DE3129547A1 - "fluglage- und fluggeschwindigkeitserfassungs- und -haltesystem fuer einen hubschrauber und dafuer vorgesehene anordnung zum erzeugen eines fluggeschwindigkeitssignals" - Google Patents
"fluglage- und fluggeschwindigkeitserfassungs- und -haltesystem fuer einen hubschrauber und dafuer vorgesehene anordnung zum erzeugen eines fluggeschwindigkeitssignals"Info
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Description
Fluglage- und Fluggeschwindigkeitserfassungs- und -haltesystem
für einen Hubschrauber und dafür vorgesehene Anordnung zum Erzeugen eines Fluggeschwindigkeitssignals
Die Erfindung bezieht sich auf Hubschraubersteuersysteme und betrifft insbesondere Verbesserungen an elektrischen
Steuersystemen zur Erfassung und Beibehaltung der Fluglage und der Fluggeschwindigkeit.
Bekanntlich ist die Geschwindigkeit eines Hubschraubers
eine Funktion der kollektiven Blattverstellung und der periodischen Längssteuerung des Hauptrotors. Bei Autopilot-
oder Flugreglersystemen von Hubschraubern ist es bekannt, eine Fluggeschwindigkeit - Haltung bei Reisefluggeschwindigkeiten
(beispielsweise oberhalb von etwa 60 knot) sowie eine Fluglage-Haltung bei Geschwindigkeiten
unterhalb von Reisefluggeschwindigkeiten vorzusehen»
Zum Halten Jer Geschwindigkeit wird eine Sollgeschwindigkeit
erzielt, mit der dann das Haltesystem synchronisiert wird, so daß die Sollgeschwindigkeit "gespeichert" wird,,
und Abweichungen in der Istgeschwindigkeit ergeben Einwirkungen auf das Hubschraubersteuersystem, so daß die
Geschwindigkeit Korrigiert wird, bis der Fehler null ist. Ebenso kann die Sollfluglage synchronisiert werden, wenn
eine Fluglage-Haltung benutzt wird. Das System, das auf die Abweichung entweder von der Sollgeschwindigkeit oder
von der Sollfluglage anspricht, enthält sowohl Proportio-
nal- als auch Integralverstärkungen,damit sich ein ·
schneller, stabiler Betrieb ergibt, bei dem die bleibende Abweichung null ist.
Außerdem ist auf dem Hubschraubergebiet etwas bekannt, was
manchmal als ein "Pieper" (beeper) bezeichnet wird, wobei dieser Bezeichnung von der begrenzten impulsweisen Betätigung
von hydraulischen Servovorrichtungen durch das Drücken eines Pieper-Ventils herrührt, das ein hydraulisch hervorgerufenes
pieptonartiges Geräusch verursacht. In moderneren elektrischen Steuersystemen bezieht sich der Ausdruck
"Pieper" auf Schalter mit Rückführung durch Feder sowohl für die Vorwärts- als auch für die Rückwärtsrichtung
(im Falle von periodischen Längssteuerungen), die dem Piloten gestatten, ein Autopilotausgangssignal im Sinne
entweder einer Vergrößerung oder einer Verkleinerung der Nicklage (Längsneigung) anzustoßen. Bei den meisten bekannten
Hubschrauberautopilotsystemen ist das Pieper-System ("beeper system", im folgenden als "Tastersystem"
bezeichnet) nur in dem Nicklagekanal und nicht in dem Fluggeschwindigkeit - Haltung-Kanal wirksam. Das Anstoßen
der Fluggeschwindigkeit erfolgt daher durch Anstoßen der Nicklage in Vorwegnahme einer endgültigen Fluggeschwindigkeit,
die sich aus der durch Anstoßen mit dem "Taster"-Schalter angenommenen Fluglage ergeben wird. Für eine gewünschte
Beschleunigung wird aber die erforderliche Nicklage nur durch linear ansteigendes Betreiben ("ramping")
des Autopilotsystems (üblicherweise des integrierten
Fluglagefehlers) über den Wert eines gewünschten Fluggeschwindigkeitsbezugspunktes
hinaus erreicht. Daher ist entgegengesetztes Tasten ("beeping") immer erforderlich,
und zwar nicht nur, um die Beschleunigung bei einer gewünschten Geschwindigkeit auf null zu verringern, sondern
auch, um den integrierten Fehlerbezugswert auf etwa null zu verringern, bevor die Fluggeschwindigkeitssynchronisierung
beseitigt wird.
_ 13 —
Das Ansprechen eines Hubschraubers auf Steuereinwirkungen
seines Steuersystems führt zu Eigennacheilungen. Beispielsweise gibt es eine Nacheilung zwischen dem Befehl
zum Erzielen einer besonderen Fluglage und der Stabilisierung des Flugzeuges in dieser Fluglage. Nachdem eine
Nicklage tatsächlich durch einen Hubschrauber erreicht worden ist, kann darüber hinaus die Geschwindigkeit weiterhin
zunehmen (oder abnehmen), bis eine Gleichgewichtsgeschwindigkeit für die gegebene Fluglage erzielt ist.
Wenn der Pilot einen Nicklagetasterschalter benutzt, um seine Fluggeschwindigkeit einzustellen, muß er deshalb die
Änderungen in der Fluggeschwindigkeit vorwegnehmen, die sich ergeben werden, nachdem der Tasterschalter losgelassen
und die neue Fluglage hergestellt ist. Bekannte Hubschraubersteuersysteme verlangen deshalb von dem Piloten
eine große Arbeitsleistung, um die Änderungen der gewünschten Geschwindigkeit abzuschätzen, die durch die
Verwendung der Fluglagetastung erzielbar sind, wobei sich eine oder zwei Iterationen von Korrekturen daran anschließen,
bis die gewünschte Fluggeschwindigkeit erzielt worden ist. Bei einigen Systemen wird die Vorwegnahme
der endgültigen Fluggeschwindigkeit vor dem Wiedereinschalten des Fluggeschwindigkeit - Haltung - Systems mit
Hilfe einer Verzögerung beim Wiedereinschalten der Fluggeschwindigkeit-Haltung erreicht, die in der Größenordnung
einer halben Minute od.dgl. liegen kann, Diese Verbesserung verlangt jedoch, daß der Pilot zumindest
während dieses Zeitrahmens wartet, bevor er irgendeine weitere Trimmung vornimmt, die erforderlich sein kann;
weiter ist es während turbulenter Bedingungen unmöglich,
einen genauen Fluggeschwindigkeitsbezugswert an dem Punkt des Wiedereinschaltens des Fluggeschwindigkeit-Haltung
- Systems zu erlangen.
Ein weiteres Problem besteht bei bekannten Systemen darin,
daß, wenn zur Geschwindigkeitskorrektur die Fluglage-
tastung benutzt wird, die Resynchronisierung der gespeicherten
gewünschten Fluggeschwindigkeit beim Beginn des Tastens eine Diskontinuität in der Einwirkung auf
das Steuersystem verursacht. Der Grad der Störung, der sich ergibt, ist eine Funktion des Ausmaßes des Flug-*
geschwindigkeitsfehlers zu der Zeit, zu der mit dem Tasten begonnen wird.
In einigen Systemen kann ein Tasterschalter bei einem Fluggeschwindigkeit - Haltungssystem (statt nur bei dem
Fluglage-Haltungssystem) benutzt werden, was dem Piloten
gestattet, seinen Fluggeschwindigkeitsbezugswert zu tasten, während er sich auf Reisefluggeschwindigkeiten
befindet. Nachdem mit dem Tasten begonnen worden ist, macht es jedoch die Nacheilung im Ansprechen der Geschwindigkeit
des Flugzeuges auf Fluglageänderungen für den Piloten unmöglich, zu wissen, welches der neue Fluggeschwindigkeitsbezugspunkt
oder -sollwert sein wird, bis die Fluggeschwindigkeit stabilisiert worden ist. Es
können zwar Beurteilungen vorgenommen werden, es ist jedoch eine große Arbeitsleistung des Piloten erforderlich,
um das Ausmaß an Tastung im voraus zu wissen, das erforderlich ist, um einen Geschwindigkeitsbezugspunkt zu
ändern, und mehrere Korrekturen, nachdem sich die Geschwindigkeit auf einem neuen Bezugspunkt zu stabilisieren
beginnt. Dieser Nachteil ist noch bedeutsamer, wenn große Änderungen der Fluggeschwindigkeit mit Hilfe des Tasters
befohlen werden.
Ein weiteres Merkmal von bekannten Hubschrauberfluggeschwind
igkeit ~HaItungssystemen, das sich aus den dem
System eigenen Nacheilungen ergibt, besteht darin, daß
jedes Fluggeschwindigkeit -Haltungssystem bei hoher Verstärkung arbeiten muß, um in der Lage zu sein, Veränderungen
in der Fluggeschwindigkeit vollständig zu korrigieren, so daß die Geschwindigkeit in der gewünschten
Weise relativ konstant gehalten wird. Wenn die Verstärkung des Fluggeschwindigkeit - Haltungssystems bis zu dem
Punkt vergrößert wird, wo es die Geschwindigkeit in ruhiger Luft relativ konstant halten wird, wird jedoch
das System gegenüber Böen und Turbulenz zu empfindlich, was zu einem unbequemen Flug führt. Es muß daher ein
Kompromiß zwischen der Möglichkeit, die Fluggeschwindigkeit aufrechtzuerhalten, und dem unerwünschten, unregelmäßigen
Ansprechen während Böen und Turbulenz, das zu einem etwas unbequemen Flug führt und mit weniger
als ausreichender Fluggeschwindigkeitsbeibehaltung gekoppelt ist, erreicht werden.
Noch ein weiteres Problem, das bei bekannten Systemen auftritt, besteht darin, daß der Übergang zwischen der
Fluglage-Haltung und der Fluggeschwindigkeit- Haltung, wenn Fluggeschwindigkeitsübergänge zwischen Reise- und
Unterreisefluggeschwindigkeiten auftreten, die Steuersystemeinwirkungen veranlaßt, entsprechend von einem
Geschwindigkeitsfehler auf einen Fluglagefehler (oder umgekehrt) überzugehen, was zu einer Diskontinuität
führt. Wenn die Fluggeschwindigkeit abnimmt, während auf Fluggeschwindigkeit - Haltung geschaltet ist, wird daher
der Übergang von einer Geschwindigkeit oberhalb der Reisefluggeschwindigkeit auf eine Geschwindigkeit unterhalb
der Reisefluggeschwindigkeit zu einer Störung in der Fluglage auf Grund des Verlustes an integrierter Fluggeschwindigkeitsfehlereinwirkung
führen, die beträchtlich sein könnte.
Ein weiteres Problem bei bekannten Flugzeugautopilotsystemen besteht darin, daß, wenn das Flugzeug auf Autopilot
geschaltet ist, Operationen des Piloten beim Ausführen eines Manövers normalerweise erfordern, daß der
Pilot irgendeinen Trimmpunkt wiederherstellt, den er für die Fluglage- oder Fluggeschwindigkeit-Haltung
wünscht, und/oder zu Diskontinuitäten in Flugzeugbefehlen führen, und zwar infolge von übergängen zwischen
manuellem und automatischem Betrieb.
Aufgabe der Erfindung ist es, Fluglage- und Fluggeschwindigkeit-Haltungssysteme
zu schaffen, die maximalen Nutzen mit gleichmäßiger Leistung kombinieren, eine Pilotübersteuerung
ohne Diskontinuitäten in BefehlsSignalen (Führungsgrößen)
gestatten, Änderungen in den Fluggeschwindigkeits- oder Fluglagebezugspunkten mit einem Minimum an Arbeitsleistung
eines Piloten und ohne Störungen im Betrieb des Flugzeuges gestatten, glatte übergänge zwischen Reisefluggeschwindigkeiten
und Unterreisefluggeschwindigkeiten gestatten und glatte Übergänge zwischen automatischem und manuellem
Betrieb zulassen.
Ein erster Aspekt der Erfindung beruht auf der Erkenntnis, daß eine rauhe Flugleistung infolge von Fluggeschwindigkeit-Haltungssystemen
hoher Verstärkung prinzipiell eine Funktion von Veränderungen in der angezeigten Fluggeschwindigkeit
infolge von Windböen und Turbulenz ist, die das Augenblicksausgangssignal eines Fahrt- oder Fluggeschwindigkeitsmeßsystems
nachteilig beeinflussen, statt von Veränderungen in der Flugzeugposition direkt infolge
von Böen, die unerwünschte Autopiloteinwirkungen verursachen, welche wiederum Störungen in der Flugleistung
verursachen. Demgemäß ist ein erster Aspekt der Erfindung das Vorsehen eines gefilterten Fluggeschwindigkeitssignals, das als das Integral der Summierung der Längsbeschleunigung mit Proportional- und Integralfunktionen
der Summierung der von der Fluggeschwindigkeitsmeßanlage gelieferten Fluggeschwindigkeit und der sich ergebenden
gefilterten Fluggeschwindigkeit selbst erzeugt wird.
Gemäß einem zweiten Aspekt der Erfindung enthält das Autopilotsystem
für die periodische Längssteuerung oder Nick-
achse eines Hubschraubers die Möglichkeit, den Bezugswert für die gewünschte Fluglage oder Geschwindigkeit zu ändern,
bei entsprechender Resynchronisierung sämtlicher Einwirkungen auf das Längsautopilotsystem und ohne Diskontinuitäten
bezüglich der Knüppelposition. Das wird erreicht durch Resynchronisierung eines Knüppelbezugseingangssignals
oder -Sollwerts (Führungsgröße) mit einem Knüppelpositioniertrimmstellantrieb mit der Knüppeltrimmposition
zusammen mit der Resynchronisierung von sämtlichen Längsautopilotsystemeinwirkungen und dem
integrierten Bezugswert. Weiter wird gemäß diesem Aspekt der Erfindung die genannte Resynchronisierung auf Übergänge
zwischen Unterreisefluggeschwindigkeiten und Reisefluggeschwindigkeiten
hin ausgeführt, und zwar infolge des Einleitens des Tastens (oder Anstoßens) des Trimmpunktes
und auf die Trimmauslösung durch den Piloten hin.
Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung führt das Tasten nur zu einer vorübergehenden Resynchronisierung des Autopilotsystems
auf einem neuen Bezugswert, den der Taster dann zu einer gewünschten Fluglage oder gewünschten Fluggeschwindigkeit
hin anstößt.
Gemäß noch einem weiteren Aspekt der Erfindung wird eine Pilotübersteuerung eines Autopilotsystems ohne Abschaltung
des Autopilotsystems und mit der Möglichkeit, die gewünschte Geschwindigkeit wiederzugewinnen, die zu der Zeit
gehalten wird, zu der der Pilot das System zu übersteuern wünscht, erzielt, indem die Aktivität des Piloten abgefühlt
wird, die über einem bestimmten Schwellenwert liegt, und indem daraufhin der dann vorhandene Autopilotbezugswert,
wie beispielsweise die Geschwindigkeit oder die Nicklage, gespeichert wird; bei der Rückkehr des Steuerknüppels
zu einem Punkt nahe der Trimmposition wird dem Flugzeug wieder gestattet, auf eine änderungsgeschwindigkeitsbegrenzte
Veränderung in dem Nickbefehl anzusprechen,
bis die zuvor gehaltene Fluglage oder Fluggeschwindigkeit
erreicht ist. Für kurzzeitiges Manövrieren, wie beispielsweise Normalkurven und dgl., kann sowohl bei Reisefluggeschwindigkeiten
als auch bei Unterreisefluggeschwindigkeiten der Pilot daher das gewünschte Manöver bewirken,
ohne daß es erforderlich ist, seinen Fluglage- oder. Geschwindigkeitstrimmpunkt für den Autopiloten wiederherzustellen.
Weiter werden gemäß diesem Aspekt der Erfindung Veränderungen in dem Trimmpunkt zur Zeit der Wiederherstellung
desselben auf einem kleinen Minimum gehalten, und zwar mit Hilfe eines Begrenzers an dem Eingang eines
Nickautopilotintegrators.
Weil das Tasten bei unsynchronisiertem Autopiloten ausgeführt
wird (nach einer kurzen, vorübergehenden Resynchronisierung am Beginn des Tastens)f wird der erzielte integrierte
Fehler, wenn die Geschwindigkeit bei der Beschleunigung null erreicht ist, geeignet sein, ohne irgend
etwas von dem Fluglagefehler hinauszuintegrieren.
