DE3210817A1 - System zum positionieren von die fluglage steuernden aerodynamischen flaechen eines flugzeuges - Google Patents

Description

United Technologies Corporation Hartford, Connecticut 06101, V.St.A.

System zum Positionieren von die Fluglage steuernden aerodynamischen Flächen eines Flugzeuges

Die Erfindung bezieht sich auf Flugzeugsteuerungssysteme und betrifft insbesondere Verbesserungen beim Synchronisieren von Flugzeugparameterbezugssignalen mit Istflugzeugparametersignalen (wie beispielsweise der Fluglage).

In Flugzeugsteuerungssystemen ist es üblich, eine automatische Flugsteuerung zu benutzen, die in Abhängigkeit von Trägheitsfühlern, Fluggeschwindigkeitsfühlern und dgl. so arbeitet, daß das Flugzeug auf gewünschte Weise fliegt. Die Abweichung zwischen einem Signal, das den zugehörigen Steuerparameter (wie beispielsweise die Nicklage) angibt, und einem Bezugssignal, das den Sollparameter (wie beispielsweise die Sollnicklage des Flugzeuges) angibt, ergibt ein Fehlersignal, das benutzt wird, um Befehle zum Korrigieren der Situation an die Steuerflächen

des Flugzeuges abzugeben. Eine Art und Weise zum Erzielen einer gewünschten Bezugsgröße (Führungsgröße) besteht darin, das Flugzeug manuell zu veranlassen, daß es mit dem Sollparameter (wie beispielsweise der Sollnicklage) fliegt, und dann ein Trimmauslösesystem zu betätigen, das den Bezugswert mit dem gegenwärtigen Istwert synchronisiert. Im Idealfall, in welchem keine großen Störungen auftreten (wie beispielsweise Windböen und dgl.), bewirkt das automatische Flugsteuerungssystem, daß das Flugzeug den Sollparameter hat, so daß der Fehler normalerweise im wesentlichen null ist. Aufgrund von Störungen in der Luft (wie beispielsweise Böen und Windscherungen), Flugtrimmänderungen, Änderungen im Flugzeuggleichgewicht infolge von Brennstoffverbrauch und dgl., behält jedoch das Flugzeug häufig einen Sollparameter nur infolge einer beträchtlichen Differenz zwischen der Bezugsgröße und dem Istflugzeugparameter bei, was ein beträchtliches Fehlersignal verursacht. Sollte der Pilot das System nachtrimmen, indem er den Trimmauslöseschalter oder -druckknopf betätigt, so würde der sofortige Verlust des Fehlersignals zu einer lästigen Sprungfunktionsstörung in dem automatischen Steuerungssystem führen, was eine zusätzliche Arbeitsleistung des Piloten erfordern würde, um mit dem gewünschten Manöver zum Nachtrimmen zu beginnen. Andererseits, wenn der Pilot-als alternative Methode die Nicklage verstellen würde, indem er den Steuerknüppel für die periodische Blattverstellung gegen die Kraft des Außenschleifenstellantriebs bewegen und dann den Trimmauslöseschalter oder -druckknopf drücken würde, so würde er automatisch eine Sprungfunktionsstörung beim Drücken der Trimmauslösung am Ende des Manövers erhalten.

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Bei vielen Trimmsystemen ist es äußerst erwünscht, daß die Bezugsgröße dem Istflugzeugparameter während der Synchronisierung augenblicklich folgt, so daß in dem Zeitpunkt des Wiedereinschaltens der Trimmung (durch Loslassen des Trimmauslöseschalters oder -druckknopfes) die gewünschte Bezugsgröße eingestellt ist. Wenn die Bezugsgröße dem Istflugzeugparameter während der Synchronisierung (während der Trimmauslösung) nacheilt, wird es für einen Piloten sehr schwierig,, die endgültige Fluglage des Flugzeuges (die Geschwindigkeit od.dgl.) vorherzusehen, die sich einstellen wird, nachdem die Nacheilung im Ansprechen des Flugzeuges vorbei ist und das Flugzeug sich auf den neuen Trimmpunkt eingestellt hat.

Es ist deshalb klar, daß Augenblicksänderungen in dem Bezugssignal Störungen in der Flugsteuerung verursachen, daß aber langsame Änderungen in dem Bezugssignal zusätzliche Arbeitsleistung des Piloten mit sich bringen, weil sie zusätzliche Einstellungen erfordern, nachdem sich das Flugzeug auf einen neuen Trimmpunkt eingestellt hat.

Aufgabe der Erfindung ist es, Verbesserungen bei der Flugzeugflugsteuerungssystemsynchronisierung von Bezugssignalen mit Istflugzeugparametersignalen zu schaffen.

Gemäß der Erfindung wird 'eine Flugseugsteuerungssystembezugssignalsynchronisierschaltung, die bewirkt, daß die Bezugsgröße einem Istflugparameter folgt, mit einer doppelten Zeitkonstante versehen, so daß der Bezugswert während des ersten Teils der Synchronisierung (Trimmauslösung) zu dem Istflugparameter hin ansteigt und dann nach dem ersten Teil der Synchronisierung dem Istflugparameterwert sehr schnell folgt. Gemäß der Erfindung ist ein Flugzeugsteuerungsbezugssignalsynchronisierer mit

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zwei Zeitkonstanten versehen, von denen die eine relativ groß (langsam) und während eines ersten beträchtlichen Sekundenbruchteils der Trimmauslösung eingeschaltet ist, während anschließend der Bezugswertintegrator eine zweite, relativ kleine (schnelle) Zeitkonstante für den übrigen Teil der Synchronisierzeit (während der Trimmauslösung) hat.

Die Erfindung sorgt für eine langsame (slewed) Verringerung jedweden Pluggeschwindigkeitsfehlers beim Einsetzen der Synchronisierung des Bezugswertes infolge einer Trimmauslösung, während sie gleichzeitig im Anschluß daran dafür sorgt, daß das Bezugssignal dem Istflugzeugparameter schnell folgt. Die Erfindung ist besonders gut geeignet zur Verwendung in Fluglagesynchronisierschaltungen (beispielsweise für die Nick- und die Rollage) eines Flugzeuges, sie kann aber auch für andere Flugzeugparameterbezugssynchronisierschaltungen benutzt werden.

Die Erfindung kann unter Verwendung von analoger, digitaler oder computergestützter Signalverarbeitung ausgeführt werden, wobei im Rahmen der Angaben in der folgenden Beschreibung Einrichtungen und Techniken verwendet werden können, die im Rahmen fachmännischen Könnens liegen.

