DE3129547C2 - Fluggeschwindigkeitshaltesystem mit Autopilot für einen Hubschrauber - Google Patents

Description

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

Ein ähnliches System ist zwar aus der US-PS 4 003 532 bekannt, dieses dient jedoch zur Kurshaltung mit Hochachsensteuerung, wogegen das Sy­ stem nach der Erfindung zum Halten von Fluggeschwindigkeit und Fluglage mit Längsachsensteuerung dient.

Bekanntlich ist die Geschwindigkeit eines Hubschraubers eine Funktion der kollektiven Blattverstellung und der periodischen Längssteuerung des Hauptrotors. Bei Auto­ pilot- oder Flugreglersystemen von Hubschraubern ist es üblich, eine Fluggeschwindigkeit-Haltung bei Reise­ fluggeschwindigkeiten (beispielsweise oberhalb von etwa 60 Knoten (im folgenden abgekürzt "knot") sowie eine Fluglage-Haltung bei Geschwindigkeiten unterhalb von Reisefluggeschwindigkeiten vorzusehen. Zum Halten der Geschwindigkeit wird eine Sollgeschwindig­ keit erzielt, mit der dann das Haltesystem synchronisiert wird, so daß die Sollgeschwindigkeit "gespeichert" wird, und Abweichungen in der Istgeschwindigkeit ergeben Ein­ wirkungen 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 Integralverstärker, damit sich ein schneller, stabiler Betrieb ergibt, bei dem die bleiben­ de Abweichung null ist.

Außerdem ist auf dem Hubschraubergebiet etwas bekannt, was manchmal als ein "Beeper" bezeichnet wird, wobei dieser Bezeichnung von der begrenzten impulsweisen Betäti­ gung von hydraulischen Servovorrichtungen durch das Drücken eines Beeper-Ventils herrührt, das ein hydraulisch hervor­ gerufenes pieptonartiges Geräusch verursacht. In moderneren elektrischen Steuersystemen bezieht sich der Ausdruck "Beeper" auf Schalter mit Rückführung durch Feder sowohl für die Vorwärts- als auch für die Rückwärtsrichtung (im Falle von periodischen Längssteuerungen), die dem Pi­ loten gestatten, ein Autopilotausgangssignal im Sinne entweder einer Vergrößerung oder einer Verkleinerung der Nicklage (Längsneigung) anzustoßen. Bei den meisten be­ kannten Hubschrauberautopilotsystemen ist das "Beeper-System" (im folgenden als "Tastersystem" bezeichnet) nur in dem Nicklagekanal und nicht in dem Fluggeschwindigkeitshaltekanal wirksam. Das Anstoßen der Fluggeschwindigkeit erfolgt daher durch Anstoßen der Nicklage in Vorwegnahme einer endgültigen Fluggeschwindig­ keit, die sich aus der durch Anstoßen mit dem "Taster"- Schalter angenommenen Fluglage ergeben wird. Für eine ge­ wünschte Beschleunigung wird aber die erforderliche Nick­ lage nur durch linear ansteigendes Betreiben ("ramping") des Autopilotsystems (üblicherweise des integrierten Fluglagefehlers) über den Wert eines gewünschten Flugge­ schwindigkeitsbezugspunktes hinaus erreicht. Daher ist entgegengesetztes Tasten ("beeping") immer erforderlich, und zwar nicht nur, um die Beschleunigung bei einer ge­ wünschten Geschwindigkeit auf null zu verringern, sondern auch, um den integrierten Fehlerbezugswert auf etwa null zu verringern, bevor die Fluggeschwindigkeitssynchroni­ sierung beseitigt wird.

Das Ansprechen eines Hubschraubers auf Steuereinwirkungen seines Steuersystems führt zu Eigennacheilungen. Bei­ spielsweise gibt es eine Nacheilung zwischen dem Befehl zum Erzielen einer besonderen Fluglage und der Stabili­ sierung des Hubschraubers in dieser Fluglage. Nachdem eine Nicklage tatsächlich durch einen Hubschrauber erreicht worden ist, kann darüber hinaus die Geschwindigkeit wei­ terhin zunehmen (oder abnehmen), bis eine Gleichgewichts­ geschwindigkeit für die gegebene Fluglage erzielt ist. Wenn der Pilot einen Nicklagetasterschalter benutzt, um seine Fluggeschwindigkeit einzustellen, muß er deshalb die Änderungen in der Fluggeschwindigkeit vorhalten, die sich ergeben werden, nachdem der Tasterschalter losgelassen und die neue Fluglage hergestellt ist. Solche Hub­ schraubersteuersysteme verlangen deshalb von dem Piloten eine große Arbeitsleistung, um die Änderungen der ge­ wünschten Geschwindigkeit abzuschätzen, die durch die Verwendung der Fluglagetastung erzielbar sind, wobei sich eine oder zwei Iterationen von Korrekturen daran an­ schließen, bis die gewünschte Fluggeschwindigkeit erzielt worden ist. Bei einigen Systemen wird die Vorhaltung der endgültigen Fluggeschwindigkeit vor dem Wiederein­ schalten des Fluggeschwindigkeitshaltesystems mit Hilfe einer Verzögerung beim Wiedereinschalten des Flug­ geschwindigkeitshaltesystems erreicht, die in der Größen­ ordnung einer halben Minute oder 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 Fluggeschwindigkeitshalte­ systems zu erlangen.

Ein weiteres Problem besteht bei bekannten Systemen darin, daß, wenn zur Geschwindigkeitskorrektur die Fluglage­ tastung benutzt wird, die Resynchronisierung der ge­ speicherten 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 der Größe des Flug­ geschwindigkeitsfehlers zu dem Zeitpunkt, bei dem mit dem Tasten begonnen wird.

In einigen Systemen kann ein Tasterschalter bei einem Fluggeschwindigkeitshaltesystem (statt nur bei dem Fluglagehaltesystem) 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 Geschwin­ digkeit des Hubschraubers auf Fluglageänderungen für den Piloten unmöglich, zu wissen, welches der neue Flugge­ schwindigkeitsbezugspunkt oder -sollwert sein wird, bis die Fluggeschwindigkeit stabilisiert worden ist. Es können zwar Schätzungen vorgenommen werden, es ist je­ doch eine große Arbeitsleistung des Piloten erforderlich, um das Ausmaß an Tastung im voraus zu wissen, das erfor­ derlich ist, um einen Geschwindigkeitsbezugspunkt zu ändern, und mehrere Korrekturen, nachdem sich die Ge­ schwindigkeit auf einem neuen Bezugspunkt zu stabilisieren beginnt. Dieser Nachteil ist noch bedeutsamer, wenn große Änderungen der Fluggeschwindigkeiten mit Hilfe des Tasters befohlen werden.

Ein weiteres Merkmal von bekannten Hubschrauberflugge­ schwindigkeitshaltesystemen, das sich aus den dem System eigenen Nacheilungen ergibt, besteht darin, daß jedes Fluggeschwindigkeitshaltesystem bei hoher Ver­ stärkung arbeiten muß, um in der Lage zu sein, Verände­ rungen in der Fluggeschwindigkeit vollständig zu korri­ gieren, so daß die Geschwindigkeit in der gewünschten Weise relativ konstant gehalten wird. Wenn die Verstär­ kung des Fluggeschwindigkeitshaltesystem bis zu dem Punkt vergrößert wird, wo es die Geschwindigkeit in ru­ higer Luft relativ konstant gehalten 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 Fluggeschwindig­ keit aufrechtzuerhalten, und dem unerwünschten, unregel­ mäßigen Ansprechen während Böen und Turbulenz, das zu einem etwas unbequemen Flug führt und mit weniger als ausreichender Fluggeschwindigkeitskonstanthaltung ge­ koppelt ist, erreicht werden.

Noch ein weiteres Problem, das bei bekannten Systemen auftritt, besteht darin, daß der Übergang zwischen dem Halten der Fluglage und dem Halten der Fluggeschwindigkeit, wenn Fluggeschwindigkeitsübergänge zwischen Reise- und Unterreisefluggeschwindigkeiten auftreten, die Steuer­ systemeinwirkungen veranlaßt, entsprechend von einem Geschwindigkeitsfehler auf einen Fluglagefehler (oder umgekehrt) überzugehen, was zu einer Diskontinuität führt. Wenn die Fluggeschwindigkeit abnimmt, während auf Halten der Fluggeschwindigkeit geschaltet ist, wird daher der Übergang von einer Geschwindigkeit oberhalb der Reisefluggeschwindigkeit auf eine Geschwindigkeit unter­ halb der Reisefluggeschwindigkeit zu einer Störung in der Fluglage auf Grund des Verlustes an integrierter Flug­ geschwindigkeitsfehlereinwirkung führen, die beträchtlich sein könnte.