Ein kurzes Schließen des Tasterschalters ist alles, was erforderlich ist, um das Längsautopilotsystern immer dann
völlig zu synchronisieren, wenn die gewünschte Fluggeschwindigkeit oder Fluglage erreicht worden ist.
Die Erfindung sorgt für eine gleichmäßige Flugleistung,
eine äußerst wirksame Längsautopilosteuerung, das Fehlen von Störungen in der Flugleistung infolge einer Pilotübersteuerung,
übergängen zwischen Reise- und Unterreisefluggeschwindigkeiten, Tastens des Trimmpunktes, und dgl.
Die Erfindung kann mit im Rahmen fachmännischen Könnens liegenden Einrichtungen und Techniken unter Beachtung
der folgenden Beschreibung in analoger oder in digitaler Form leicht implementiert werden und eignet sich gut
zur Implementierung mittels eines Digitalcomputers.
Mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im fol-
genden unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt
Fig. 1 ein vereinfachtes Schaltbild einer Anordnung zum Filtern der Fluggeschwindigkeit in einer
Analogausführungsform der Erfindung,
Fig. 2 ein vereinfachtes logisches Flußdiagramm einer Computerroutine, die die gefilterte
Fluggeschwindigkeit des in Fig. 1 dargestellten Typs in einer Digitalcomputerausführungsform
der Erfindung liefert,
Fig. 3 ein vereinfachtes Schaltbild einer Schaltungsanordnung zum Erzeugen von StatusSignalen,
die in einer Analogausführungsform der Erfindung brauchbar sind,
Fig. 4 ein vereinfachtes Schaltbild einer Analogaus führungsform eines Längsautopilotsystems
nach der Erfindung,
Fig. 5 ein vereinfachtes logisches Flußdiagramm
einer Computerprogrammroutine zum Erzeugen von Statusanzeigen, die in einer Digitalaus
führungsform der Erfindung brauchbar sind,
Fig. 6 ein vereinfachtes logisches Flußdiagramm
von Digitalcomputerroutinen für Resynchronisierungs-, Nickautopilotbefehlsbegrenzungs-
und Knüppelsteuerungsfunktionen in einer Digitalcomputerausführungsform der Erfindung
und
Fig. 7 ein vereinfachtes logisqh.es Flußdiagramm
einer Digitalcomputerroutine zum Berechnen von Digitalautopilotbefehlen in einer Digitalcomputerausführungsform
der Erfindung.
Gemäß Fig. 1 ist ein erster Aspekt der Erfindung das
Bereitstellen eines gefilterten Fluggeschwindigkeitssignals auf einer Leitung 10 in Abhängigkeit von dem
Integrale einer Kombination eines herkömmlichen. Fluggeschwindigkeitssignals auf einer Leitung 11, das einem
herkömmlichen Fahrt- oder Fluggeschwindigkeitsmeßsystem 12 entnommen werden kann,_einem Längsbeschleunigungssignal
auf einer Leitung 13, das einem herkömmlichen Längsbeschleunigungsmesser 14 entnommen werden kann, und
der Rückführung des gefilterten Fluggeschwindigkeitssignals auf der Leitung 10 selbst. Insbesondere spricht ein Integrator
15, der das gefilterte Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 10 liefert, auf einen Summierpunkt 16
an, der das Längsbeschleunigungssignal auf der. Leitung 13
mit einem Integralflugges^chwindigkeitsdifferenzsignal auf
einer Leitung 17 und einem Proportionalfluggeschwindigkeitsdifferenzsignal
auf einer Leitung 18 addiert. Das Integralfluggeschwindigkeitsdifferenzsignal wird von einem
Integrator 19 geliefert,, der eine Verstärkung K8 hat, die zusammen mit der Verstärkung K9 eines Proportionalverstärkers
20 so gewählt worden ist, . daß sich durch die Verknüpfung der Signale auf den.Leitungen, 17 und 18 ein
System zweiter Ordnung ergibt,-das eine Zeitkonstante von etwa 7 s und einen Dämpfungsfaktor'von. etwa. 0,7 hat. Die
Verstärker 19, 20 empfangen ihre Eingangesignale aus einem
Summierpunkt 21, der das.rückgeführte, gefilterte Fluggeschwindigkeitssignal
auf der Leitung 1,0 zu dem aus. dem Fluggeschwindigkeitsmeßsystem erhaltenen Fluggeschwindig—
keitssignal auf der Leitung 11 .addiert. Die durch die Verstärker
19, 20 und den Integrator 15 vorgenommene Filterung beseitigt sämtliche kurzfristigeri Veränderungen, die sich
aus Windböen und Turbulenz ergeben können, in dem Ausgangssignal des Fluggeschwindigkeitsmeßsystems 12, gestattet
aber langfristige Anzeigen der Istfluggeschwindigkeit, wenn sich die mittlere Windgeschwindigkeit über längere
Zeitspannen ändert und wenn sich die Fluggeschwindigkeit ändert. Andererseits werden kurzfristige Änderungen
in der Inertialhubschraubergeschwindigkeit durch den Längsbeschleunigungsmesser abgefühlt; für kurzfristige
Anzeigen von Geschwindigkeitsänderungen wird die Beschleunigung des Flugzeuges zur Fluggeschwindigkeit durch den
Integrator 15 integriert. Das Gesamtergebnis besteht darin, daß die Augenblicksfluggeschwindigkeit aus dem
Längsbeschleunigungsmesser verfügbar ist, daß aber deren langfristige Drifterscheinungen irrelevant sind, da die
stark gefilterte Fluggeschwindigkeitsmeßsystem-Fluggeschwindigkeit zusammen mit der Rückführung diese Drifterscheinungen
korrigiert. In gewissem Sinn ist deshalb die in Fig. 1 gezeigte Anordnung zur Filterung der Fluggeschwindigkeit
tatsächlich eine Anordnung zur Integration der Längsbeschleunigung, wobei die Langzeitdriftstabilität
durch die stark gefilterte Fluggeschwindigkeitsmeßsystem-Fluggeschwindigkeit geliefert wird.
Die gefilterte Fluggeschwindigkeit nach der Erfindung kann auch auf digitale Weise erhalten werden. Fig. 2
zeigt eine Unterroutine für die gefilterte Fluggeschwindigkeit, welche über einen Eingangspunkt 24 erreicht wird
und deren erster Schritt darin besteht, die Fluggeschwindigkeitsdifferenz als Funktion der Fluggeschwindigkeitsmeßsystem-Fluggeschwindigkeit
minus der ge- . filterten Fluggeschwindigkeit zu bilden. Dieser Schritt ist dem Summierpunkt 21 von Fig. 1 äquivalent. Dann wird
der Proportio.nalfluggeschwindigkeitsdifferenzwert, der
dem Signal auf der Leitung 18 äquivalent 1st, erzeugt, indem der Fluggeschwindigkeitsdifferenzfaktor mit der
Verstärkung K9 in einem Schritt 26 multipliziert wird. Danach wird in einem Schritt 27 ein FluggeschwindigkeitS"-
differenzinkrement erzeugt, indem die Fluggeschwindigkeitsdifferenz mit der Verstärkung K8 multipliziert wird, die
der Verstärkung des Verstärkers 19 in Fig. 1 äquivalent
ist. Dieses Inkrement wird in einem Schritt 28 zu einem Integralfluggeschwindigkeitsfehlerwert addiert, der eine Additionsfunkton ist, die der Integralfunktion des
Verstärkers 19 in Fig. T äquivalent ist. Dann wird in einem
Schritt 29 die driftkompensierte Beschleunigung, die dem Ausgangssignal des Summierpunktes 16 in Fig. 1 äquivalent
ist, als Summe der Proportionalfluggeschwindigkeitsdifferenz, des Integralfluggeschwindigkeitsfehlers und der
Längsbeschleunigung (die aus einem Beschleunigungsmesser auf dieselbe Weise gewonnen wird, wie es allgemein in
Fig. 1 angegeben ist) erzeugt. Das Beschleunigungssignal des Schrittes 29 wird zu der gefilterten Fluggeschwindigkeit
in einem Schritt 30 addiert, was eine Additionsfunktion
ist, die das digitale Äquivalent der Integralfunktion des Integrators 15 in Fig. 1 ist. Dann kehrt die
Routine über einen Übergangspunkt 31 zu den anderen Teilen des Computerprogramms zurück.
Die Digitalfunktion, die durch das vereinfachte Flußdiagramm von Fig. 2 angegeben ist, kann in irgendeiner Art
eines digitalen Flugregelsystems implementiert werden,
beispielsweise in demjenigen, das dem Gegenstand der US-Patentanmeldung, Serial No. 938 583, vom 31. August 1978
mit dem Titel SELECTIVE DISABLEMENT IN FAIL-OPERATIONAL, FAIL-SAFE MULTI-COMPUTER CONTROL SYSTEM bildet. Tatsächlich
ist die Routine von Fig. 2 in tatsächlichen Computern, die für den Gegenstand der vorgenannten Patentanmeldung exemplarisch
sind, in der Routine 906 zum Berechnen der Nickvorspannung, wie es in Fig. 9 dargestellt ist, implementiert
worden, und zwar unter Verwendung von Längsbeschleunigungsmesser- und Fluggeschwindigkeitsmeßsystem-Fluggeschwindigkeitssignalen,
die durch Direktspeicherzugriffsdatenbewegungen in den Computer geladen worden sind, wie
es in einer Tabelle in der genannten Patentanmeldung angegeben
ist.
Andererseits kann die Erfindung in verschiedenen anderen Analog- und Digitalformen implementiert werden und kann
entweder in Duplex- oder Simplexcomputersystemen mit
einer Vielfalt von Architekturen unter Verwendung von bekannten Programmierverfahren implementiert werden.
Die Ausführungsform der Erfindung in Fig. 1 hat eine gewisse Ähnlichkeit mit der Verwendung eines integrierten
Vertikalbeschleunigungsmessers zum Erzeugen eines Bezugssignals für eine Höhen-Haltung-Autopilotfunktion, die zum
Stand der Technik gehört. Im Stand der Technik wird jedoch die integrierte Vertikalbeschleunigung nur als ein Ersatz
für die Druckhöhengeschwindigkeit in einem Vorhalt- oder D-Reglerteil einer Höhen-Haltung benutzt. Ihre Verwendung
hier besteht darin, die Verwendung des Differentialquotienten eines rauschbehafteten Signals, des Druckhöhensignals,
zu vermeiden, das, wenn es differenziert wird, eher noch rauschbehafteter wird. Es wird jedoch nicht
als eine Anzeige der Höhe benutzt, die zu halten ist, wohingegen bei der Erfindung die integrierte Längsbeschleunigung
als eine prinzipielle Anzeige der Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges benutzt wird, während die vom Fluggeschwindigkeitsmeßsystem
gelieferte Fluggeschwindigkeit einfach benutzt wird, um einen driftfreien Langzeitbezugswert
für die integrierte Beschleunigung bereitzustellen und den relativ konstanten Windbezugswert für die Beziehung
zur Fluggeschwindigkeit zu liefern.
Aspekte der Erfindung werden in einer analogen Ausführungsform in Fig. 3 beschrieben, die Steuersignale liefert,
und in Fig. 4, die aus einer Analogausführungsform eines Längsautopilotsystems nach der Erfindung besteht, das
unter der Steuerung der Signale betreibbar ist, die in
- Fig-*' 3 erzeugt werden." " -'".:' '"" ■■"'"-'"
Gemäß Fig.3 wird das gefilterte Flüggeschwindigkeitssignäl
auf der Leitung' 10, das in Fig. 1 erzeugt worden
•isty art eine Vergleichsschaltung 32 angelegt, die alternativ
ein Signal'für eine'Flüggäschwindigkeit'über 60 knot
auf einer Leitung 33'ÖderTein Signal1 für eine Fluggeschwindigkeitunter
60 knot auf einer'Leitung 34'liefert, je nach
■' der Geschwindigkeit, 'die durch das gefilterte Fluggesohwindigkeitssignal
angezeigt wird." Um "festzustellen,
wann das Flugzeug zwischen* Reisefluggeschwindigkeiten
(über 60 knot in der hier"beschriebenen Ausfuhrungsform)
und Unterreisefiüggeschwindigkeiten '(unter 60 knot) übergeht/werden die Sigriäle auf'den Leitungen 33, 34 jeweils
mit einer verzögerten Version des anderen verglichen.
Daher wird das Signal auf d^r Leitung 33 einer Verzögerungsschältung
35 und das Signal auf der Leitung 34 einer Verζlöge'rungs schaltung 36 zugeführt. "Falls sich die
Fluggeschwindigkeit von über" 60 knot auf unter 60 knot
ändert," wird eine ÜMb-Schaltung'""37 sofort das Signai auf
"der Leitung 34 äbfühleh und'"ahzei'geri/" daß das Signal
unter 60 knot ist, wohingegen das Ausgangssignal der
Ver^ögerungsschaltung 35 weiterhin für 5Ö ms vorhanden
sein wird, nachdem' das Signal von der Leitung 33 verschwunden
ist. Das ergibt'ein 50-ms-Gatter an der UND-Schaltung
37, so daß eine: ODER-Schaltung 38 ein 50-ms-Signal·
auf einer Leitung'39 liefert, welches die Tatsache anzeigt, daß ein Übergang zwischen Reise- und
ünterreisefiuggeschwindigkeiten erfolgt ist. Ebenso wird,
wenn die Geschwindigkeit von Unterreisefluggeschwindigkeiten auf Reisefluggeschwindigkeiten übergeht, das
Signal auf der Leitung 3 3 eine UND-Schaltung 40 freigebe'n,
die weiterhin durch eine Verzögerungsschaltung 36
■ für 50 ms aufgesteuert wird, nachdem das Signal von der
Leitung 34 verschwunden istl' Das ergibt ebenfalls einen 50-ms-Impuls auf der Leitung 39,"der einen Fluggeschwin-
digkeitsübergang anzeigt. Bekanntlich ist es üblich, einen
Trinunauslöseknopf oder -schalter an dem Steuerknüppel eines
Hubschraubers vorzusehen. Das Drücken dieses Schalters wird ein Trinunauslösesignal auf einer Leitung 41 ergeben.
Es ist außerdem bekannt, eine "Taster"-Möglichkeit vorzusehen, die typischerweise aus einem Schalter oder Ventil
mit Rückführung durch Feder jeweils für die Vorwärts- und die Rückwärtsrichtung des Steuerknüppels besteht, wobei
vorübergehendes Drücken bewirkt, daß der Trimmpunkt in der Achse der periodischen Längssteuerung oder Nickachse in der
angezeigten Richtung angestoßen wird. Gemäß der Darstellung in der Zeichnung hat ein Tasterschalter 4 2 einen
Vorwärtskontakt 43 und einen Rückwärtskontakt 44, die jeweils mit einer Spannungsquelle 45 bzw. 4 6 entsprechender
Polarität verbunden sind. Wenn der Pilot wünscht, die kopflastige Pluglage des Hubschraubers zu vergrößern oder
die Geschwindigkeit von einem gegenwärtigen Trimmpunkt aus zu vergrößern, kann er daher den Schalter 42 so drücken,
daß der Kontakt 4 3 betätigt wird und dadurch ein positives Signal auf der + Tastsignalleitung 47 geliefert wird;
durch Drücken des Schalters in der Rückwärtsrichtung wird bewirkt, daß ein Minussignal auf der + Tastsignalleitung
47 erscheint. Die diskrete Tatsache, daß das Tasten erfolgt, wird durch einen Penstervergleicher 48 festgestellt,
der einfach ermittelt, ob das Signal auf der Leitung 47 entweder oberhalb eines gewissen kleinen positiven
Schwellenwertes oder negativer als ein gewisser
kleiner negativer Schwellenwert ist, um ein Tastsignal auf einer Leitung 49 zu liefern. Ein monostabiler Multivibrator
50 liefert einen 50-ms-Impuls auf einer Leitung 51 während des Tastens,
In Fig. 3 spricht eino ODER-Schaltung 52 auf irgendeines
der Signale auf den Leitungen 39, 41 oder 51 an, um ein
Nicksynchronisiersignal auf einer Leitung 53 zu liefern.