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Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigen

Fig. 1 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines

automatischen Flugsteuerungssystems eines Flugzeuges, in welchem die Erfindung implementiert werden kann,

die Fig. 2 und 3 vereinfachte Blockschaltbilder der

Schaltungsanordnung zum Erzeugen von Steuersignalen für das automatische Flugsteuerungssystem von Fig. 1 und

Fig. 4 ein vereinfachtes Blockschaltbild einer

Nicklagesynchronisier- und Tastschaltung sanordnung sowie einer Fluggeschwindigkeit ssteuerschaltungsanordnung für das automatische Flugsteuerungssystem von Fig. 1.

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Fig. 1 zeigt ein Steuersystem für periodische Längssteuerung eines Hubschraubers zum Steuern der Nicklage (d.h. der Längsneigung) des Hubschraubers, in welchem die Erfindung geeignet implementiert werden kann und welches zwei Innenschleif enstellantriebe 12, 13 für periodische Längssteuerung enthält, welche durch eine geeignete Verbindung 14 mit einander und durch eine geeignete Verbindung 15 mit einem Hauptrotorblatteinstellwinkeltaumelscheibenmischer (nicht dargestellt) verbunden sind. Jeder Stellantrieb wird durch einen entsprechenden Verstärker 16, 17 wie in einer Nullabgleichservoschleife angesteuert. Die Verstärker sprechen auf Fehlersignale aus entsprechenden Summierpunkten 18, 19 an, die den Verstärkern ein Signal liefern, das die Differenz zwischen einem Nickbefehlssignal auf einer zugeordneten Leitung 20, 21 und einem Signal angibt, welches auf einer zugeordneten Leitung 22, 2 3 durch einen entsprechenden Stellantriebspositionsfühler 24, 25 geliefert wird und die erreichte Position des Stellantriebs angibt. Wenn die Stellantriebe 12, 13 Positionen erreicht haben, die den Signalen auf den Leitungen 20, 21 entsprechen, so geht das von den Summierpunkten 18, 19 an die Verstärker 16, 17 abgegebene Fehlersignal auf null, so daß die Stellantriebe in Ruhe bleiben, bis die Signale auf den Leitungen 20, 21 geändert werden (oder sich in den Leitungen 22, 23 Driftvorgänge einstellen) .

Die Stellantriebe 12, 13'sind außerdem über eine mechanische Verbindung 26 mit einem Steuerknüppel 27 für periodische Blattverstellung verbunden, der in einem Kreuzgelenk 28 zur Vor- und Zurückbewegung gegen die Wirkung einer Trimmpositionsfeder 29 angelenkt ist. Zwei Schalter 31, 32 sind an einem Stellantrieb 37 angeordnet, um eine Bewegung des Steuerknüppels 27, die dieser gegen die Wirkung der Feder 29 in der einen oder anderen Richtung ausführt, zu erkennen. Das Schließen eines der Schalter 31, 32 ergibt ein Signal

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auf einer von zwei Leitungen 33, welches bewirkt, daß eine ODER-Schaltung 34 ein Nickkraftsignal auf einer Leitung 35 abgibt. In verschiedenen Ausführungsformen kann die ODER-Funktion, die die Schaltung 34 erfüllt, auf bekannte Weise einfach durch die Beziehung der Schalter 31, 32 implementiert werden.

Der Steuerknüppel 27 ist durch eine mechanische Verbindung 36 und die Feder 39 mit dem Nickaußenschleifentrimmstellantrieb 37 verbunden, der über einen Nickautomatikabschaltkreis 38 und eine Nickimpulsgeberschaltung 39 durch ein Signal auf einer Leitung 40 angesteuert wird, welches durch eine Nickaußenschleifenintegratorschaltung 41 geliefert wird. Diese Schaltungen sind ausführlich in einer gleichzeitig eingereichten deutschen Patentanmeldung beschrieben, für die die Priorität der US-Patentanmeldung, Serial No. 249 300, vom 30. März 1981 in Anspruch genommen worden ist. Diese Schaltungen dienen zum Verstellen des Steuerknüppels 27 in eine Position, die die Istbefehle angibt, welche der Verbindung 15 infolge der Bewegung der Stellantriebe 12, 13 geliefert werden. Der Nickautomatikabschaltkreis 38 liefert ein Nickaußenschleifenabschaltsignal auf einer Leitung 42. Der Steuerknüppel 27 hat einen Schalter 44, der durch den Daumen oder einen Finger geschlossen werden kann, so daß er ein Trimmauslösesignal auf einer Leitung 45 liefert» Der Steuerknüppel 27 hat außerdem einen "Kulihut"-artigen 4-Achsen-Tastschalter (beeper) 46, der vor oder zurück (oder nach rechts oder links) bewegt werden kann, um Tast(beep)-Signale zu liefern; in einem System der beschriebenen Art sind diese Tastsignale Signale, die kleine Änderungen in den Fluglagebezugssignalen (-führungsgrößen) ergeben.

Die Nickbefehlssignale auf den Leitungen 20, 21 werden durch entsprechende Summierpunkte 50, 51 geliefert, welche entsprechende Nickwende- oder -geschwindigkeitssignale auf

Leitungen 52, 53, Nicklage- und Fluggeschwindigkeitssteuersignale auf Leitungen 54, 55 und Außenschleifenkompensationssignale auf Leitungen 56, 57 summieren. Die Außenschlei fenkompensationssignale werden durch Nacheilungsverstärker 58, 59 geliefert, die durch das Ausgangssignal des Nickaußenschleifenintegrators 41 auf der Leitung 40 angesteuert werden.

Die Signale auf den Leitungen 52, 55 werden an den Nickaussenschleifenintegrator 41 angelegt, damit große Nicklagebedarf sänderungen erkannt werden. Die Nicklagesignale auf den Leitungen 54 und 55 werden an einen Summierpunkt 60 angelegt, dessen Ausgangssignal über eine Leitung 61 an den Nickaußenschleifenintegrator 41 angelegt wird.