Ein weiteres Problem bei Hubschraubern mit Autopilot besteht darin, daß, wenn der Hubschrauber auf Auto­ pilot geschaltet ist, Operationen des Piloten beim Aus­ führen eines Manövers normalerweise erfordern, daß der Pilot irgendeinen Trimmpunkt wiederherstellt, den er für das Halten der Fluglage oder der Fluggeschwindigkeit wünscht, und/oder zu Diskontinuitäten in Flugzeugbefeh­ len führen, und zwar infolge von Übergängen zwischen manuellem und automatischem Betrieb.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Fluggeschwin­ digkeitshaltesystem der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art zu schaffen, das maximalen Nutzen mit gleichmäßiger Leistung kombiniert, eine Pilotübersteuerung ohne Diskontinuitäten in Befehlssignalen gestattet, Änderungen in den Fluggeschwindigkeits- oder Fluglagebezugspunkten mit einem Minimum an Arbeitsleistung des Piloten und ohne Störungen im Betrieb des Hubschraubers gestattet, glatte Übergänge zwischen Reisefluggeschwin­ digkeiten und Unterreisefluggeschwindigkeiten gestattet und glatte Übergänge zwischen automatischem und manuellem Betrieb zuläßt.

Ein erster Aspekt der Erfindung beruht auf der Erkenntnis, daß eine rauhe Flugleistung infolge eines Fluggeschwindig­ keitshaltesystems hoher Verstärkung prinzipiell eine Funktion von Veränderungen in der angezeigten Flugge­ schwindigkeit infolge von Windböen und Turbulenz ist, die das Augenblicksausgangssignal eines Fahrt- oder Flug­ geschwindigkeitsmeßsystems nachteilig beeinflussen, statt von Veränderungen in der Hubschrauberposition direkt infolge von Böen, die unerwünschte Autopiloteinwirkungen verur­ sachen, welche wiederum Störungen in der Flugleistung verursachen. Demgemäß ist ein erster Aspekt der Erfindung das Erzeugen eines gefilterten Fluggeschwindigkeits­ signals, das als Integralwert der summierten Längs­ beschleunigung mit Proportional- und Integralfunktionen des von dem Fluggeschwindigkeitsmeßfühler gelieferten Fluggeschwindigkeitssignals und des sich ergebenden gefilterten Fluggeschwindigkeitssignals selbst erzeugt wird.

Gemäß einem zweiten Aspekt der Erfindung enthält das Auto­ pilotsystem für die periodische Längssteuerung oder Nick­ achse eines Hubschraubers die Möglichkeit, den Bezugswert für die gewünschte Fluglage oder Geschwindigkeit zu än­ dern, bei entsprechender Resynchronisierung sämtlicher Einwirkungen auf das Längsautopilotsystem und ohne Dis­ kontinuitäten bezüglich der Steuerknüppelposition. Das wird erreicht durch Resynchronisierung eines Steuerknüppelbezugsein­ gangssignals oder -sollwerts (Führungsgröße) mit einem Steuerknüppelpositioniertrimmstellantrieb mit der Steuerknüppel­ trimmposition zusammen mit der Resynchronisierung von sämtlichen Längsautopilotsystemeinwirkungen und dem integrierten Bezugswert. Weiter wird gemäß diesem Aspekt der Erfindung die genannte Resynchronisierung auf Über­ gänge zwischen Unterreisefluggeschwindigkeiten und Reise­ fluggeschwindigkeiten hin ausgeführt, und zwar infolge des Einleitens des Tastens (oder Anstoßens) des Trimm­ punktes und auf die Trimmauslösung durch den Piloten hin.

Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung führt das Tasten nur zu einer vorübergehenden Resynchronisierung des Auto­ pilotsystems auf einem neuen Bezugswert, den der Taster dann zu einer gewünschten Fluglage oder gewünschten Flug­ geschwindigkeit hin anstößt.

Gemäß noch einem weiteren Aspekt der Erfindung wird eine Pilotübersteuerung eines Autopilotsystems ohne Abschaltung des Autopilotsystems und mit der Möglichkeit, die ge­ wünschte Geschwindigkeit wiederzugewinnen, die zu der Zeit gehalten wird, zu der der Pilot das System zu übersteuern wünscht, erzielt, indem die Aktivität des Piloten erfaßt wird, die über einem bestimmten Schwellenwert liegt, und indem daraufhin der dann vorhandene Autopilotbezugs­ wert, wie beispielsweise die Geschwindigkeit oder die Nicklage, gespeichert wird; bei der Rückkehr des Steuer­ knüppels zu einem Punkt nahe der Trimmposition wird dem Hubschrauber wieder gestattet, auf eine änderungsgeschwindig­ keitsbegrenzte Veränderung in dem Nickbefehl anzusprechen, bis die zuvor gehaltene Fluglage oder Fluggeschwindigkeit erreicht ist. Für kurzzeitiges Manövrieren, wie beispiels­ weise Normalkurven und dgl., kann sowohl bei Reiseflug­ geschwindigkeiten als auch bei Unterreisefluggeschwin­ digkeiten der Pilot daher das gewünschte Manöver bewirken, ohne daß es erforderlich ist, seinen Fluglage- oder Ge­ schwindigkeitstrimmpunkt für den Autopiloten wiederher­ zustellen. Weiter werden gemäß diesem Aspekt der Erfin­ dung Veränderungen in dem Trimmpunkt zur Zeit der Wieder­ herstellung desselben auf einem Kleinstwert gehalten, und zwar mit Hilfe eines Begrenzers an dem Eingang eines Nickautopilotintegrators.

Weil das Tasten bei unsynchronisiertem Autopiloten ausge­ führt wird (nach einer kurzen, vorübergehenden Resynchro­ nisierung am Beginn des Tastens), wird der erzielte inte­ grierte Fehler, wenn die Geschwindigkeit bei der Be­ schleunigung null erreicht ist, geeignet sein, ohne daß ir­ gend etwas von dem Fluglagefehler hinausintegriert wird. Ein kurzes Schließen des Tasterschalters ist alles, was erforderlich ist, um das Längsautopilotsystem immer dann völlig zu synchronisieren, wenn die gewünschte Flugge­ schwindigkeit oder Fluglage erreicht worden ist.

Die Erfindung sorgt für eine gleichmäßige Flugleistung, eine äußerst wirksame Längsautopilotsteuerung, das Fehlen von Störungen in der Flugleistung infolge einer Pilot­ übersteuerung, Übergängen zwischen Reise- und Unterreise­ fluggeschwindigkeiten, Tasten des Trimmpunktes, und dgl. Die Erfindung kann in analoger oder in digitaler Form leicht implementiert werden und eignet sich gut zur Implementierung mittels eines Digitalcomputers.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im fol­ genden unter Bezugnahme auf die 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 dargestell­ ten Typs in einer Digitalcomputerausführungs­ form der Erfindung liefert,

Fig. 3 ein vereinfachtes Schaltbild einer Schaltungs­ anordnung zum Erzeugen von Statussignalen, die in einer Analogausführungsform der Erfin­ dung brauchbar sind,

Fig. 4 ein vereinfachtes Schaltbild einer Analog­ ausführungsform eines Längssteuerungsautopilotsystems nach der Erfindung,

Fig. 5 ein vereinfachtes logisches Flußdiagramm einer Computerprogrammroutine zum Erzeugen von Statusanzeigen, die in einer Digital­ ausführungsform der Erfindung brauchbar sind,

Fig. 6 ein vereinfachtes logisches Flußdiagramm von Digitalcomputerroutinen für Resynchroni­ sierungs-, Nickautopilotbefehlsbegrenzungs- und Steuerknüppelsteuerungsfunktionen in einer Digitalcomputerausführungsform der Erfindung, und

Fig. 7 ein vereinfachtes logisches Flußdiagramm einer Digitalcomputerroutine zum Berechnen von Digitalautopilotbefehlen in einer Digi­ talcomputerausführungsform der Erfindung.