Das Vorhandensein des Nieksynchronisiersignals auf der
Leitung 53 wird eine ODER-Schaltung 54 veranlassen, ein
mil' oiner Leitung
!)5 zu erzeugen; Die ODKU-Schaltung 54 wird außerdem
das FluggeschWlndigkeitssynchronisiorsignal erzeugun,
votaUiKJUhJOLzt , daß dtui j'Muqzeuq mil. Unl.f.rr<jia-i'l"Lug~
gesahwindigkeiten fliegt, was durch das Signal auf der
Leitung 34 aiiqovsoicjt wird, das eine Fluggeschwindigkeit
von weniger als OO knot angibt; das verhindert jedweden Fluggeschwindigkeitsfehler während der Fluglago-HaIhung/
wie im folgenden beschrieben.
Wenn das Tastsignal auf der Leitung 49 vorhanden ist,
wird es eine ODER-Schaltung 56 veranlassen, ein Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignal
auf einer Leitung 57 zu erzeugen. Es wird außerdem eine UND-Schaltung 58 freigeben,
so daß, wenn ein Signal, welches anzeigt, daß der Fluggeschwindigkeitsfehler 5 knot übersteigt, auf einer
Leitung 59 vorhanden ist, die UND-Schaltung 58 eine bistabile Schaltung 60 setzen kann, damit ein Signal auf
einer Leitung 61 erzeugt wird, welches ebenfalls bewirkt, daß die ODER-Schaltung 56 weiterhin das Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignal
auf der Leitung 57 liefert, selbst nachdem das Tastsignal von der Leitung
verschwindet. Nachdem die bistabile Schaltung 60 in den gesetzten Zustand gebracht worden ist, wird sie in diesem
bleiben, bis der Fluggeschwindigkeitsfehler unter 5 knot abfällt, was durch ein Signal auf einer Leitung
angezeigt wird. Die Signale auf den Leitungen 59 und 62 werden alternativ durch einen Fenstervergleicher 63 auf
ein Fluggeschwindigkeitsfehlersignal hin-geliefert, das Über eine Leitung 64 durch eine Schaltungsanordnung geliefert
wird, die mit Bezug auf Fig. 4 im folgenden beschrieben ist.
Die in Fig. 3 dargestellte Schaltungsanordnung liefert Statussignale, die den im folgenden mit Bezug auf Fig.
beschriebenen Autopiloten steuern. Ein Hauptsignal ist
das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 (zusammen
mit dem Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 55). Es sei beachtet, daß das Nicksynchronisiersignal
auf der Leitung 53 entweder auf Übergänge in der Pluggeschwindigkeit zwischen Reiseflug- und Unterreisefluggeschwindigkeitswerten
hin (Signal auf der Leitung 39) zur Trimmauslösung (Signal auf der Leitung 41)
oder zum Einleiten eines Tastens (Signal auf der Leitung 51) hin erzeugt wird. Immer dann, wenn Unterreisefluggeschwindigkeiten
vorliegen, wird das Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 55 für den
Gebrauch in Fig. 4 ständig erzeugt. Das Nicksynchronisiersignal liegt aber nur vorübergehend auf Geschwindlgkeitsübergänge
oder auf die Einleitung des Tastens hin vor, es ist aber während der gesamten Trimmauslösung
vorhanden.
Gemäß Fig. 4 enthält die Längsachse (oder Nickachse) des Autopilotsystems einen Fluggeschwindigkeitsteil (im
oberen linken Teil von Fig. 4), einen Fluglageteil (im unteren linken Teil von Fig. 4) und gemeinsame Teile in
der Mitte und rechts in Fig. 4. In dem Fluggeschwindigkeitsteil wird das Signal der gefilterten Fluggeschwindigkeit
auf der Leitung 10 an einen Summierpunkt 68 zusammen mit einem integrierten Rückführungssignal auf der
Leitung 69 aus einem integrierenden Verstärker 70 angelegt, der eine Verstärkung K6 hat. Der integrierende
Verstärker 70 liefert die notwendige Integralrückführung, um die vom Piloten ausgewählte Bezugs- oder Sollfluggeschwindigkeit
mit der dann vorhandenen gefilterten Fluggeschwindigkeit auf bekannte Weise zu synchronisieren.
Das Eingangssignal des integrierenden Verstärkers 70 auf einer Leitung 71 wird über einen Schalter 72 als eine
Funktion eines Fluggeschwindigkeitsfehlersignals auf einer Leitung 64, das durch den Sumrnierpunkt 68 erzeugt
wird, immer dann geliefert, wenn das Fluggeschwindig-
3120547
keitssynchronisiersignal auf der. Le.itung\ 55 vorhanden
ist. Da dieses Signal wenigstens 50 ms dauern wird, wird das Ausgängssignal des Summierpunkts an den integrierenden
Verstärker 70 für e,ine ausreichende. Zeit angelegt,
damit das Ausgangssignal des. Verstärkers gleich seinem Eingangssignal sein wird, so daß:das Flügge-,
s^hwindigkeitsfehlersignal auf der Leityng .64- später auf
null gehen und sich das Ausgangssignal des.Verstärkers
70 stabilisieren wird. Das wird als Synchronisierung bezeichnet. Dann, wenn das Fluggeschwindigkeitssynchroni-.
siersignal nicht langer auf der Leitung .55 vorhanden ist, wird der Schalter 72 offen sein, und ^μΒ^εηοιηΐηεη
während des Tastens, wie.im folgenden beschrieben) es
wird kein Signal auf der Leitung 71 geben, weshalb.das
Ausgangs signal d,es Integrators auf der Leitung 69 anschließend,
konstant bleiben wird., wodurch, der .Integrator
70 als eine Speichereinheit wirkt,, die die gewünschte gefilterte Fluggeschwindigkeit, zur Zeit, der Synchronisierung
speichert. ^ ; ..,__. . . ... : ... __ ... ..
Das Fluggeschwindigkeitsfehlers.ignal. auf der Leitung 64
wird über eine Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungsschaltung 73 und dann zu zwei Verstärkern 74, 75 geleitet,
die die Verstärkungen K4 bzw.. K5 haben. Die Begrenzungsschaltung 73 bewirkt, daß das..F^uggeschwindigkeitsfehlersiqnal,
welches benutzt wird, nicht größer ist als ein
gewisser Wert, der beispielsweise,5 knot beträgt. Die Funktion der Begrenζungsschaltung 73 kann jedoch aus der
Schaltungsanordnung von Fig. 4 immer dann eliminiert werden,
wenn ein Schalter 16 mit Hilfe des Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignals
auf der.Leitung 57 (aus der oben mit Bezug auf Fig. 3 beschriebenen Schaltungsanordnung)
geschlossen wird. .Daher kann während des. Tastens, bei dem es.erwünscht ist, den Schaltungen zu gestatten,
auf den maximalen Fluggeschwindigkeitsfehler anzusprechen, die Begrenzungsschaltung 7 3 umgangen werden.
Wenn der Pilot wünscht, den Geschwindigkeitstrimmpunkt anzustoßen, wenn er sich auf Reisefluggeschwindigkeiten
befindet und die Fluggeschwindigkeit - Haltung eingeschaltet
ist, kann er den Tasterschalter drücken, der ein Signal bekannter Größe auf der Leitung 47 liefern wird,
dessen Polarität davon abhängig ist, ob er seine Geschwindigkeit zu vergrößern oder zu verringern wünscht.
Wenn ein Betrieb bei Reisefluggeschwindigkeit vorliegt, wird das Signal, das eine Fluggeschwindigkeit über
60 knot angibt, auf der Leitung 33 vorhanden sein und einen Schalter 77 betätigen, damit das + Tastsignal auf
der Leitung 71 an den Eingang des integrierenden Verstärkers 70 angelegt wird. Der integrierende Verstärker 70
wird deshalb das festgelegte + Tastsignal gewünschter
Polarität integrieren, solange der Tastschalter in dieser Richtung niedergedrückt ist. Das wird bewirken, daß am
Ausgang des integrierenden Verstärkers 70 auf der Leitung 69 ein sich änderndes Signal an den Summierpunkt 68
abgegeben wird, so daß eine Fluggeschwindigkeitsfehler-Signalkomponente auf der Leitung 64 erzeugt wird, die anzeigt,
daß das Anstoßen des Trimmpunkts durch den Taster erfolgt.
Im unteren Teil von Fig. 4 spricht die Nicklageschaltungsanordnung
auf ein Nicklagesignal auf einer Leitung 80 an, das dem Nickachsenausgang des Vertikalkreises des
Flugzeuges (oder einer äquivalenten Einrichtung) entnommen wird. Auf eine Weise, die der in Fig. 4 insoweit
beschriebenen Fluggeschwindigkeitsschaltungsanordnung völlig analog ist, enthält die Nieklageschaltungsanordnung einen
Summierpunkt 81, der durch eine Signalleitung 82 von dem
Ausgang eines integrierenden Verstärkers 84 her gespeist wird, welcher eine Verstärkung von K7 hat. Der Verstärker
84 spricht seinerseits auf Signale auf einer Leitung 85 an. In Abhängigkeit von dem Schließen eines Schalters 86
auf das Vorhandensein des Nicksynchronisiersignals auf
3T29547
der Leitung 53 hin spricht die Leitung 85 auf das Ausgangssignal des Summierpunkts 81 auf der Leitung 87 an.
Der Integrator 84 kann auf das Tastsignal auf der Leitung 47 ansprechen, wenn ein Schalter 88 durch das Signal ,auf
der Leitung 34 geschlossen wird, welches angibt, daß die Fluggeschwindigkeit kleiner als 60 knot ist. Das Nicklage synchronisiersignal (äquivalent dem Fluggeschwindigkeitsfehlersignal
auf der Leitung 64) wird über die Leitung 87 an zwei Verstärker 90, .91 angelegt, die Verstärkungen
K1 bzw. K3 haben und den Verstärkern 74, 75 entsprechen, die oben mit Bezug auf die Fluggeschwindigkeit
beschrieben worden sind.
Darüber hinaus enthält der untere Teil von Fig. 4 ein
Nickwendestabilitätssignal, das durch ein Nickwendesignal auf einer Leitung 92 auf einen Nickwendekreisel hin geliefert
wird, das über einen Verstärker 93 mit einer Verstärkung von K2 und zu einer Einblendschaltung 94 geleitet
wird. Die Einblendschaltung 94 kann aus der Kombination eines Verstärkers mit veränderbarer Verstärkung und
einer Sägezahnschaltung bestehen, die eine Spannung erzeugt, welche an den Verstärkungssteuereingang des Verstärkers
angelegt wird, um ein Signal zu erzeugen, das immer dann null ist, wenn das Nicksynchronisiersignal
auf der Leitung 53 vorhanden ist, und linear auf ein Signal ansteigt, das einen Multiplikationswert von "eins" innerhalb einer gewissen Einblendzeitdauer von beispielsweise
1 s hat. Die Verstärkung des Verstärkers innerhalb der Einblendschaltung 94 wird während der Nicksynchronisierung
null sein und daran anschließend schnell auf "eins" ansteigen, um ein allmählich angelegtes Nickwendebefehlssignal
auf der Leitung 95 an einem Summierpunkt 96 zu ergeben.
Der Summierpunkt 96 spricht außerdem auf ein Nicklagebefehlssignal
auf einer Leitung 97 und auf ein Fluggeschwin-
digkeitsproportionalsignal auf einer Leitung 98 an. Der Summierpunkt 96 spricht weiter auf ein Nickautopilotintegratorsignal
auf einer Leitung 99 an, das durch eine Autopilotintegratorschaltung 100 geliefert wird, welche
den Wert eines Integratoreingangssignals auf einer Leitung 101 integriert. Das Integratoreingangssignal auf der
Leitung 101 wird das sein, was auf der Leitung 102 vorhanden ist, wann immer ein"Schalter 103 auf Grund eines
Signals auf einer Leitung 104 geschlossen ist, das eine Nicktrimmkraft von weniger als 8,9 N angibt. Wenn das
Signal auf der Leitung 104 nicht vorhanden ist, wird aber das Integratoreingangssignal auf der Leitung 101 null sein,
was bewirkt, daß der Nickautopilotintegrator 100 seinen gegenwärtigen Wert behält, und zwar für im folgenden
beschriebene Zwecke. Immer dann, wenn das System synchronisiert wird, wird das Nicksynchronisiersignal auf der
Leitung 53 den in dem Integrator 100 gespeicherten Wert auf null rücksetzen.
Das Signal auf der Leitung 102 wird an dem Ausgang des
Verstärkers 75 immer dann abgegeben, wenn das eine Fluggeschwindigkeit von über 60 knot angebende Signal auf
der Leitung 33 vorhanden ist, um einen Schalter 107 zu schließen. Das Signal auf der Leitung 102 wird durch den
Verstärker 91 immer dann geliefert, wenn das eine Fluggeschwindigkeit von weniger als 60 knot angebende Signal
auf der Leitung 34 vorhanden ist, um einen Schalter 108 zu schließen. Somit wird die Anzeige der Reisefluggeschwindigkeit
auf den Leitungen 33 und 34 entweder die Geschwindigkeit oder die Fluglage zum Tasten (wenn geeignet) auswählen
und ebenso entweder die Geschwindigkeit oder die Pltjtflaqc zur Kn Fülirumj zu dom N icKnui o\>\ lot intoq\:u\.or
auswählen.
HJo ItJfj Irioihei boöohr I «bum? Schall uiKjMmiordnuiKj I inter K
dem Summierpunkt 96 Signale, die zu dem F]uggeschwindig-
3 Ί 2 y b 4
keitsfehler-, dem Nicklagesynchronisiersignal und dem
-1 /wödeanixxa-lhäsUsrAm^msehlV-ß .an ^eine^
edbrien sfesfcen ;
be-
efeklgftgaaliauf feinegj-^eitung
;ili geleitetXVlsid^img^^iagmahm
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-signäl .:
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iReguheös-Gka-ltung;,,aus einem
In-
· >feefeMssignal-K:öbyaMersuigoaes^i^pdi^eitsbegrA^Z^ oder
rniSni^-wJard^iibe^eiE^i^titia^ JM #^eifl^m^Sammier^unkt
·*{ä'lige-legt »Ätam:; mi:iK'.ßioieitt/KApp^fis^iieiteir^nis^grsigna,,ls.auf einer
.fcelitunigi~1150BümmiertciÄUii^eräe^.£|)^.s.t.-Kn.üppeü.^^ne;hronisier-
-·. slgnaiJiaufider. ILeiitunjg3iilElS|;s!S.rii;du^GhySY^ig^onisleren mit
-r eihar aarwünschtenj ;1ίη%ί>&££3:&Μ im
i, -oV^piG/i m^o. riß- ÄE Γ ,i^^jloJ
Das'-ÄUsgäftgsKiügnal«::desj<Suinsv4ä"ga^ti^ts.i IA^ MIdet --eip Knüppe 1-
? iangalag?t
g:-aui einerjiLeltuiig ztiliß ä^^^itsub^^hiexfc^jipa^ ergibt·
^iji'^nüppeJ^eiehlsiehiLearsi^natl^.auf;, eine^v-Leirtung 119,
das; ■-(übel;- einen igesägneteit Ή0&φαΐ\φρι, de^^nipht^dargeöώαl·b':ί^teO^^kHeiπen;ίίC^pBJ^t^lan^i^
wird.