Die Signale auf den Leitungen 52, 53 werden durch Differenzierer 64, 65 aus Kreiselnicksignalen auf Leitungen 66, 67 erzeugt, welche von den Nickachsenausgängen von entsprechenden Vertikalkreiseln 68, 69 geliefert werden. Die Signale auf den Leitungen 66, 67 werden außerdem mit Nicklagebezugssignalen in Nicklagesynchronisier- und -tastschaltungen 70, 71 verglichen. Wenn die Schaltungen 70, 71 synchronisiert sind, so folgt der Bezugswert (ist gleich) dem Signal auf den entsprechenden Leitungen 66, 67, das den Istnickwinkel des Hubschraubers angibt; wenn die Tastung angewandt wird, wird der Bezugswert zwangsweise gleich einem größeren oder kleineren Nickwinkel gemacht; wenn die Schaltungen 70, 71 nicht synchronisiert sind, liefern sie Nickfehlersignale auf zugeordneten Leitungen 73, 74, die die Abweichung zwischen dem Istnickwinkel (Istlängsneigungswinkel) des Hubschraubers und der Sollnicklage des Hubschraubers angeben. Logikschaltungen 72 sind mit den Nicklagesynchronisier- und -tastschaltungen 70, 71 verbunden, um deren Betrieb zu steuern. In Systemen des hier beschriebenen Typs werden die Signale auf den Leitungen 73, 74 mit einem

Signal auf einer Leitung 75 in entsprechenden Suitunierpunkten 76, 77 summiert, und das Ergebnis wird einer zugeordneten Begrenzerschaltung 78, 79 zugeführt, so daß die Nicklage- und Fluggeschwindigkeitssteuersignale auf den Leitungen 54, 55 auf 2,5% der Gesamtpilotenautorität begrenzt werden. Die kurzzeitige automatische Nickachseninnenschleifensteuerung, die mittels der Stellantriebe 12, 13 erfolgen kann, wird daher auf +5% (insgesamt 10%) der Gesamtpilotenautorität begrenzt.

Ein Fahrtmeßsystem 80 irgendeines geeigneten bekannten Typs gibt ein Fluggeschwindigkeitssignal über eine Leitung 83 an eine Fluggeschwindigkeitssteuerschaltung 84 ab. Die Fluggeschwindigkeitssteuerschaltung 84 kann außerdem auf die Nicklagefehlersignale auf den Leitungen 73, 74 ansprechen, so daß über die Leitung 75 eine größere Verstärkung der Nicklagesteuerung erfolgt, wenn die Fluggeschwindigkeitssteuerschaltung 84 eingeschaltet ist. Das Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 83 könnte in einer Schaltung 86 benutzt werden, die Vergleichsschaltungen und monostabile Multivibratoren oder andere Signalübergangserkennungsschaltungen enthält und Signale auf mehreren Leitungen 87, 90 liefert, die angeben, daß die Fluggeschwindigkeit größer als 60 knot oder 45 knot ist bzw. Übergänge von über 45 knot auf unter 45 knot hat. Diese Schaltungsanordnung kann von dem Typ sein, der den Gegenstand der deutschen Patentanmeldung P 31 29 547.9 bildet, oder sie kann von anderem Hardware-oder Softwaretyp sein.

Gemäß Fig. 2 enthalten die Logikschaltungen eine geeignete Spannungsquelle 100, die über den Taster 46 angeschlossen wird, so daß ein Vorwärtstastaufforderungssignal auf einer Leitung 101 beim Schließen eines Tasterkontakts 46f und ein RUckwärtstastaufforderungssignal auf einer Leitung 102 beim Schließen eines Kontakts 46a geliefert wird. Eine ODER-

Schaltung 103 spricht auf ein Signal auf einer der Leitungen 101, 102 an und liefert ein Nicktastsignal auf einer Leitung 104. Ein Inverter 105 spricht auf das Signal auf der Leitung 104 an, um das Arbeiten einer UND-Schaltung 106 zu verhindern, die sonst auf das Nickkraftsignal auf der Leitung 35 anspricht, um ein Steuerknüppelsignal auf einer Leitung 107 zu liefern. Das Steuerknüppelsignal auf der Leitung 107 zeigt die Tatsache an, daß der Pilot den Steuerknüppel 27 genug in der einen oder anderen Richtung bewegt hat, um einen der Schalter 31, 32 zu schließen, wobei er das aber nicht durch Drücken des Tastschalters 46 gemacht hat; das ermöglicht eine Unterscheidung zwischen Nickkraftsignalen auf der Leitung 35, die wirklich eine Folge eines übereifrigen Drückens des Tastschalters 46 sind, und Nickkraftsignalen auf der Leitung 35, die eine absichtliche Steuereinwirkung durch den Piloten über den Steuerknüppel anzeigen.

Das Nickkraftsignal auf der Leitung 35 wird außerdem an eine ODER-Schaltung 108 angelegt, um ein Kraft-verzögert-Signal auf einer Leitung 109 zu liefern. Das Kraft-verzögert-Signal zeigt das Nickkraftsignal auf der Leitung 35 und außerdem die Tatsache an, daß das Nickkraftsignal, nachdem es auf der Leitung 35 für sechs Sekunden vorhanden gewesen ist, anschließend bis sechs Sekunden nach dem Aufhören der Kraft vorhanden bleibt. Das wird dadurch erreicht, daß die ODER-Schaltung 108 mit dem Setzausgang einer bistabilen Schaltung 110 verbunden ist, die durch eine UND-Schaltung 111 gesetzt wird, welche durch das Vorhandensein eines Ausgangssignals aus einem in sechs Sekunden rücksetzbaren monostabilen Multivibrator 112 gleichzeitig mit dem Nickkraftsignal auf der Leitung 35 betätigbar ist. Der monostabile Multivibrator 112 wird seinerseits durch das Nickkraftsignal auf der Leitung 35 (an seinem Setzeingang) in Gang gesetzt und wird, wenn er in Gang gesetzt ist, zuerst das Signal auf einer Leitung

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113 an seinem komplementären Ausgang verlieren, aber nach sechs Sekunden das Signal auf der Leitung 113 zurückgewinnen und es an die UND-Schaltung 111 anlegen,, wenn nicht der monostabile Multivibrator 112 davor durch ein Signal aus einem Inverter 114 rückgesetzt wird,, weil das Nickkraftsignal auf der Leitung 35 nicht mehr vorhanden ist. Wenn das Nickkraftsignal auf der Leitung 35 weniger als sechs Sekunden dauert, wird daher die bistabile Schaltung 110 nicht gesetzt werden. Wenn es aber mehr als sechs Sekunden dauert, wird die bistabile Schaltung 110 gesetzt. Wenn das Nickkraftsignal auf der Leitung 35 verschwindet, startet der Inverter 114 einen weiteren monostabilen Sechs-Sekunden-Mult!vibrator 115 und bewirkt, daß das Signal an dessen Komplementärausgang verschwindet, so daß kein Signal auf einer Leitung 116 an dem Rücksetzeingang der bistabilen Schaltung 110 vorhanden ist. Aber nach dem Verstreichen des Sechs-Sekunden-Impulses wird der Komplementärausgang wieder ein Signal auf der Leitung 116 liefern, dessen Anstieg das Rücksetzen der bistabilen Schaltung 110 bewirken wird. Die ODER-Schaltung 108 wird daher ein Kraft-verzögert-Signal während des Vorhandenseins der Nickkraft liefern, und, wenn die Nickkraft wenigstens sechs Sekunden dauert, liefert sie das Kraft-verzögert-Signal für sechs Sekunden nach dem Aufhören des Nickkraftsignals auf der Leitung 35. Das verhindert, wie im folgenden mit Bezug auf Fig. 4 noch ausführlicher beschrieben, daß die Fluggeschwindigkeitssteuerschaltung 84 den Fluggeschwindigkeitsfehler während einer Einwirkung des Piloten und während sechs Sekunden nach der Beendigung von dessen Manöver integriert.

