Natur aus ermüdend. Das Aufrechterhalten von konstanten Kräften in drei oder vier Achsen gleichzeitig würde deshalb offensichtlich eine zusätzliche Ermüdungs­ quelle darstellen.

Weiter hat es sich gezeigt, daß schnelles Manövrieren in mehreren Achsen, wie beispielsweise das Drehen eines Hub­ schraubers um 180° während des Schwebefluges bei böigem Wind, eine schwierig durchführbare Aufgabe ist, wenn sämtliche vier Achsen des Hubschraubers mit einer einzigen Hand gesteuert werden. Sämtliche Beziehungen des Faktors Mensch einschließlich der Funktion der Hand selbst und der Reaktion des Piloten auf das Ansprechen des Flugzeuges sind zwar nicht völlig geklärt, es ist jedoch anzunehmen, daß diese Schwierigkeit infolge der Notwendigkeit von koor­ dinierten Befehlen in zwei oder mehr als zwei Achsen wäh­ rend solchen komplexen Manövern auftritt. Der Kraftsteuer­ knüppel 12 unterscheidet sich von herkömm­ lichen Steuersystemen, in denen das Flugzeug auf Positionen der Steuervorrichtungen anspricht, wobei diese Positionen in einem winzigen Schritt leicht eingestellt werden können, unter Zuhilfenahme des Auges und unter Zuhilfenahme der Reaktion des Menschen auf die Relativposition (z. B. wo sich die Hand in bezug auf das Knie befindet). Und er unterscheidet sich von herkömmlichen Steuervorrichtungen, die verschiedene Aufgaben verschiedenen Körperteilen zu­ weisen, welche an die Ausführung dieser Aufgaben gewöhnt sind, da nur der Kraftsteuerknüppel 12 die Koor­ dination einer einzigen Hand für die Nick- und Rollachsen der Steuerung erfordert.

Die vorstehenden Probleme werden bei dem Mehrachsenkraftsteuer­ knüppel 12 überwunden durch das Vorsehen eines Regelsystems, das einen engen Trimmnachlauf hat. Das heißt, jede Eingabe, die der Pilot macht, wird benutzt, um einen neuen Trimm- oder Bezugspunkt der Regelung für die betreffende Achse fest­ zusetzen. Bei der Erfindung spricht daher der Pilot auf seine Beobachtungen der Fluglage, der Fluggeschwindigkeit und der Flughöhe des Flugzeuges sowie auf Änderungen der­ selben an, die er durch visuelle Beobachtung oder durch Instrumente macht, und stellt im wesentlichen die gegen­ wärtige Trimmposition der Flugzeugsteuerflächen ein, um Korrekturen derselben vorzunehmen.

Gemäß Fig. 2 enthält ein Regelsystem, in welchem die Er­ findung benutzt wird, einen Vierachsenkraftsteuerknüppel 12 des mit Bezug auf Fig. 1 beschriebenen Typs. Der Kraft­ steuerknüppel 12 hat mehrere Ausgänge 20-23, die Signale liefern, deren Spannung eine bekannte Funktion der in der Vertikal-, Längs-, Quer- oder Drehachse des Steuer­ knüppels 12 ausgeübten Kraft ist. In dem mit Bezug auf Fig. 1 beschriebenen Steuerknüppel 12 ist jede Achse zweiseitig, was Spannungen entgegengesetzter Polaritäten für die Vertikalbewegung in der Auf- bzw. Abwärtsrichtung, für die Längsbewegung in der Vorwärts- bzw. Rückwärts­ richtung, für die Querbewegung in der Rechts- bzw. Links­ richtung und für die Drehbewegung im Uhrzeiger- bzw. Gegen­ uhrzeigersinn ergibt. Außerdem sind bei dem oben beschrie­ benen Kraftsteuerknüppel die Spannungen nahezu lineare Funktionen der Kraft. Das braucht jedoch nicht notwendiger­ weise so zu sein, da mehrere Signalformungsschaltungen 24- 27, eine für jeden der Ausgänge 20-23, benutzt werden kön­ nen, um eine bestimmte Beziehung zwischen der Spannung und der Kraft auf Signalleitungen 28-31 herzustellen, die die tatsächlichen Signaleingänge des Regelsystems darstel­ len.

Ein Beispiel der Signalformung, die durch die Schaltung 26 erfolgt, ist in Fig. 3 gezeigt. Darin ist auf der Abszisse die Querkraft, entweder nach links oder nach rechts, und auf der Ordinate die Spannung am Ausgang der Schaltung 26 an der Leitung 30 aufgetragen. Die Signalformung ist selbstverständlich eine Spannungs-Spannungsformung, die von der Kraft/Spannung-Beziehung des Signals auf der Leitung 22 abhängig ist. Ausgedrückt als das funktionale Ergebnis in dem hier beschriebenen Beispiel zeigt jedoch Fig. 3, daß eine Ansprechunempfindlichkeit von etwa 2,2 N sowohl in Richtung nach rechts als auch in Richtung nach links vorgesehen sein kann, so daß unbeabsichtigte Eingaben des Piloten und jegliche Gefahr einer Drift um den Null­ punkt der Querrichtungsachse des Kraftsteuerknüppels 12 verringert werden. Das ist wichtig, um eine langfristige Integration von winzigen unabsichtlichen Signalen zu vermeiden, was im folgenden noch näher beschrieben ist. Dann kann ein ziem­ lich empfindliches Gebiet in jeder Richtung für Kräfte zwischen 2,2 N und 17,8 N vorgesehen sein. Dieses kann von 0 V bis 0,8 V (mit der korrekten Polarität) ansteigen. Oberhalb von Kräften von etwa 17,8 N in jeder Richtung kann das Ausgangssignal der Schaltung 26 (Fig. 2) in der in Fig. 3 dargestellten Weise mit zunehmender Kraft ansteigen, so daß ein sehr empfind­ licher Betrieb bei niedrigen Kräften möglich ist, jedoch auch ein schnelles und volles Ansprechen in dem Regelsystem bei Bedarf erfolgt. In Fig. 3 ist die Beziehung zwischen der Spannung und der Kraft als eine nichtlineare Beziehung mit zunehmender Steigung dargestellt. Die besondere Form kann jedoch maßgeschneidert werden, um sie jeder Imple­ mentierung des Regelsystems anzupassen, und zwar in Abhängig­ keit von den anderen Faktoren des Regelsystems, wie den Kennlinien der hydraulischen Servoeinrichtungen sowie den Flugkenndaten des Flugzeuges und dem gewünschten Ansprechen des Flugzeuges.

