DE3207478A1

DE3207478A1 - Windscherungs-detektor- und -warnsystem

Info

Publication number: DE3207478A1
Application number: DE19823207478
Authority: DE
Inventors: Harry 85253 Scottsdale Ariz. Miller
Original assignee: Sperry Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1981-03-02
Filing date: 1982-03-02
Publication date: 1982-09-16
Also published as: FR2509469A1; IT8247885A0; IT1156246B; JPS57191198A; GB2094006A

Description

320747C

Patentanwälte Q \ß'\.- l-nj, _G Cl fJt Wja Mach

Dipl.-lng. 6ünther Koch Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach

6 Dipl.-lng. Rainer Feldkamp

D -8000 München 2 · Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 24 02 75 · Telex 5 29 513 wakai d

Datum: 2. März 1932

Unser Zeichen: 17 391 - Pk/Sa

Anmelder:

SPERRY CORPORATION 1290 Avenue of the Americas New York, New York 10104 U.S.A.

Titel:

Windscherungs-Detektor- und -Warnsystem

Priorität:

239,289
U.S.A.
2. März

I98I

Die Erfindung bezieht sich allgemein auf Luftfahrzeug-Fluglei stungs- und -Plugeigenschafts-Rechnersysteme und insbesondere auf ein Verfahren sowie ein System zur Lieferung eines Warn- und/oder Flugsteuersignals, das drohende gefährliche Windscherungsbedingungen anzeigt.

Eine Vindscherung ist ein Vetterzustand, der sich aus einer Änderung der Windgeschwindigkeit und/oder der Sichtung ergibt (wobei diese Änderungen üblicherweise in verschiedenen Höhenlagen auftreten), und die Windscherung stellt hinsichtlich der Luftfahrzeug-Flugbetriebseigenschaften die größte Gefahr während der Landeanflüge entlang vorgegebener Flugwege dar, die durch erdbezogene Bezugsmarken definiert sind. Die Windscherung kann weiterhin während anderer Flugzustände zu Schwierigkeiten führen, beispielsweise beim Start, beim Steigflug, beim Sinkflug und beim Durchstarten, wenn vorgegebene, auf den Boden bezogene Flugbahnen (wie sie beispielsweise durch ein Flugmanagementsystem bestimmt sind) verfolgt werden sollen· Es wurde bereits eine Anzahl von Versuchen und Vorschlägen gemacht, um dem Piloten eines Luftfahrzeuges während eines Landeanfluges eine Warnung vor drohenden Windscherungsbedingungen zu geben. Bei den meisten Lösungen wurden irgendwelche Einrichtungen zur Feststellung von Änderungen der Geschwindigkeit über Grund verwendet, beispielsweise unter Verwendung von bodenseitigen Einrichtungen, wie Entfernungsmeßeinrichtungen (DME) oder unter Verwendung eines Fluggeschwindigkeitswandlers und Messung der Änderungsgeschwindigkeit des Ausgangssignals dieses Wandlers, vergrößert um die Längsbeschleunigung,

3207473 -V-

um eine auf den Boden bezogene Trägheitskomponente zu gewinnen. Bei anderen Vorschlägen wurden zusätzlich Vertikalbeschleunigungsmesser verwendet, um ein Maß der Vertikalbewegung des Luftfahrzeuges zu erzielen, die durch die Wirkungen der Windscherung hervorgerufen wurde. Entsprechend wurde bei den bekannten Windscherungs-Detektor- und -Warnsystemen ein direktes Maß der Geschwindigkeit über Grund anhand einer bodenseitigen Bezugseinrichtung gewonnen, oder die bekannten Systeme beruhten auf einem Flügge schwindigkeitsmeßfühler als primäre Windscherungs-Informationsquelle. Die vorstehend beschriebenen Techniken sind im allgemeinen direkte oder grobe Lösungen, die als selbständige Systeme eine Feststellung von und eine Warnung vor Windscherungsbedingungen liefern sollen.

Entsprechend einem Grundgedanken der Erfindung umfaßt ein Verfahren zur Bestimmung der Größe eines Windscherungszustandes, der auf ein im Fluge befindliches Luftfahrzeug einwirkt, die folgenden Schritte:

a) die Ermittlung eines Gleichgewichtes zwischen dem Verhältnis des Luftfahrzeugschubes abzüglich des Widerstandes zum Gesamtgewicht und dem potentiellen Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges aus der gesamten reversiblen Energie, die in dem Luftfahrzeug unter sich nicht ändernden Windbedingungen enthalten ist, und

b) die darauffolgende Bestimmung der Vergrößerung oder Verkleinerung der gesamten reversiblen, in dem Luftfahrzeug enthaltenen Energie, die durch sich ändernde Windbedingungen hervorgerufen wird, durch

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Feststellung irgendeiner Änderung dieses Gleichgewichts.

Entsprechend einem weiteren Grundgedanken der Erfindung umfaßt eine Einrichtung zur Peststellung der Größe eines Windscherungszustandes, der auf ein im Fluge befindliches Luftfahrzeug einwirkt, auf den Schub, den Widerstand und das Gewicht des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines ersten Komponentensignals, das dem Verhältnis des Schubes abzüglich des Widerstandes zum Gewicht entspricht, auf die Längs- und Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges und eine Funktion des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines zweiten Komponentensignals, das dem potentiellen Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges entspricht, und Einrichtungen zur Kombination der ersten und zweiten Komponentensignale in einer derartigen Weise, daß sich ein resultierendes Signal ergibt, das irgendeiner Differenz zwischen diesen entspricht.