;in ;«ier ihieir::be;scluriteb.eRe.n ^uai^iirun^gs^rm;^tv^er;5.Tr j.mm-
, das
die gewünschte Kraft dem Knüppel relativ zu der Knüppeltrimmposition
auf bekannte Weise zuführt; die tatsächlichen gewünschten Krafteinwirkungen auf den Trimms teilantrieb
werden jedoch hier weggelassen, da sie nicht Teil der Erfindung sind. Weiter kann die Erfindung, die
die insoweit beschriebene übrige Schaltungsanordnung enthält, in einem Flugzeugsteuersystem benutzt werden, das
nicht mit einer hydraulisch hervorgerufenen Kraftverstärkung an dem Knüppel arbeitet, sondern stattdessen
einen Außenkreisautopilotstellantrieb benutzt, der die Kraftfunktion nicht erfüllen kann. Der Trimmstellantrieb
120 übt eine Kraft auf ein mechanisches Verbindungssystem 121 aus, das mit dem Längssteuerknüppel 122 des
Piloten über eine Ubersteuerungsfeder 123 verbunden ist und über eine Verbindung 124 mit der Hauptrotorblattverstellvorrichtung
bekannten Typs verbunden ist. Die Verbindung 121 ist außerdem mit Positionsdetektoren 126,
127 verbunden, bei denen es sich einfach um Potentiometer
oder um linear veränderliche Differentialtransformatoren handeln kann, die mit dem Ausgang des Trimmstellantriebs
bzw. mit der Verbindung 124 verbunden sind. .Das Knüppeltrimmpositionssignal
auf der Leitung 118, das durch den Positionsdetektor 126 geliefert wird, gibt die Knüppeltrimmposition
an; andererseits gibt das Signal auf der Leitung 128 an dem Ausgang des Positionsdetektors 127,
der über die Verbindung 124 direkt mit dem Steuerknüppel 122 des Piloten verbunden ist, die Istposition des Knüppels
an. Immer dann, wenn der Pilot das System nicht übersteuert, werden diese Positionen dieselben sein. Das
Knüppelpositionssignal auf der Leitung 118 wird nicht nur für einen Betrieb mit geschlossenem Regelkreis dem
Summierpunkt 117 zugeführt, sondern wird auch einer Nachlauf
spei ehe reinheit 131 zugeführt. Bekanntlich wird das
Ausgangssignal der Nachlaufspeichereinheit jedem an seinem
Eingang angelegten Signal immer dann folgen, wenn das Nicksynchronisiersignal an seinem Nachlaufbefehlseingang
vorhanden ist, das Ausgangssignal wird aber konstant
bleiben (und somit das letzte Eingangssignal speichern), wenn das Nicksynchronisiersignal nicht vorhanden ist. Deshalb wird während der Nicksynchronisierung das Knüppelsynchronisiersignal·
auf der Leitung 115 auf den Wert des Knuppeltriirimpositionssignals auf der Leitung 118 gebracht,
und, wenn das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 verschwindet, wird die NachlaufSpeichereinheit
131 dieses Knüppe!synchronisiersignal auf der Leitung 115
behalten.
Daher werden während der allgemeinen Synchronisierung, die sich ergibt, wenn das Nicksynchronisiersignal vorhanden
ist, die vielfältigsten Funktionen erfüllt. Es sei der Fall betrachtet, in welchem die Fluggeschwindigkeit
kleiner als 60 knot ist, so daß die Fluglage-Haltung-Funktion (statt der Fluggeschwindigkeit-Haltung) durch
die Autopilotschaltung von Fig. 4 ausgeführt wird. Sollte
der Pilot wünschen, den Fluglagetrimmpunkt zu tasten, oder sollte er den Trimmauslösescha.lter drücken oder sollte
ein Fluggeschwindigkeitsübergang auftreten und die Fluggeschwindigkeit größer als 60 knot werden, so wird das
Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 vorhanden sein. Das wird eine Vielfalt von direkten Ergebnissen
und eine weitere Vielfalt von sich als Konsequenz ergebenden Resultaten verursachen, die zusammen das gesamte
System resynchronisieren. Das Fluglagesynchronisiersignal auf der Leitung 87 wird gleich null sein, weil das Nicklagebezugssignal
über den Schalter 86 und den integrierenden Verstärker 84 auf den neuesten Stand gebracht wird, so
daß es gleich dem Nicklagesignal· ist. Daher wird das Ausgangssignal·
des Verstärkers 91 nul·! sein, und das Signal
auf den Leitungen 102 und 101 wird null sein, so daß kein Eingangssignal an dem Nickautopilotintegrator 100 anliegen
wird. Der Integrator wird außerdem durch das Nick-
synchronisiersignal auf der Leitung 53 auf null rückgesetzt, so daß ein Signal auf der Leitung 99 an dem Summierpunkt
96 anliegen wird. Ebenso wird, wenn das Nicklagesynchronisiersignal
auf der Leitung 87 gleich null ist, das Nicklagebefehlssignal auf der Leitung 97 ebenfalls
null sein. Weil das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 außerdem die Einblendkonstante in der Einblendschaltung
94 auf null hält, wird das Nickwendebefehls- signal auf der Leitung 95 ebenfalls null sein. Wenn die
Pluggeschwindigkeit kleiner als 60 knot ist, wird das Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung
(in Fig. 3 durch die ODER-Schaltung 54 erzeugt) ständig vorhanden sein, so daß das Fluggeschwindigkeitsbezugssignal
auf der Leitung 69 auf die gefilterte Fluggeschwindigkeit zu allen Zeiten resynchronisiert wird und deshalb der Fluggeschwindigkeitsfehler
auf der Leitung 64 null sein wird. Der Verstärker 74 wird ein Nullfluggeschwindigkeitsproportionalsignal
auf der Leitung 98 liefern. Das ist notwendig, da das Halten der Nicklage bei Unterreisefluggeschwindigkeiten
nicht irgendeinem Fluggeschwindigkeitsfehlereingangssignal an dem Summierpunkt 96 ausgesetzt
sein sollte.
Das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 umgeht die Änderungssgeschwindigkeitsbegrenzungsschaltung 111, so daß
das Signal auf der Leitung 113 dem Nickautopilotbefehlssignal
auf der Leitung 110, das null ist, sofort folgen wird. Wegen der Wirkung des Nicksynchronisiersignals auf
der Leitung 53 und de: NachlaufSpeichereinheit 131, die
oben beschrieben worden ist, kann das Eingangssignal an dem Summierpunkt 114 iuf der Leitung 113 auf null gehen,
und zwar ohne irgendeine Änderung in dem Knüppelbefehlsfehlersignal
aus dem Summierpunkt 117, da das Knüppeltrimmpositionssignal
auf der Leitung 118 über die Nachlaufspeiche reinheit 131 direkt an die Leitung 115 angelegt
wird, um jedwede Differenz auszugleichen und das Knüppel-
1 a o
bezugssignal auf der Leitung 116 während des Vorhandenseins
des Nicksynchronisiersignals auf der Leitung 53 gleich der Knüppeltrimmposition auf der Leitung 118 zu halten.
Es ist ein Aspekt der Erfindung, daß das Knüppelbefehlsfehlersignal
auf der Leitung 119 konstant bleiben wird, obgleich der übrige Teil des Systems resynchronisiert
wird und einen Nullnickautopilotbefehl auf der Leitung 110 liefert, weil das Knüppelbezugssignal auf der Leitung
116 gleich dem Knüppeltrimmpositionssignal auf der Leitung 118 gemacht worden ist, das konstant bleibt, weil
der Trimmstellantrieb 120 während der 50 ms eines Nicksynchronisiersignals
nicht augenblicklich ansprechen wird. Daher können Änderungen der Betriebsart auftreten und das
Tasten kann eingeleitet werden, ohne daß an dem Eingang des Triramstellantriebs 120 Übergangsvorgänge auftreten.
Die Wirkung des Nicksynchronisiersignals ist soeben beschrieben worden. Wenn das Nicksynchronisiersignal auf
der Leitung 53 auf das Niederdrücken des Trimmauslöseschalters hin geliefert wird, so daß das Trimmauslösesignal
auf der Leitung 41 (Fig. 3) die ODER-Schaltung 50 betätigt, wird das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 vorhanden
sein, was eine ständige Synchronisierung bewirkt, solange die Knüppeltrimmauslösung gedrückt wird. Normalerweise
verfolgt der Pilot, wenn er die Trimmauslösung benutzt,
den Zweck, einen neuen Trimmpunkt im Anschluß an die Bewegung seines Knüppels aus einer Trimmposition heraus herzustellen.
Das würde der Fall sein, wenn er wünschte, seine Nicklage bei ünterreisefluggeschwindigkeiten zu verändern
oder große Änderungen in dem Fluggeschwindigkeit-Haltung-Trimmpunkt bei Reisefluggeschwindigkeiten vorzunehmen. Da
das Nicksynchronisiersignal während der gesamten Zeitspanne vorhanden ist, während der das Trimmauslösesignal vorhanden
ist, wird deshalb die Synchronisierung am Ende des Trimmauslösesignals auf der gegenwärtigen Nicklage und der ge-
filterten Fluggeschwindigkeit sein, und das Halten des Knüppels relativ konstant, nach dem Abschalten des
Trimmauslösesignals, würde bewirken, daß der Trimmstellantrieb den Trimmpunkt auf dieselbe Position wie der
Knüppel verstellt, wobei an diesem Punkt der Pilot den Knüppel loslassen könnte und das System auf die Fluggeschwindigkeit
und die Nicklage synchronisiert würde, die erzielt wurden, während die Trimmauslösung gedrückt
gehalten wurde. Vorübergehendes Tasten kann dann benutzt werden, um einen Geschwindigkeitsfehler auf Grund von
System- und Fluggeschwindigkeitsnacheilungen zu korrigieren .
Es werde nun der Fall betrachtet, in welchem der Längsautopilot eingeschaltet ist und sich das Flugzeug unter
der Reisefluggeschwindigkeit befindet und der Pilot anschließend entscheidet, die Geschwindigkeit des Flugzeuges
auf einen Wert oberhalb der Reisefluggeschwindigkeit zu erhöhen, beispielsweise von 40 knot auf 100 knot zu
erhöhen', durch Drücken sowohl des Steuerknüppels 122 nach vorn als auch Anheben des Blattverstellhebels für
die kollektive Blattverstellung in bekannter Weise. Das wird einen Übergang von der Fluggeschwindigkeit unter
60 knot auf eine Fluggeschwindigkeit oberhalb von 60 knot ergeben. Daher wird die ODER-Schaltung 38 (Fig. 3) ansprechen
und ein 50-ms-Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 erzeugen. Die Funktionen der Nicksynchronisierung,
die oben beschrieben sind, werden alle auf dieselbe Weise ausgeführt. Da sowohl die Nicklage als auch die
gefilterte Fluggeschwindigkeit durch ihre integrierenden Verstärker 69 bzw. 84 resynchronisiert werden, werden der
Fluggeschwindigkeitf:fehler auf der Leitung 64 und die Nicklagesynchronisii rung auf der Leitung 87 beide null
sein, so daß die Autgangssignale von sämtlichen Verstärkern
74, 75, 90 und 91 null sein werden. Die Einblendschaltung 94 wird, vie oben beschrieben, eine Verstärkung
.1
von null haben, und der Nickautopilotintegrator 100 wird
rückgesetzt, so daß sämtliche Eingangssignale des
Summierpunkts 96 null sind, wie oben beschrieben. Das ergibt ein Eingangssignal von null an dem Summierpunkt 114
auf der Leitung 113, wie beschrieben. Der einzige Unterschied zwischen der Nicksynchronisierfunktion bei Reisefluggeschwindigkeiten
und der bei Unterreisefluggeschwindigkeiten besteht somit darin, daß der Fluggeschwindigkeitsfehler
durch die Nicksynchronisierung bei Reisefluggeschwindigkeiten
synchronisiert wird, aber die gesamte Zeit bei Unterreisefluggeschwindigkeiten synchronisiert
wird.
Es werde der Tastbetrieb betrachtet. In Fig. 3 bewirkt das
+ Tastsignal auf der Leitung 47 das diskrete Tastsignal
auf der Leitung 49, um das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 für die Periode von 50 ms des monostabilen
Multivibrators 50 zu erzeugen. Das ist mit dem Betrieb des 50-ms-Impulses auf der Leitung 39 insoweit identisch,
als es das Nicksynchronisiersignal betrifft. Wenn die Fluggeschwindigkeit
über der Reisefluggeschwindigkeit liegt, wird außerdem ein 50-ms-Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal
auf der Leitung 55 vorhanden sein, wenn aber die Fluggeschwindigkeit auf einem Unterreisefluggeschwindigkeitswert
ist, ist dieses Signal eine Konstante. Es wird somit zu einer vorübergehenden Synchronisierung der Schaltung
von Fig. 4 auf die oben mit Bezug auf Fluggeschwindigkeit sübergänge beschriebene Weise kommen. Anschließend
wird jedoch das konstante Tastsignal auf der Leitung 49 ei η konstantes Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignal
auf der Leitung 57 erzeugen. In Fig. 4 wird dadurch der Schalter 76 veranlaßt, die Begrenζungsschaltung 73
zn überbrücken, so daß jedweder Fluggeschwindigkeitsfehler (nach 50-ms-Synchronisierung) über beide Verstärker 74,
geleitet werden und das System darauf ansprechen kann. Das bedeutet, daß ungeachtet dessen, welche Fluggeschwindig-
keitsfehler erzeugt werden, indem der integrierende Verstärker 70 als Ergebnis des Tastens angesteuert wird, das
System auf sie ansprechen wird, so daß, wenn das Tasten beendet wird, kein großer Fluggeschwindigkeitsfehler verbleiben
wird, der weiterhin die Fluglage des Flugzeuges im Anschluß an das Tasten einstellt. Tatsächlich ist die
einzige Nacheilung in einem solchen Fall die Nacheilung des Flugzeuges beim Erreichen einer Fluggeschwindigkeit,,
die einer besonderen Nicklage entspricht, welche durch . das Tasten bis zu dem Punkt befohlen wird, wo das Tasten
beendet wird.
Das + Tastsignal auf der Leitung 47 wird über einen der
Schalter 77, 88 an einen zugehörigen integrierenden Verstärker 70, 84 in Abhängigkeit davon angelegt, ob das
eine Fluggeschwindigkeit von über 60 knot angebende Signal auf der Leitung 33 oder das eine Fluggeschwindigkeit
von weniger als 60 knot angebende Signal auf der Leitung 34 vorhanden ist. Am Ende des 50-ms-Nicksynchronisxersignals
auf der Leitung 53 wird der Schalter 86 nicht länger geschlossen sein, und am Ende des 50-ms-Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignals
auf der Leitung 55 wird der Schalter 72 nicht länger geschlossen sein. Daran anschließend
wird das + Tastsignal auf der Leitung 47, das über den Schalter 77 oder 88 geht (in Abhängigkeit von
der Fluggeschwindigkeit) bewirken, daß der entsprechende Verstärker die einen festen Wert aufweisende Spannung des
+ Tastsignals zu integrieren beginnen wird, um das Ausgängssignal
des zugehörigen integrierenden Verstärkers 70, 84, je nachdem, welcher der Kontakte 43, 44 (Fig. 3)
durch den Piloten betätigt worden ist, entweder zu erhöhen oder zu verringern. Bei Bedarf könnte das Tastsignal auf
der Leitung 47 um etwa 50 ms verzögert werden, um zu vermeiden, daß die Eingangsleitung 71 an dem integrierenden
Verstärker 70 sowohl mit dem Fluggeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 64 über den Schalter 72 und mit dem
Tastsignal auf der Leitung 47 über den Schalter 77 gleichzeitig
(und entsprechend mit Bezug auf die Schalter 86,88) verbunden ist. Solange der Taster gedrückt ist, geht die
Integration weiter, und der zugehörige integrierende Verstärker 70, 84 wird ein sich änderndes Bezugssignal an
seinem entsprechenden Summierpunkt 68, 81 anlegen, und zwar in Abhängigkeit davon, ob die Fluggeschwindigkeit
oberhalb der Reisefluggeschwindigkeit ist oder nicht. Solange
der Tasterschalter gedruckt ist, wird die Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungsschaltung
73 durch den Schalter 76 infolge des Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignals
auf der Leitung 57 überbrückt. Daher wird jeder Fluggeschwindigkeitsfehler, der durch konstantes
Betätigen des Tasterschalters erzeugt wird, über den Schalter 76 geleitet, und die Verstärker 74 und 75 werden
eine entsprechende Auswirkung auf die Nickautopilotbefehlsabgabe des Summierpunkts 96 haben. Die Tastgeschwindigkeit
steuert somit die Geschwindigkeit des Ansprechens des Autopiloten. Wenn jedoch das Tastsignal ausgelöst wird
und die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs, die durch das Signal der gefilterten Fluggeschwindigkeit auf der Leitung
10 angegeben wird, nicht bis auE innerhalb von wenigstens
5 knot der durch den integrierenden Verstärker 70 als Ergebnis des Tastens befohlenen gewünschten Fluggeschwindigkeit
aufgeholt hat, was sich in dem Fluggeschwindigkeitsbezugssignal auf der Leitung 69 äußert, wird das Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignal
auf der Leitung 57 weiterhin vorhanden sein, und zwar wegen der bistabilen
Schaltung 61 (Fig. 3). Wenn aber der Fluggeschwindigkeitsfehler niemals 5 knot überschritten hatte,
würde die bistabile Schaltung nicht an erster Steile gesetzt worden sein. Wenn während des Tastens oder im Anschluß
daran die Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges einen Wert innerhalb von 5 knot der befohlenen Fluggeschwindigkeit
erreicht, dann wird der Fenstervergleicher 63 (Fig.3)
ein weniger als 5 knot angebendes Signal auf der Leitung
62 zum Rücksetzen der bistabilen Schaltung 60 liefern, so daß die ODER-Schaltung 56 nicht langer das Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignal
auf der Leitung 57 darbieten wird. Daher wird die Begrenzungsschaltung wieder vorhanden sein, so daß alle späteren
großen Fluggeschwindigkeitsfehler auf 5 knot begrenzt werden und gleichmäßige Übergänge von einer Fluggeschwindigkeit
auf eine andere ergeben.