Ein Beispiel dafür, wie die Signalformung des in Fig. 3 gezeigten Typs leicht möglich ist, ist in Fig. 4 gezeigt, in der dargestellt ist, wie in geeigneter Weise vorge­ spannte und begrenzte Verstärker angeordnet werden könnten, um eine Verbundformung des Signals der in Fig. 3 gezeigten Art zu erreichen. Gemäß Fig. 4 kann die Signalformungs­ schaltung 26 sechs Verstärker 26a-26f enthalten. Die An­ sprechunempfindlichkeitsverstärker 26a und 26b haben jeweils die Verstärkung Null, bis eine Spannung, die eine Kraft von 2,2 N darstellt, erreicht ist, woraufhin diese Verstärker lineare Verstärkungen von eins aufweisen. Das ergibt einfach eine Ansprechunempfindlich­ keit von ±2,2 N. Die Feineinstellverstärkungs­ verstärker 26c und 26d liefern den Empfindlichkeitsbereich für die niedrige Kraft durch die Verstärkung Null für Kräfte entgegengesetzter Richtung und durch eine lineare Verstärkung von 0,2 V pro 4,5 N bis zu einem Maxi­ mum von 0,8 V für jede von den Ansprechunempfindlichkeits­ verstärkern 26a und 26b durchgelassene Spannung, wobei der Ausgang bei 0,8 V dann begrenzt wird. Die eine hohe Verstärkung aufweisenden Verstärker 26e und 26f liefern die hohe Verstärkung für hohe Kräfte, die als nicht­ linear mit zunehmender Steigung in Fig. 3 dargestellt ist. Diese haben deshalb die Verstärkung Null, bis das Ausgangs­ signal der Feineinstellverstärkungsverstärker 26e, 26f 0,8 V erreicht, woraufhin die Verstärkung bis zu dem Grenz­ wert des Eingangssignals zunimmt. Die Ausgangssignale der Feineinstell- und der eine hohe Verstärkung aufweisenden Verstärker 26c-26f werden in einem Summierpunkt 26g sum­ miert, bei welchem es sich um einen speziellen Summier­ verstärker oder um die Eingangsschaltung der P- und/oder I-Verstärkungsvorrichtung handeln kann, die im folgenden mit Bezug auf Fig. 2 beschrieben ist.

Für die Nick- und Gierkanäle kann eine Signalformung er­ folgen, die ähnliche Kennlinien wie in Fig. 3 ergibt. Tatsächlich ist die Erfindung mit einer Nickkanalkennlinie ausgeführt worden, die mit der in Fig. 3 dargestellten des Rollkanals überstimmte, und mit einer Gierkanalsignal­ formungskennlinie, die sich von der in Fig. 3 dargestellten Rollkennlinie nur dahingehend unterschied, daß die Ver­ stärkung 0,225 V pro 0,11 Nm Drehmoment und die Ansprechunempfindlichkeit ± 0,0003 Nm betrug.

Der kollektive Kanal kann dagegen eine anders geformte Kurve haben, bei der sich die Steigung in bezug auf die Kraft negativ ändert. Gemäß Fig. 5 kann der Vertikalkanal 178 N an Kraft für maximale Steuerknüppeleingaben er­ fordern (statt 89 N, wie in der Rechts-Links- und in der Vor-Zurück-Achse). Eine Ansprechunempfindlich­ keit von ± 4,5 N kann benutzt werden, und die lineare Verstärkung in der Aufwärtsrichtung kann in der Größenordnung von 0,19 V pro 4,5 N liegen, während die Verstärkung in der Abwärtsrichtung in der Größenord­ nung von 0,8 V pro 4,5 N liegen kann, aber über einer Ausdehnung von 35,6 N in der negativen Richtung vorhanden ist. Darüber hinaus zeigt Fig. 5, daß zum Be­ rücksichtigen der Regelabweichung in der Beziehung zwischen der kollektiven Blattverstellung und der Fluggeschwindig­ keit die Steigungen in Fig. 5 am besten abnehmen (statt zuzunehmen, wie in dem Fall des Nick-, des Roll- und des Gierkanals). Fig. 4 zeigt auf jeden Fall die Einfachheit, mit der die positive oder negative Ansprechunempfindlich­ keit unabhängig eingestellt werden kann und mit der ver­ schiedene Verstärkungen und Grenzwerte für jede Richtung in jeder Achse kombiniert werden können, um einen gewünsch­ ten Spannungsverlauf in bezug auf die auf den Kraftsteuerknüpp 12 ausgeübte Kraft in jeder Richtung jeder Achse zu erhalten. Ebenso können mittels Suchen in einer Tabelle oder mittels Berechnungen, bei denen Konstanten benutzt werden, die in einer Tabelle aufgesucht werden und auf der Basis der Größen der Spannung auf den Leitungen 20-23 basieren, die Kennlinien des in den Fig. 3 und 5 dargestellten Typs in einem Computer digital erhalten werden.