Entsprechend einem weiteren Grundgedenken der Erfindung umfaßt eine Einrichtung zur Feststellung des Vorhandenseins einer auf ein im Fluge befindliches Luftfahrzeug einwirkenden Windscherungsbedingung Beschleunigungsmesser einrichtungen zur Lieferung eines zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seiner Längsachse proportionalen ersten Signals und eines zweiten zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seiner Vertikalachse proportionalen Signals, Einrichtungen zur Lieferung eines dritten, zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals,Rechnereinrichtungen, die auf die ersten, zweiten und dritten Signale ansprechen und eine Meßkomponente des

potentiellen Flugwegwinkels des Luftfahrzeuges liefern und die auf die zweiten und dritten Signale ansprechen, um eine Meßkomponente der Widerstandscharakteristik des Luftfahrzeuges zu liefern, Einrichtungen zur Lieferung einer Meßkomponente des Schub-/&ewichts-Verhältnisses des Luftfahrzeuges und Kombinationseinrichtungen, die auf die algebraische Summe aller Meßkomponenten ansprechen, um ein Ausgangssignal zu liefern, das der Größe der auf das Luftfahrzeug einwirkenden Windscherung entspricht .

Die vorliegende Erfindung ergibt damit eine grundlegende Lösung für die Feststellung und Anzeige drohender Windscherungszustände und beruht auf den grundlegenden aerodynamischen Eigenschaften eines speziellen, sich im Fluge befindlichen Luftfahrzeuges. Die Erfindung beruht auf der gesamten reversiblen Energie, die in dem Luftfahrzeug zu irgendeinem Zeitpunkt bei dessen Bewegung entlang eines gewünschten oder vorgegebenen Flugweges enthalten ist, und sie ist insbesondere dann wertvoll, wenn sich das Luftfahrzeug entlang eines vorgegebenen Anflugweges zu einer Landebahn bewegt, wobei in diesem Flugzustand unerwartete schwere Windscherungswirkungen verheerende Folgen haben können. Die in einem Luftfahrzeug enthaltene reversible Energie ist die Summe aus der potentiellen Energie und der kinetischen Energie des Luftfahrzeuges. Die Inderungsgeschwindigkeit dieser Gesamtenergie pro Einheit des Luftfahrzeuggewichtes dividiert durch die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges bestimmt die Eigenschaften der Flugbahn, entlang der sich das Luftfahrzeug bewegt, d. h. den potentiellen Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges. Die Quellen der reversiblen Leistungszufuhr

o - 3207473

oder -abgabe zum oder vom Luftfahrzeug sind folgende:

a) das Produkt der Differenz zwischen dem Schub und dem Widerstand, multipliziert mit der Geschwindigkeit, und

b) Windänderungen. Bei Windänderungen von Null stehen das Verhältnis des Schubes abzüglich des Widerstandes zum Luftfahrzeuggewicht und der potentielle Flugwegwinkel im Gleichgewicht. Wenn jedoch irgendwelche Windänderungen auf das Luftfahrzeug einwirken, so ist diese Energiegleichung nicht mehr im Gleichgewicht. Das erfindungsgemäße Windscherungs-Detektor- und Warn-Rechnersystem mißt in wirksamer Weise dieses Energie-Ungleichgewicht und liefert eine Warnung, die von der Größe dieses Ungleichgewichtes abhängt, d. h. das System liefert eine Anzeige von bevorstehenden, möglicherweise gefährlichen Windscherungsbedingungen.

Die Erfindung wird im folgenden anhand von in der Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen noch näher erläutert.

Zn der Zeichnung zeigen:

Fig. 1a und 1b zusammen ein Blockschaltbild des Systems,

Fig. 2 ein Diagramm der wirksamen Kräfte an einem Luftfahrzeug in dessen Längsebene, sowie die resultierende Luftbahn des Luftfahrzeuges, woljei diese Darstellung zum Verständnis und zur Ableitung bestimmter Beziehungen zweckmäßig ist,

Fig. 3 ein Nomogramm, das die Ableitung der vom Anstellwinkel abhängigen Funktion nach Fig. 4- erläutert.

Obwohl die vorliegende Erfindung in Form eines selbständigen Systems auf der Grundlage eines Analog- oder Digitalrechners ausgeführt werden kann, ist es zweckmäßig, dieses System in das gesamte digitale rechnergestützte Luftfahrzeug-Flugleistungs- und/oder -Flugmanagement-System einzufügen, um den gesamten vertikalen Flugwegprofilverlauf des Luftfahrzeuges in der wirtschaftlichsten und sichersten Weise zu steuern oder zu regeln. Wenn das erfindungsgemäße System in ein derartiges Gesamtsystem eingefügt wird, so können viele gemeinsame erforderliche Systemeingangssignale sowie viele gemeinsame Flugparameter und aerodynamische Parameter eines bestimmten Luftfahrzeugtyps ausgenutzt werden, die in der Gesamtrechner-Speicherdatenbasis eingefügt sind.

Vor der Erläuterung einer bevorzugten Ausführungsform des Windscherungs-Detektor- und -Warnsystems sollen die grundlegenden mathematischen Beziehungen erläutert werden, auf denen die Erfindung beruht.

Die reversible Energie, die in einem Luftfahrzeug enthalten ist, ist die Summe der potentiellen Energie und der kinetischen Energie des Luftfahrzeuges:

E = Wh + ^ mV² (1),

fi

3207473

worin "bedeuten:

Έ = die gesamte reversible Energie

V » das Luftfahrzeuggewicht
h = die Luftfahrzeughöhe

m = die Luftfahrzeugmasse

V = die Luftfahrzeuggeschwindigkeit.