Das Kraft-verzögert-Signal auf der Leitung 109 wird außerdem benutzt, um eine nennenswerte Einwirkung durch den Piloten in der Nickachse anzuzeigen, die (wenn sie in der Rückwärtsrichtung erfolgt) bewirken kann, daß die Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers unter einen Wert abfällt, bei dem eine

automatische Fluggeschwindigkeitshaltefunktion (im folgenden ausführlicher beschrieben) eingeschaltet wird. Wenn beispielsweise der Pilot ein nennenswertes Manöver ausführt, um eine schwanzlastige Fluglage oder eine Verlangsamung zu erreichen, kann die Fluggeschwindigkeit unter 45 knot abfallen (d.h. unter den Wert, der in dem hier beschriebenen Beispiel als exemplarisch für die Fluggeschwindigkeitshaltefunktion benutzt wird). Kundenwünsche oder amtliche Bestimmungen erfordern jedoch häufig, daß das Aufhören der auf den Knüppel ausgeübten Kraft (im Anschluß an ein Manöver, das begonnen wurde, während die Fluggeschwindigkeitshaltefunktion eingeschaltet war) bewirkt, daß die ursprüngliche Bezugsfluggeschwindigkeit automatisch zurückgewonnen wird. Die Fluggeschwindigkeitshaltefunktion sollte deshalb nicht abgeschaltet werden, wenn sie vor dem Abfall unter die kritische Fluggeschwindigkeit eingeschaltet war. Das Kraftverzögert-Signal auf der Leitung 109 wird deshalb an eine UND-Schaltung 120 angelegt, die immer dann wirksam ist, wenn ein Signal auf einer Leitung 88 vorhanden ist, das anzeigt, daß die Fluggeschwindigkeit größer als 45 knot ist. Die UND-Schaltung 120 bewirkt, daß eine bistabile Schaltung

122 gesetzt wird, wodurch ein Signal an eine ODER-Schaltung

123 abgegeben wird, die auch auf das Signal auf der Leitung 88 anspricht, welches anzeigt, daß die Fluggeschwindigkeit größer als 45 knot ist. Das ergibt ein Fluggeschwindigkeitseinschaltfreigabesignal auf einer Leitung 124 immer dann, wenn die Fluggeschwindigkeit über 45 knot beträgt oder über 45 knot gelegen hat, als die Kraft auf den Steuerknüppel ausgeübt wurde. Die bistabile Schaltung 122 wird gesetzt bleiben, bis die Fluggeschwindigkeit wieder im wesentlichen den Wert der ursprünglichen Fluggeschwindigkeit erreicht, die durch ein Eingangssignal an einer UND-Schaltung 125 angezeigt wird, das durch eine Vergleichsschaltung 126 erzeugt wird, die einen -3 knot-Bezugswert enthält. Die Schaltung 126 spricht auf ein Signal auf einer Leitung 127

an, um anzuzeigen, wann der Fluggeschwindigkeitsfehler (d.h. die Differenz zwischen der Bezugsfluggeschwindigkeit und der Istfluggeschwindigkeit) innerhalb von -3 knot liegt. Das Signal auf der Leitung 125 zeigt somit an, daß das Flugzeug wieder eine Geschwindigkeit gewonnen hat, die um nicht mehr als 3 knot niedriger als die ursprüngliche Bezugsfluggeschwindigkeit ist. Infolgedessen wird die bistabile Schaltung 122 gesetzt, wenn die Fluggeschwindigkeit größer als 4 5 knot ist und wenn eine Kraft durch den Piloten auf den Steuerknüppel ausgeübt wird? und sie wird danach gesetzt bleiben, bis die Kraft aufhört und die Fluggeschwindigkeit wieder innerhalb von 3 knot der Bezugsfluggeschwindigkeit liegt. Das Fluggeschwindigkeitseinschaltfreigabesignal ist somit auf der Leitung 124 immer dann vorhanden? wenn die Fluggeschwindigkeit größer als 45 knot ist oder wenn die Fluggeschwindigkeit größer als 45 knot gewesen ist, eine Steuerknüppelkraft ausgeübt worden ist und das Flugzeug noch nicht fast 3 knot der ursprünglichen Fluggeschwindigkeit zurückgewonnen hat.

Das Fluggeschwindigkeitseinschaltfreigabesignal auf der Leitung 124 wird an eine ODER-Schaltung 130 angelegt, die außerdem auf ein Signal auf einer Leitung 131 aus einer Vergleichsschaltung 132 anspricht, welche auf das Fluggeschwindigkeitsbefehlssignal auf der Leitung 75 anspricht. Die Vergleichsschaltung 132 enthält eine Bezugsspannung, die +1% der vollen Pilotenautorität äquivalent ist; das Signal auf derLeitung 131 wird deshalb vorhanden sein, sofern nicht der Fluggeschwindigkeitsbefehl auf der Leitung 75 im wesentlichen null ist. Dadurch wird vermieden, daß die Fluggeschwindigkeitssteuereinrichtungen abschalten (durch einen Übergang in der Geschwindigkeit auf weniger als 45 knot) während es einen großen Fluggeschwindigkeitsbefehl gibt, was einen Sprung in dem Nickbefehl verursachen könnte.

Die ODER-Schaltung 130 speist eine UND-Schaltung 134, die durch einen Inverter 135 immer dann blockiert wird, wenn das Nickaußenschleifenabschaltsignal auf der Leitung 42 vorhanden ist. Immer dann, wenn die Nickaußenschleife in Betrieb ist und die Fluggeschwindigkeit größer als 45 knot ist, wird es deshalb ein Fluggeschwindigkeit-eingeschaltet-Signal auf einer Leitung 136 geben. Das Fluggeschwindigkeiteingeschaltet-Signal auf der Leitung 136 wird weiter vorhanden bleiben, obgleich die Fluggeschwindigkeit unter 45 knot abfällt, wenn eine Kraft auf den Steuerknüppel ausgeübt wird, und dieser Zustand des Erzwingens, daß das Fluggeschwindigkeit-eingeschaltet-Signal unter 45 knot vorhanden bleibt, wird anhalten, bis der Fluggeschwindigkeitsfehler kleiner als -3 knot ist (d.h., daß die Istfluggeschwindigkeit innerhalb von 3 knot der ursprünglichen Fluggeschwindigkeit, bevor die Kraft auf den Steuerknüppel ausgeübt wurde, liegt).