Gemäß Fig. 2 werden die geformten Signale auf den Leitungen 28-31 an mehrere Verstärker 32-39 angelegt, von denen die Verstärker 32-35 Proportionalverstärker (P-Verstärker) sind, während die Verstärker 36-39 integrierende Verstärker (I-Verstärker) sind. Die Verstärker 32-39 ergeben deshalb eine PI-Verstärkung der vom Piloten vorgenommenen Eingabe in die Steuerflächen des Flugzeuges. Die Verstärker lie­ fern jeweils ein Ausgangssignal auf einer entsprechenden Leitung 40-47, die in zugeordneten Summierpunkten 50-53 zusammen mit entsprechenden negativen Rückführungssignalen auf zugeordneten Leitungen 54-57 summiert werden. Das Ausgangssignal jedes Summierpunktes ist ein Positionsfehler­ signal auf einer zugeordneten Leitung 60-63, das einen geeigneten Verstärker 64-67 ansteuert, der seinerseits das Magnetventil 70-73 einer hydraulischen Servoeinrichtung 74-77 steuert. Drei der Servoeinrichtungen 74-76 geben mechanische Eingangssignale an einen Mischer 84 ab, der seinerseits die mechanischen Eingangssignale 86-88 an ei­ ner Taumelscheibe 90 steuert, die ihrerseits den Anstell­ winkel der Blätter eines Hauptrotors 92 steuert. Die Gierservoeinrichtung 77 steuert die mechanische Verbindung 94 mit einem Blattverstellarm 96, der den Anstellwinkel der Blätter des Heckrotors 98 steuert.

Die Servoeinrichtungen 74-77 sind jeweils mit einem entsprechenden Positionsfühler 100-103 versehen, der ein elektrisches Signal auf einer zugeordneten Leitung 104-107 liefert, das die Position des mechanischen Ausganges 80-82, 94 der entsprechenden Servoeinrichtung anzeigt. Diese Signale werden über zugeordnete Verstärker 108-111 zum richtigen Skalieren und Trennen an die Rückführungs­ leitungen 54-57 angelegt. In irgendeinem gegebenen Zeit­ punkt hat jede der Servoeinrichtungen eine besondere Po­ sition, und, wenn eine Position befohlen wird, die sich davon unterscheidet, wird sich das durch ein Signal auf einer der Leitungen 60-63 äußern, das über die Verstärker 64-67 in dem elektromechanischen Ventil 70-73 eine Magnet­ kraft erzeugt, durch die das Ventil verstellt und ein Ungleichgewicht in der Servoeinrichtung erzeugt wird, so daß unter Druck stehendes Hydrauliköl, das über eine Leitung 112 aus einer Hydraulikölquelle 113 zugeführt wird, den Hydraulikkolben und deshalb die mechanischen Ausgänge 80-82 und 94 für den gewünschten Vorgang bewegt. Sämtliche Servoeinrichtungen und Hubschraubervorrichtungen 64-113 sind herkömmlicher Art. Die Servoeinrichtungen 74-77 müssen jedoch schnelle, elektrisch gesteuerte Vollsteuerhub­ servoeinrichtungen sein, statt der elektrisch getrimmten, mechanischen Zusatzservoeinrichtungen des im Stand der Technik zum Steuern der Flugzeugsteuerflächen benutzten Typs. Servoeinrichtungen, die für die Verwendung bei der Erfindung geeignet sind, stehen ohne weiteres zur Verfügung.

Eine Betrachtung des Betriebes in einer der Achsen des in Fig. 2 dargestellten Regelsystems wird die neue Art der Flugregelung deutlich machen. Sollte beispielsweise der Pilot eine größere kollektive Blattverstellung wünschen, wird er an dem Steuerknüppel nach oben drücken, so daß an dem Ausgang 20 der Vertikalachse ein elektrisches Signal in Abhängigkeit von der Größe der Kraft, die er vertikal auf den Steuerknüppel ausübt, abgegeben wird. Dieses Signal wird in seiner Höhe gemäß der Signalformungsschaltung 24 (d. h. der als Beispiel in Fig. 4 gezeigten) umgewandelt um ein Pilotensteuersignal auf der Leitung 28 zu liefern. Augenblicklich wird der P-Verstärker 32 das Signal auf der Leitung 28 verstärken und es über die Leitung 40 als ein Eingangssignal an den Summierpunkt 50 anlegen. Dadurch wird automatisch eine Verstimmung in dem Ausgangssignal des Summierpunktes 50 hervorgerufen, da die Servoeinrichtung 74 das mechanische Gestänge 80 nicht augenblicklich bewegen kann, und deshalb wird der Positionsfühler 100 ein Signal über die Leitung 54 an den Summierpunkt abgeben, das die augenblickliche Ausgangsstellung des mechanischen Gestänges 80 anzeigt. Der Summierpunkt 50 wird daher auf der Leitung 60 ein Signal liefern, das dann durch den Verstärker 64 verstärkt wird und eine Verstellung in dem Magnetventil 70 verursacht, um die Servoeinrichtung 74 zu veranlassen, das Gestänge 80 in der gewünschten Richtung anzutreiben. Die Servoeinrichtungen 74-77 werden so ausgewählt, daß sie in der Lage sind, die Steuerflächen um 100% ihres Steuerhubes in einer sehr kurzen Zeitspanne zu bewegen, die in der Größen­ ordnung von einer Sekunde liegt. In Abhängigkeit von den Verstärkungen der Signalformungsschaltungsanordnung 24 und der Verstärker 32, 64 kann etwas Druck, der durch den Piloten ausgeübt wird, zu einem Signal ausreichender Größe an dem Magnetventil 70 führen, so daß die Servoeinrichtung 74 den maximalen Hydraulikdruck auf ihren Kolben und dadurch die maximale Beschleunigungskraft auf das mechanische Gestänge 80 ausübt. Wenn dagegen der Pilot ein kleines Signal benutzt, wird die anfängliche proportionale Komponente dieses Signals, die durch den P-Verstärker 32 über den Summierpunkt 50 und den Verstärker 64 durchgelassen wird, nur geringfügig sein und deshalb nur einen leichten Stoß des Kolbens innerhalb der Servoeinrichtung 74 verursachen.