Diese Gleichung kann wie folgt vereinfacht werden:

Die Änderungsgeschwindigkeit des reversiblen Energieinhaltes, d. h. der Leistung pro Einheit des Gewichts, ist:

Weil sin y = γ ist, worin y der Flugwegwinkel des Luft fahrzeuges ist, ist:

Es gibt zwei Quellen der Zufuhr oder Abfuhr von reversibler Leistung an und von dem Luftfahrzeug:

a) (T - D)V, worin T = Schub und D = Widerstand sind,

6- 3207473

b) Windänderungen.

T—D
Das Gleichgewicht zwischen -ττ- und dem potentiellen Flugwegwinkel (sin y + ^ ) wird in der folgenden Weise abgeleitet, wobei auf die Fig. 2 Bezug genommen wird. Aus diesem Diagramm der auf ein sich im Fluge befindliches Luftfahrzeug einwirkenden Kräfte ist zu erkennen, daß:

T cos α - D - W siny = ^ V (5)

oder = -- (χ* cos cL - Sf sin d.)

ist, worin χ" und *z* die tatsächlichen Beschleunigungskomponenten entlang der x- und z-Achsen des Luftfahrzeuges sind. An den x- und z-Achsen befestigte Beschleunigungsmesser messen diese Komponenten unter Vermischung mit den Komponenten des Schwerkraftfeldes der Erde, nämlich g· sin i5 und g«cos U cos y, worin o9 der Nickwinkel und y der Hollwinkel ist.

Daraus folgt:

*x*= a^ - g»sin τ9
*z*= a - cos u cos ψ.

Der Flugwegwinkel (y) steht mit dem Anstellwinkel (α), dem Nickwinkel (d) und dem Rollwinkel (*p) durch die folgende gut bekannte Gleichung in Beziehung:

4ί

-y,- 3207473

sin γ = cos d- sin i3 - sin et cos ψ cos

Weil c*. normalerweise ein relativ kleiner Winkel ist, kann angenommen werden, daß cos Q- angenähert gleich 1 ist. Die Gleichung (5) kann daher wie folgt umgeschrieben werden:

^g^ = I + sin f = -f - -^ sin <L (6)

(ohne Windänderungen).

Wenn die linke Seite dieser Gleichung nicht gleich der rechten Seite ist, so stellt die Größe der Differenz die Wirkungen von Windänderungen dar. Es kann daher eine Funktion Λ definiert werden, die dieses Ungleichgewicht ausdrückt. Damit ist:

T ⁺ ~s ^{sincL (7)}·

Diese die mathematische Grundlage der vorliegenden Erfindung darstellende Gleichung kann gerätemäßig unter Verwendung von sich an Bord befindlichen Meßfühlern für den Schub, den Widerstand, das Gewicht, die Vertikal- und Längsbeschleunigung und den Anstellwinkel ausgeführt werden und die hierbei erforderlichen Berechnungen können von einem Analog- oder Digitalrechner ausgeführt werden, um ein Maß Δ der Größe der Windscherung abzuleiten. Während die Ausdrücke (D, W, a^, a_z und sin cn ohne weiteres mit Hilfe von Meßfühlern ableitbar sind, kann der Widerstandsausdruck D nicht ohne weiteres direkt gemessen werden. Dieser Ausdruck der grundlegenden Gleichung (7) kann

durch weitere Analyse der aerodynamischen Eigenschaften des speziellen Luftfahrzeuges abgeleitet werden, in die das System eingebaut ist (wobei diese Eigenschaften von dem Hersteller des Luftfahrzeuges erhalten werden können) .

D - C₃₃ q S (8).

Darin ist: «

Cjj = Widerstandskoeffizient des Luftfahrzeuges q β Staudruck

S a Tragflügelfläche des Luftfahrzeuges

L - (2*)V = C_L q S (9),

worin C^ der Auftriebskoeffizient des Luftfahrzeuges ist.

Eine Auflösung der Gleichung (9) nach qS und Einsetzen in die Gleichung (8) ergibt:

(10).

Wenn diese Definition von D in die grundlegende Gleichung (7) eingesetzt wird und diese Gleichung vereinfacht wird, so ergibt sich eine Gleichung, die ohne weiteres rechnertechnisch ausgeführt werden kann, wie dies weiter unten beschrieben wird:

1?

In Fig. 1 ist ein Blockschaltbild einer bevorzugten Ausfiihrungsform einer Bechnereinrichtung gezeigt, die eine Kombination von miteinander verbundenen diskreten Bauteilelementen umfaßt, die so zusammenwirken, daß sich ein Ausgangssignal ergibt, das die Größe des auf das Luftfahrzeug einwirkenden sich ändernden Windes anzeigt. Außerdem sind weitere Elemente zur Abschätzung der Größe einer derartigen Windscherung relativ zu der vorgesehen, die von einem praktischen Standpunkt aus betrachtet einen drohenden gefährlichen oder vernichtenden Flugzustand darstellt, vor dem der Pilot gewarnt werden sollte. Weiterhin sind Elemente zur automatischen Vorspannung des automatischen Schubleistungs-Steuersystems des Luftfahrzeuges vorgesehen, um die Schubleistungs-Steuerungsaktivität während derartiger turbulenter Flugzustände zu verringern. Die miteinander verbundenen Bauteilelemente können als Teil eines vollständigen Luftfahrzeug-Flugleistungsmanagementsystems ausgeführt sein oder ein selbständiges Windscherungs-Detektor- und -Warnsystem bilden, und in (jeder Form können die Berechnungen und bestimmte davon abhängige Parametererzeugungsfunktionen, die durch diese Elemente definiert sind, entweder durch analoge oder digitale Mechanismen ausgeführt werden.

