DE3129547C2 - Fluggeschwindigkeitshaltesystem mit Autopilot für einen Hubschrauber - Google Patents
Fluggeschwindigkeitshaltesystem mit Autopilot für einen HubschrauberInfo
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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
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.
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.
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.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/176,832 US4382283A (en) | 1980-08-08 | 1980-08-08 | Helicopter attitude and airspeed acquisition and retention system |
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DE3129547A1 DE3129547A1 (de) | 1982-05-19 |
DE3129547C2 true DE3129547C2 (de) | 1994-03-03 |
Family
ID=22646030
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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DE3129547A Expired - Fee Related DE3129547C2 (de) | 1980-08-08 | 1981-07-27 | Fluggeschwindigkeitshaltesystem mit Autopilot für einen Hubschrauber |
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GB (1) | GB2081474B (de) |
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