Ein System, bei dem nur eine Proportionalverstärkung be­ nutzt wird, wie es vorstehend beschrieben ist, würde per­ fekt arbeiten, mit Ausnahme der Tatsache, daß der Pilot ständig eine Kraft ausüben müßte, die gleich der Sollposi­ tion der Vorrichtung sein würde, um im Gleichgewicht mit dem Rückführungssignal auf der Leitung 54 (beispielsweise) zu sein, selbst während eines langen Fluges, bei dem keine Ver­ stellungen der Steuerflächen erfolgen. Das könnte offen­ sichtlich über mehrmals zehn Minuten zur Ermüdung führen. Die Ermüdung ist nachteilig, weil die Kräfte in mehreren Achsen (vier, wenn das Regelsystem in einer Vierachsenbe­ triebsart benutzt wird) gleichzeitig ausgeübt werden müssen.

Unter der Anfangsüberlegung würde das vorstehende Ermüdungs­ problem als durch ein getrimmtes System der in herkömmli­ chen Flugzeugsteuervorrichtungen benutzten Typen leicht lös­ bar erscheinen. In solchen Systemen werden die Steuervor­ richtungen positioniert, bis die Flugzeugflugparameter so wie erwünscht sind, und dann werden die verschiedenen Steuer­ vorrichtungen auf ihre gegenwärtigen Positionen getrimmt. Bei dieser Art der Trimmpositionierung werden der Steuerknüppel, das Steuerrad oder das Pedal in einer räumlichen Beziehung zu dem Flugzeug gehalten, die die entsprechende Sollposition der Steuerflächen darstellt, an der sie befestigt sind. Wenn der Pilot die Position der Steuerflächen in bezug auf irgendeine der Steuervorrichtungen ändern möchte, erfaßt er wieder die besondere Steuervorrichtung in der Position, in der sie getrimmt gehalten worden ist. Er kann dann die Steuervorrichtung entgegen der Federarretierung o. dgl. in eine andere Position bewegen und wieder die Trimmung einschalten, oder, wie es üblicherweise der Fall ist, die Trimmung in bezug auf die besondere Steuervorrichtung, die er einzustellen wünscht, lösen, in eine neue Position bewegen und dann die Trimmung wieder einschalten. Es ist jedoch buchstäblich unmöglich, eine Achse gleichzeitig mit einem drei oder vier Achsen aufweisenden Einhandkraft­ steuerknüppel zu trimmen. Das ist auf mehrere Faktoren zurückzuführen: erstens wird in einem kraftbetätigten Proportionalsystem, wenn das Einschalten der Trimmung mittels Druckknöpfen an der Einhandsteuervorrichtung selbst erfolgt, die bloße Bewegung eines Daumens oder eines Fin­ gers zum Berühren des Druckknopfes die Kräfte in einer oder in mehreren Achsen ändern, so daß die Trimmung an einem unerwünschten Punkt ausgeführt wird; zweitens ist es fast unmöglich, in dem Kraftsteuerknüppel den Kraftbefehl wie­ der herzustellen, auf den die Trimmung eingestellt worden ist, wenn es erwünscht ist, die Trimmung zu lösen und den Kraftsteuerknüppel zu benutzen, um einen neuen Trimmpunkt festzulegen - selbst wenn Kraftmeßinstrumente benutzt würden, würde das Lösen der Trimmung in drei oder vier Achsen gleichzeitig das Abgleichen der tatsächlichen Kraft in dem Steuerknüppel auf die Trimmkraft durch visuellen Vergleich erfordern, was nahezu unmöglich wäre; und, drit­ tens würde das tatsächliche Trimmen des Kraftsteuerknüp­ pels selbst eine äußerst kostspielige mikroempfindliche Positions- oder Krafthalteservoeinrichtung in jeder der vier Achsen erfordern, wodurch sämtliche Vorteile, die eine Armlehnensteuervorrichtung bieten kann, durch Ein­ führung neuer Komplexitäten in das Regelsystem verringert würden. Schließlich wäre eine Trimmung auf Zeitbasis durch linear ansteigende elektronische Signale zum Aufrechterhal­ ten derselben Stellantriebsposition wie bei dem Kraft­ steuerknüppel unpraktisch, weil der Pilot seine Kraft allmählich wegnehmen muß, um sie dem Trimmanstieg anzu­ passen. Für alle praktischen Zwecke ist das eine unmög­ liche Aufgabe. Jede Fehlübereinstimmung zwischen der Weg­ nahme der Kraft des Piloten von der Steuervorrichtung und dem linearen Anstieg der elektronischen Signale führt zu unzulässigen transienten Vorgängen bei dem Flugzeug. Weiter wird die Schwierigkeit des gleichzeitigen Ein­ stellens von sämtlichen vier Achsen während Manövern, die mit einer hohen Arbeitsbelastung des Piloten verbunden sind, wie beispielsweise bodenbezogenes Manövrieren eines Hubschraubers (z. B. beim Beladen von Schiffen), Starten oder Landen eines Flugzeuges bei starken Querwinden u. dgl., noch vergrößert, wenn Kräfte in drei oder vier Achsen mit einer einzigen Hand alle gleichzeitig eingestellt werden müssen.