Gemäß Fig. 1 erfolgt das Bereitstellen eines gefilterten Fluggeschwindigkeits­ signals auf einer Leitung 10 in Abhängigkeit von dem Integral einer Kombination eines Flugge­ schwindigkeitssignals auf einer Leitung 11, das einem herkömmlichen Fahrt- oder Fluggeschwindigkeitsmeßfühler 12 entnommen werden kann, einem Längsbeschleunigungs­ signal auf einer Leitung 13, das einem herkömmlichen Längsbeschleunigungsmesser 14 entnommen werden kann, und der Rückführung des gefilterten Fluggeschwindigkeitssignals auf der Leitung 10 selbst. Ein Inte­ grator 15, der das gefilterte Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 10 liefert, spricht auf einen Summierpunkt 16 an, der das Längsbeschleunigungssignal auf der Leitung 13 mit einem Integralfluggeschwindigkeitsdifferenzsignal auf einer Leitung 17 und einem Proportionalfluggeschwindig­ keitsdifferenzsignal 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 Proportionalverstär­ kers 20 so gewählt worden ist, daß sich durch die Ver­ knüpfung 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. Der Integrator 19 und der Verstärker 20 empfangen ihre Eingangssignale aus einem Summierpunkt 21, der das rückgeführte, gefilterte Flugge­ schwindigkeitssignal auf der Leitung 10 zu dem aus dem Fluggeschwindigkeitsmeßfühler 12 erhaltenen Fluggeschwindig­ keitssignal auf der Leitung 11 addiert. Die durch den Integrator 19 und den Ver­ stärker 20 sowie den Integrator 15 vorgenommene Filterung beseitigt sämtliche kurzfristigen Veränderungen, die sich aus Windböen und Turbulenz ergeben können, in dem Ausgangs­ signal des Fluggeschwindigkeitsmeßfühlers 12, gestattet aber langfristige Anzeigen der Istfluggeschwindigkeit, wenn sich die mittlere Windgeschwindigkeit über län­ gere Zeitspannen ändert und wenn sich die Fluggeschwin­ digkeit ändert. Andererseits werden kurzfristige Änderun­ gen in der Inertialhubschrauberfluggeschwindigkeit durch den Längsbeschleunigungsmesser 14 erfaßt; für kurzfristige Anzeigen von Geschwindigkeitsänderungen wird die Beschleu­ nigung des Hubschraubers zur Fluggeschwindigkeit durch den Integrator 15 integriert. Das Gesamtergebnis besteht darin, daß die Augenblicksfluggeschwindigkeit aus dem Längsbeschleunigungsmesser 14 verfügbar ist, daß aber deren langfristige Drifterscheinungen irrelevant sind, da die stark gefilterte Fluggeschwindigkeit aus dem Fluggeschwindigkeitsmeßfühler 12 zusammen mit der Rückführung diese Drift­ erscheinungen korrigiert. In gewissem Sinn ist es deshalb die in Fig. 1 gezeigte Analoganordnung zur Filterung der Flug­ geschwindigkeit tatsächlich eine Anordnung zur Integra­ tion der Längsbeschleunigung, wobei die Langzeitdrift­ stabilität durch die stark gefilterte Fluggeschwindigkeit aus dem Fluggeschwindig­ keitsmeßfühler 12 geliefert wird.

Die gefilterte Fluggeschwindigkeit kann auch auf digitale Weise erhalten werden. Fig. 2 zeigt eine Unterroutine für die gefilterte Fluggeschwin­ digkeit, welche über einen Eingangspunkt 24 erreicht wird und deren erster Programmschritt 25 darin besteht, die Flugge­ schwindigkeitsdifferenz als Funktion der Fluggeschwin­ digkeitsmeßfühler-Fluggeschwindigkeit minus der ge­ filterten Fluggeschwindigkeit zu bilden. Dieser Programmschritt 25 ist dem Summierpunkt 21 von Fig. 1 äquivalent. Dann wird der Proportionalfluggeschwindigkeitsdifferenzwert, der dem Signal auf der Leitung 18 äquivalent ist, erzeugt, indem der Fluggeschwindigkeitsdifferenzfaktor mit der Verstärkung K9 in einem Programmschritt 26 multipliziert wird. Danach wird in einem Programmschritt 27 ein Fluggeschwindigkeits­ differenzinkrement erzeugt, indem die Fluggeschwindigkeits­ differenz mit der Verstärkung K8 multipliziert wird, die der Verstärkung des Integrators 19 in Fig. 1 äquivalent ist. Dieses Inkrement wird in einem Programmschritt 28 zu einem Integralfluggeschwindigkeitsfehlerwert addiert, der ei­ ne Additionsfunktion ist, die der Integralfunktion des Integrators 19 in Fig. 1 äquivalent ist. Dann wird in einem Programmschritt 29 die driftkompensierte Beschleunigung, die dem Ausgangssignal des Summierpunktes 16 in Fig. 1 äquivalent ist, als Summe der Proportionalfluggeschwindigkeitsdiffe­ renz, des Integralfluggeschwindigkeitsfehlers und der Längsbeschleunigung (die aus einem Längsbeschleunigungsmesser auf dieselbe Weise gewonnen wird, wie es allgemein in Fig. 1 angegeben ist) erzeugt. Das Beschleunigungssignal des Programmschrittes 29 wird zu der gefilterten Fluggeschwindig­ keit in einem Programmschritt 30 addiert, was eine Additionsfunk­ tion ist, die das digitale Äquivalent der Integralfunk­ tion 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 Flußdia­ gramm von Fig. 2 angegeben ist, kann in irgendeiner Art eines digitalen Flugregelsystems implementiert werden, beispielsweise in demjenigen, das den Gegenstand der nicht vorveröffentlichten US-PS 4 354 230 vom 12. 10. 1982 bildet. Tatsächlich ist die Routine von Fig. 2 in Computern, die für den Gegenstand der vorgenannten US-Patentschrift exem­ plarisch sind, implemen­ tiert worden, und zwar unter Verwendung von Längsbeschleu­ nigungsmesser- und Fluggeschwindigkeitsmeßfühler-Flugge­ schwindigkeitssignalen, die durch Direktspeicherzugriffs­ datenbewegungen in den Computer geladen worden sind, wie es in einer Tabelle in der genannten US-PS 4 354 230 gegeben 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 be­ kannten Programmierverfahren implementiert werden.

Die Ausführungsform der Erfindung in Fig. 1 hat eine gewisse Ähnlichkeit mit der Verwendung eines integrierten Vertikalbeschleunigungsmessers zum Erzeugen eines Bezugs­ signals 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 Differentialquo­ tienten eines rauschbehafteten Signals, des Druckhöhen­ signals, 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 Längsbeschleuni­ gung als eine prinzipielle Anzeige der Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers benutzt wird, während die vom Flugge­ schwindigkeitsmeßsystem gelieferte Fluggeschwindigkeit einfach benutzt wird, um einen driftfreien Langzeitbezugs­ wert für die integrierte Beschleunigung bereitzustellen und den relativ konstanten Windgeschwindigkeitsbezugswert für die Be­ ziehung zur Fluggeschwindigkeit zu liefern.

Aspekte der Erfindung werden in einer analogen Ausführungs­ form in Fig. 3 beschrieben, die Steuersignale liefert, und in Fig. 4, die aus einer Analogausführungsform eines Längssteuerungsautopilotsystems nach der Erfindung besteht, das unter der Steuerung der Signale betreibbar ist, die in Fig. 3 erzeugt werden.

Gemäß Fig. 3 wird das gefilterte Fluggeschwindigkeits­ signal auf der Leitung 10, das in Fig. 1 erzeugt worden ist, an eine Vergleichsschaltung 32 angelegt, die alter­ nativ ein Signal für eine Fluggeschwindigkeit über 60 knot auf einer Leitung 33 oder ein Signal für eine Fluggeschwin­ digkeit unter 60 knot auf einer Leitung 34 liefert, je nach der Geschwindigkeit, die durch das gefilterte Flugge­ schwindigkeitssignal angezeigt wird. Um festzustellen, wann der Hubschrauber zwischen Reisefluggeschwindigkeiten (über 60 knot in der hier beschriebenen Ausführungsform) und Unterreisefluggeschwindigkeiten (unter 60 knot) wechselt, werden die Signale auf den Leitungen 33, 34 jeweils mit einer verzögerten Version des anderen verglichen. Daher wird das Signal auf der Leitung 33 einer Verzöge­ rungsschaltung 35 und das Signal auf der Leitung 34 ei­ ner Verzögerungsschaltung 36 zugeführt. Falls sich die Fluggeschwindigkeit von über 60 knot auf unter 60 knot ändert, wird eine UND-Schaltung 37 sofort das Signal auf der Leitung 34 abfühlen und anzeigen, daß das Signal unter 60 knot ist, wohingegen das Ausgangssignal der Verzögerungsschaltung 35 weiterhin für 50 ms vorhanden sein wird, nachdem das Signal von der Leitung 33 ver­ schwunden ist. Das ergibt ein 50-ms-Gatter an der UND- Schaltung 37, so daß eine ODER-Schaltung 38 eine 50-ms- Signal auf einer Leitung 39 liefert, welches die Tat­ sache anzeigt, daß ein Wechsel zwischen Reise- und Unterreisefluggeschwindigkeiten erfolgt ist. Ebenso wird, wenn die Geschwindigkeit von Unterreisefluggeschwindig­ keiten auf Reisefluggeschwindigkeiten übergeht, das Signal auf der Leitung 33 eine UND-Schaltung 40 freige­ ben, die weiterhin durch die Verzögerungsschaltung 36 für 50 ms aufgesteuert wird, nachdem das Signal von der Leitung 34 verschwunden ist. Das ergibt ebenfalls einen 50-ms-Impuls auf der Leitung 39, der einen Fluggeschwin­ digkeitswechsel anzeigt. Bekanntlich ist es üblich, einen Trimmauslöseknopf oder -schalter an dem Steuerknüppel eines Hubschraubers vorzusehen. Das Drücken dieses Schalters wird ein Trimmauslösesignal auf einer Leitung 41 ergeben. Es ist außerdem bekannt, eine "Taster"-Möglichkeit vor­ zusehen, die üblicherweise 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 Darstel­ lung in der Zeichnung hat ein Tasterschalter 42 einen Vorwärtskontakt 43 und einen Rückwärtskontakt 44, die je­ weils mit einer Spannungsquelle 45 bzw. 46 entsprechender Polarität verbunden sind. Wenn der Pilot wünscht, die kopflastige Fluglage 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 43 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. Das diskrete Signal, das durch das Tasten erzeugt wird, wird durch einen Fenstervergleicher 48 erfaßt, der einfach ermittelt, ob das Signal auf der Leitung 47 entweder oberhalb eines gewissen kleinen posi­ tiven Schwellenwertes oder negativer als ein gewisser kleiner negativer Schwellenwert ist, um ein Tastsignal auf einer Leitung 49 zu liefern. Ein monostabiler Multi­ vibrator 50 liefert einen 50-ms-Impuls auf einer Leitung 51 während des Tastens.