Es sei angemerkt, daß die Begrenzungsschaltung 7 3 während Nicksynchronisierungen wirksam sein wird, die durch
Fluggeschwindigkeitsübergänge verursacht werden,oder immer dann, wenn die Trimmauslösung gedrückt wird, da
diese nicht bewirken werden, daß das Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignal
erscheint. Wenn der Pilot das Autopilotsystem übersteuert, ohne es abzuschalten,
so daß die Fluggeschwindigkeit tatsächlich bezüglich des Fluggeschwindigkeitsbezugswertes merklich geändert wird,
wird das Autopilotsystern deshalb trotzdem nur auf Fluggeschwindigkeitsfehler
von 5 knot ansprechen. Das ergibt gleichmäßige übergänge zwischen Geschwindigkeiten.Sollte
der Pilot eine neue gewünschte Geschwindigkeit erreichen und dann die Trimmauslösung drücken, würde der Autopilot
ebenso mit der Geschwindigkeit von 5 knot aufgeholt haben, bis die Trimmauslösunj gedrückt wird, zu welcher Zeit der
Fluggeschwindigkeitsfahler in jedem Fall auf null gehen würde. Wenn aber die Trimmauslösung während der gesamten
Zeit gedrückt würde, während der der Pilot das System übersteuert, würde der Fluggeschwindigkeitsfehler null sein
und die Begrenzungsschaltung würde unnötig sein.
Es werde nun der Fall betrachtet, in welchem der Pilot zu
übersteuern wünscht, aber das Autopilotsystem nicht.abschaltet,
beispielsweise um eine Normalkurve zu fliegen und dann zu der Bezugsgeschwindigkeit zurückzukehren. Wenn
er ausreichend auf den Knüppel einwirkt, um eine Schwellen-
wertgröße an Differenz gegenüber der Trimmstellantriebsposition zu überschreiten, werden die Ausgangssignale der
beiden Positionsdetektoren 126, 127 bewirken, daß die
Signale auf den Leitungen 118, 128 um einen gewissen Schwellenwert
divergieren (der gleich etwa 8,9 N an Kraft in der Feder 123 angenommen wird), was zur Folge hat, daß ein Vergleicher
140 aufhört, das eine Kraft von weniger als 8,9 N angebende Signal an die Leitung 104 abzugeben. Das wird
zur Folge haben, daß der Schalter 103 das Eingangssignal
an dem Nickautopilotintegrator 100 abschaltet, so daß der Integrator sein dann vorhandenes Ausgangssignal auf der
Leitung 99 beibehalten wird. Das dient als Speicher für den Trimmpunkt, wie er vorhanden war, bevor die Übersteuerung
durch den Piloten erfolgte. Wenn der Pilot das Autopilotsystem übersteuert, so veranlaßt die Fluggeschwindigkeit
sfehlerbegrenzungsschaltung 73 das Autopilotsystemr nur auf 5 knot (oder einen anderen geeigneten Wert)des Fluggeschwindigkeitsfehlers
anzusprechen, der sich ergibt. Wenn der Pilot das Manöver beendet, kann deshalb die Differenz
in der gefilterten Fluggeschwindigkeit gegenüber der gewünschten Fluggeschwindigkeit einen großen Geschwindigkeitsfehler
hervorrufen, wobei aber dem Autopilotsystem, das den Nickautopilotintegrator enthält, nur relativ kleine
Geschwindigkeitsfehler geliefert werden, während der Nickautopilotintegrator selbst ein Eingangssignal liefert, das
sich bei diesen Fluggeschwindigkeitsfehlern nur langsam ändert und einen Anfangswert hat, der der vorherigen gewünschten Fluggeschwindigkeit äquivalent ist, die vor der
Übersteuerung durch den Piloten vorhanden war.
Die Erfindung kann, wie oben mit Bezug auf Fig. 2 beschrieben, vorztigsweise in einem Digitalcomputer statt mit
Analogschaltungen des in den Fig. 1, 3 und 4 dargestellten
Typs implementiert werden.
Gemäß Fig. 5 wird eine Unterroutine zum Festsetzen von Sta-
tuswörtern zur Steuerung des Längsautopiloten über einen Übergangspunkt 143 eingegeben, und in einem ersten Test
144 wird der Status eines Steuertafeltrimmeinschaltschalters sowie des Trinunauslöseknopfes an dem Knüppel überprüft.
Wenn der Trimmeinschaltschalter geschlossen ist und die Trimmauslösung nicht gedrückt worden ist, wird ein
positives Ergebnis des Tests 144 bewirken, daß in einem Schritt 14 5 ein Längsknüppeltrimmung-eingeschaltet-Flag
gesetzt wird. Andernfalls wird der Schritt 145 umgangen. In dieser Aus fuhrungsform wird das Nichtvorh.andensein
des Längsknüppeltrimmung-eingeschaltet-Flags als das
Äquivalent des Nicksynchronisiersignals auf der Leitung 53 (zusammen mit dem Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal
auf der Leitung 55) benutzt, um Rücksetz- und Synchronisierfunktionen auszuführen, die ausführlicher
mit Bezug auf Fig. 6 weiter unten beschrieben sind. Die Unterscheidung zwischen Geschwindigkeiten oberhalb von
Reisefluggeschwindigkeiten oder Unterreisefluggeschwindigkeiten erfolgt durch Setzen eines Fluggeschwindigkeit-Haltung-eingeschaltet-Flags
in einem Schritt 146 immer dann, wenn ein Test 147 anzeigt, daß die Längsknüppeltrimmung eingeschaltet ist, und ein Test 148
anzeigt, daß die gefilterte Fluggeschwindigkeit 60 knot übersteigt. Wenn in einem Test 149 festgestellt wird, daß
der Tasterschalter während eines gegenwärtigen Zyklus gedrückt ist, wird ein Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrflag
in einem Schritt 150 gesetzt. Nachdem dieses Flag in dem Schritt 150 gesetzt worden ist, kann es erst
rückgesetzt werden, nachdem das Tasten abgeschlossen ist, was durch ein negatives Ergebnis des Schrittes 149 angezeigt
wird, und der Fluggeschwindigkeitsfehler kleiner als 5 knot ist, was durch einen Test 151 angezeigt wird, der
zu einem Schritt 152 zum Rücksetzen des Fluggeschwindigkeitsfehlersbegrenzur.gssperrflags
führt.
Wenn die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet ist
(was bedeutet, daß die Längsknüppeltrimmung eingeschaltet
ist und das Flugzeug schneller als 60 knot fliegt), wird ein positives Ergebnis eines Tests 153 zu einem Test
führen, in welchem festgestellt wird, ob der Tasterschalter in dem gegenwärtigen Zyklus betätigt ist. Wenn dem so ist,
wird in einem Test 155 festgestellt, ob der Taster in dem vorangehenden Zyklus betätigt wurde, indem ein Tastflag ·
des gegenwärtigen Zyklus (Tasten N) mit einem Tastflag des vorangehenden Zyklus (Tasten M) verglichen wird. Wenn
der Test 155 negativ ...aus fällt, bedeutet das, daß das Tasten
innerhalb' des gegenwärtigen Zyklus eingeleitet worden ist, und in einem Schritt 157 wird das LängsknappeItrimmungeingeschaltet-Flag
rückgesetzt (äquivalent dem Erzeugen des Nicksynchronisiersignals als Ergebnis des Tastens, wie
oben mit Bezug auf Fig. 3 beschrieben).
Obgleich der Einfachheit halber nicht dargestellt, wird angenommen, daß in der hier beschriebenen Digitalausführungsform
gewisse Statusflags am Beginn jedes Hauptcomputerzyklus rückgesetzt werden und auf ausgewählte Weise
gesetzt werden, wenn das Programm fortschreitet, um Zustände, die innerhalb dieses Zyklus vorhanden sind, auf
bekannte Weise wiederzugeben. In dieser Ausführungsform wird angenommen, daß vor dem Erreichen der Routine von
Fig. 5 das Längsknüppeltrimmung-eingeschaltet-Flag, das
Fluggeschwindigkeit-Haltung-eingeschaltet-Flag und gewisse
berechnete Werte, die als Zwischenwerte benutzt werden, rückgesetzt werden, so daß, wenn sie nicht berechnet oder
gesetzt sind, auf Grund des besonderen bezogenen gegenwärtigen Status in einem Nullzustand gelassen werden, der
geeignet ist, wie im folgenden noch näher beschrieben.
Unter Voraussetzung der vorstehenden Angaben wird in einem anschließenden Durchlauf des Programms durch die Routine
von Fig. 5, unter der Voraussetzung, daß geeignete Bedingungen noch vorhanden sind, in dem Schritt 145 das Längs-
knüppeltrimmung-eingeschaltet-Flag gesetzt, und in dem
Schritt 146 wird das Fluggeschwindigkeit-Haltung-eingeschaltet-Flag
gesetzt. Das Ergebnis des Tests 153 wird daher positiv sein und, wenn der Taster ständig niedergedrückt
ist, wird das Ergebnis des Tests 154 ebenfalls positiv sein. Da das jedoch der zweite Zyklus hintereinander
bei betätigtem Taster 1st, wird der Taststatus dieses Zyklus gleich dem Taststatus des vorangehenden
Zyklus sein, so daß das Ergebnis des Tests 155 positiv
ist und der Schritt 157 umgangen wird. Nachdem der Test des Schrittes 155 durchgeführt ist, wird in jedem Zyklus
der Taststatus des gegenwärtigen Zyklus für den nächsten Zyklus in einem Schritt 158 auf den neusten Stand gebracht.
In der hier beschriebenen Ausführungsform wird,
nachdem die Längsautopilotstatusunterroutine von Fig. 5
abgeschlossen ist, über einen Rückkehrpunkt 159 zu anderen Teilen des Programms zurückgekehrt. In Abhängigkeit
von der besonderen Ausführungsform könnte jedoch der Eintritt
in die Unterroutine von Fig. 6 bei Bedarf direkt im Anschluß an die Unterroutine von Fig. 5 erfolgen.
Gemäß Fig. 6 wird ein allgemeines Längsautopilotprogramm,
bei dem einige der Statusbedingungen benutzt werden, die in Fig. 5 festgesetzt worden sind, über einen Eintrittspunkt 160 erreicht. In einem ersten Test 161 wird festgestellt,
ob die Längsknüppeltrimmung eingeschaltet ist. Wenn dem so ist, dann wird in einem Test 162 festgestellt,
ob der Fluggeschwindigkeit-Haltung-Status in diesem Zyklus gegenüber seinem Status in dem letzten Zyklus geändert
worden ist. Das ist der Schaltungsanordnung 36-39 in Fig. 3 äquivalent, die das Nicksynchronisiersignal und
bezogene Signale immer dann erzeugt, wenn es einen Übergang von Reisefluggeschwindigkeiten auf Unterreisefluggeschwindigkeiten,
oder umgekehrt, gibt. Wenn es keinen übergang gegeben hat, wird ein Test 162 ein positives Ergebnis
haben, und es werden Autopilotnickberechnungen aus-
geführt, wie im folgenden mit Bezug auf Fig. 7 beschrieben.
Wenn es aber einen übergang der Fluggeschwindigkeit gegeben hat, wird das Ergebnis des Tests 162 negativ
sein, und das Fluggeschwindigkeit-Haltung-eingeschaltet-Statusflag
für den gegenwärtigen Zyklus wird in einem Schritt 163 anschließend auf den neuesten Stand gebracht,
um den vorherigen Zyklus wiederzugeben.
In jedem Fall werden, wenn es einen Geschwindigkeitsübergang gibt oder wenn die Längsknüppeltrimmung nicht
eingeschaltet ist, mehrere Schritte ausgeführt r die denjenigen
ungefährt äquivalent sind, die durch das Nicksynchronisiersignal· in Fig. 4 ausgeführt werden. Zuerst
bewirkt ein Schritt 164, daß der Nickiagebezugswert gleich
der Nicklage ist, was der Synchronisierfunktion äquivalent ist, die durch den Schalter 86 und den Integrierverstärker
84 von Fig. 4 erreicht wird. Dann bewirkt ein Schritt 165, daß der Knüppelsynchronisierwert gleich dem Knüppeltrimmpositionswert
gemacht wird, was der Wirkung der Nachlaufspeichereinheit 131 in Fig. 4 äquivalent ist. Dann bewirkt
ein Schritt 166, daß der Fluggeschwindigkeitsbezugswert gleich der gefilterten Fluggeschwindigkeit isb, was der
Synchronisierung äquivalent ist, die durch den Schalter und den integrierenden Verstärker 70 in Fig. 4 erfolgt."
In einem Schritt 166a wird der Nickautopilotintegratorwert
auf null rückgesetzt. Ein Schritt 167 bewirkt, daß der Nickänderungsgeschwindigkeits- oder Nickwendeeinblendfaktor
am Anfang auf null gesetzt wird; das kann in Teilen eines Programms benutzt werden, das hier nicht beschrieben ist,das
aber dem mit Bezug auf Fig. 21 der oben erwähnten US-Anmeldung beschrieben ist, so daß immer dann, wenn er auf
null gesetzt wird, er anschließend mit einer gewissen Geschwindigkeit inkrementiert wird, bis er einen Grenzwert
erreicht und als ein Einblendmultiplikationsfaktor zur Verwendung auf dieselbe Weise verfügbar ist, wie es mit
Bezug auf die Einblendschaltung 94 von Fig. 4 beschrieben
worden ist und in der Digitalversion im folgenden ausführlicher
beschrieben wird. Ein Schritt 168 setzt das Fluggeschwindigkeitsproportionalsignal
auf null, was in Fig.4 infolge der Tatsache erfolgt, daß der Fluggeschwindigkeitszähler auf null geht und ein Schritt 169 bewirkt, daß der
Nickautopilotbefehl des gegenwärtigen Zyklus auf null gesetzt wird, was dem äquivalent ist, daß das Ausgangssignal
des Summierpunkts 96 in Fig. 4 null ist, weil sämtliche Eingangssignale null sind.
In dem Fall, in welchem die Resynchronisierung nicht auftritt,
weil die Längsknüppeltrimmung eingeschaltet ist, und kein Fluggeschwindigkeitsübergang erfolgt ist, was
durch die Tests 161 und 162 ermittelt wird, wird die Nickautopilotberechnungsroutine
von Fig. 7 über einen Eintrittspunkt 170 erreicht. In Fig. 7 stellt ein erster Schritt 171 fest, ob die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet
j st. Wenn nicht, ist das der Tatsache äquivalent, daß in der Ausführungsform von Fig. 3 und 4 die Fluggeschwindigkeit
unter 60 knot liegt. Das bedeutet, daß das Längs- oder Nickautopilotsystem zur Fluglage-Haltung benutzt
wird. In einem solchen Fall wird ein negatives Ergebnis des Tests 171 zu einem Schritt 172 führen, der ein Nicklageinkrement
als das Produkt eines für das Tasten festgesetzten Wertes (äquivalent der festgesetzten Spannung des + Tastsignals
auf der Leitung 47 in den Aus führungsformen von
Fig. 3 und 4) mal einem gewissen Faktor erzeugt, welcher die Anzahl an Grad pro Sekunde angibt, um die der.Taster
den Trimmpunkt anstoßen sollte, was K7 in dem integrierenden Verstärker 84 äquivalent ist. Die Integration wird als eine
Addition in dem Schritt 173 ausgeführt, wo zu dem Nicklagebezugswert
das Nicklageinkrement addiert wird. Wenn kein Tasten vor sich geht, wird der + Tastwert null sein, und
das Nicklageinkrement wird null sein; der Nicklagebezugswert
wird daher gleich der Nicklage bleiben, auf die er in dem Schritt 164 (Fig. 6) synchronisiert wurde.