Im unteren Teil von Fig. 2 wird das Trimmauslösesignal auf der Leitung 45 an einen monostabilen 0,7-Sekunden-MuItivibrator 137 angelegt, dessen Ausgangssignal eine UND-Schaltung 138 freigibt, um ein erstes Trimmauslösesignal auf einer Leitung 139 während der ersten 0,7 s des Erscheinens des Trimmauslösesignals auf der Leitung 45 zu liefern. Wenn die 0,7 s verstrichen sind, wird das Ausgangssignal des monostabilen Multivibrators 137 verschwinden, wodurch die UND-Schaltung 138 blockiert wird, um das erste Trimmauslösesignal auf der Leitung 139 zu beenden.

Gemäß Fig. 3 spricht eine ODER-Schaltung 143 auf das Fluggeschwindigkeitsaufwärtsübergangssignal auf der Leitung 89, das Nicktastsignal auf der Leitung 104 oder das Trimmauslösesignal auf der Leitung 45 an, um ein Signal auf einer Leitung 144 zu liefern, welches von einer UND-Schaltung 145 durchgelassen wird, sofern nicht ein Inverter 146 durch ein

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Signal auf einer Leitung 147 aktiviert ist. Die UND-Schaltung 145 gibt ein Signal auf einer Leitung 148 ab, welches bewirkt, daß eine ODER-Schaltung 149 ein Synchronisierungsaufforderungssignal auf einer Leitung 150 erzeugt. Das Signal auf der Leitung 148 wird an einen Inverter 155 angelegt, so daß, wenn das Signal verschwindet, der Inverter 155 den Setzeingang eines monostabilen 25-Sekunden-Mult!vibrators 156 erregt, dessen direktes Ausgangssignal über eine Leitung 157 an die ODER-Schaltung 149 angelegt wird. Das bedeutet, daß in dem üblichen Fall, nachdem das Synchronisierungs aufforderungssignal auf der Leitung 150 durch ein Signal auf der Leitung 148 erzeugt worden ist, dieses Signal für 25 s nach dem Verschwinden des Signals 148 aufrechterhalten wird, und zwar aufgrund des Signals auf der Leitung 157, das für 25 s nach dem Verschwinden des Signals auf der Leitung 148 vorhanden ist. Der Zweck dafür ist im folgenden noch ausführlicher beschrieben.

Das Signal auf der Leitung 147 wird durch eine ODER-Schaltung 160 geliefert, und zwar auf das Steuerknüppelsignal auf der Leitung 107 hin (welches anzeigt, daß der Pilot beabsichtigt, eine Kraft auf den Steuerknüppel auszuüben) oder auf das Nickaußenschleifenabschaltsignal auf der Leitung 42 hin (welches anzeigt, daß an dem Mischer keine Nickaußenschleifeneingangssignale mehr vorhanden sind) oder auf ein Signal auf einer Leitung 161 aus einem Inverter 162 hin, welches das Nichtvorhandensein eines Fluggeschwindigkeitseinschaltfreigabesignals auf der Leitung 124 anzeigt. Das Signal auf der Leitung 147 zeigt daher an, daß die Fluggeschwindigkeit abgeschaltet ist oder bald abgeschaltet wird, daß der Pilot eine Einwirkung auf den Steuerknüppel beabsichtigt oder daß das Nickaußenschleifeneingangssignal verschwunden ist. Das Signal auf der Leitung 147, das an dem Inverter 146 und an dem Rücksetzeingang des monostabilen Multivibrators 156 anliegt, wird verhindern, daß die ODER-

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Schaltung 149 das Synchronisierungsaufforderungssignal auf der Leitung 150 abgibt. Wenn eine Synchronisierungsaufförderung im Gange ist, wird sie auf irgendeines dieser Signale hin beendet. Die Hauptfunktion des Synchronisierungsaufforderungssignals besteht darin, über eine ODER-Schaltung 164 ein Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf einer Leitung 165 zu liefern. Dieses Signal kann außerdem auf Signale auf den Leitungen 42 oder 161 hin oder auf das Trimmauslösesignal auf der Leitung 45 hin geliefert werden. Das Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 165 bewirkt, wie im folgenden beschrieben, daß das Fluggeschwindigkeitsbezugssignal immer gleich der gegenwärtigen Fluggeschwindigkeit ist, wenn es vorhanden ist. Immer dann, wenn der Pilot die Trimmauslösung drückt, werden daher sämtliche Autopilotfunktionen für periodische Blattverstellung (Fluggeschwindigkeit, Nicklage und Rollage) beendet und es werden neue Bezugsgrößen gebildet, solange die Trimmauslösung gedrückt wird. Immer dann, wenn die automatische Fluggeschwindigkeitshaltung beendet ist oder gerade beendet wird, wird der Fluggeschwindigkeitsfehler auf null gebracht (was keine Fluggeschwindigkeitseingabe in das System bedeutet), und zwar durch das Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 165. Es ist keine Fluggeschwindigkeitshaltung zugelassen, wenn die Nickaußenschleife abgeschaltet ist. Andernfalls bewirkt die ODER-Schaltung 143 im allgemeinen ein 25-Sekunden-Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal, sofern es nicht vorher durch die ODER-Schaltung 160 beendet worden ist, bei jeder Betätigung der Nicktastung oder Trimmauslösung (ungeachtet dessen wie kurz sie ist) oder auf einen Übergang von unter 45 knot auf über 45 knot hin, und wird für 2 5 s nach der Beendigung eines solchen Ereignisses gehalten.

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Ein Fluggeschwindigkeitsintegratorrücksetzsignal wird auf einer Leitung 167 durch eine ODER-Schaltung 168 auf irgendeines der drei Signale auf den Leitungen 42, 161 oder 45 oder auf ein Autosynchronisiersignal auf einer Leitung 169 hin erzeugt. Das Autosynchronisiersignal auf der Leitung 169 ist ein Impuls, der durch einen monostabilen 0,5-Sekunden-Multivibrator 170 immer dann geliefert wird, wenn ein Ausgangssignal aus einem Fenstervergleicher 171 vorhanden ist, der das Ausgangssignal des Fluggeschitfindigkeitsintegrators auf einer Leitung 172 mit einer positiven und einer negativen Bezugsspannung vergleicht, die 8% der vollen Pilotenautorität äquivalent, sind. Immer dann, wenn der Fluggeschwindigkeitsintegralverstärkungsfeweig ein Signal liefert, das gleich +8% der Pilotenautorität ist, bewirkt es, wie im folgenden mit Bezug auf Fig. 4 noch näher beschrieben, eine eingestellte Verringerung des Integratorausgangssignals für eine halbe Sekunde, zusammen mit einer entsprechenden Verringerung in dem Nicklagesynchronisierintegrator. Dadurch werden die gegensätzlichen Autoritäten der Fluggeschwindigkeits- und Fluglageeingangssignale in das System verringert, während das Gleichgewicht zwischen ihnen aufrechterhalten wird.