Weiter muß den durch den Mehrachsenkraftsteuerknüppel 12 gegebenen Befeh­ len gefolgt oder nachgelaufen werden. In einem Beispiel der Erfindung erfolgt der Nachlauf durch Mitkopplungsintegral­ verstärkungen, die durch die Verstärker 36-39 parallel zu den Proportionalverstärkern 32-35 erfolgen. In dem vorstehend angegebenen Betriebsbeispiel wird daher, wenn der Pilot eine Kraft ausübt, die eine gewünschte Änderung in der Positionierung des Gestänges 80 anzeigt, der augenblickliche Effekt durch ein Signal an dem Pro­ portionalverstärker 32 in der vorstehend beschriebenen Weise erzeugt. Bevor aber die Servoeinrichtung 74 eine Position erreichen kann, um zu bewirken, daß das Rück­ führungssignal auf der Leitung 54 gleich dem Proportional­ befehl auf der Leitung 40 ist, wird der integrierende Verstärker 36 beginnen, ein ansteigendes Ausgangssignal auf der Leitung 44 mit derselben Polarität wie das Signal auf der Leitung 40 zu haben. Die integrierenden Verstärker 36-39 sind mit derartigen Zeitkonstanten versehen, daß sie in der Lage sind, die gesamte Piloteneingabe in einem Zeitrahmen anzunehmen, der der Reaktion des Piloten auf das Ansprechen des Flugzeuges entspricht und in der Größen­ ordnung von einer Sekunde oder so liegt. In einem typi­ schen Fall kann daher, wenn der Pilot die Steuerfläche in einem gewissen Ausmaß zu trimmen wünscht, eine sehr kleine Eingabe in diese, die sofort ausgeführt wird,zu dem gewünschten Ergebnis führen, da die Servoeinrichtung 74 am Anfang auf das Proportionalsignal auf der Leitung 40 ansprechen und der Beharrungszustand durch ein Signal auf der Leitung 44 schnell erreicht wird, welches das Rückführungssignal auf der Leitung 54 ausgleicht. Wenn eine große, aber langsame Änderung in der Position einer Steuerfläche gewünscht wird, kann der Pilot eine sehr kleine Kraft ausüben, so daß das Signal von dem Kraftsteuer­ knüppel 12 auf der Leitung 20 sehr klein ist, und das Signal, das durch den integrierenden Verstärker 36 zu integrieren ist, kann entsprechend klein sein. Wenn jedoch der Pilot weiterhin eine kleine Kraft über eine Zeitspanne ausübt, wird das fortgesetzte Vorhandensein des Signals auf der Leitung 20 bewirken, daß der Integrator 36 ständig sein Ausgangssignal erhöht (bis zu einem begrenzten Maximal­ wert, wie im folgenden beschrieben), so daß das Signal auf der Leitung 44 leicht um mehrere Größenordnungen das Signal auf der Leitung 40 übersteigen kann. Das würde zur Folge haben, daß die Servoeinrichtung 74 weiterhin die Position des Gestänges 80 verändert, bis das Rückführungs­ signal auf der Leitung 54 mit dem durch die Proportional­ verstärkung auf der Leitung 40 und dem durch die Integralverstär­ kung auf der Leitung 44 erzeugten übereinstimmt.

In der Praxis hat es sich gezeigt, daß die Kombination eines Kraftmeßwandlers (mit nicht wahrnehmbarer Bewegung) und der PI-Regelung über die Servoeinrichtung auf die ausgeübte Kraft hin dem Piloten gestattet, eine Kraft auszuüben, bis er ein gewünschtes Ansprechen fühlt, und dann die Kraft wieder auf null zu verringern, wenn der Integralverstärkungsteil des Regelsystems in den Abgleich mit dem Rückführungssignal kommt. Daher haben die in Fig. 2 gezeigten vier Achsen einen nicht festgelegten Trimmpunkt, wobei jede Servoeinrichtung 74-77 die Positionierung des entsprechenden mechanischen Gestänges 80-82 und 94 in eine Position bewirkt hat, in der das entsprechende Rück­ führungssignal auf einer Leitung 54-57 im Abgleich mit dem Integralverstärkungssignal auf der Leitung 44-47 ist. Die Steuerung des Flugzeuges ist zu allen Zeiten in einer Betriebsart, in welcher der Pilot diese nicht festgelegte Trimmposition in irgendeiner Achse durch Ausüben einer entsprechenden Kraft in der gewünschten Richtung für eine ausreichende Zeitspanne und mit einer ausreichenden Grö­ ße einstellt, um die gewünschte Änderung in dem nicht fest­ gelegten Trimmpunkt für diese Achse mit der gewünschten Änderungsgeschwindigkeit zu erzielen. Die Gesamtwirkung besteht vom Standpunkt des Piloten aus darin, daß es einen einzigen Trimmpunkt gibt, nämlich die Kraft Null an dem Kraftsteuerknüppel 12 (in Wirklichkeit Kraftwerte innerhalb des Ansprechunempfindlichkeitsbereiches). Weiter ten­ diert der besondere Skalenendwert oder Sättigungswert des Kraftsteuerknüppels 12 zur Deakzentuierung, da die I-Regelung eine Steuerflächengeschwindigkeit (typischer­ weise einen Flugzeugbeschleunigungsbefehl) für jede konstante Kraftausübung erzeugt. Der Pilot muß deshalb nicht die volle Steuerkraft ausüben, um die maximale Flugzeugmanövrierung zu erreichen. Das ersetzt das maximale Manöver für die volle Ausübung der Steuerung, die sich in herkömmlichen Verschiebungssteuervorrichtun­ gen findet. Mit Hilfe der Erfindung kann der Pilot des­ halb mit einem losen Gefühl auf dem Steuerknüppel 12 oder mit von dem Steuerknüppel 12 entfernten Händen beim Dauer­ flug fliegen. Wegen der Möglichkeit des Erzeugens von großen Stellbefehlen durch Integrieren von sehr kleinen Signa­ len, die durch den Kraftsteuerknüppel 12 geliefert werden, ist es wichtig, daß die Signalformungseinrichtungen eine Ansprechunempfindlichkeit für jede Polarität jeder Achse des Steuerknüppels 12 erzeugen.