In Fig. 3 spricht eine 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 Nicksynchronisiersignals auf der Leitung 53 wird eine ODER-Schaltung 54 veranlassen, ein Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf einer Lei­ tung 55 zu erzeugen. Die ODER-Schaltung 54 wird außer­ dem das Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal erzeu­ gen, vorausgesetzt, daß der Hubschrauber mit Unterreiseflug­ geschwindigkeiten fliegt, was durch das Signal auf der Leitung 34 angezeigt wird, das eine Fluggeschwindigkeit von weniger als 60 knot angibt; das verhindert jed­ weden Fluggeschwindigkeitsfehler während der Fluglage- Haltung, wie im folgenden beschrieben.

Wenn das Tastsignal auf der Leitung 49 vorhanden ist, wird es eine ODER-Schaltung 56 veranlassen, ein Flugge­ schwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignal auf einer Leitung 57 zu erzeugen. Es wird außerdem eine UND-Schaltung 58 frei­ geben, 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 Fluggeschwindig­ keitsfehlerbegrenzungssperrsignal auf der Leitung 57 liefert, selbst nachdem das Tastsignal von der Leitung 49 verschwunden ist. Nachdem die bistabile Schaltung 60 in den gesetzten Zustand gebracht worden ist, wird sie in die­ sem bleiben, bis der Fluggeschwindigkeitsfehler unter 5 knot abfällt, was durch ein Signal auf einer Leitung 62 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 ge­ liefert wird, die mit Bezug auf Fig. 4 im folgenden be­ schrieben ist.

Die in Fig. 3 dargestellte Schaltungsanordnung liefert Statussignale, die den im folgenden mit Bezug auf Fig. 4 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 Nicksynchronisier­ signal auf der Leitung 53 entweder auf Übergänge in der Fluggeschwindigkeit zwischen Reiseflug- und Unterreise­ fluggeschwindigkeitswerten 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 Unterreiseflug­ geschwindigkeiten vorliegen, wird das Fluggeschwindig­ keitssynchronisiersignal auf der Leitung 55 für den Gebrauch in Fig. 4 ständig erzeugt. Das Nicksynchroni­ siersignal liegt aber nur vorübergehend auf Geschwindig­ keitsübergänge oder auf die Einleitung des Tastens hin vor, es ist aber während der gesamten Trimmauslösung vorhanden.

Gemäß Fig. 4 enthält der Längssteuerungskanal (oder Nickachsenkanal) 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 Fluggeschwindig­ keitsteil wird das Signal der gefilterten Fluggeschwin­ digkeit auf der Leitung 10 an einen Summierpunkt 68 zu­ sammen mit einem integrierten Rückführungssignal auf der Leitung 69 aus einem integrierenden Verstärker 70 ange­ legt, der eine Verstärkung K6 hat. Der integrierende Verstärker 70 bewirkt die notwendige Integralrückführung, um die vom Piloten ausgewählte Bezugs- oder Sollflugge­ schwindigkeit mit der dann vorhandenen gefilterten Flug­ geschwindigkeit 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 der Leitung 64, das durch den Summierpunkt 68 erzeugt wird, immer dann geliefert, wenn das Fluggeschwindig­ keitssynchronisiersignal auf der Leitung 55 vorhanden ist. Da dieses Signal wenigstens 50 ms dauern wird, wird das Ausgangssignal des Summierpunkts 68 an den inte­ gierenden Verstärker 70 für eine ausreichende Zeit ange­ legt, damit das Ausgangssignal des Verstärkers gleich seinem Eingangssignal sein wird, so daß das Flugge­ schwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 64 später auf null gehen und sich das Ausgangssignal des Verstärkers 70 stabilisieren wird. Das wird als Synchronisierung be­ zeichnet. Dann, wenn das Fluggeschwindigkeitssynchroni­ siersignal nicht länger auf der Leitung 55 vorhanden ist, wird der Schalter 72 offen sein, und (ausgenommen während des Tastens, wie im folgenden beschrieben) es wird kein Signal auf der Leitung 71 geben, weshalb das Ausgangssignal des integrierenden Verstärkers 70 auf der Leitung 69 an­ schließend konstant bleiben wird, wodurch der integrierende Verstärker 70 als eine Speichereinheit wirkt, die die gewünschte ge­ filterte Fluggeschwindigkeit zur Zeit die Synchronisierung speichert.

Das Fluggeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 64 wird über eine Fluggeschwindigkeitsfehler-Begrenzungs­ schaltung 73 und dann zu zwei Verstärkern 74, 75 geleitet, die die Verstärkungen K4 bzw. K5 haben. Dei Begrenzungs­ schaltung 73 bewirkt, daß das Fluggeschwindigkeitsfehler­ signal, welches benutzt wird, nicht größer ist als ein gewisser Wert, der beispielsweise 5 knot beträgt. Die Funktion der Begrenzungsschaltung 73 kann jedoch aus der Schaltungsanordnung von Fig. 4 immer dann eliminiert wer­ den, wenn ein Schalter 76 mit Hilfe des Fluggeschwindig­ keitsfehlerbegrenzungssperrsignals auf der Leitung 57 (aus der oben mit Bezug auf Fig. 3 beschriebenen Schaltungs­ anordnung) geschlossen wird. Daher kann während des Tastens, bei dem es erwünscht ist, den Schaltungen zu ge­ statten, auf den maximalen Fluggeschwindigkeitsfehler an­ zusprechen, die Begrenzungsschaltung 73 umgangen werden.

Wenn der Pilot wünscht, den Geschwindigkeitstrimmpunkt anzustoßen, wenn er sich auf Reisefluggeschwindigkeiten befindet und das Fluggeschwindigkeitshaltesystem eingeschal­ tet ist, kann er den Tasterschalter 42 drücken, der ein Signal bekannter Größe auf der Leitung 47 liefern wird, dessen Polarität davon abhängig ist, ob er seine Ge­ schwindigkeit 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 ei­ nen Schalter 77 betätigen, damit das ±-Tastsignal auf der Leitung 71 an den Eingang des integrierenden Verstär­ kers 70 angelegt wird. Der integrierende Verstärker 70 wird deshalb das festgelegte ±-Tastsignal gewünschter Polarität integrieren, solange der Tastschalter 42 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 an­ zeigt, daß das Anstoßen des Trimmpunkts durch den Taster erfolgt.

Im unteren Teil von Fig. 4 spricht die Nicklageschaltungs­ anordnung auf ein Nicklagesignal auf einer Leitung 80 an, das dem Nickachsenausgang des Vertikalkreisels des Hubschraubers ent­ nommen wird. Auf eine Weise, die der in Fig. 4 insoweit beschriebenen Fluggeschwindigkeitsschaltungsanordnung völlig analog ist, enthält die Nicklageschaltungsanordnung einen Summierpunkt 81, der durch eine Signalleitung 82 von dem Ausgang eines integrierenden Verstärkers 84 her gespeist wird, welche 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 der Leitung 53 hin empfängt die Leitung 85 das Aus­ gangssignal des Summierpunkts 81 auf einer Leitung 87. Der integrierende Verstärker 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 Nick­ lagesynchronisiersignal (äquivalent dem Fluggeschwin­ digkeitsfehlersignal auf der Leitung 64) wird über die Leitung 87 an zwei Verstärker 90, 91 angelegt, die Ver­ stärkungen K1 bzw. K3 haben und den Verstärkern 74, 75 entsprechen, die oben mit Bezug auf die Fluggeschwindig­ keit 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 ge­ liefert wird, das über einen Verstärker 93 mit einer Ver­ stärkung von K2 und zu einer Einblendschaltung 94 ge­ leitet wird. Die Einblendschaltung 94 kann aus der Kombi­ nation eines Verstärkers mit veränderbarer Verstärkung und einer Sägezahnschaltung bestehen, die eine Spannung er­ zeugt, welche an den Verstärkungssteuereingang des Ver­ stärkers 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" inner­ halb 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" an­ steigen, um ein allmählich angelegtes Nickwendebefehls­ signal auf einer Leitung 95 an einem Summierpunkt 96 zu ergeben.