In Fig. 1 sind die Quellen für die verschiedenen Eingangsparameter für das System entlang der linken Seite der Fig. 1a gezeigt, während sich die die Berechnungsfunktionen ausführenden Elemente im Hittelpunkt der kombinierten Fig. 1a und 1b befinden und die Ausgangselemente auf der rechten Seite der Fig. 1b angeordnet sind. Wenn die Berechnungen digital ausgeführt werden sollen, so können die in der Mitte befindlichen Elemente einen !Teil eines

üblichen programmgesteuerten digitalen Rechners sein, der einen üblichen Eingangs-Ausgangs-Abschnitt, einen Prozessorabschnitt, einen Speicherabschnitt und einen Steuerabschnitt einschließt, die alle ohne weiteres von einem Fachmann auf dem Gebiete von Digitalrechnern anhand der Lehren der vorliegenden Erfindung ausgebildet werden können. Weiterhin kann die Erfindung unter Verwendung üblicher analoger Elemente ausgeführt werden, die die angegebenen arithmetischen Funktionen und bestimmte abhängige Funktionen der Erzeugung von Parametern ausführen.

Übliche an dem Luftfahrzeug befestigte Linearbeschleunigungsmesser 10 und 11 zur Messung der Luftfahrzeugbeschleunigungen entlang der Längsachse (x) und der Vertikalachse (z) des Luftfahrzeuges liefern zu a^ bzw. a proportionale elektrische Signale und stellen damit eine Einrichtung zur Lieferung von zur Längs- und Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges proportionalen Signalen dar. Ein Landeklappen-Positionsmeßfühler 12, der durch ein oder mehrere Synchros gebildet sein kann, die zur Messung des Landeklappenausschlages angeschaltet sind, liefert ein resultierendes elektrisches Signal, das proportional zur Landeklappenposition ist, so daß dieser Meßfühler eine Einrichtung zur Lieferung eines zur Landeklappenposition proportionalen Signals bildet. Ein Anstellwinkelmeßfühler 13» wie beispielsweise eine übliche Flügelsonde oder eine servobetätigte Luftströmungssonde, ergibt ein Signal, das proportional zum Anstellwinkel des sich im Fluge befindlichen Luftfahrzeuges ist, und dieser Anstellwinkelmeßfühler bildet eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals, das proportional zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges ist. Die letzteren beiden Signale

werden zur Erzeugung von auf den Widerstand und den Auftrieb bezogenen Parametern verwendet, die hiervon abhängen, wie dies noch näher erläutert wird. Wie dies ebenfalls weiter unten noch näher erläutert wird, kann, ein Maß des Schubes eines Turbinenstrahltriebwerkes aus den Parametern des Triebwerkdruckverhältnisses (EPR), der Mach-Zahl und des Staudruckverhältnisses gewonnen werden. Dieses Maß kann außerdem durch Messungen der Gebläsedrehzahl (N^) des Triebwerkes, der Mach-Zahl, des Staudruckverhältnisses und des Lufttemperaturverhältnisses gewonnen werden. Pur ein Luftfahrzeug mit drei Triebwerken liefern in dem dargestellten Ausführungsbeispiel die EPR-Meßfühler 14, 15 und 16 elektrische Signale, die zu dem Druckverhältnis jedes Triebwerkes proportional sind, während ein üblicher Plugdatenrechner 17 elektrische Signale liefert, die zur Mach-Zahl, zur wahren Pluggeschwindigkeit und zur Druckhöhe proportional sind. Es ist für den Fachmann zu erkennen, daß die Schubparameter für Jede Art von Triebwerk geliefert werden können. So kann beispielsweise bei einem Bypass-Triebwerk die Gebläsedrehzahl (N^) anstelle des Druckverhältnisses verwendet werden, während für ein Turboprop-Triebwerk die Turbinenwellendrehzahl und der Propelleranstellwinkel die verwendeten Punktionen bilden können. In Abhängigkeit von der Triebwerksart können auch andere Parameter, die Gesamtlufttemperatur usw., erforderlich sein, um das verwendete Schubsignal zu erzeugen. Bei der in Pig. 1 gezeigten Ausführungsform werden die Signale für das Druckverhältnis, die Mach-Zahl und die Druckhöhe einem Schubrechnerelement 18 zugeführt, das eine Einrichtung zur Lieferung eines zum dem Luftfahrzeug erteilten Schub proportionalen Signals bildet. Dieses Element kann durch einen Schubrechner

IO

gebildet sein, wie er in Fig. 8 der DE-OS 2 808 017 gezeigt ist.

Der Parameter des Gesamtgewichtes des Luftfahrzeuges kann durch ein proportionales elektrisches Signal geliefert werden, das von einem elektrischen Signalgenerator 19 abgeleitet wird, der manuell von dem Piloten entsprechend dem vorhandenen Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges eingestellt wird, das üblicherweise der Plugbesatzung aus unabhängigen an Bord befindlichen Datenquellen bekannt ist. Der Gesamtgewichtsparameter des Luftfahrzeuges kann jedoch vorzugsweise kontinuierlich und automatisch von einem Gesamtgewicht-Rechnersystem 20 abgeleitet werden, wie es in der genannten DE-OS 2 808 017 beschrieben ist. Wenn das hier beschriebene Windscberungs-Warnsystem in einem Gesamtflugleistungs-Managementsystem eingefügt ist, so bildet diese Gewichtsparameterberechnung einen Teil dieses Systems und ein zum Gewicht proportionales Signal steht ohne weiteres zur Verfügung. Es sei weiterhin darauf hingewiesen, daß einer der grundlegenden Ausdrücke der vorstehenden Gleichung (7) zur Messung der Windscherung das Schub-/Gewichts-Verhältnis T/W ist und daß die Vorrichtung nach Fig. 4 der obengenannten DE-OS 2 808 ein Maß dieses Verhältnisses oder ein zu diesem Verhältnis proportionales Signal liefert. Entsprechend kann in Fig. 1 die den Gesamtgewichtrechner 20 und den Schubrechner 18 einschließende Einrichtung von der in dieser DE-OS beschriebenen Art sein, wobei ein üblicher Analog- oder Digitalteiler 21, der auf die entsprechenden Ausgangssignale anspricht, eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals bildet, das proportional zum Verhältnis des Schubes zum Gewicht des Luftfahrzeuges ist.