In Fig. 2 ist die Leitung 31 in dem Gierkanal mit einem zusätzlichen Integrierverstärker 117 verbunden, der ein Integral der Drehkraft über eine Leitung 118 an eine Rad­ lenkvorrichtung 119 abgibt. Das ist für die Erfindung nicht wesentlich, veranschaulicht aber die Tatsache, daß, wenn Lenkpedale in einem Flugzeug eliminiert werden (bei­ spielsweise um dem Piloten um seine Füße Sicht auf die Erde zu verschaffen und das Gewicht des Steuersystems zu verringern), der Kraftsteuerknüppel 12 zur Lenkung auf dem Boden sowie zum Manövrieren im Flug benutzt werden kann.

Oben in Fig. 2 liefert eine Leitung 114 ein Signal, das die Tatsache anzeigt, daß das Flugzeug den Boden berührt hat, d. h., daß ein Rad oder eine Landekufe mit dem Boden in Berührung ist. Ein solches Signal kann durch einen "Aufsetzschalter" geliefert oder in anderer Weise aus der Rad- oder Landekufentragvorrichtung an dem Flugzeug abgeleitet werden. Ein solches Signal wird gewöhnlich in vielen Flugzeugen für eine Vielzahl von Zwecken ge­ liefert, beispielsweise um zu verhindern, daß die auto­ matische Flugregelstabilitätsausrüstung arbeitet, während das Flugzeug auf dem Boden ist. Das Signal auf der Lei­ tung 114 wird an jeden der Integrierverstärker 36-39 ange­ legt und dient als ein Integratorhaltesignal: in Abhängig­ keit von der Implementierung des Regelsystems kann dieses Signal einfach einen elektronischen Schalter inaktivieren, der in den Integratorrückkopplungsweg geschaltet ist, so daß der Integrierkondensator von dem Eingang des Verstär­ kers getrennt wird. Wenn das Flugzeug den Boden berührt, wird daher der nicht festgelegte Trimmpunkt für den Augenblick konstant gehalten, und der Pilot manövriert dann allein über den Proportionalweg. Wenn das Flugzeug abgeschaltet wird, werden alle nicht festgelegten Trimm­ punkte elektrisch auf Null verringert, und zwar entweder durch besondere Initialisierungsrückstellungen oder ander­ weitig auf dem Fachmann geläufige Weise. Wenn dann das Flugzeug wieder in Betrieb genommen wird, hält das Signal auf der Leitung 114 sämtliche Integratoren auf ihrem Initialisierungswert, der null ist. Irgendwelche Streuein­ gaben in die Steuervorrichtung, die während des Rollens auf dem Flugplatz oder während des Parkens des Flugzeuges gemacht werden, werden deshalb nicht dazu führen, daß es zu Integrationen kommt. Es ist somit sichergestellt, daß der Trimmpunkt sämtlicher Steuerflächen während des Starts in der Nullstellung ist, so daß keine unerwünschten Steuer­ eingaben beim Beginn des Starts vorhanden sein können. Der Start erfolgt deshalb durch den Piloten allein über die Proportionalschleife. Das Signal auf der Leitung 114 wird außerdem einem Inverter 116 zugeführt, der ein komplemen­ täres Arbeiten des Integrierverstärkers 117 bewirkt, wel­ cher zum Lenken des Flugzeuges auf dem Boden benutzt wird (wenn eine solche Einrichtung erforderlich ist).

Es kann eine Anzeige über den verbleibenden Steuerhub in Systemen, in denen die Erfindung benutzt wird, erforder­ lich sein, was nun unter Bezugnahme auf Fig. 6 beschrieben wird. In herkömmlichen Systemen weist das mechanische Ge­ stänge, das durch den Piloten tatsächlich betätigt wird, wenn er einen Steuerknüppel, einen Hebel, ein Steuerrad oder ein Pedal manövriert, positionsempfindliche Vorrich­ tungen zum Aktivieren von Warneinrichtungen auf, die an­ zeigen, daß die Grenze des Steuerhubes in einer bestimmten Achse erreicht worden ist. Als Ersatz für eine solche po­ sitionsempfindliche Einrichtung kann gemäß Fig. 6 eine elektronische Einrichtung vorgesehen werden. Beispiels­ weise kann das Summieren des Proportional- und des Inte­ gralausgangssignals durch eine Summierschaltung 50a er­ folgen, der nicht das Positionsrückführungssignal auf der Leitung 54 zugeführt wird, wodurch ein Positionsstellsi­ gnal auf einer Leitung 60a geliefert wird. Diese kann in einem Summierpunkt 120 mit einer geeigneten Bezugsspan­ nung verglichen werden, welche 100% des Steuerhubes für den be­ treffenden Kanal anzeigt, beispielsweise aus einer Quelle 122, um auf einer Leitung 124 ein Signal zu liefern, das den verbleibenden Steuerhub anzeigt. Dieses Signal kann an ein Meßgerät 126 angelegt werden, um dem Piloten eine konstante, quantitative Anzeige des verbleibenden Steuerhubes zu liefern, und außerdem an einen Wertdetektor 128, dessen Ausgangs­ signal auf einer Leitung 130 die Tatsache anzeigen wird, daß 90% (oder irgend ein anderer Prozentsatz) des Gesamtsteuer­ hubes in dieser Achse gegenwärtig eingesetzt sind. Dieses Signal kann, beispielsweise in einer ODER-Schaltung 132, mit diskreten Anzeigesignalen über das Erreichen des Schwellengrenzwertes des Steuerhubes in anderen Achsen, die bei­ spielsweise über Leitungen 134 geliefert werden, verknüpft werden, um ein Warnsignal auf einer Leitung 136 zu erzeugen, welches eine Warnlampe 138 sowie einen Steuerknüppelrüttler 140 oder eine andere herkömmliche Alarmeinrichtung betätigen kann. Der Steuerknüppelrüttler 140 ersetzt in Verbindung mit den Warnlampen und den Anzeigern für den verbleibenden Steuerhub das Steueranschlaggefühl und Steuermeßgeräte, die benutzt werden, um den Piloten zu warnen, daß er die volle Grenze des Steuerhubes (d. h. die Steuerhubbegrenzungs­ anschläge) erreicht. Das Rütteln des Steuerknüppels, wenn sich die besondere Achse einer Grenze nähert, ist nämlich als Warnzeichen erwünschter als das Warten auf das Erreichen des Hubbegrenzungsanschlages, wie in positionsempfindlichen Systemen.