Der Summierpunkt 96 spricht außerdem auf ein Nicklagebe­ fehlssignal auf einer Leitung 97 und auf ein Fluggeschwin­ digkeitsproportionalsignal auf einer Leitung 98 an. Der Summierpunkt 96 spricht weiter auf ein Nickautopilotinte­ gratorsignal auf einer Leitung 99 an, das durch einen Autopilotintegrator 100 geliefert wird, welcher den Wert eines Integratoreingangssignals auf einer Leitung 101 integriert. Das Integratoreingangssignal auf der Leitung 101 wird das sein, das auf einer Leitung 102 vorhan­ den 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 beschriebenen Zwecke. Immer dann, wenn das System synchro­ nisiert 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 Flug­ geschwindigkeit 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 Flugge­ schwindigkeit von weniger als 60 knot angebende Signal auf der Leitung 34 vorhanden ist, um einen Schalter 108 zu schließen. Somit wird die Anzeige der Reisefluggeschwin­ digkeit auf den Leitungen 33 und 34 entweder die Geschwin­ digkeit oder die Fluglage zum Tasten aus­ wählen und ebenso entweder die Geschwindigkeit oder die Fluglage zur Zuführung zu dem Nickautopilotintegrator 100 auswählen.

Die bis hierher beschriebene Schaltungsanordnung liefert dem Summierpunkt 96 Signale, die zu dem Fluggeschwindig­ keitsfehler-, dem Nicklagesynchronisiersignal und dem Nickwendesignal proportional sind sowie zu dem Ausgangs­ signal des Nickautopilotintegrators, das wiederum ent­ weder null ist, im Anschluß an eine Nicksynchronisierung, einen festen Wert hat, wenn der Schalter 103 nicht be­ tätigt ist, oder das Integral einer Funktion der Flugge­ schwindigkeit oberhalb 60 knot oder der Nicklage unter 60 knot ist. Das Ausgangssignal des Summierpunkts 96 be­ inhaltet ein Nickautopilotbefehlssignal auf einer Leitung 110, das über eine Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzungs­ schaltung 111 geleitet wird, mit Ausnahme während der Synchronisierung, während der das Nicksynchronisier­ signal auf der Leitung 53 einen Schalter 112 zum Über­ brücken der Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzungsschaltung 111 betätigen kann. Die Änderungsgeschwindigkeitsbegren­ zungsschaltung 111 kann irgendein bekanntes Änderungs­ geschwindigkeitsfilter oder die Reihenschaltung aus einem Differenzierer, einem Amplitudenbegrenzer und einem In­ tegrator enthalten, was bekannt ist. Das Nickautopilot­ befehlssignal, ob änderungsgeschwindigkeitsbegrenzt oder nicht, wird über eine Leitung 113 an einen Summierpunkt 114 angelegt, um mit einem Steuerknüppelsynchronisiersignal auf einer Leitung 115 summiert zu werden. Das Steuerknüppelsynchronisier­ signal auf der Leitung 115 wird durch Synchronisieren mit einer erwünschten Steuerknüppeltrimmposition gewonnen, wie im folgenden beschrieben.

Das Ausgangssignal des Summierpunkts 114 bildet ein Steuerknüppel­ bezugssignal auf einer Leitung 116, das an einen Summier­ punkt 117 angelegt wird, der ein Steuerknüppeltrimmpositions­ signal auf einer Leitung 118 davon subtrahiert. Das er­ gibt ein Steuerknüppelbefehlsfehlersignal auf einer Leitung 119, das (über einen Verstärker, der nicht darge­ stellt ist) an einen Trimmstellantrieb 120 angelegt wird. In der hier beschriebenen Ausführungsform ist der Trimm­ stellantrieb 120 Teil eines Kraftverstärkungssystems, das die gewünschte Kraft dem Steuerknüppel relativ zu der Steuerknüppel­ trimmposition auf bekannte Weise zuführt; die tatsächli­ chen gewünschten Krafteinwirkungen auf den Trimmstell­ antrieb 120 werden jedoch hier weggelassen, da sie nicht Teil der Erfindung sind. Weiter kann die Erfindung, die die insoweit beschriebene übrige Schaltungsanordnung ent­ hält, in einem Hubschraubersteuersystem benutzt werden, das nicht mit einer hydraulisch hervorgerufenen Kraftver­ stärkung an dem Steuerknüppel arbeitet, sondern statt dessen einen Außenkreisautopilotstellantrieb benutzt, der die Kraftfunktion nicht erfüllen kann. Der Trimmstellantrieb 120 übt eine Kraft auf ein mechanisches Verbindungs­ system 121 aus, das mit dem Steuerknüppel 122 des Piloten über eine Übersteuerungsfeder 123 verbunden ist und über eine Verbindung 124 mit der Hauptrotorblatt­ verstellvorrichtung bekannten Typs verbunden ist. Das Verbindungssystem 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 120 bzw. mit der Verbindung 124 verbunden sind. Das Steuerknüppel­ trimmpositionssignal auf der Leitung 118, das durch den Positionsdetektor 126 geliefert wird, gibt die Knüppel­ trimmpositionen an; andererseits gibt das Signal auf einer 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 Steuerknüp­ pels an. Immer dann, wenn der Pilot das System nicht über­ steuert, werden diese Positionen dieselben sein. Das Steuerknüppeltrimmpositionssignal auf der Leitung 118 wird nicht nur für einen Betrieb mit geschlossenem Regelkreis dem Summierpunkt 117 zugeführt, sondern wird auch einer Nach­ laufspeichereinheit 131 zugeführt. Bekanntlich wird das Ausgangssignal der Nachlaufspeichereinheit 131 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. Des­ halb wird während der Nicksynchronisierung das Steuerknüppel­ synchronisiersignal auf der Leitung 115 auf den Wert des Steuer­ knüppeltrimmpositionssignals auf der Leitung 118 ge­ bracht, und, wenn das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 verschwindet, wird die Nachlaufspeichereinheit 131 dieses Steuerknüppelsynchronisiersignals auf der Leitung 115 behalten.

Daher werden während der allgemeinen Synchronisierung, die sich ergibt, wenn das Nicksynchronisiersignal vor­ handen ist, die vielfältigsten Funktionen erfüllt. Es sei der Fall betrachtet, in welchem die Fluggeschwindig­ keit kleiner als 60 knot ist, so daß die Fluglagehalte­ funktion (statt der Fluggeschwindigkeitshaltefunktion) durch die Autopilotschaltung von Fig. 4 ausgeführt wird. Sollte der Pilot wünschen, den Fluglagetrimmpunkt zu tasten, oder sollte er den Trimmauslöseschalter drücken oder sollte ein Fluggeschwindigkeitswechsel auftreten und die Flug­ geschwindigkeit 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 ergeben­ den Resultaten verursachen, die zusammen das gesamte System resynchronisieren. Das Fluglagesynchronisiersignal auf der Leitung 87 wird gleich null sein, weil das Nick­ lagebezugssignal über den Schalter 86 und den integrieren­ den Verstärker 84 auf den neuesten Stand gebracht wird, so daß es gleich dem Nicklagesignal ist. Daher wird das Aus­ gangssignal des Verstärkers 91 null sein, und das Signal auf den Leitungen 102 und 101 wird null sein, so daß kein Eingangssignal an dem Nickautopilotintegrator 100 anlie­ gen wird. Der Integrator 100 wird außerdem durch das Nick­ synchronisiersignal auf der Leitung 53 auf null rückge­ setzt, so daß ein Signal auf der Leitung 99 an dem Sum­ mierpunkt 96 anliegen wird. Ebenso wird, wenn das Nick­ lagesynchronisiersignal 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 Einblend­ schaltung 94 auf null hält, wird das Nickwendebefehls­ signal auf der Leitung 95 ebenfalls null sein. Wenn die Fluggeschwindigkeit kleiner als 60 knot ist, wird das Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 55 (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 das Flug­ geschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 64 null sein wird. Der Verstärker 74 wird ein Nullfluggeschwindigkeitspro­ portionalsignal auf der Leitung 98 liefern. Das ist not­ wendig, da das Halten der Nicklage bei Unterreiseflugge­ schwindigkeiten nicht irgendeinem Fluggeschwindigkeits­ fehlereingangssignal an dem Summierpunkt 96 ausgesetzt sein sollte.