β - 3207473

Sie Beschleunigungsausdrücke der grundlegenden Windscherungs-Meßbeziehung, nämlich der Gleichung (7), erfordern eine Modifikation mit der Erdbeschleunigung g, insbesondere durch Einrichtungen zur Bestimmung der Größe der längs- und Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges bezüglich der Erdschwerkraft. Wie dies in Fig. 1 gezeigt ist, umfassen die Einrichtungen zur Durchführung dieser Funktion übliche analoge oder digitale Teilereinrichtungen 22 bzw. 23» die auf die Ausgangssignale des Längsoder x-Achsen-Beschleunigungsmessers 10 und des vertikalen oder z-Achsen-Beschleunigungsmessers 11 und ein festes Signal 24· ansprechen, das proportional zur Größe der Erdschwerkraft ist. Entsprechend bilden der x-Achsen-Beschleunigungsmesser 10, der Teiler 22 und die Quelle für die Schwerkraftskonstante 24· eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals, das proportional zur Längsbeschleunigung des Luftfahrzeuges bezüglich des Erdschwerkraftfeldes ist, während der z-Achsen-Beschleunigungsmesser 11, der Teiler 22 und die Quelle für das Schwerkraftsignal 24 eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals bilden, das proportional zur Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges, dividiert durch die Schwerkraft der Erde,

¹Sc ^az
ist. Diese Signale -—· und -—· sind an den Verbindungen oder Leitungen 25 und 26 von dien Teilern 22 bzw. 23 dargestellt.

⁰D
Die Beziehung (^p - sin dl) der vorstehenden Gleichung (7)

L
ist eine vorgegebene Funktion des Anstellwinkels und der Landeklappenposition, und ein zu dem tatsächlichen physikalischen Wert dieser Beziehung proportionales Signal wird von dem Rechnerelement 30 nach Fig. 1 abgeleitet.

Die Rechnertechniken zur Ableitung eines Maßes dieses Ausdruckes können ähnlich denen sein, die in der vorstehend genannten DE-OS 2 808 017 beschrieben sind. Fig. 3 ist ein Nomogramm, das zeigt, daß dieser Ausdruck eine Funktion des Anstellwinkels und der Landeklappenposition des Luftfahrzeuges ist, d. h. der rechte Teil der Fig. 3 ist eine Kurvenschar, die die tatsächlichen Werte von C^ für die gleichen Landeklappenwinkeleinstellungen zeigt. Diese Kurven sind von dem Konstrukteur des speziellen Luftfahrzeuges erhältlich. Unter Verwendung der in Fig. 3 gezeigten Daten wird Fig. 4 konstruiert, die den Wert des

⁰D
erforderlichen Ausdruckes (■« sin öl) als Funktion des

⁰L
Anstellwinkels der Landeklappenposition liefert. Für den Fachmann auf dem Gebiet der Analogrechnertechnologie ist es verständlich, daß die Werte des erforderlichen, in Fig. 4 gezeigten Ausdruckes für die Landeklappenwinkel kontinuierlich oder in Einzelschritten mit Hilfe von geeigneten Potentiometer- oder Widerstandsnetzwerken bestimmt werden können, die entsprechend dem tatsächlichen oder gemessenen Anstellwinkel des Luftfahrzeuges eingestellt oder ausgewählt werden können. Für den Fachmann auf dem Gebiet der Digitalrechner ist es verständlich, daß die Erzeugung des Wertes für den gewünschten Ausdruck ohne weiteres dadurch erreicht werden kann, daß die erforderlichen Werte für die dargestellten Landeklappenwinkel in einem Festwertspeicher (ROM) oder einer anderen Speichereinrichtung gespeichert werden, wobei der Speicher in üblicher Weise in Abhängigkeit von einer Funktion des Anstellwinkels adressiert wird. Damit bildet der Rechner 30 eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals, das proportional zu dem Koeffizienten des Widerstands-/-

Auftriebs-Verhältnisses abzüglich des Sinus des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges ist, und dieses Signal ist an der Verbindung oder Leitung 31 nach Fig. 1 dargestellt.