Das Autosynchronisiersignal auf der Leitung 169 wird außerdem an eine ODER-Schaltung 175 angelegt, um zu bewirken, daß der Nickiagesynchronisierer die äquivalente 0,5-s-eingestellte Verringerung in dem Nicklagebezugswert hat. Die ODER-Schaltung 175 wird einen rücksetzbaren monostabilen 0,5-Sekunden-Multivibrator 176 aktivieren, der deshalb einen 0,5-Sekunden-Impuls auf einer Leitung 177 liefert, sofern nicht dieser Impuls durch Anlegen des Steuerknüppelsignals auf der Leitung 107 an den Rücksetzeingang des monostabilen Multivibrators 176 beendet wird. Bei dem normalen Ablauf von Ereignissen wird deshalb die Erzeugung des 0,5-Sekunden-Autosynchronisierimpulses auf der Leitung 169 entsprechend

einen O/S-Sekunden-Nicklagesynchronisierimpuls auf einer Leitung 178 aus einer ODER-Schaltung 179 bewirken, die auf den monostabilen Multivibrator 176 anspricht. Darüber hinaus ist das Nicklagesynchronisiersignal auf der Leitung 178 während der Trimmauslösung, die durch das Signal auf der Leitung 45 angezeigt wird, ständig vorhanden. 0,5-Sekunden-Nicklagesynchronisierimpulse können außerdem jedesmal dann geliefert werden, wenn ein Übergang von über 45 knot auf unter 4 5 knot erfolgt, und zwar infolge des Fluggeschwindigkeitsabwärtsübergangssignals auf der Leitung 90, das an der ODER-Schaltung 175 anliegt. Immer dann, wenn das Synchronisierungsauf forderungssignal auf der Leitung 150 aufhört, wird außerdem ein Inverter 181 die ODER-Schaltung 175 betätigen, damit ein Nicklagesynchronisiersignal auf einer Leitung 178 geliefert wird. Ein Trimmauslösesignal kann daher gleichzeitig das Nicklagesynchronisiersignal auf der Leitung 178 ergeben, ein entsprechendes Signal auf der Leitung 148 bewirken, um ein Synchronisierungsaufforderungssignal auf der Leitung 150 zu erzeugen, den monostabilen Multivibrator 156 veranlassen, daß Synchronisierungsaufforderungssignal auf der Leitung 150 auf 25 s nach dem Verschwinden des Trimmauslösesignals auszudehnen, so daß die Fluggeschwindigkeit für 25 s synchronisiert bleibt, nachdem die Nicklage aufgehört hat, synchronisiert zu sein, und, wenn die 25 Sekunden um sind, wird das NichtVorhandensein der Synchronisierungsaufforderung einen letzten Impuls des Nicklagesynchronisiersignals auf der Leitung 178 bewirken. Die Benutzung und die Verwendungszwecke dieser Signale sind im folgenden mit Bezug auf Fig. 4 ausführlicher beschrieben.

Gemäß dem unteren Teil von Fig. 3 sprechen mehrere Vergleicher 183-186 auf die Nicklage- und Fluggeschwindigkeitssignale auf den Leitungen 54, 55 an, um entsprechende Signale auf Leitungen 190-193 immer dann zu liefern, wenn die Nick-

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lage und Fluggeschwindigkeitsbefehlssignale auf den Leitungen 54, 55 größer als hh2,5% der Pilotenautorität sind. Wenn daher sowohl die Nicklage- als auch die Fluggeschwindigkeitssignale auf den Leitungen 54, 55 über -s-2,5% der Pilotenautorität liegen, werden auf den Leitungen 190 und 192 Signale vorhanden sein, die bewirken, daß eine UND-Schaltung 195 einen Inverter 196 betätigt und deshalb eine UND-Schaltung 197 blockiert. Andererseits, wenn beide Nicklagesignale auf den Leitungen 54, 55 Größen haben, die mehr als -2,5% Pilotenautorität äquivalent sind, v/erden Signale auf den Leitungen 191 und 193 vorhanden sein, die bewirken werden, daß eine UND-Schaltung 200 einen Inverter 201 betätigt, so daß eine UND-Schaltung 202 blockiert wird. Das ist eine Tastsperrfunktion, die jeden Versuch verhindert, in derselben Richtung wie ein vorhandener sättigender Nicklage- und Fluggeschwindigkeitsbefehl zu tasten, so daß der Bezugswert nicht ständig das System über dessen Möglichkeit, in Anbetracht der 2,5%-Begrenzer 78, 79 (Fig. 1) anzusprechen, hinaus leiten wird. Als ein Beispiel sei angegeben, daß, wenn ein Hubschrauber abhebt und dann eine kopflastige Fluglage einnimmt, um Geschwindigkeit zu gewinnen, störende aerodynamische Effekte bev/irken könnten, daß der Hubschrauber eine relativ ebenere Fluglage als die beibehält, die bis zu der maximalen 5% Pilotenautorität befohlen wird. Sollte der Pilot versuchen, die kopflastige Fluglage über die größere Geschwindigkeit weiter zu tasten, so wären die Innenschleifennickstellantriebe über eine relativ lange Zeitspanne von mehreren Sekunden oder mehr nicht in der Lage, eine zusätzliche kopflastige Fluglage zu bewirken. Jeder Versuch durch Tasten die kopflastige Fluglage mit einer größeren Geschwindigkeit zu ändern, würde einfach die Fluglagebezugsspannung über den Wert hinaus vergrößern, auf den das Flugzeug ansprechen kann. Wenn das Flugzeug bestrebt ist, seine Fluglage zurückzugewinnen, kann es mit unerwünschtem Überschwingen die Nase hochnehmen. Immer dann, wenn die

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Nickkanäle des Flugzeuges die Innenschleife zu dem maximalen elektrischen Grenzwert treiben, ist daher keine Tastung (kein Treiben des Bezugswertes) in dieser Richtung zugelassen, um das Ausbilden jedweden Uberschwingbefehlszustandes auszuschließen.