Das Regelsystem, bei dem der besondere Kraftsteuerknüppel 12 benutzt wird, wie er oben mit Bezug auf Fig. 1 beschrieben worden ist, ist zum Steuern eines Leichthubschraubers er­ folgreich verwendet worden. In dieser Ausführungsform hat­ ten die Signalformungsschaltungen 24-27 Kennlinien, wie sie oben mit Bezug auf die Fig. 3-5 beschrieben worden sind. Die Verstärkungen der Verstärker 32-39 wurden so eingestellt, daß sich Ansprechzeiten ergaben, die in dem Bereich von einer halben bis zwei Sekunden lagen. Beispiels­ weise wurde die Konstante K_c für den Integrierverstärker 36 gleich 1,25 gewählt, und, bei einer vertikal auf den Kraftsteuerknüppel 12 ausgeübten maximalen Kraft, so daß eine maximale Spannung an der Leitung 20 erschien, betrug die Minimalzeit für den vollen Hub der Servoeinrichtung 74 in jeder Richtung ungefähr 1,5 s. Die Konstante K_p in der Verstärker 37 wurde gleich 0,5 gewählt und ergab eine Mindestzeit für den vollen Hub der Servoeinrichtung 75 in jeder Richtung von etwa 2 s. Die Konstante K_R in dem Verstärker 38 wurde gleich 1,0 gewählt und ergab eine Mindestzeit für den vollen Hub der Servoeinrichtung 76 in jeder Richtung von etwa 1 s. Die Konstante K_Y in dem Verstärker 39 wurde gleich 1,25 gewählt und ergab eine Mindestzeit für den vollen Hub der Servoeinrichtung 77 in jeder Richtung von etwa 0,8 s. Die Verstärkungen stan­ den in Beziehung zu der Verstärkung des entsprechenden Proportionalkanals; jede dieser Verstärkungen wurde aber in Abhängigkeit von der Verstärkungsbeziehung einge­ stellt, die die Signalformungsschaltungen 24-27 lieferten, und von den Kenndaten (wie beispielsweise der Servoein­ richtungsverstärkung), die in dem übrigen Teil des Systems vorhanden waren, was alles bekannt ist.

Die bis hierher gegebene Beschreibung erfolgte im wesent­ lichen auf der Basis von analogen Steuervorrichtungen, bei denen Verstärker mit geeigneten Verstärkungen, Grenz­ werten und Integriereigenschaften benutzt werden und die analogen Spannungen summiert werden, um die Servoventile anzusteuern. Die Erfindung kann jedoch in gleicher Weise und wird in vielen Fällen vorzugsweise in einem System ausgeführt werden, in welchem die Signalformung, das In­ tegrieren, das Summieren u. dgl. durch einen oder mehrere Computer digital ausgeführt werden.

Bei einem Flugzeug, in welchem Computer benutzt werden, würde dann die von dem Kraftsteuer­ knüppel 12 abgegebenen Spannungen über verschiedene Multi­ plexeingänge an A/D-Wandler in dem Regelsystem angelegt werden.

Die Signalverarbeitung, auf die oben kurz eingegangen ist, könnte entweder allein durch Tabellendurchsuchung oder durch eine Kombination von Tabellendurchsuchung nach Kon­ stanten mit anschließenden Berechnungen, bei denen die Konstanten benutzt werden, erfolgen. Sämtliche digitalen Verfahren, die zum Implementieren der oben mit Bezug auf Fig. 2 beschriebenen Funktionen erforderlich sind, sind bekannt und werden gegenwärtig in verschiedenen Systemen für eine ähnliche Flugzeugregelung benutzt, aber nicht zum Regeln auf die durch die Erfindung geschaffene neue Weise.

Die Erfindung kann ohne weiteres in Verbindung mit automa­ tischen Flugregelsystemen, wie beispielsweise Autopiloten, die die Fluglage, die Fluggeschwindigkeit und den Kurs regeln, oder wie beispielsweise Dämpfungsregelsystemen, welche äußere Einwirkungen auf die Lage des Flugzeuges, z. B. durch Windböen u. dgl., kompensieren, benutzt werden. Das Verbinden von automatischen Flugregelsystemen mit dem Regelsystem nach der Erfindung ist ganz ein­ fach, da das Fliegen auf einen Trimmpunkt bereits mit der Erfindung erreicht wird, wobei der Trimmpunkt durch den Autopiloten in Abhängigkeit von Kreiselausgangssignalen korrigierbar ist und durch die Dämpfungsregelsysteme in Abhängigkeit von Wendekreiselausgangssignalen stabilisiert wird. Beispielsweise könnten die Autopilotfunktionen in den Eingang der passenden Integrierverstärker 36-39 ein­ gegeben werden, und die Stabilitätseingangssignale könn­ ten in die Proportionalverstärker 32-35 oder in die Sum­ mierpunkte 50-53 eingegeben werden. Das würde zur Folge haben, daß der Autopilottrimmpunkt mit dem in dem Inte­ gralweg des Systems gespeicherten Isttrimmpunkt zusammen­ fällt. Andererseits könnten beide Autopilotfunktionen bei Bedarf einfach in den Summierpunkten 50-53 summiert wer­ den; in diesem Fall würden die Abweichungen, die durch den Autopiloten korrigiert werden, elektrische Eingangssignale sein, die die Abweichung von dem in jeder Achse durch de­ ren Integralweg festgesetzten Trimmpunkt anzeigen. In jedem Fall müßten die elektrischen Signale aus der auto­ matischen Flugregelausrüstung in geeigneter Weise ge­ formt werden, um die Differenzen zwischen einem positions­ empfindlichen mechanischen System herkömmlicher Art und dem hier beschriebenen Regelsystem zu berücksichtigen. Bei­ spielsweise sollte die Größe von Stabilitätssignalen nie­ drig gehalten werden, in der Größenordnung von 5% oder 10% des Steuerhubes; und die Autopilotsignale sollten eine begrenzte zeitliche Änderung haben, obgleich sie im vollen Steuerhub wirksam sind. Wenn die Automatikstabilitäts­ signale nach dem Integralweg summiert und zu dem beweg­ lichen Trimmpunkt des Regelsystems nach der Erfindung addiert werden, sollte der Trimmpunkt für Stabilitäts­ signale durch die Autopilotsignale ständig auf den neuesten Stand gebracht werden, damit der mittlere Punkt des Steuerhubes begrenzter Stabilität den Veränderungen im Autopilottrimmpunkt folgen kann. Sämtliche bekannten und für solche automatischen Flugregelsysteme benutzten Techniken sind bei dem Regelsystem nach der Erfindung direkt anwendbar, ohne daß weitere spezielle Überlegungen erforderlich sind, wenn sie in dem Regelsystem nach der Erfindung benutzt werden.