Aus der vorstehenden Beschreibung ist zu erkennen, daß die so weit beschriebenen Elemente der Fig. 1 physikalische Messungen liefern, die proportional zu allen Ausdrucken der Windscherungsgleichung (der vorstehenden Gleichung (7)) sind, so daß es lediglich noch erforderlich ist, diese Messungen entsprechend den arithmetischen Forderungen dieser Gleichung zu kombinieren. Zu diesem Zweck wird die Schub-ZGewichts-Verhältnis-Ausdruckskomponente, die als ein Signal oder als physikalisches Maß an der Verbindung oder Leitung 32 auftritt, einem Eingang eines Summiergliedes 33 zugeführt, während die Signalkomponente oder das physikalische Maß des Längsachsenbe-

a
schleunigungsausdruckes (-~) an der Verbindung oder Leitung 25 einem Eingang eines Summiergliedes 34- zugeführt wird. Die Signalkomponente oder das physikalische Maß, das den letzten Ausdruck darstellt, wird an der Ausgangsverbindung 35 einer Multipliziereinrichtung 36 geliefert,

der der Vertikalbeschleunigungsausdruck (·—-) an der Verbindung 26 und das Komponentensignal oder Maß, das den

Wert von (■*?■ - sin et) darstellt, an der Verbindung 31 zu-⁰L

geführt wird. Dieses Signal oder Maß wird der Summiereinrichtung 34- zugeführt, in der es mit dem anderen Eingang summiert wird, um das resultierende Maß des physikali-

sehen Wertes von -=r + ~ (rr· - sind) zu liefern. An die-

^{e 6 L} i

ser Stelle der Beschreibung einer bevorzugten? Ausführungsform des Systems sei darauf hingewiesen, daß die

Widerstandssignalkomponente D der Gleichung (T-D)/W in dem letzteren Ausdruck enthalten ist, d. h.

während die potentielle FlugwegwinkelSignalkomponente

^az

ebenfalls in diesem Ausdruck enthalten ist. Es ist zu erkennen, daß diese Ausdrücke ohne weiteres in kostengünstiger Weise durch elektromechanische oder digitale Ausführungen erzielt werden können, wie dies weiter oben erläutert wurde, daß jedoch auch andere Bechnertechniken von einem Fachmann auf dem Gebiet der Rechnertechnik entwikkelt werden können, um den Ausdruck (T-D)/W und den Ausdruck ρ für den potentiellen Flugwegwinkel getrennt zu erzeugen, auf denen die Gleichung (7) beruht.

Die resultierende Signalkomponente oder das Maß an der Leitung oder Verbindung 35 unter Einschluß des Wider-

⁰D ^az
Standskomponentensignals Gf=O (~) und die Signalkompo-

a a ^UL ^s

L
nente (--— —- sin cO ,für den potentiellen Flugwegwinkel wird dem anderen Eingang des Summiergliedes 33 zugeführt, in dem es von dem Maß von ?? subtrahiert wird, so daß der Ausgang des Summiergliedes 33 ein Signal oder ein physikalisches Maß νοηΔ, entsprechend der Gleichung (7), d. h. die Größe der auf das Luftfahrzeug einwirkenden Windscherung, ist. Es ist für den Fachmann zu erkennen, daß

die Reihenfolge, in der die verschiedenen Ausdrücke kombiniert werden, unwesentlich ist.

Nachdem ein Maß der Größe der auftretenden Windscherung gewonnen wurde, ist es nun erwünscht, einen Schwellwert festzulegen, der als übermäßig betrachtet wird, d. h. der die Betriebseigenschaften des automatischen Schubleistungs-Steuersystems überschreitet und damit eine Gefahr für die Sicherheit des Luftfahrzeuges darstellt. Ein Beispiel für eine derartige Windscherung kann eine Windscherung von 10 kt pro 100 ft Höhenunterschied sein. Um einen realistischen Schwellwert festzulegen, ist es zweckmäßig, eine Landeanflugsituation zu betrachten, bei der das Luftfahrzeug so gesteuert wird, daß es einem vorgegebenen Landeweg folgt, beispielsweise einem Gleitpfad eines Instrumentenlande syst ems, wobei das automatische Schubleistungs-Steuersystem eine vorgegebene Anflug-Pluggeschwindigkeit aufrechterhält. Es sei darauf hingewiesen, daß bei üblichen automatischen Sehubleistungs-Steuersystemen, wie sie beispielsweise in der DE-OS 2 161 401 beschrieben sind, das Schubleistungs-Servo hauptsächlich entsprechend einem Fluggeschwindigkeitsausdruck und einem Fluggeschwindigkeit sratenausdruck gesteuert wird, von denen der letztere gefilterte Trägheitsausdrücke, wie beispielsweise Längsbeschleunigung, einschließen kann, um das Ansprechverhalten und die Stabilität des Systems zu verbessern. Die Einfügung derartiger Trägheitsausdrücke in das automatische Schubleistungs-Steuersystem neigt Jedoch dazu, daß die Betriebseigenschaften des Systems unter Windscherungsbedingungen beeinträchtigt werden. Beispielsweise kann das Ansprechverhalten des automatischen Schubleistungs-Steuersystems auf eine auftretende Windscherung in

der Praxis die Auswirkung der Windscherung auf den Flugweg des Luftfahrzeuges vergrößern, anstatt eine Verbesserung herbeizuführen. Es wurde festgestellt, daß ein gut ausgebildetes automatisches Schubleistungs-Steuersystem bei Windseherungsbedingungen von ungefähr 6 kt pro 100 ft Höhenunterschied oder weniger befriedigende Betriebseigenschaften aufweist. Wenn daher Windscherungen von mehr als 8 kt pro 100 ft Höhenunterschied auftreten, so sollte der Pilot gewarnt werden, damit er die Landung manuell fortsetzen oder einen Durchstartvorgang einleiten kann.

Unter Annahme eines Gleitpfad-Anfluges ist der Plugwegwinkel ^ des Luftfahrzeuges gleich dem Gleitpfadwinkel des Instrumentenlandesystems und damit üblicherweise ungefähr -2,87 °. Unter der Annahme einer Windstille oder eines sich nicht ändernden Windzustandes ist der Wert von (T-D)/W derart, daß sich ein potentieller Plugwegwinkel von -arc sin 2,87 ° = -0,05 ergibt. Damit ergibt sich aus der vorstehenden Gleichung (6):

Tr² = 0,05 (12).