Das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 umgeht die Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzungsschaltung 111, so daß das Signal auf der Leitung 113 dem Nickautopilotbefehls­ signal auf der Leitung 110, das null ist, sofort folgen wird. Wegen der Wirkung des Nicksynchronisiersignals auf der Leitung 53 und der Nachlaufspeichereinheit 131, die oben beschrieben worden ist, kann das Eingangssignal an dem Summierpunkt 114 auf der Leitung 113 auf null gehen, und zwar ohne irgendeine Änderung in dem Steuerknüppelbefehls­ fehlersignal aus dem Summierpunkt 117, da das Steuerknüppel­ trimmpositionssignal auf der Leitung 118 über die Nachlauf­ speichereinheit 131 direkt an die Leitung 115 angelegt wird, um jedwede Differenz auszugleichen und das Steuerknüppel­ bezugssignal auf der Leitung 116 während des Vorhandenseins des Nicksynchronisiersignals auf der Leitung 53 gleich dem Steuerknüppeltrimmpositionssignal auf der Leitung 118 zu halten.

Es ist ein Aspekt der Erfindung, daß das Steuerknüppelbefehls­ fehlersignal 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 Steuerknüppelbezugssignal auf der Leitung 116 gleich dem Steuerknüppeltrimmpositionssignal auf der Lei­ tung 118 gemacht worden ist, das kostant bleibt, weil der Trimmstellantrieb 120 während der 50 ms eines Nick­ synchronisiersignals nicht augenblicklich ansprechen wird. Daher können Änderungen der Betriebsart auftreten und das Tasten kann eingeleitet werden, ohne daß an dem Eingang des Trimmstellantriebs 120 Übergangsvorgänge auftreten.

Die Wirkung des Nicksynchronisiersignals ist soeben be­ schrieben worden. Wenn das Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 auf das Niederdrücken des Trimmauslöseschal­ ters 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 vor­ handen sein, was eine ständige Synchronisierung bewirkt, solange der Trimmauslöseschalter gedrückt wird. Normaler­ weise verfolgt der Pilot, wenn er die Trimmauslösung benutzt, den Zweck, einen neuen Trimmpunkt im Anschluß an die Bewe­ gung seines Steuerknüppels aus einer Trimmposition heraus herzu­ stellen. Das würde der Fall sein, wenn er wünschte, seine Nicklage bei Unterreisefluggeschwindigkeiten zu verändern oder große Änderungen in dem Fluggeschwindigkeitshalte­ 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 Trimm­ auslösesignals auf der gegenwärtigen Nicklage und der ge­ filterten Fluggeschwindigkeit sein, und das Halten des Steuerknüppels relativ konstant, nach dem Abschalten des Trimmauslösesignals, würde bewirken, daß der Trimmstell­ antrieb 120 den Trimmpunkt auf dieselbe Position wie der Steuer­ knüppel verstellt, wobei an diesem Punkt der Pilot den Steuerknüppel loslassen könnte und das System auf die Flugge­ schwindigkeit und die Nicklage synchronisiert würde, die erzielt wurden, während der Trimmauslöseschalter gedrückt gehalten wurde. Vorübergehendes Tasten kann dann benutzt werden, um einen Geschwindigkeitsfehler auf Grund von System- und Fluggeschwindigkeitsnacheilungen zu korri­ gieren.

Es werde nun der Fall betrachtet, in welchem der Längssteuerungs­ autopilot eingeschaltet ist und sich der Hubschrauber unter der Reisefluggeschwindigkeit befindet und der Pilot an­ schließend entscheidet, die Geschwindigkeit des Hubschraubers 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) an­ sprechen und ein 50-ms-Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 erzeugen. Die Funktionen der Nicksynchronisie­ rung, die oben beschrieben sind, werden alle auf dieselbe Weise ausgeführt. Da sowohl die Nicklage als auch das gefilterte Fluggeschwindigkeitssignal durch die integrierenden Verstärker 69 bzw. 84 resynchronisiert werden, werden das Fluggeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 64 und das Nicklagesynchronisiersignal auf der Leitung 87 beide null sein, so daß die Ausgangssignale von sämtlichen Verstär­ kern 74, 75, 90 und 91 null sein werden. Die Einblend­ schaltung 94 wird, wie oben beschrieben, eine Verstärkung 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 Fluggeschwindigkeitsübergänge beschriebene Weise kommen. Anschließend wird jedoch das konstante Tastsignal auf der Leitung 49 ein konstantes Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignal auf der Leitung 57 erzeugen. In Fig. 4 wird dadurch der Schalter 76 veranlaßt, die Begrenzungsschaltung 73 zu überbrücken, so daß jedes Fluggeschwindigkeitsfehlersignal (nach 50-ms-Synchronisierung) über beide Verstärker 74, 75 geleitet wird und das System darauf ansprechen kann. Das bedeutet, daß ungeachtet dessen, welche Fluggeschwindigkeitsfehlersignale 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 großes Fluggeschwindigkeitsfehlersignal verbleiben wird, das weiterhin die Fluglage des Hubschraubers im Anschluß an das Tasten einstellt. Tatsächlich ist die einzige Nacheilung in einem solchen Fall die Nacheilung des Hubschraubers 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 den 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-Nicksynchronisiersignals 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 Ausgangssignal 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 gedrückt 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 Hubschraubers, die durch das Signal der gefilterten Fluggeschwindigkeit auf der Leitung 10 angegeben wird, nicht bis auf 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 61 nicht an erster Stelle gesetzt worden sein. Wenn während des Tastens oder im Anschluß daran die Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers 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 länger das Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrsignal auf der Leitung 57 darbieten wird. Daher wird die Begrenzungsschaltung wieder wirksam sein, so dasß 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 73 während Nicksynchronisierungen wirksam sein wird, die durch Fluggeschwindigkeitsübergänge verursacht werden, oder immer dann, wenn der Trimmauslöseschalter 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 Autopilotsystem 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 den Trimmauslöseschalter drücken, würde der Autopilot ebenso mit der Geschwindigkeit von 5 knot aufgeholt haben, bis die Trimmauslösung gedrückt wird, zu welcher Zeit der Fluggeschwindigkeitsfehler in jedem Fall auf null gehen würde. Wenn aber der Trimmauslöseschalter 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 Steuerknüppel einwirkt, um eine Schwellenwertgröße 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 Fluggeschwindigkeitsfehler- Begrenzungsschaltung 73 das Autopilotsystem, 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, vorzugsweise 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 Statuswörtern zur Steuerung des Längssteuerungsautopiloten über einen Übergangspunkt 143 eingegeben, und in einem ersten Test 144 wird der Status eines Steuertafeltrimmeinschaltschalters sowie des Trimmauslöseknopfes an dem Steuerknüppel überprüft. Wenn der Trimmeinschaltschalter geschlossen ist und der Trimmauslöseknopf nicht gedrückt worden ist, wird ein positives Ergebnis des Tests 144 bewirken, daß in einem Programmschritt 145 ein Flag für "Längssteuerknüppeltrimmung eingeschaltet" gesetzt wird. Andernfalls wird der Programmschritt 145 umgangen. In dieser Ausführungsform wird das Nichtvorhandensein des Flags für "Längssteuerknüppeltrimmung eingeschaltet" 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 Flags für "Fluggeschwindigkeit- Haltung eingeschaltet" in einem Programmschritt 146 immer dann, wenn ein Test 147 anzeigt, daß die Längssteuerknüppeltrimmung 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 Programmschritt 150 gesetzt. Nachdem dieses Flag in dem Programmschritt 150 gesetzt worden ist, kann es erst rückgesetzt werden, nachdem das Tasten abgeschlossen ist, was durch ein negatives Ergebnis des Programmschrittes 149 angezeigt wird, und der Fluggeschwindigkeitsfehler kleiner als 5 knot ist, was durch einen Test 151 angezeigt wird, der zu einem Programmschritt 152 zum Rücksetzen des Fluggeschwindigkeitsfehlerbegrenzungssperrflags führt.

Wenn die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet ist (was bedeutet, daß die Längssteuerknüppeltrimmung eingeschaltet ist und das Flugzeug schneller als 60 knot fliegt), wird ein positives Ergebnis eines Tests 153 zu einem Test 154 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 (Taten M) verglichen wird. Wenn der Test 155 negativ ausfällt, bedeutet das, daß das Tasten innerhalb des gegenwärtigen Zyklus eingeleitet worden ist, und in einem Programmschritt 157 wird das Flag für "Längssteuerknüppeltrimmung eingeschaltet" 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 Flag für "Längsknüppeltrimmung eingeschaltet", das Flag für "Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet" und gewisse berechnete Werte, die als Zwischenwerte benutzt werden, rückgesetzt sind, 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 Programmschritt 145 das Flag für "Längssteuerknüppeltrimmung eingeschaltet." gesetzt, und in dem Programmschritt 146 wird das Flag für "Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet" 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 ist, wird der Taststatus dieses Zyklus gleich dem Taststatus des vorangehenden Zyklus sein, so daß das Ergebnis des Tests 155 positiv ist und der Programmschritt 157 umgangen wird. Nachdem der Test des Programmschrittes 155 durchgeführt ist, wird in jedem Zyklus der Taststatus des gegenwärtigen Zyklus für den nächsten Zyklus in einem Programmschritt 158 auf den neuesten 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 Längssteuerungsautopilotprogramm, 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 Längssteuerknüppeltrimmung 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 der Test 162 ein positives Ergebnis haben, und es werden Autopilotnickberechnungen ausgeführt, 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 Flag für "Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet" für den gegenwärtigen Zyklus wird in einem Programmschritt 163 anschließend auf den neuesten Stand gebracht, um den vorherigen Zyklus wiederzugeben.