Gemäß Fig. 4 weisen die Nicklagesynchronisier- und -tastschaltungen 70 eine besondere Modifizierung der typischen Integralrückkopplungsschaltung des bekannten Typs, wie er in der oben erwähnten Patentanmeldung P 31 29 547.9 beschrieben ist, auf. Ein Summierpunkt 206 subtrahiert ein Nicklagebezugssignal auf einer Leitung 207 von dem Nickachsenausgangssignal des ersten Vertikalkreisels auf der Leitung 66, so daß das Nickfehlersignal auf der Leitung 73 gebildet wird. Das Bezugssignal auf der Leitung 207 wird durch einen Integrator 208 gebildet und gehalten, dessen Eingangssignal durch einen Arbeitskontakt 209 eines Relais gesteuert wird, der schließt, wenn dessen Spule 210 erregt wird. Wenn der Kontakt 209 geschlossen ist, und vorausgesetzt, daß ein Schalter 210a erregt ist, dann wird das Fehlersignal auf der Leitung 73 über einen eine veränderbare Verstärkung aufweisenden Verstärker 211 zu dem Eingang des Integrators 208 rückgekoppelt. In Abhängigkeit von der Verstärkung des Verstärkers 211 und der Länge der Zeit, während der er mit dem Eingang des Integrators 208 verbunden ist, wird daher der Integrator 208 integrieren, bis er eine Ausgangsspannung an der Leitung 207 hat, die gleich der Nickspannung an der Leitung 66 ist, so daß das Nickfehlersignal auf der Leitung 73 null ist und keine weitere Integration erfolgt. Das wird als Synchronisierung bezeichnet. Die Synchronisierung erfolgt aufgrund des Nicklagesynchronisiersignals auf der Leitung 178, welches bewirkt, daß eine ODER-Schaltung 212 die Spule 210 erregt und den Kontakt 209 schließt sowie den Schalter 210a betätigt, so daß der Verstärker 211 mit dem Integrator 208 verbunden wird.

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Der Verstärker 211 besteht aus einem Operationsverstärker 214, dessen Verstärkung der Ausgleich zttfischen einem Eingangswiderstand 215 und einem Rückkopplungswiderstand ist. Normalerweise ist der einzige Rückkopplungswiderstand ein Widerstand 216. Unter gewissen Umständen werden aber weitere Widerstände zu ihm parallel geschaltet, so daß der Rückkopplungswiderstandswert verkleinert und dadurch die Verstärkung beträchtlich verringert wird» Beispielsweise wird ein Widerstand 217 zugeschaltet, indem ein Schalter 218 auf das erste Triminauslösesignal auf der Leitung 139 hin geschlossen wird. Wenn das Trimmauslösesignal das Signal ist, das (über die ODER-Schaltung 179, Fig. 3) das Micklagesynchronisiersignal auf der Leitung 178 bewirkt, wird daher der Verstärker 211 eine relativ niedrige Verstärkung während ersten 0,7 Sekunden aufgrund des Erscheinens des ersten Trimmauslösesignals auf der Leitung 139 haben, was zur Folge hat, daß der Schalter 218 den Widerstand 217 zuschaltet, um den Rückkopplungswiderstandswert beträchtlich zu verringern. Nach 0,7 s hört das Signal auf der Leitung 139 auf, und die große Verstärkung wird wiederhergestellt. Da die effektive Zeitkonstante des Integrators 208 eine umgekehrte Funktion der Verstärkung des Verstärkers 211 ist, wird die Zeitkonstante während der Trimmauslösung zuerst relativ groß sein, und zwar im Vergleich zu dem Wert, den sie nach 0,7 s hat. Beispielsweise kann die Verstärkung des Verstärkers 211 so eingestellt werden, daß eine erste Zeitkonstante 500 ms beträgt und daß nach 0,7 s die Zeitkonstante auf 16 ms abnimmt. Der Zweck dieser Funktion besteht darin, daß, wenn durch Drücken des Tasters 46 die Trimmauslösung betätigt wird, die Bezugsspannung und deshalb die Fehlerspannung sich zuerst relativ langsam ändern wird, damit es einen gleichmäßigen Innenschleifenbefehlsübergang gibt. Aber nach dem ersten Zeitrahmen (0,7 s) spricht die Synchronisierschaltung sehr schnell auf Änderungen an, die infolge von Veränderungen in der Nicklage des Flugzeuges auftreten, wel-

ehe sich als Änderungen in der Nickachsenspannung auf der Leitung 66 äußern. Wenn das Trimmauslösesignal endet, wird die Synchronisierung mit der kleinen Zeitkonstanten genau den gegenwärtigen Nickwinkel des Flugzeuges widerspiegeln,° was ein Nickfehlersignal auf der Leitung 73 von nahezu null bewirkt, wenn das Trimmauslösesignal abgeschaltet wird. Auf im folgenden noch näher beschriebene Weise kann ein anderer Widerstand 220 zu dem Widerstand 216 durch Betätigung eines Schalters 221 auf das Autosynchronisiersignal auf der Leitung 169 hin parallel geschaltet werden. Statt der Veränderung der Verstärkung eines Eingangsverstärkers 211 könnte derselbe Effekt erzielt werden, indem wahlweise verschiedene Rückkopplungskondensatoren an einen Integrierverstärker (innerhalb des Integrators 208) angeschlossen werden, was an sich bekannt ist.

Eine weitere Funktion des Synchronisierers ist, langsame Änderungen in dem Bezugssignal auf der Leitung 207 infolge des Tastens (d.h. des Vornehmens von allmählichen Verstellungen) des Eingangssignals an dem Integrator 208 zu gestatten. Das kann durch das Nicktastsignal auf der Leitung 104 erreicht werden, welches die ODER-Schaltung 212 veranlaßt, die Spule 210 zu erregen und den Kontakt 209 zu schließen, ohne daß der Schalter 210a betätigt wird. Dann können kleine positive oder negative Gleichspannungen aus Quellen 224 bzw. 225 über den Kontakt 209 an den Eingang des Integrators 208 durch' Schließen eines Vorwärtstastbefehlsschalters 226 oder eines Rückwärtstastbefehlsschalters 227 auf das Vorwärtstastbefehlssignal auf der Leitung 203 bzw. das Rückwärtstastbefehlssignal auf der Leitung 204 hin angelegt werden. Dem Integrator 208 wird, wie mit Bezug auf die Schaltungsanordnung 183-204 in Fig. 3 beschrieben, nicht gestattet, in einer bestimmten Richtung weitergetrieben zu werden, wenn das Nickfehlersignal auf der Leitung 73 so ist, daß die 2,5%-Begrenzer 78, 79 (Fig. 1) in die Sättigung ge-

32 ium 7

trieben werden. Obgleich ein Tastschalter geschlossen sein kann, wodurch das Vorwärts- oder Rückwärtstastaufforderungssignal auf der Leitung 101 bzw. 102 (Fig. 3) bewirkt wird, werden deshalb die Tastbefehlssignale an keinen der Schalter 226, 227 angelegt, so daß kein weiterer Fehler verursacht wird. Dadurch wird vermieden, daß sich das Bezugssignal über den Wert hinaus aufbaut, der als Konsequenz.dessen, daß das Flugzeug nicht in der Lage ist, die gewünschte Fluglage in einer annehmbaren Zeit aufgrund aerodynamischer Effekte einzunehmen, erwünscht ist.