Bei diesem Plugwegwinkel ist die vertikale Sinkgeschwindigkeit in ft pro see gleich V«sin y-, worin V die wahre Fluggeschwindigkeit ist. Die Zeitdauer für einen Sinkflug um 100 ft beträgt daher ■ ■ Sekunden. Wenn eine Windscherung vorliegt, die in kt pro 100 ft ausgedrückt ist, so ist die Windänderung, ausgedrückt in ft pro Sekunde pro 100 ft gleich dem 1,688-fachen der Windscherung. Daher ist die Beschleunigung entlang des Flugweges, die

4? 3207473

sich aus der Energiezufuhr zum Luftfahrzeug aufgrund des sich ändernden Windes ergibt, gleich:

X 1*688 x V sin y χ Windscherung (a-z\ g = 100 χ 32,2 ^v ^X0)'

Es sei bemerkt, daß diese Beschleunigung eine Funktion der wahren Fluggeschwindigkeit V ist. Wenn beispielsweise eine typische Anfluggeschwindigkeit von V = 250 ft/s und sin Ϋ = 0,05 bei einer Windscherung von -8 kt/100 ft angenommen wird, so ist:

Σ 1.688 χ 250 x (-0.05) (-8) _n „ = Jjöö χ 32,2 ^{= u}'-^

Daraus ergibt sich bei einer Windscherung von -8 kt/100 ft, einer Anfluggeschwindigkeit von 148 kt und einem Gleitpfadwinkel von -2,87 °:

- + sin CL = ~ - ~ sin et (15)

oder 0,052 - 0,05 = 0,002
und aus den Gleichungen (6), (12) und (15):

Δ= -0,05 - 0,002 = -0,052 (16).

Bei entgegengesetzten Windscherungsbedingungen, nämlich bei +8 kt/100 ft, würde der Wert der Gleichung (15) gleich -0,102 sein und damit Δ= -0,052.

Bei erneuter Betrachtung der Fig. 1 und nach der Festlegung eines typischen Wertes von A₁ oberhalb dessen eine Warnung an den Piloten geliefert werden sollte, ist zu erkennen, daß der Absolutwert von Δ an der Verbindung oder Leitung 40 von einem üblichen Absolutwertdetektor 41 einem üblichen Vergleichernetzwerk 42 zugeführt wird, dem außerdem ein dem Schwellwert von </\ entsprechendes Bezugssignal von einem Bezugssignalgenerator 43 zugeführt wird. Wenn daher der Absolutwert von Δ den Bezugswert von Δüberschreitet, so wird ein Warnsignal von einer Leitung 47 geliefert, das zur Erzeugung einer optischen oder akustischen Warnung vor einer drohenden gefährlichen Windscherungsbedingung verwendet werden kann. Es ist aus der Gleichung (13) zu erkennen, daß die Schwellwertvorspannung eine Funktion der wahren Fluggeschwindigkeit V des Luftfahrzeuges ist, weil der Wert von ,/\, der einer Windscherung von 10 kt/1OO ft entspricht, zunimmt oder abnimmt, wenn die wahre Fluggeschwindigkeit zunimmt oder abnimmt. Zu diesem Zweck wird ein zur wahren Fluggeschwindigkeit V proportionales Signal in üblicher Weise von dem Flugdatenrechner 17 über eine Leitung oder Verbindung 48 an den Schwellwertvorspannungsgenerator 43 geliefert, um diesen Schwellwert als Funktion der wahren Fluggeschwindigkeit zu ändern.

Das der Größe der Windscherung entsprechende Signal Λ kann weiterhin dem automatischen Schubleistungs-Steuersystem des Luftfahrzeuges über eine übliche Ausblendsehaltung 45 und einen Gleichrichter 46 zugeführt werden. Das resultierende Signal an der Leitung 47 wird in dem automatischen Schubleistungs-Steuersystem dazu verwendet, die nachteiligen Effekte der Trägheitsausdrücke zu kompensieren, die weiter oben beschrieben wurden.

Claims

Patentanwälte ^:.. ^:D id I.-Ing,'CIi rt Wallach

Europäische Patentvertreter Dipl.-Ing. 6üntherKoch

3207478 European Patent Attorneys Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach

Dipl.-Ing. Rainer Feldkamp

D-8000 München 2 · Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 2 60 80 78 · Telex 5 29 513 wakai d

Datum: 2.. März I98?

Unser Zeichen: 17 391

Patentansprüche

1. Verfahren zur Bestimmung der Größe eines Windscherungszustandes, der auf ein sich im Fluge befindliches Luftfahrzeug einwirkt, gekennzeichnet durch die folgenden Schritte:

a) Ermittlung eines Gleichgewichtes zwischen dem Verhältnis des Schubes abzüglich des Widerstandes zum Gesamtgewicht des Luftfahrzeuges und dem potentiellen Plugwegwinkel des Luftfahrzeuges aus der gesamten reversiblen Energie, die in dem Luftfahrzeug unter sich nicht ändernden Windbedingungen enthalten ist, und

b) darauffolgendes Bestimmen der Vergrößerung oder Verringerung der gesamten reversiblen, in dem Luftfahrzeug enthaltenen Energie, die durch sich ändernde Windbedingungen hervorgerufen ist, durch Feststellen irgendeiner Änderung in dem Gleichgewicht.