In jedem Fall werden, wenn es einen Geschwindigkeitswechsel gibt oder wenn die Längssteuerknüppeltrimmung nicht eingeschaltet ist, mehrere Programmschritte ausgeführt, die denjenigen ungefähr äquivalent sind, die durch das Nicksynchronisiersignal in Fig. 4 ausgeführt werden. Zuerst bewirkt ein Programmschritt 164, daß der Nicklagebezugswert gleich der Nicklage ist, was der Synchronisierfunktion äquivalent ist, die durch den Schalter 86 und den integrierenden Verstärker 84 von Fig. 4 erreicht wird. Dann bewirkt ein Programmschritt 165, daß der Steuerknüppelsynchronisierwert gleich dem Steuerknüppeltrimmpositionswert gemacht wird, was der Wirkung der Nachlaufspeichereinheit 131 in Fig. 4 äquivalent ist. Dann bewirkt ein Programmschritt 166, daß der Fluggeschwindigkeitsbezugswert gleich der gefilterten Fluggeschwindigkeit ist, was der Synchronisierung äquivalent ist, die durch den Schalter 72 und den integrierenden Verstärker 70 in Fig. 4 erfolgt. In einem Programmschritt 166a wird der Nickautopilotintegratorwert auf null rückgesetzt. Ein Programmschritt 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-PS 43 54 230 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 Einblendmultiplikationsfehler 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 Programmschritt 168 setzt das Fluggeschwindigkeitsproportionalsignal auf null, was in Fig. 4 infolge der Tatsache erfolgt, daß der Fluggeschwindigkeitsfehler auf null geht, und ein Programmschritt 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 Längssteuerknüppeltrimmung eingeschaltet ist, und kein Fluggeschwindigkeitswechsel 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 Test 171 fest, ob die Fluggeschwindigkeit-Haltung eingeschaltet ist. 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 Längssteuerungs- oder Nickautopilotsystem zur Fluglage-Haltung benutzt wird. In einem solchen Fall wird ein negatives Ergebnis des Tests 171 zu einem Programmschritt 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 Ausführungsformen 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 einem Programmschritt 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 Programmschritt 164 (Fig. 6) synchronisiert wurde.

Wenn der Test 171 ergibt, daß die Fluggeschwindigkeit- Haltung eingeschaltet ist, dann werden Faktoren, die sich auf die Fluggeschwindigkeit beziehen, statt Fluglagefaktoren berechnet. Ein Programmschritt 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 Programmschritt 175 ausgeführt, wo zu dem Fluggeschwindigkeitsbezugswert das Fluggeschwindigkeitsbezugsinkrement addiert wird. Diese Programmschritte sind den Programmschritten 172 und 173 analog. Dann wird der Fluggeschwindigkeitsfehler als die Differenz zwischen dem Fluggeschwindigkeitsbezugswert und der gefilterten Fluggeschwindigkeit in einem Programmschritt 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, wie 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 gesperrt worden, weshalb ein Test 178 feststellt, ob der Fluggeschwindigkeitsfehler größer als plus 5 knot ist, und, wenn dem so ist, wird in einem Programmschritt 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 dem so ist, wird in einem Programmschritt 181 der Fluggeschwindigkeitsfehler gleich dem Begrenzungswert von minus 5 knot gesetzt. In jedem Fall wird, ob die Begrenzung erfolgt oder nicht, ein Programmschritt 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 Programmschritt 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 Programmschritt 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 Programmschritt 184 eine Nicklagesynchronisierung als Funktion des Nicklagebezugswertes minus der Nicklage, was der Funktion des Summierpunkts 81 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent ist. Dann erzeugt ein Programmschritt 185 den Nicklagebefehl als Produkt der Nicklagesynchronisierung mal einem Verstärkungsfaktor K1, was der Funktion des Verstärkers 90 von Fig. 4 äquivalent ist. Die Programmschritte 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 angelegten 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 Programmschritte 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 Programmschritt 189 führen, in welchem das Integratoreingangssignal als das Produkt der Nicklagesynchronisierung 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 Programmschritt 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 erfolgt in einem Programmschritt 191, und zwar 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 Summierpunkt 96 in der Ausführungsform von Fig. 4 erfüllt wird.

Wenn die Nickautopilotberechnungen von Fig. 7 abgeschlossen sind, kehrt das Programm zu dem allgemeinen Längssteuerungsautopilotprogramm von Fig. 6 über einen Übergangspunkt 192 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 Programmschritt 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 Programmschritt 196 erzeugt. Wenn aber die Befehle innerhalb von 15% voneinander 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 Programmschritt 197 gesetzt wird. Die Programmschritte 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 Programmschritte 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 Längssteuerknüppeltrimmung zu umgehen (äquivalent dem Nicksynchronisiersignal auf der Leitung 53 in Fig. 4 und der Funktion des dort vorgesehenen Schalters 112), weil der auf den neuesten Stand gebrachte Nickautopilotbefehl (M) der interessierende Wert ist und in dem Programmschritt 169 während der Resynchronisierung direkt auf null gesetzt wird.

In Fig. 6 wird der Steuerknüppelbezugswert als die Summe des Steuerknüppelsynchronisierwerts und des Nickautopilotbefehls in einem Programmschritt 198 erzeugt, was dem Summierpunkt 114 in der Ausführungsform von Fig. 4 äquivalent ist. Dann erzeugt ein Programmschritt 199 einen Steuerknüppelbefehlsfehlerwert als Differenz zwischen dem Steuerknüppelbezugswert und der Steuerknüppeltrimmposition, 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-PS 43 54 230 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 Endausschlagsituation 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-PS 43 54 230 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 Längssteuerungsautopilotunterroutine, 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-PS 43 54 230 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 Längssteuerungsautopilotunterroutine, der den Nickautopilotbefehl begrenzt und den Steuerknüppelbefehlsfehler berechnet, kann in der Nickkrafterhöhungsberechnung-A-Unterroutine 519 ausgeführt werden, die in Fig. 5 der genannten US-PS 43 54 230 dargestellt ist, wobei deren Ergebnisse an den Trimmstellantrieb in der Nickkrafterhöhungsausgangssignal-A-Unterroutine 703 in Fig. 7 der genannten US-PS 43 54 230 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-PS 43 54 230, deren Ergebnisse dem Trimmstellantrieb in der Nickkrafterhöhungsausgangssignal-B-Routine 1003 in Fig. 10 der genannten US-PS 43 54 230 zugeführt werden können, vorausgesetzt, daß Tests 902 in Fig. 9 und 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 Steuerknüppelbefehlsfehler an dem Trimmstellantrieb auf den neuesten Stand gebracht werden, gegenüber dem grundlegenden Computerzyklus (in der genannten US-PS 43 54 230 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 Steuerknüppelposition 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 40 78 749 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 40 78 749 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 Steuerknüppelbefehlsfehler (am Eingang des Trimmstellantriebs) auf die Steuerknüppeltrimmposition, sondern synchronisiert auch ständig den Nicklagebezugswert und den Fluggeschwindigkeitsbezugswert und dient zum Rücksetzen des Nickautopilotintegrators 100. Weiter erzeugen Übergänge zwischen Geschwindigkeiten keine Übergangsstörungen, weil diese Übergänge ebenfalls den Steuerknüppel, den Fluggeschwindigkeitsbezugswert, den Nicklagebezugswert und den Nickautopilotintegrator 100 trimmen. Das Einleiten des Tastens trimmt ebenfalls die Fluggeschwindigkeit- und Fluglagebezugswerte, den Nickautopilotintegrator 100 und den Steuerknüppel. Diese Resynchronisierung ist aber nur vorübergehend, denn anschließend an sie wird das Fortsetzen des Tastens den Fluggeschwindigkeits- oder den Fluglagebezugspunkt anstoßen, abhängig davon, ob der Hubschrauber mit Reisefluggeschwindigkeit fliegt oder nicht. Ein wichtiger Aspekt der Erfindung ist, daß die Verwendung einer stark gefilterten Fluggeschwindigkeitsmeßfühler-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 jeder auf die Fluggeschwindigkeit ansprechenden Anordnung; sie ist aber besonders beträchtlich in einem Fluggeschwindigkeitshaltesystem mit Autopilot, 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 begrenz 06044 00070 552 001000280000000200012000285910593300040 0002003129547 00004 05925t 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.