Wenn der Schritt 171 ergibt, daß die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet ist, dann werden Faktoren, die sich
auf die Fluggeschwindigkeit beziehen, statt Fluglagefaktoren berechnet. Ein Schritt 174 wird ein Fluggeschwindigkeitsbezugsinkrement
als Produkt des festgelegten Tastsignals (das null sein kann) mal einem Faktor berechnen, der
die Anzahl von Knoten pro Sekunde angibt, um die das Tasten den Geschwindigkeitstrimmpunkt anstoßen sollte, was
K6 des integrierenden Verstärkers 70 in der Ausführungsform
von Fig. 4 äquivalent ist. Dann wird die Integration in einem Schritt 175 ausgeführt, wo zu dem Fluggeschwindigkeitsbezugswert
das Fluggeschwiridigkeitsbezugsinkrement addiert wird. Diese Schritte sind denjenigen analog, die
in den Schritten 172 und 173 ausgeführt werden. Dann wird
der Fluggeschwindigkeitsfehler als die Differenz zwischen
dem Fluggeschwindigkeitsbezugswert und der gefilterten Fluggeschwindigkeit
in einem Schritt 176 ermittelt. Das ist der Funktion des Summierpunkts 68 in der Ausführungsform
von Fig. 4 äquivalent. Dann ermittelt ein Test 177, ob die Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzung gesperrt ist oder
nicht. Das entspricht dem Testen des Statusflags, das in dem Schritt 150 erfolgt, wi.e oben mit Bezug auf Fig. 5
beschrieben, und ist der Funktion des Schalters 76 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent. Wenn das Ergebnis
des Tests 177 positiv ist, werden die Begrenzungsfunktionen umgangen. Wenn aber das Ergebnis des Tests 177 negativ
ist, dann ist die Begrenzung nicht cfesperrt worden, weshalb ein Test 178 feststellt, ob der Fluggeschwindigkeitsfehler
größer als plus 5 knot ist, uxid, wenn dem so ist, wird in einem Schritt 179 der Fluggeschwindigkeitsfehler gleich dem
Begrenzungswert von 5 knot gesetzt. Wenn das Ergebnis des Tests 178 negativ ist, dann wird ein Test 180 feststellen,
ob der Fluggeschwindigkeitsfehler negativer als minus 5 knot ist. Wenn dom so ist, wird in einem Schritt 181 der Flugyeschwindigkeitsfehler
gleich dem Begrenzungswert von minus 5 knot gesetzt. In jedem Fall wird, ob die Begrenzung er-
folgt oder nicht, ein Schritt 182 erreicht, wo der Wert
des Fluggeschwindigkeitsproportionalsignals (äquivalent dem auf der Leitung 98 in der Ausführungsform von Fig.4)
als Funktion des Fluggeschwindigkeitsfehlers mal einer Verstärkungskonstanten erzeugt wird, die K4 in dem Verstärker
74 der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent ist.
Ungeachtet dessen, ob die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet ist oder nicht, geht nach der Berechnung von
geeigneten Fluglage- oder Fluggeschwindigkeitsfaktoren die Berechnung der Nickautopilotwerte mit einem Schritt
183 weiter, in welchem ein Nickänderungsgeschwindigkeits-
oder Nickwendebefehlsfaktor äquivalent dem Signal auf der Leitung 95 in der Ausführungsform von Fig. 4 als Funktion
des Nickwendesignals (wie das auf der Leitung 92)
mal einem Verstärkungsfaktor K2 (äquivalent dem Verstärker
93) mal dem Einblendfaktor erzeugt wird, der oben mit Bezug auf den Sehritt 167 in Fig. 6 beschrieben wurde. Das
ist der kombinierten Wirkung des Verstärkers 93 und der Einblendschaltung 94 in der Ausführungsform von Fig. 4
äquivalent.
In Fig. 7 erzeugt der nächste Schritt 184 eine Nicklagesynchronisierung
als Funktion des Nicklagebezugswerte minus der Nicklage, was der Funktion des Summierpunkts
in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent ist. Dann
erzeugt ein Schritt 185 den Nicklagebefehl als Produkt der Nicklagesynchronisierung mal einem Verstärkungsfaktor
K1, was der Funktion des Verstärkers 90 von Fig. 4 äquivalent ist. Die Schritte 183-185 sind vorgesehen,ob nun die
Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet ist oder nicht, da diese Funktionen sowohl bei Reisefluggeschwindigkeiten
als auch bei Unterreisefluggeschwindigkeiten benutzt werden, um für eine Fluglagestabilität zu sorgen. Andererseits
werden die Fluggeschwindigkeitsfaktoren nur bei Reisefluggeschwindigkeiten benutzt (äquivalent dem ständig ange-
legten Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal· auf der Leitung 55, welches das Erzeugen irgendeines Fluggeschwindigkeitsfehlers blockiert, wenn mit Unterreisefluggeschwindigkeiten
geflogen wird.
In Fig. 7 wird dann die Möglichkeit der Übersteuerung durch einen Piloten in einem Test 186 ermittelt. Wenn festgestellt
wird, daß der Absolutwert der Nicktrimmkraft größer als plus oder minus 8,9 N ist (was in der Reihenfolge
geschehen kann, die mit Bezug auf die Tests und die Schritte 178-181 oben beschrieben worden ist), wird die
Funktion des Haltens des Wertes des Nickautopilotintegrators auf seinem dann vorhandenen Wert, wenn die Pilotübersteuerung
erfolgt, erfüllt, indem mehrere Integrierschritte umgangen werden. Wenn aber der Pilot das Autopilotsystem
nicht übersteuert, wird ein negatives Ergebnis des Tests 186 bewirken, daß in einem Test -187 festgestellt
wird, ob die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet
ist (oberhalb 60 knot). Wenn dem so ist, wird das Integratoreingangssignal als Fluggeschwindigkeitsfehler mal einem Verstärkungsfaktor K5 ermittelt, was das
Äquivalent zu den Funktionen des Verstärkers 75 und des Schließens des Schalters 107 in der Ausführungsform von
Fig. 4 ist. Wenn aber die Fluggeschwindigkeit-Haltung nicht eingeschaltet ist, wird ein negatives Ergebnis des Tests
187 zu einem Schritt 189 führen, in welchem das Integratoreingangssignal als das Produkt der Nicklagesynchrönisierung
mal einem Verstärkungsfaktor K3 ermittelt wird, was den Funktionen des Verstärkers 91 und des Schalters 108 in der
Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent ist. Dann wird die
Integrationsfunktion des Nickautopilotintegrators in einem
Schritt 190 ausgeführt, in welchem das Integratoreingangssignal
zu dem Wert des Nickautopilotintegrators addiert wird, der früher festgesetzt worden ist. Das ist selbstverständlich
der Funktion des Integrators 100 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent.
Die letzte Autopilotberechnung in Fig. 7 ist das Erzeugen des Nickautopilotbefehls für den gegenwärtigen Zyklus
(NICKAUTOPILOTBEFEHL N) als Summe des Ausgangssignals des Nickautopilotintegrators,
des Fluggeschwindigkeitsproportionalwerts, des Nicklagebefehls und des Nickänderungsgeschwindigkeits-
oder Nickwendebefehls. Das ist dasselbe wie die
Summierfunktion, die durch den Sununierpunkt 96 in der
Ausführungsform von Fig. 4 erfüllt wird.
Wenn die Nickautopilotberechnungen von Fig. 7 abgeschlossen sind, kehrt das Programm zu dem allgemeinen Längsaut
opi Io tprogramm von Fig. 6 über einen Ubergangspunkt
zurück, der zu einem Test 193 in Fig. 6 führt. Dieser stellt fest, ob der Nickautopilotbefehl für den gegenwärtigen
Zyklus (N) den Nickautopilotbefehl für den unmittelbar vorangehenden Zyklus (M) um mehr als 15% der Verstellmöglichkeit
pro Sekunde übersteigt. Wenn dem so ist, wird ein Schritt 194 einen auf den neuesten Stand gebrachten
Nickautopilotbefehl (M) als den Wert des Nickautopilotbefehls in dem vorangehenden Zyklus (M) plus einem Wert, der
15% der Verstellmöglichkeit pro Sekunde äquivalent ist,
erzeugen. Wenn aber der gegenwärtige Befehl den vorangehenden Befehl nicht um plus 15% pro Sekunde übersteigt, wird
ein negatives Ergebnis des Tests 193 bewirken, daß in einem
Test 195 festgestellt wird, ob der Nickautopilotbefehl des gegenwärtigen Zyklus (N) um mehr als minus 15% der
Verstellmöglichkeit pro Sekunde negativer ist als der Nickautopilotbefehl
des vorangehenden Zyklus (M).Wenn dem so ist, wird der auf den neuesten Stand gebrachte Autopilotbefehl
(M) als der Nickautopilotbefehl des vorangehenden Zyklus (M) minus 15% der Verstellmöglichkeit pro Sekunde
in einem Schritt 196 erzeugt. Wenn aber die Befehle innerehalb von 15% von einander liegen, werden die Ergebnisse von
beiden Tests 193 und 195 negativ sein, so daß der auf den
neuesten Stand gebrachte Nickautopilotbefehl (M) zur Verwendung in dem nächsten Zyklus gleich dem (N) für den
gegenwärtigen Zyklus in einem Schritt 197 gesetzt wird. Die Schritte 194, 196 und 197 bewirken, daß sowohl die
Änderung in dem Nickautopilotbefehl von einem Zyklus'
zum nächsten begrenzt wird als auch der Wert auf den neuesten Stand gebracht wird, der in dem nächsten Zyklus"
für den Vergleich mit dem in dem nächsten Zyklus erzeugten Wert zu verwenden ist. Sämtliche Tests und Schritte 193-197
sind dem Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzer 111 in der Ausführungsform von Fig. 4 einfach äquivalent. Es
sei angemerkt, daß keine Notwendigkeit besteht, diese Funktion während der Synchronisierung infolge der eingeschalteten
Längsknüppeltrlmmung zu umgehen (äquivalent dem Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 in Fig.4
und der Funktion des dort vorgesehenen Schalters 11.2) ,
weil der auf den neuesten Stand gebrachte Nickautopilotbefehl (M) der interessierende Wert ist und in dem Schritt
169 während der Resynchronisierung direkt auf null gesetzt wird.
In Fig. 6 wird der Knüppelbezugswert als die Summe des Knüppelsynchronisierwerts und des Nickautopilotbefehls
in einem Schritt 198 erzeugt, was dem Summierpunkt 114
in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent ist. Dann erzeugt ein Schritt 199 einen Knüppelbefehlsfehlerwert
als Differenz zwischen dem Knüppelbezugswert und der Knüppeltrimmposition, was der Funktion des Summierpunkts
117 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent
ist. Damit werden die Autopilotroutinen abgeschlossen, so daß zu anderen Teilen des Programms über einen Rückkehrpunkt
200 zurückgekehrt werden kann.
In dem Doppelcomputer-Hubschraubersteuersystem des in der oben erwähnten US-Patentanmeldung erwähnten Typs werden
die Autopilotfunktionen nur ausgeführt, wenn beide Computer
nicht gesperrt sind. Der Grund dafür ist, daß ein Ausfall der vollen Möglichkeiten der Autopilotfunktionen
eines Computers eine sofortige Endausschlagssituation
verursachen könnte, die sehr gefährlich ist. Deshalb werden die hier beschriebenen Autopilotfunktionen nur während
des Duplexbetriebes und nicht während des Simplexbetriebes ausgeführt. Beispielsweise kann die Längsautopilotstatusunterroutine
von Fig. 5 in der Duplexbetriebsstatusroutine 1203 ausgeführt werden, die in Fig. 12 der genannten
US-Patentanmeldung dargestellt ist, vorausgesetzt, daß der Test 1202 dort feststellt, daß der betreffende Computer
nicht im Simplexbetrieb ist. Ebenso können die Tests und die Synchronisieraspekte desjenigen Teils der Längsautopilotunterroutine,
der hier in der oberen Hälfte von Fig. 6 gezeigt ist, sowie die hier in Fig. 7 dargestellte
Berechnungsnickautopilotunterroutine in der Nickaußenkreisberechnungsroutine
1403 ausgeführt werden, die in Fig. 14 der genannten US-Patentanmeldung dargestellt ist, vorausgesetzt,
daß dort ein Test 1402 feststellt, daß der betreffende Computer nicht im Simplexbetrieb arbeitet. Der
hier in Fig. 6 unten dargestellte Teil der Längsautopilotunterroμtine,
der den Nickautopilotbefehl begrenzt und den Knüppelbefehlsfehler berechnet, kann in der Nickkrafterhöhungsberechnung-A-Unterroutine
519 ausgeführt werden, die in Fig. 5 der genannten US-Patentanmeldung dargestellt
ist, wobei deren Ergebnisse an den Trimmstellantrieb in der Nickkrafterhöhungsausgangssignal-A-Unterroutine 703
in Fig. 7 der genannten US-Patentanmeldung abgegeben werden können, vorausgesetzt, daß die Tests 518 in Fig. 5 und
702 in Fig. 7 .anzeigen, daß der betreffende Computer nicht
allein im Simplexbetrieb arbeitet, und diese Berechnungen können ein zweites Mal bei jedem Hauptdurchlauf durch das
Computerprogramm wiederholt werden, beispielsweise in der Nickkrafterhöhungsberechnung-B-Routine 904 in Fig. 9 der
genannten US-Patentanmeldung, deren Ergebnisse dem Trimmstellantrieb in der Nickkrafterhöhungsausgangssignal-B-Routine
1003 in Fig. 10 der genannten US-Anmeldung zugeführt werden können, vorausgesetzt, daß Tests 902 in Fig. 9 und
J Ί ü y b 4 7
1002 in Fig. 10 anzeigen, daß der zugehörige Computer nicht
allein in einem Simplexbetrieb arbeitet. Diese doppelte Berechnung und Ausgabe ergibt einfach eine größere Frequenz,
mit der Knüppelbefehlsfehler an dem Trimmstellantrieb auf den neuesten Stand gebracht werden, gegenüber dem grundlegenden
Computerzyklus (in der genannten US-Patentanmeldung
mit "macro synch" bezeichnet).
Andererseits können die Digitalausführungsformen, wie sie
in den Fig. 2 und 5-7 dargestellt sind, in anderen als Doppelcomputersystemen implementiert werden, wenn geeignete
Vorkehrungen getroffen werden, daß der Ausfall eines solchen Systems nicht als katastrophal anzusehen ist. Die Autopilotfunktionen
können bei der hier beschriebenen Erfindung, wie oben kurz dargelegt, in Systemen implementiert werden
und sind in Systemen implementiert worden, in denen die Autopilotsteuerung über die Knüppelposition durch einen
Trimmstellantrieb erfolgt, der keine Krafteinwirkungen aufweist. In den hier beschriebenen Ausführungsformen sind
die Kraftberechnungen,wie diejenigen, die die Kraft als
Funktion der Beschleunigung ergeben und von dem auf eine
analoge Weise in der US-PS 4 078 749 dargestellten Typ sind, der Einfachheit halber weggelassen worden, da sie für die
vorliegende Erfindung nicht relevant sind und auf analoge Weise oder auf irgendeine geeignete digitale Weise, die sich
aus der US-PS 4 078 749 ergibt, in Abhängigkeit von dem besonderen. System, in welchem die Erfindung angewandt wird,
implementiert werden können.