Das Regelsystem nach der Erfindung ist hauptsächlich für ein Drehflügelflug­ zeug (Hubschrauber) beschrieben worden, es kann aber in gleicher Weise für Starrflügelflugzeuge benutzt werden.

Im Falle eines Starrflügelflugzeuges würde die Längsachse das Höhenruder steuern, die Querachse würde die Quer­ ruder steuern, und die Drehachse würde das Seitenruder steuern. Die Vertikalachse könnte benutzt werden, um die Geschwindigkeit und/oder den Auftrieb (z. B. den Trieb­ werksschub oder den Propellerblattanstellwinkel) zu steuern, um eine Anpassung an irgendeine besondere Imple­ mentierung des Regelsystems nach Bedarf vorzunehmen. Selbst­ verständlich würden die Zeitkonstanten und die Signal­ formung für ein solches Regelsystem auf der Basis fachmännischen Könnens auf dem Gebiet der Servosteuerung der aerodyna­ mischen Steuerflächen eines Starrflügelflugzeuges gewählt werden. Es gibt jedoch nichts besonderes, was zu berück­ sichtigen ist, wenn ein Regelsystem für ein Starrflügelflugzeug statt des oben beschriebenen Regelsystems für ein Drehflügelflugzeug geschaffen wird.

Bei Bedarf könnte die Funktion des mechanischen Mischers 84 durch elektrische Signalverknüpfungen in einem als Fly-by-wire-System ausgebildeten Regelsystem nach der Erfindung erfüllt werden.

Die Signale würden dann die Hauptservoeinrichtungen in der Taumelscheibe 90 ansteuern, die elektromagnetisch o. dgl. statt mechanisch ausgebildet sein würden. Die vier Achsen des Kraftsteuerknüppels 12 würden dann keine Eins-zu-eins- Entsprechung mit irgendeiner besonderen Servoeinrichtung haben. Die bedeutsame Tatsache ist, daß das Regelsystem nach der Erfindung eine PI-Regelung in einer aerodynamischen Achse des Flug­ zeuges auf in einer entsprechenden Achse des Kraftsteuer­ knüppels 12, der vier Achsen hat, ausgeübte Kräfte hin gestattet.

Claims (3)

1. Regelsystem für die manuelle Steuerung eines Flugzeuges mit wenigstens drei Steuerachsen, mit mehreren positionier­ baren aerodynamischen Steuerflächen, deren Positionen das Flugzeug in den Steuerachsen steuern, mit einem durch einen Piloten betätigbaren Mehrachsenkraftsteuerknüppel zum Abge­ ben von Ausgangssignalen, die in Signalverarbeitungskanälen in Sollpositionssteuersignale umgewandelt werden, und mit Positioniervorrichtungen, die zwischen die Signalverarbei­ tungskanäle und die Steuerflächen geschaltet sind und auf die an sie angelegten Sollpositionssteuersignale hin die Positionierung der Steuerflächen steuern, dadurch gekenn­ zeichnet, daß der Kraftsteuerknüppel (12) für vier Steuer­ achsen, nämlich für die Nicklage, die Rollage, die Gierung und die vertikale/horizontale Geschwindigkeit, die Aus­ gangssignale in Abhängigkeit von den Handsteuerkräften des Piloten liefert und daß jedes Sollpositionssteuersignal durch die Summe aus einer Proportionalfunktion und aus ei­ ner Integralfunktion des zugeordneten Kraftsteuer­ knüppelausgangssignals gebildet ist, wobei der Integralteil jedes Sollpositionssteuersignals den Trimmpunkt für jede Achse festlegt und wobei der Proportionalteil jedes Sollpositionssteuersignals eine Abweichung von dem Trimm­ punkt in dieser Achse hervorruft.

2. Regelsystem nach Anspruch 1, gekennzeichnet, durch eine Einrichtung, die anspricht, wenn das Flugzeug mit dem Boden in Berührung ist, und ein Integrationshaltesignal an die Signalverarbeitungskanäle abgibt, die jeweils auf das Vor­ handensein des Integrationshaltesignals hin die Positions­ steuersignale als die Summe einer Proportionalfunktion der Kraftsteuerknüppelausgangssignale und der Integralfunktion derselben, die zur Zeit der Abgabe des Integrationshaltesi­ gnals vorhanden ist, liefern.

3. Regelsystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeich­ net, daß die Signalverarbeitungskanäle Integralzeitkonstan­ ten haben, die so gewählt sind, daß der volle Steuerhub an der entsprechenden Steuerfläche innerhalb einer Zeit in der Größenordnung von 0,5 bis 2 s im Anschluß an den Empfang eines Maximalsignals aus der entsprechenden Achse des Kraftsteuerknüppels (12) zur Verfügung steht.