Bezugszeichenliste:

 10 Leitung
 11 Leitung
 12 Fluggeschwindigkeitseinrichtung, Fluggeschwindigkeitsmeßfühler (Pitot-Rohr)
 13 Leitung
 14 Längsbeschleunigungsmesser
 15 Integrator
 16 Summierpunkt
 17 Leitung
 18 Leitung
 19 Integrator
 20 Proportionalverstärker
 21 Summierpunkt
 24 Eingangspunkt
 25 Programmschritt
 26 Programmschritt
 27 Programmschritt
 28 Programmschritt
 29 Programmschritt
 30 Programmschritt
 31 Übergangspunkt
 32 Vergleichsschaltung
 33 Leitung
 34 Leitung
 35 Verzögerungsschaltung
 36 Verzögerungsschaltung
 37 UND-Schaltung
 38 ODER-Schaltung
 39 Leitung
 40 UND-Schaltung
 41 Leitung
 42 Tasterschalter
 43 Vorwärtskontakt
 44 Rückwärtskontakt
 45 Spannungsquelle
 46 Spannungsquelle
 47 Tastsignalleitung
 48 Fenstervergleicher
 49 Leitung
 50 monostabiler Multivibrator
 51 Leitung
 52 ODER-Schaltung
 53 Leitung
 54 ODER-Schaltung
 55 Leitung
 56 ODER-Schaltung
 57 Leitung
 58 UND-Schaltung
 59 Leitung
 60 bistabile Schaltung
 61 Leitung
 62 Leitung
 63 Fenstervergleicher
 64 Leitung
 68 Summierpunkt
 69 Leitung
 70 integrierender Verstärker
 71 Leitung
 72 Schalter
 73 Fluggeschwindigkeitsfehler-Begrenzungsschaltung
 74 Verstärker
 75 Verstärker
 76 Schalter
 77 Schalter
 80 Leitung
 81 Summierpunkt
 82 Signalleitung
 84 integrierender Verstärker
 85 Leitung
 86 Schalter
 87 Leitung
 88 Schalter
 90 Verstärker
 91 Verstärker
 92 Leitung
 93 Verstärker
 94 Einblendschaltung
 95 Leitung
 96 Summierpunkt
 97 Leitung
 98 Leitung
 99 Leitung
100 Nickautopilotintegrator
101 Leitung
102 Leitung
103 Schalter
104 Leitung
107 Schalter
108 Schalter
110 Leitung
111 Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzungsschaltung
112 Schalter
113 Leitung
114 Summierpunkt
115 Leitung
116 Leitung
117 Summierpunkt
118 Leitung
119 Leitung
120 Trimmstellantrieb
121 Verbindungssystem
122 Hubschraubersteuerknüppel
123 Übersteuerungsfeder
124 Verbindung
126 Positionsdetektor
127 Positionsdetektor
128 Leitung
131 Nachlaufspeichereinheit
140 Vergleicher
143 Übergangspunkt
144 Test
145 Programmschritt
146 Programmschritt
147 Test
148 Test
149 Test
150 Programmschritt
151 Test
152 Programmschritt
153 Test
154 Test
155 Test
157 Programmschritt
158 Programmschritt
159 Rückkehrpunkt
160 Eintrittspunkt
161 Test
162 Test
163 Programmschritt
164 Programmschritt
165 Programmschritt
166 Programmschritt
167 Programmschritt
168 Programmschritt
169 Programmschritt
170 Eintrittspunkt
171 Test
172 Programmschritt
173 Programmschritt
174 Programmschritt
175 Programmschritt
176 Programmschritt
177 Test
178 Test
179 Programmschritt
180 Test
181 Programmschritt
182 Programmschritt
183 Programmschritt
184 Programmschritt
185 Programmschritt
186 Test
187 Test
188 Programmschritt
189 Programmschritt
190 Programmschritt
191 Programmschritt
192 Übergangspunkt
193 Test
194 Programmschritt
195 Test
196 Programmschritt
197 Programmschritt
198 Programmschritt
199 Programmschritt
200 Rückkehrpunkt

Claims (2)

1. Fluggeschwindigkeitshaltesystem mit Autopilot für einen Hubschrauber, der einen Steuerknüppel (122) für die periodische Längssteuerung mit einem daran angebrachten Trimmauslöseschalter aufweist;
mit einem Trimmstellantrieb (120), der zur Positionierung des Hubschraubersteuerknüppels (122) mittels elektrischer Signale betätigbar ist;
mit einer Fluggeschwindigkeitseinrichtung (12), die ein Fluggeschwindigkeitssignal (Leitung 10) liefert, das die Isthubschraubergeschwindigkeit angibt;
mit einer Trimmeinrichtung (52, 53, 131), die auf den Trimmauslöseschalter anspricht und ein Trimmauslösesignal (Leitung 41, 53) liefert;
mit einem Positionsdetektor (126), der auf den Trimmstellantrieb (120) anspricht und ein Steuerknüppeltrimmpositionssignal (Leitung 118) liefert, das die durch den Trimmstellantrieb (120) festgelegte Steuerknüppeltrimmposition angibt; und
mit einer Signalverarbeitungseinrichtung (Fig. 1, 3, 4);
dadurch gekennzeichnet,
daß die Signalverarbeitungseinrichtung (Fig. 1, 3, 4) auf das Fluggeschwindigkeitssignal (Leitung 10), das Trimmauslösesignal (Leitung 41, 53) und das Steuerknüppeltrimmpositionssignal (Leitung 118) anspricht, um bei Vorhandensein des Trimmauslösesignals (Leitung 41, 53) ein Fluggeschwindigkeitsbezugssignal (Leitung 69), das gleich dem Istfluggeschwindigkeitssignal (Leitung 10) ist, ein Fluggeschwindigkeitsfehlersignal (Leitung 64, 98) mit dem Wert null und ein Steuerknüppelsynchronisiersignal (Leitung 115), das gleich dem Steuerknüppeltrimmpositionssignal (Leitung 118) ist, und bei Nichtvorhandensein des Trimmauslösesignals (Leitung 41, 53) ein Fluggeschwindigkeitsfehlersignal (Leitung 64, 98) als Differenz zwischen dem Fluggeschwindigkeitsbezugssignal (Leitung 69) und dem Fluggeschwindigkeitssignal (Leitung 10) und ein Nickautopilotbefehlssignal (Leitung 110) als Funktion des Fluggeschwindigkeitsfehlersignals (Leitung 64, 98) zu liefern; und
daß die Signalverarbeitungseinrichtung (Fig. 1, 3, 4) eine Einrichtung (114, 117) aufweist zum Liefern eines Steuerknüppelbezugssignals (Leitung 116) als Funktion der Differenz zwischen dem Nickautopilotbefehlssignal (Leitung 110) und dem Steuerknüppelsynchronisiersignal (Leitung 115) und eines Steuerknüppelbefehlssignals (Leitung 119), das an den Trimmstellantrieb (120) angelegt wird, als Funktion der Differenz zwischen dem Steuerknüppelbezugssignal (Leitung 116) und dem Steuerknüppeltrimmpositionssignal (Leitung 118) wodurch das Steuerknüppelbefehlsfehlersignal (Leitung 119) bei dem Vorhandensein des Trimmauslösesignals (Leitung 41, 53) null sein kann, während das Steuerknüppeltrimmpositionssignal (Leitung 118) einen endlichen Wert behält, der die gegenwärtige Steuerknüppeltrimmposition angibt.

2. Fluggeschwindigkeitshaltesystem mit Autopilot nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet,
daß die Fluggeschwindigkeitseinrichtung (12) ein Fluggeschwindigkeitsmeßfühler (Pitot-Rohr 12) ist, der ein Rohfluggeschwindigkeitssignal (Leitung 11) liefert, das die durch den Fluggeschwindigkeitsmeßfühler (Pitot-Rohr 12) gemessene Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers angibt;
daß ein Längsbeschleunigungsmesser (14) vorgesehen ist, der ein Längsbeschleunigungssignal (Leitung 13) liefert, das die Beschleunigung des Hubschraubers in dessen Längsachse angibt; und
daß die Signalverarbeitungseinrichtung (Fig. 1) als integriertes Signal das gefilterte Fluggeschwindigkeitssignal (Leitung 10) liefert, ein Fluggeschwindigkeitsdifferenzsignal als Differenz zwischen dem Rohfluggeschwindigkeitssignal (Leitung 11) und dem gefilterten Fluggeschwindigkeitssignal (Leitung 10), ein Proportionalfluggeschwindigkeitsdifferenzsignal (Leitung 18) als eine Proportionalfunktion des Fluggeschwindigkeitsdifferenzsignals, ein Integralfluggeschwindigkeitsdifferenzsignal (Leitung 17) als eine Integralfunktion des Fluggeschwindigkeitsdifferenzsignals, ein Beschleunigungssignal als Summe des Proportionalfluggeschwindigkeitsdifferenzsignals, des Integralfluggeschwindigkeitsdifferenzsignals, und des Längsbeschleunigungssignals (Leitung 13), und das gefilterte Fluggeschwindigkeitssignal (Leitung 10) als Integralwert des Beschleunigungssignals.