Auf Grund der vorstehenden Beschreibung seien gewisse Hauptaspekte
und sich daraus ergebende Vorteile der Erfindung beachtet. Beispielsweise synchronisiert die Trimmauslösung
nach der Erfindung nicht nur den Knüppelbefehlsfehler
(am Eingang des Trimmstellantriebs) auf die Knüppeltrimmposition, sondern synchronisiert auch ständig den Nicklagebezugswert
und den Fluggeschwindigkeitsbezugswert und dient
zum Rücksetzen des Nickautopilotintegrators. Weiter erzeugen Übergänge zwischen Geschwindigkeiten keine Übergangsstörungen,
weil diese Übergänge ebenfalls den Knüppel, den Pluggeschwindigkeitsbezugswert, den Nicklagebezugswert
und den Nickautopilotintegrator trimmen. Das Einleiten des Tastens trimmt ebenfalls die Fluggeschwindigkeit-
und. Fluglagebezugswerte, den Nickautopilotintegrator.'
und den Knüppel. Diese Resynchronisierung ist aber
nur vorübergehend, denn anschließend an sie wird das Fortsetzen
des Tastens den Fluggeschwindigkeits- oder den Fluglagebezugspunkt anstoßen, abhängig davon, ob das Flugzeug
mit Reisefluggeschwindigkeiten fliegt oder nicht. Ein wichtiger Aspekt der Erfindung ist, daß die Verwendung
einer stark gefilterten Fluggeschwindigkeitsmeßsystem-Fluggeschwindigkeit zum Vornehmen einer Driftkorrektur für
eine integrierte Längsbeschleunigungsfluggeschwindigkeit angezeigte Fluggeschwindigkeitsstörungen infolge von Böen
und Turbulenz eliminiert; das ergibt eine offensichtliche und besondere Verbesserung in der Funktion irgendeiner auf
die Fluggeschwindigkeit ansprechenden Anordnung; sie ist aber besonders beträchtlich in einem Fluggeschwindigkeit-Haltung-Autopilot
sy stern, da sie die Verwendung einer maximalen Verstärkung für eine enge Kontrolle über die Fluggeschwindigkeit
gestattet, ohne unbequeme Störungen in der Fluglage als Ergebnis von unregelmässigen Fluggeschwindigkeitsanzeigen
zu erzeugen. Ein weiterer Aspekt der Erfindung ist, daß der Pilot das Autopilotsystem übersteuern
kann, ohne es abzuschalten, und anschließend zu im wesentlichen der vorherigen Bezugsfluggeschwindigkeit oder
Bezugsfluglage zurückkehren kann, weil der Nickautopilotintegrator
während der Pilotübersteuerung in einen HaltezUStand
versetzt wird und weil in dem Fall der Fluggeschwindigkeit-Haltung das Fluggeschwindigkeitsfehlereingangssignal
an dem Integrator begrenzt wird, um abrupte Änderungen
zu vermeiden, nachdem die Pilotübersteuerung aufgehört hat; das gestattet dem Piloten, den Hubschrauber leicht zu
manövrieren und dann zu der vorherigen Fluggeschwindigkeit oder Fluglage zurückzukehren, die durch den Autopiloten
gehalten wird.
Vorstehend sind die wichtigen Aspekte der Erfindung dargelegt worden; weitere Aspekte der Ausführungsformen,
in denen die Erfindung hier beschrieben worden ist,"sind nicht bedeutsam. Das heißt, die Wahl der Hardware- oder
Softwareimplemeritierungen, die genaue Art der Hardware
oder der Architektur eines Computers, in welchem die Software implementiert werden kann, und der besondere Typ
des Stellantriebssystems, das benutzt wird, sind für die Erfindung nicht von Bedeutung.
5?
Leerseite
Claims (7)
1. Fluggeschwindigkeit-Haltung-Autopilotsystem für einen Hubschrauber, der einen Steuerknüppel (122) für
die periodische Längssteuerung mit einem daran angebrachten Trimmauslöseschalter (42) hat, gekennzeichnet
durch:
einen Trimmstellantrieb (120), der auf an ihn angelegte elektrische Signale anspricht, um den Steuerknüppel (122)
des Hubschraubers zu positionieren;
eine Fluggeschwindigkeitseinrichtung (12), die ein Fluggeschwindigkeitssignal liefert, das die Isthubschraubergeschwindigkeit
angibt;
eine Trimmeinrichtung (48-52), die auf den Trimmauslöseschalter
(4 2) anspricht und ein Trimmauslösesignal liefert;
eine Positionseinrichtung (126), die auf den Trimmstellantrieb (120) anspricht und ein Knüppeltrimmpositionssignal
liefert, das die durch den Trimmsteilantrieb (120)
festgesetzte Steuerknüppeltrimmposition angibt; und
eine Signalverarbeitungseinrichtung (Fig. 4; 5, 6), die
auf das Fluggeschwindigkeitssignal, das Trimmauslösesignal und das Knüppeltrimmpositionssignal anspricht,
um auf das Vorhandensein des Trimmauslösesignals hin
<siη Fluggeachwindlgkeitsbezuysslgnal, das gleich dem
Istfluggeschwindigkeitssignal ist, ein Flüggeschwindigkeitsfehlersignal
mit dem Wert null und ein Knüppelsynchronisiersignal,
das gleich dem Knüppeltrimmpositionssignal ist, zu liefern, um bei Nichtvorhandensein des
Trimmauslösesignals ein Fluggeschwindigkeitsfehlersignal als Differenz zwischen dem Fluggeschwindigkeitsbezugssignal
und dem Fluggeschwindigkeitssignal und ein Nickautopilotbefehlssignal als Funktion des Fluggeschwindigkeit
sfehlersignals zu liefern,und um ein Knüppelbezugssignal als Funktion der Differenz zwischen
dem Nickautopilotbefehlssignal und dem Knüppelsynchronisiersignal
und ein Knüppelbefehlsfehlersignal, das an den Trimmsteilantrieb (120) angelegt wird, als
Funktion der Differenz zwischen dem Knüppelbezugssignal und dem Knüppeltrimmpositionssignal zu liefern,
wodurch das Knüppelbefehlsfehlersignal während des Trimmauslösesignals null sein kann, wenn das Nickautopilotbefehlssignal
den Wert null hat und das Fluggeschwindigkeitsbezugssignal gleich dem Istfluggeschwindigkeitssignal
gesetzt ist, so daß das Fluggeschwindigkeitsfehlersignal infolgedessen den Wert null
hat, während das Knüppeltrimmpositionssignal einen endlichen Wert behält, der die gegenwärtige Knüppeltrimmposition
angibt.
2. System nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch:
eine Fluglageeinrichtung (80, 81, 84, 86, 88, 90, 91), die ein Fluglagesignal liefert, das die Istflugzeugnickachsenlage
angibt; und
wobei die Signalverarbeitungseinrichtung (Fig. 4? 7)
auf das Fluglagesignal anspricht, um auf das Vorhandensein des Trimmauslösesignals hin ein Fluglagebezugssignal
zu liefern, das gleich dem Fluglagesignal ist, und ein FluglageEehlersignal mit dem Wert null;
um bei NichtVorhandensein des Trimmauslösesignals ein
Fluglagefehiersignal als Differenz zwischen dem Fluglagebezugssignal
und dem Fluglagesignal und das Nickautopilotbefehlssignal
als Funktion des Fluggeschwindigkeitssignals immer dann zu liefern/ wenn die durch das
Fluggeschwindigkeitssignal angegebene Fluggeschwindigkeit über einer vorbestimmten Schwellenwertreisefluggeschwindigkeit
liegt/ oder' als eine Funktion des Fluglagefehlersignals immer dann, wenn die durch das Fluggeschwindigkeitssignal
angegebene Fluggeschwindigkeit kleiner als die vorbestimmte Schwellenwertreisefluggeschwindigkeit
ist, wodurch das Knüppelbefehlsfehlersignal während des Trimmauslösesignals null sein kann,
wenn das Nickautopilotbefehlssignal den Wert null hat
und das Fluggeschwindigkeitsbezugssignal gleich dem Istfluggeschwindigkeitssignal gesetzt ist, so daß das
Fluggeschwindigkeitsfehlersignal infolgedessen den Wert null hat,und das Fluglagebezugssignal wird auf das
Fluglagesignal eingestellt, so daß das Fluglagefehlersignal infolgedessen den Wert null hat, während das
Knüppeltrimmpositionssignal einen endlichen Wert behält, der eine gegenwärtige Knüppeltrimmposition angibt.
3. Nickachsenautopilotsystem für einen Hubschrauber,
der einen Steuerknüppel (122) für die periodische Längssteuerung hat, gekennzeichnet durch:
einen Trimmstellantrieb (120), der auf an ihn angelegte elektrische Signale anspricht, um den Steuerknüppel (122)
des Hubschraubers zu positionieren;
eine Fluglageeinrichtung (80, 81, 84, 86, 88, 90, 91),
die ein Fluglagesignal liefert, das die Istflugzeugnickachsenlage
angibt;
eine Fluggeschwindigkeitseinrichtung (12), die ein Fluggeschwindigkeitssignal
liefert, das die Isthubschraubergeschwindigkeit angibt;
eine Positionseinrichtung (126), die auf den Trimmstellantrieb
(120) anspricht und ein Knüppeltrimmpositionssignal
liefert, das die durch den Trimmstellantrieb
festgesetzte Knüppeltrimmposition angibt; und
eine Signalverarbeitungseinrichtung (Fig. 4; 5-7), die auf das Fluggeschwindigkeitssignal, das Fluglagesignal
und das Knüppeltrimmpositionssignal anspricht, um auf das Fluggeschwindigkeitssignal hin ein Reisefluggeschwindigkeitsübergangssignal
immer dann zu liefern, wenn die durch das Fluggeschwindigkeitssignal angegebene Fluggeschwindigkeit von einer vorbestimmten Schwellenwertreisefluggeschwindigkeit
auf eine Unterreisefluggeschwindigkeit übergeht, oder umgekehrt, um auf das Vorhandensein des Fluggeschwindigkeitsübergangssignals
hin ein Fluggeschwindigkeitsbezugssignal zu liefern, das gleich dem Fluggeschwindigkeitssignal ist, ein Fluglagebezugssignal,
das gleich dem Fluglagesignal ist, ein Fluggeschwindigkeitsfehlersignal mit dem Wert null, ein
Fluglagefehlersignal mit dem Wert null, ein Nickautopilotbefehlssignal
mit dem Wert null und ein Knüppelsynchronisiersignal,
das gleich dem Knüppeltrimmpositionssignal ist, um bei Nichtvorhandensein des Fluggeschwindigkeitsübergangssignals
ein Fluggeschwindigkeitsfehlersignal als Differenz zwischen dem Fluggeschwindigkeitsbezugssignal
und dem Fluggeschwindigkeitssignal, ein Fluglagefehlersignal als Differenz zwischen dem Fluglagebezugssignal
und dem Fluglage signal, und ein Nickautopilotbefehlssignal als eine Funktion des Fluggeschwindigkeitsfehlersignals
zu liefern, wenn das Fluggeschwindigkeitssignal eine Reisefluggeschwindigkeit angibt, oder als
eine Funktion des Fluglagesignals, wenn das Fluggeschwindigkeitssignal eine Unterreisefluggeschwindigkeit
angibt, und um ein Knüppelbezugssignal als eine Funktion der Differenz zwischen dem Nickautopilotbefehlssignal
und dem Knüppelsynchronisiersignal und ein Knüppelbefehlsfehlersignal, das an den Trimmstellantrieb ange-
legt wird, als Funktion der Differenz zwischen dem Knüppelbezugssignal und dem Knüppeltrimmpositionssignal
zu liefern, wodurch das Knüppelbefehlsfehlersignal während des Reiseflugübergangsgeschwindigkeitssignals
null sein kann, wenn das Nickautopilotbefehlssignal den Wert null hat, das Fluggeschwindigkeitsbezugssignal
gleich dem Fluggeschwindigkeitssignal gesetzt wird, so daß das Fluggeschwindigkeitsfehlersignal infolgedessen
den Wert null hat, und das Fluglagebezugssignal gleich dem Fluglagesignal gesetzt wird, so daß das Fluglagefehlersignal
infolgedessen den Wert null hat, während das Knüppeltrimmpositionssignal einen endlichen Wert
behält, der eine, gegenwärtige Knüppeltrimmposition angibt, wodurch transiente Fluglagestörungen, die sich
aus Übergängen zwischen Reise- und Unterreisefluggeschwindigkeiten
bei eingeschaltetem Nickachsenautopiloten ergeben, gemildert werden.
4. Fluggeschwindigkeits-Haltung-Autopilotsystem für
einen Hubschrauber, der einen Steuerknüppel (122) für die periodische Längssteuerung hat, an welchem ein Vorwärtstasterschalter
(43) und ein Rückwärtstasterschalter (44) angebracht sind, gekennzeichnet durch:
einen Trimmstellantrieb (120), der auf an ihn angelegte elektrische Signale anspricht, um den Steuerknüppel
(122) des Hubschraubers zu positionieren;
eine Fluggeschwindigkeitseinrichtung (12), die ein Fluggeschwindigkeitssignal
liefert, das die Isthubschrauberfluggeschwindigkeit angibt;
eine Fluglageeinrichtung (80, 81, 84, 86, 88, 90, 91),
die ein Fluglagesignal liefert, das die Isthubschrauberfluglage angibt;
eine Tastereinrichtung (47, 77, 88), die auf die Tasterschalter
(43, 44) anepriojit qnd bei BetHtiffiimj j«ä§s
Tasterschalters ein + Tastsicjnal liefert, dessen Polarität
davon abhängt, welcher von den Tasterschattern (43, 44)
betätigt wird; . .
eine Positionseinrichtung (126), die auf den Trimmsteilantrieb
(120) anspricht und ein Knüppelttrimmpositionsalgnal
liefert, das die durch den Trimiuü teilantrieb festgesetzte
Knüppeltrimmposition angibt; und
eine Signalverarbeitungseinrichtung (Fig. 4; 5-7), die auf das Pluggeschwindigkeitssignal, das Fluglagesignal, das
+ Tastsignal und das Knüppeltriminpositionssignal anspricht,
um auf das anfängliche Vorhandensein des + Tastsignals hin ein Fluggeschwindigkeitsbezugssignal zu liefern, das
gleich dem Fluggeschwindigkeitssignal ist, ein Fluglagebezugssignal, das gleich dem Fluglagesignal ist, ein
Fluggeschwindigkeitsfehlersignal mit dem Wert null, ein Fluglagefehlersignal mit dem Wert null, ein Nickautopilotbefehlssignal
mit dem Wert null und ein Knüppelsynchronisiersignal, das gleich dem Knüppeltrimmpositionssignal
ist, um dann bei Vorhandensein des + Tastsignals das Fluggeschwindigkeitsbezugssignal
als Funktion des + Tastsignals zu liefern, wenn das Fluggeschwindigkeitssignal"
eine Reisefluggeschwindigkeit angibt, oder das Fluglagebezugssignal als eine Funktion des + Tastsignals,
wenn das Fluggeschwindigkeitssignal eine Unterreisefluggeschwindigkeit angibt, und um ein Knüppelbezugssignal
als eine Funktion der Differenz zu liefern, damit ein Fluggeschwindigkeitsfehlersignal
als Differenz zwischen dem Fluggeschwindigkeitsbezugssignal und dem Fluggeschwindigkeitssignair
ein Fluglagefehlersignal als Differenz zwischen dem Fluglagebezugssignal und dem Fluglagesignal, ein
Knüppelautopilotbefehlssignal als Funktion des Fluggeschwindigkeitsfehlersignals,
wenn das Fluggeschwindigkeitssignal eine Reisefluggeschwindigkeit angibt, oder als eine
_ 7 —
Funktion des Fluglagesignals, wenn das Fluggeschwindigkeitssignal eine Unterreisefluggeschwindigkeit angibt,
ein Knüppelbezugssignal als eine Funktion der Differenz zwischen dem Nickautopilotbefehlssignal und dem Knüppelsynchronisiersignal
und ein Knüppelbefehlsfehlersignal, das an den Trimmstellantrieb (120) angelegt wird, als
eine Funktion der Differenz zwischen dem Knüppelbezugssignal und dem Knüppeltrimmpositionssignal geliefert
werden, wodurch das Knüppelbefehlsfehlersignal während des anfänglichen Vorhandenseins des + Tastsignals null
sein kann, wenn das Nickautopilotbefehlssignal den Wert null hat, das Fluggeschwindigkeitsbezugssignal gleich
dem Fluggeschwindigkeitssignal gesetzt ist, so daß das Fluggeschwindigkeitsfehlersignal infolgedessen den Wert
null hat, und das Fluglagebezugssignal gleich dem Fluglagesignal gesetzt ist, so daß das Fluglagefehlersignal
infolgedessen den Wert null hat, während das Knüppeltrimmpositionssignal
einen endlichen Wert behält, der die gegenwärtige Knüppeltrimmposition angibt, wodurch
transiente Fluglagestörungen, die sich aus dem Tasten des Nickachsenautopilottrimmpunktes ergeben, gemildert
werden.