2. Vorrichtung zur Feststellung der Größe eines

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Windscherungszustandes, der auf ein im Fluge befindliches Luftfahrzeug einwirkt, gekennzeichnet durch Einrichtungen (21, 36), die auf den Schub, den Widerstand und das Gewicht des Luftfahrzeuges ansprechen, um eine erste Signalkomponente (32, 37) zu erzeugen, die dem Verhältnis des Schubes abzüglich des Widerstandes zum Gewicht entspricht, Einrichtungen (22, 23» 30), die auf die Längs- und Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges und eine Funktion des Anstellwinkels des Luftfahrzeuges ansprechen und eine zweite Signalkomponente (37) liefern, die dem potentiellen Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges entspricht, und Einrichtungen (33) zur Kombination der ersten und zweiten Signalkomponenten derart, daß sich ein resultierendes Signal ergibt, das irgendeiner Differenz zwischen den ersten und zweiten Signalkomponenten entspricht.

Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet , daß die Einrichtungen zur Lieferung der ersten Signalkomponente (32, 37) auf eine Betriebscharakteristik der Luftfahrzeugtriebwerke bei einer gegebenen Fluggeschwindigkeit und Druckhöhe ansprechende Einrichtungen (14, 15» 16) zur Lieferung eines Signals, das proportional zu dem dem Luftfahrzeug durch das !Triebwerk erteilten Schub ist, Einrichtungen (19, 20), die auf das vorhandene Gewicht des Luftfahrzeuges ansprechen und ein Signal erzeugen, das proportional zum Luftfahrzeuggewicht ist, auf die Vertikalbeschleunigung (10, 11) ansprechende Einrichtungen (36) und auf den Anstellwinkel

(13) ansprechende Einrichtungen (30) zur Lieferung einer Signalkomponente proportional zum Widerstand des Luftfahrzeuges, und Einrichtungen (33) einschließen, die auf die Schub- und Widerstandssignale und das Gewichtssignal ansprechen, um ein zu deren Verhältnis proportionales Signal zu liefern.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3i dadurch g e kennzeichnet , daß auf die Position der Landeklappen ansprechende Einrichtungen (12) zur Modifikation der das Widerstandssignal liefernden Einrichtungen (30) in Abhängigkeit von der Landeklappenposition vorgesehen sind.

5· Vorrichtung nach einem der Ansprüche 2 bis 4., d adurch gekennzeichnet, daß die die zweite Signalkoraponente (37) erzeugenden Einrichtungen auf die Position der Landeklappen ansprechende Einrichtungen (12) zur Modifikation des llugwegwinkelsignals entsprechend der Landeklappenposition einschließen.

6. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 2 bis 5» gekennzeichnet durch Einrichtungen (4-3) zur Lieferung eines einer vorgegebenen Größe der Windscherung entsprechenden Vorspannungssignals und auf die Kombinationseinrichtungen (33) und das Vorspannungssignal ansprechende Einrichtungen (42) zur Lieferung eines Warnsignals, wenn das Ausgangssignal der Kombinationseinrichtungen (33) das Vorspannungssignal übersteigt.

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7· Vorrichtung nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch auf die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen (17) zur Änderung des Wertes des Vorspannungssignals.

8. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 2 bis 7» dadurch gekennzeichnet, daß die auf den Widerstand und den Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges ansprechenden Einrichtungen (30) Einrichtungen zur Speicherung vorgegebener Werte des Verhältnisses des Widerstandskoeffizienten zum Auftriebskoeffizienten abzüglich des Sinus des Anstellwinkels als Funktion des Luftfahrzeug-Anstellwinkels, auf den tatsächlichen Anstellwinkel ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines Maßes des tatsächlichen Wertes der vorgegebenen Funktion, auf die Vertikalbeschleunigung des Luftfahrzeuges und das tatsächliche Maß der vorgegebenen Funktion ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines Maßes des Produktes hiervon in Form einer ersten Signalkomponente, die proportional zum Widerstand des Luftfahrzeuges ist, und auf das Maß dieses Produktes und die Längsbeschleunigung ansprechende Einrichtungen zur Lieferung einer Signalkomponente umfassen, die proportional zum Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges ist.

9· Vorrichtung nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet , daß die gespeicherten vorgegebenen Werte von der Position der Landeklappen abhängen und daß auf die Position der Landeklappen

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ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines MaüBes des tatsächlichen Wertes der vorgegebenen Funktion entsprechend der tatsächlichen Position der Landeklappen vorgesehen sind.

10· Vorrichtung zur Peststellung des Vorhandenseins eines Windscherungszustandes, der auf ein im Fluge befindliches Luftfahrzeug einwirkt, gekennzeichnet durch Beschleunigungsmessereinrichtungen (10, 11) zur Lieferung eines ersten Signals a proportional zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang der Längsachse und eines zweiten Signals a proportional zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang der Vertikalachse, Einrichtungen (13) zur Lieferung eines dritten zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals, Rechnereinrichtungen (22, 23, 30, 34, 36), die auf die ersten, zweiten und dritten Signale ansprechen und eine Meßkomponente des potentiellen Flugwegwinkels des Luftfahrzeuges liefern und die auf die zweiten und dritten Signale ansprechen, um eine Meßkomponente der Widerstandscharakteristik des Luftfahrzeuges zu liefern, Einrichtungen (31) zur Lieferung einer Meßkomponente des Schub/Gewichts-Verhältnisses des Luftfahrzeuges, und Kombinationseinrichtungen (33)» die auf die algebraische Summe aller Meßkomponenten ansprechen und ein Ausgangssignal liefern, das der Größe der auf das Luftfahrzeug einwirkenden Windscherung entspricht.