5. Nickachsenautopilotsystem für einen Hubschrauber,
gekennzeichnet durch:
eine Nicksteuereinrichtung mit einem Steuerknüppel (122)
für die periodische Längssteuerung und einem Trimmstellantrieb (120), der auf an ihn angelegte elektrische
Signale anspricht, um den Steuerknüppel (122) zu positionieren;
eine Fluggeschwindigkeitseinrichtung (12), die ein Fluggeschwindigkeitssignal
liefert, das die Isthubschrauberfluggeschwindigkeit angibt;
eine Übersteuerungseinrichtung (103, 126, 127, 140), die auf die Nicksteuereinrichtung anspricht und ein
ÜberSteuerungssignal liefert, das angibt, daß der
Steuerknüppel (122) in einem Schwellenwertausmaß aus der Knüppeltrimmposition herausbewegt worden ist; und
eine Signalverarbeitungseinrichtung (Fig. 4; 5, 6), die
auf das Fluggeschwindigkeitssignal anspricht, um ein Fluggeschwindigkeitsbezugssignal zu liefern, das eine
Fluggeschwindigkeit angibt, die der Autopilot halten soll, und ein Fluggeschwindigkeitsfehlersignal als
Differenz zwischen dem Fluggeschwindigkeitsbezugssignal und dem Fluggeschwindigkeitssignal, um bei Nichtvorhandensein
des Übersteuerungssignals ein Nickautopilotintegratorsignal als eine Funktion des Zeitintegrals des
Fluggeschwindigkeitsfehlersignals zu liefern, wenn die Größe des Fluggeschwindigkeitsfehlersignals kleiner als
ein vorbestimmter Fluggeschwindigkeitsfehlergrenzwert
ist, oder als eine Funktion des Zeitintegrals des Fluggeschwindigkeitsgrenzwertes
, wenn die Größe des Fluggeschwindigkeitsfehlersignals den Grenzwert übersteigt,
um bei Vorhandensein des Obersteuerungsignals das Nickautopilotintegralsignal gleich dem Nickautopilotintegralsignal
zu liefern, das im Zeitpunkt des Erscheinens des Übersteuerungsignals vorhanden war, und um ein Knüppelbefehlssignal
zum Anlegen an den Trimmstellantrieb als eine Funktion des Nickautopilotintegralsignals zu
liefern.
6. System nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch:
eine Fluglageeinrichtung (80, 81, 84, 86, 88, 90, 91), die ein Fluglagesignal liefert, welches die Istflugzeugnickachsenlage
angibt; und
wobei die Signalverarbeitungseinrichtung (Fig. 4; 7) auf das Fluglagesignal anspricht, um ein Fluglagebezugssignal
zu liefern, das eine Fluglage angibt, die der Autopilot halten soll, und ein Fluglagefehlersignal
als Differenz zwischen dem Fluglagebezugssignal und
_ q —
dem Fluggeschwindigkeitssignal, um bei NichtVorhandensein des Übersteuerungssignals immer dann, wenn das Fluggeschwindigkeitssignal
eine Fluggeschwindigkeit angibt, die größer als eine vorbestimmte Schwellenwertreisefluggeschwindigkeit
ist, das Autopilotintegratorsignal als eine Funktion des Fluggeschwindigkeitsfehlersignals
oder des Flüggeschwindigkeitsgrenzwerts zu liefern, oder immer dann, wenn das Fluggeschwindigkeitssignal eine
Fluggeschwindigkeit angibt, die kleiner als die vorbestimmte Schwellenwertreisefluggeschwindigkeit ist, das
Nickautopilotintegratorsignal als Funktion des Zeitintegrals
des Fluglagefehlersignals zu liefern.
7. Anordnung zum Erzeugen eines Fluggeschwindigkeitssignals, gekennzeichnet durch:
einen Fluggeschwindigkeitsmeßfühler (12), der ein Rohfluggeschwindigkeitssignal
liefert, das die durch den Fühler gemessene Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges angibt;
einen Längsbeschleunigungsmesser (14), der ein Beschleunigungssignal
liefert, das die Beschleunigung des Flugzeuges in dessen Längsachse angibt; und
eine Signalverarbeitungseinrichtung (15-21; 24-31), die ein integriertes Signal der gefilterten Fluggeschwindigkeit
liefert, ein Fluggeschwindigkeitsdifferenzsignal als Differenz zwischen dem Rohfluggeschwindigkeitssignal
und dem Signal der gefilterten Fluggeschwindigkeit, ein Proportionalfluggeschwindigkeitsdifferenzsignal
als eine Proportionalfunktion des Fluggeschwindigkeitsdifferenzsignals, ein Integralfluggeschwindigkeitsdifferenzsignal
als eine Integralfunktion des Fluggeschwindigkeitsdifferenzsignals, ein Beschleunigungssignal als
Summe des Proportionalfluggeschwindigkeitsdifferenzsignals,
des Integralfluggeschwindigkeitsdifferenzsignals und des Beschleunigungssignals, und das Signal der ge-
- ίο -
filterten Fluggeschwindigkeit als das Integral des Beschleunigungssignals.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/176,832 US4382283A (en) | 1980-08-08 | 1980-08-08 | Helicopter attitude and airspeed acquisition and retention system |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3129547A1 true DE3129547A1 (de) | 1982-05-19 |
DE3129547C2 DE3129547C2 (de) | 1994-03-03 |
Family
ID=22646030
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3129547A Expired - Fee Related DE3129547C2 (de) | 1980-08-08 | 1981-07-27 | Fluggeschwindigkeitshaltesystem mit Autopilot für einen Hubschrauber |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4382283A (de) |
JP (2) | JPS57104496A (de) |
AU (1) | AU539602B2 (de) |
CA (1) | CA1166720A (de) |
CH (1) | CH654536A5 (de) |
DE (1) | DE3129547C2 (de) |
ES (1) | ES504441A0 (de) |
FR (2) | FR2490843A1 (de) |
GB (1) | GB2081474B (de) |
IT (1) | IT1137837B (de) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3210867A1 (de) * | 1981-03-30 | 1982-10-14 | United Technologies Corp., 06101 Hartford, Conn. | System zum automatischen positionieren von aerodynamischen flaechen in einer steuerachse eines flugzeuges |
DE3210868A1 (de) * | 1981-03-30 | 1982-10-21 | United Technologies Corp., 06101 Hartford, Conn. | System zum automatischen positionieren von aerodynamischen flaechen in einer steuerachse eines flugzeuges |
DE3210817A1 (de) * | 1981-03-30 | 1982-10-21 | United Technologies Corp., 06101 Hartford, Conn. | System zum positionieren von die fluglage steuernden aerodynamischen flaechen eines flugzeuges |
DE102015118030A1 (de) * | 2015-10-22 | 2017-04-27 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Autopilot für atmosphärische Fluggeräte sowie Fluggerät und Verfahren zur Geschwindigkeitsregelung hierzu |
Families Citing this family (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4460964A (en) * | 1981-08-31 | 1984-07-17 | Sperry Corporation | Multiaxis hardover protection apparatus for automatic flight control systems |
US4481586A (en) * | 1982-03-09 | 1984-11-06 | Sperry Corporation | Adaptive washout circuit for use in a stability augmentation system |
US4740899A (en) * | 1982-07-01 | 1988-04-26 | Rockwell International Corporation | Use of headwind and airspeed to achieve a transition to a hover in a helicopter or vtol aircraft |
US4628455A (en) * | 1983-05-06 | 1986-12-09 | Sperry Corporation | Cross axis torque limiter for helicopter autopilot |
US4580223A (en) * | 1983-11-07 | 1986-04-01 | United Technologies Corporation | Incorporation of pitch bias actuator function into an existing AFCS |
US4645141A (en) * | 1984-05-23 | 1987-02-24 | Rockwell International Corporation | Automatic flight control system |
US4763285A (en) * | 1985-10-04 | 1988-08-09 | Semco Instruments, Inc. | Helicopter low-g monitor, recorder and warning system |
US5214596A (en) * | 1986-06-14 | 1993-05-25 | Duetsche Forchungs- Und Versuchsanstalt Fur Luft- Und Raumfahrt E.V. | System for determining the airspeed of helicopters |
FR2613078B1 (fr) * | 1987-03-26 | 1990-12-28 | Crouzet Sa | Dispositif de mesure de la vitesse air d'un helicoptere |
US5213283A (en) * | 1991-08-28 | 1993-05-25 | United Technologies Corporation | Low speed turn coordination for rotary wing aircraft |
ES2099832T3 (es) * | 1991-08-28 | 1997-06-01 | United Technologies Corp | Sistema de control vertical para helicoptero. |
US5178307A (en) * | 1991-08-28 | 1993-01-12 | United Technologies Corporation | High speed yaw control system for rotary wing aircraft |
US5222691A (en) * | 1991-08-28 | 1993-06-29 | United Technologies Corporation | Automatic turn coordination trim control for rotary wing aircraft |
US5238203A (en) * | 1991-08-28 | 1993-08-24 | United Technologies Corporation | High speed turn coordination for rotary wing aircraft |
US5310136A (en) * | 1992-05-19 | 1994-05-10 | United Technologies Corporation | Helicopter integrated fire and flight control having constraint limiting control |
US5589749A (en) * | 1994-08-31 | 1996-12-31 | Honeywell Inc. | Closed loop control system and method using back EMF estimator |
US5596499A (en) * | 1995-02-21 | 1997-01-21 | The Boeing Company | Control law mode switching between rate command and attitude command control systems |
US7031811B2 (en) * | 2003-05-30 | 2006-04-18 | The Boeing Company | Fuel efficient airspeed trim |
US7108232B2 (en) * | 2004-02-05 | 2006-09-19 | Hoh Roger H | Helicopter force-feel and stability augmentation system with parallel servo-actuator |
US7970501B2 (en) * | 2005-03-08 | 2011-06-28 | Honeywell International Inc. | Methods and systems utilizing true airspeed to improve vertical velocity accuracy |
US7433765B2 (en) * | 2005-05-03 | 2008-10-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Fly by wire static longitudinal stability compensator system |
EP3101505B1 (de) * | 2011-07-15 | 2018-07-11 | Bell Helicopter Textron Inc. | Flugsteuerungsfunktionen fuer einen helikopter |
WO2016037035A1 (en) * | 2014-09-04 | 2016-03-10 | Sikorsky Aircraft Corporation | Airspeed estimation system |
US10351225B2 (en) | 2015-05-05 | 2019-07-16 | Sikorsky Aircraft Corporation | Position hold override control |
US10101749B1 (en) * | 2017-03-21 | 2018-10-16 | Bell Helicopter Textron Inc. | Combined airspeed and inertial data for rotorcraft longitudinal control |
US10816971B2 (en) * | 2018-02-12 | 2020-10-27 | Textron Innovations Inc. | Autopilot recoupling for rotorcraft |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4003532A (en) * | 1976-03-15 | 1977-01-18 | United Technologies Corporation | Heading hold logic |
US4129275A (en) * | 1974-11-22 | 1978-12-12 | The Boeing Company | Automatic flight control apparatus for aircraft |
US4168045A (en) * | 1978-02-28 | 1979-09-18 | United Technologies Corporation | Speed and collective pitch bias of helicopter longitudinal cyclic pitch |
US4206891A (en) * | 1978-10-26 | 1980-06-10 | United Technologies Corporation | Helicopter pedal feel force proportional to side slip |
DE2948052A1 (de) * | 1978-12-01 | 1980-06-19 | Westland Aircraft Ltd | Hubschrauber-luftgeschwindigkeits- anzeige |
US4213584A (en) * | 1978-10-04 | 1980-07-22 | United Technologies Corporation | Helicopter hover stability and cruise gust effect alleviation |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5031870A (de) * | 1973-07-20 | 1975-03-28 | ||
JPS5515359B2 (de) * | 1974-11-22 | 1980-04-23 | ||
IL51185A (en) * | 1976-02-03 | 1981-03-31 | United Technologies Corp | Method and apparatus for automatic aircraft heading control |
US4079905A (en) * | 1977-02-07 | 1978-03-21 | Safe Flight Instrument Corporation | System for providing an indication of wind shear |
US4095271A (en) * | 1977-04-20 | 1978-06-13 | Sundstrand Data Control, Inc. | Aircraft pitch attitude signal generator |
-
1980
- 1980-08-08 US US06/176,832 patent/US4382283A/en not_active Expired - Lifetime
-
1981
- 1981-07-08 GB GB8121053A patent/GB2081474B/en not_active Expired
- 1981-07-27 AU AU73469/81A patent/AU539602B2/en not_active Ceased
- 1981-07-27 DE DE3129547A patent/DE3129547C2/de not_active Expired - Fee Related
- 1981-07-29 CH CH4900/81A patent/CH654536A5/de not_active IP Right Cessation
- 1981-07-30 ES ES504441A patent/ES504441A0/es active Granted
- 1981-07-31 JP JP56120600A patent/JPS57104496A/ja active Granted
- 1981-08-07 CA CA000383393A patent/CA1166720A/en not_active Expired
- 1981-08-07 IT IT23426/81A patent/IT1137837B/it active
- 1981-08-10 FR FR8115434A patent/FR2490843A1/fr active Granted
-
1982
- 1982-02-15 FR FR8202398A patent/FR2497955A1/fr active Granted
-
1990
- 1990-05-14 JP JP2123996A patent/JPH0769338B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4129275A (en) * | 1974-11-22 | 1978-12-12 | The Boeing Company | Automatic flight control apparatus for aircraft |
US4003532A (en) * | 1976-03-15 | 1977-01-18 | United Technologies Corporation | Heading hold logic |
US4168045A (en) * | 1978-02-28 | 1979-09-18 | United Technologies Corporation | Speed and collective pitch bias of helicopter longitudinal cyclic pitch |
US4213584A (en) * | 1978-10-04 | 1980-07-22 | United Technologies Corporation | Helicopter hover stability and cruise gust effect alleviation |
US4206891A (en) * | 1978-10-26 | 1980-06-10 | United Technologies Corporation | Helicopter pedal feel force proportional to side slip |
DE2948052A1 (de) * | 1978-12-01 | 1980-06-19 | Westland Aircraft Ltd | Hubschrauber-luftgeschwindigkeits- anzeige |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE3210867A1 (de) * | 1981-03-30 | 1982-10-14 | United Technologies Corp., 06101 Hartford, Conn. | System zum automatischen positionieren von aerodynamischen flaechen in einer steuerachse eines flugzeuges |
DE3210868A1 (de) * | 1981-03-30 | 1982-10-21 | United Technologies Corp., 06101 Hartford, Conn. | System zum automatischen positionieren von aerodynamischen flaechen in einer steuerachse eines flugzeuges |
DE3210817A1 (de) * | 1981-03-30 | 1982-10-21 | United Technologies Corp., 06101 Hartford, Conn. | System zum positionieren von die fluglage steuernden aerodynamischen flaechen eines flugzeuges |
DE102015118030A1 (de) * | 2015-10-22 | 2017-04-27 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Autopilot für atmosphärische Fluggeräte sowie Fluggerät und Verfahren zur Geschwindigkeitsregelung hierzu |
DE102015118030B4 (de) * | 2015-10-22 | 2017-11-16 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Autopilot für atmosphärische Fluggeräte sowie Fluggerät und Verfahren zur Geschwindigkeitsregelung hierzu |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IT8123426A0 (it) | 1981-08-07 |
ES8203757A1 (es) | 1982-05-01 |
FR2497955A1 (fr) | 1982-07-16 |
AU7346981A (en) | 1982-02-11 |
JPH03143800A (ja) | 1991-06-19 |
US4382283A (en) | 1983-05-03 |
CA1166720A (en) | 1984-05-01 |
JPH0415160B2 (de) | 1992-03-17 |
ES504441A0 (es) | 1982-05-01 |
JPH0769338B2 (ja) | 1995-07-26 |
FR2497955B1 (de) | 1985-03-22 |
FR2490843A1 (fr) | 1982-03-26 |
JPS57104496A (en) | 1982-06-29 |
FR2490843B1 (de) | 1984-12-21 |
IT1137837B (it) | 1986-09-10 |
AU539602B2 (en) | 1984-10-04 |
DE3129547C2 (de) | 1994-03-03 |
GB2081474A (en) | 1982-02-17 |
GB2081474B (en) | 1984-10-10 |
CH654536A5 (de) | 1986-02-28 |
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