Die Fluggeschwindigkeitsschaltungsanordnung 84 enthält eine Fluggeschwindigkeitssynchronisierschaltungsanordnung, die eine einfache Version der oben mit Bezug auf die Nicklagesynchronisier- und -tastschaltung 70 beschriebenen ist. Ein Summierpunkt 230 liefert das Fluggeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 127 als Differenz zwischen einem Fluggeschwindigkeitsbezugssignal auf einer Leitung 231 und dem Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 83, Das Fluggeschwindigkeitsbezugssignal auf der Leitung 231 wird durch einen Integrierverstärker 232 geliefert, der das Äquivalent der Kombination aus dem Verstärker 211 und dem Integrator 208 in dem oberen Teil von Fig. 4 ist oder einfach ein Integrator sein kann, der eine kapazitive Rückkopplung zusammen mit einem Widerstandseingang hat, was an sich bekannt ist. An dem Integrierverstärker 232 liegt das Fluggeschwindig-

keitsfehlersignal auf der Leitung 127 immer dann an, wenn ein Schalter 233 durch das Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 165 betätigt ist. Wenn der Schalter 233 geschlossen ist, wird der Integrierverstärker 232 in Abhängigkeit von seiner Verstärkung und seiner Zeitkonstante ein Bezugssignal auf einer Leitung 231 liefern, welches ein Fluggeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 127 verursacht, das im wesentlichen null ist, wodurch der Fluggeschwindigkeitsbezugswert im wesentlichen auf den Wert der

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--24 -

gegenwärtigen Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges synchronisiert wird. Damit es zu keinem Bezugswertleckverlust kommt, kann anstelle des Schalters 233 ein Relais benutzt werden.

Der Fluggeschwindigkeitsfehler wird einem Proportionalverstärkungszweig 240 und einem Integralverstärkungspfad 241 zugeführt, die zu einem Summierpunkt 242 führen, dessen Ausgang über eine Leitung 243 über einen Schalter 244 immer dann durchgeschaltet ist, so daß das Fluggeschwindigkeitsbefehlssignal auf der Leitung 75 ist, wenn die Fluggeschwindigkeit eingeschaltet ist, was durch das Signal auf einer Leitung 136 angezeigt wird. Der Proportionalverstärkungszweig 240 besteht aus einem Verstärker 246, der einen j+3,7-knot-Begrenzer 247 speist. Das erlaubt eine relativ hohe Verstärkung nahe der Trimmfluggeschwindigkeit ohne ein überschwingen auf große Fluggeschwindigkeitsfehler hin. Der Integralzweig 241 enthält einen Integrator, der aus einem Verstärker 248 mit einem Widerstandseingang 249 und einem Rückkopplungskondensator 250 besteht. Wenn ein Schalter 252 geschlossen wird, bewirkt er, daß das Fluggeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 127 über einen +j2-knot-Begrenzer 253 an den Integrator angelegt wird; der Begrenzer verhindert, daß sich große Fluggeschwindigkeitsfehlersignale in dem Integrator zu schnell aufbauen und dem Beitrag des Integralzweiges 241 gestatten, so groß zu werden, daß die Fluggeschwindigkeit des Flugzeuges über die gewünschte Geschwindigkeit überschwingt. Wenn das Fluggeschwindigkeit ssignal auf der Leitung 83 sich infolge einer starken Böe oder infolge einer Einwirkung durch den Piloten abrupt ändert, so könnte daher ohne den Begrenzer 253 der indem Integrator aufgebaute Fehler eine Uberkompensation der Geschwindigkeit verursachen, was zu einem langsamen Schwingen der Fluggeschwindigkeit (und zum Nicken des Flugzeuges) führen würde, wenn sich die Fluggeschwindigkeit anschließend

wieder einstellt. Aus demselben Grund bewirkt immer dann, wenn es Einwirkungen des Piloten gibt, das Kräft-verzögert-Signal auf der Leitung 109, das ein Inverter 255 den Schalter 252 (bei dem es sich um ein Relais handeln könnte) öffnet, so daß es kein Eingangssignal an dem Integrator gibt, und daß sich die durch die Einwirkung des Piloten hervorgerufenen Fehler nicht ständig in dem Integrator über eine lange Zeitspanne aufbauen. Der Fluggeschwindigkeitsfehler auf der Leitung 127, der sich während Manövern des Piloten aufbaut, wird das Flugzeug am Ende von Manövern des Piloten zu der Sollgeschwindigkeit zurückbringen? solange das Aufbauen innerhalb des Integralzweiges 241 blockiert wird, wird nur ein minimales Uberschwingen oder ein infolgedessen auftretendes Schwingen der Fluggeschwindigkeit auftreten, wenn die Bezugsgeschwindigkeit im Anschluß an ein Manöver des Piloten wiedergewonnen wird. Wenn das Manöver des Piloten lange dauert (über 6 s), wird der Integrator für 6 s nach dem Ende einer Einwirkung durch den Piloten abgeschaltet gehalten, um der Fluggeschwindigkeit zu gestatten, beträchtlich abzunehmen, damit der Integrator nicht mit dem anfänglichen großen Fehler angesteuert wird und damit die Zeit verringert wird, über der der Fehler integriert wird.

Das Fluggeschwindigkeitsbefehlssignal auf der Leitung 75 wird (wenn die Fluggeschwindigkeitssteuerung eingeschaltet ist), wie mit Bezug auf Fig. 1 beschrieben, mit dem Nicklagefehler auf der Leitung 73 summiert (sowie mit dem Nicklagefehler auf der Leitung 74). Es gibt deshalb eine gegenseitige Beziehung zwischen den Nicklagesynchronisier- und -tastschaltungen 70 und den Fluggeschwindigkeitssteuerschaltungen 84» In Fig. 4 ist zu erkennen, daß die einzige Möglichkeit, die der Pilot hat, um auf eine gewünschte Fluggeschwindigkeit zu tasten, das Tasten der Nicklage ist.

-•25" -

Wenn eine starke, lange Trimmfrontböe (beispielsweise) die Fluggeschwindigkeit verringert, wird sich der Fluggeschwindigkeitsfehler in dem Integrator 241 aufbauen und eine Fluglageänderung zum Wiedergewinnen der Fluggeschwindigkeit bewirken. Die Fluglageänderung führt zu einem Fluglagefehler auf der Leitung 73. Diese gegensätzlichen Effekte können sich bis zu einem derartigen Punkt entwickeln, daß ihre Einwirkungen gleich und entgegengesetzt gesättigt sind. In einem solchen Fall könnte ein Nachtrimmen des gesamten Systems erforderlich sein, wenn der Pilot fühlen sollte, daß er die Möglichkeit, die Fluggeschwindigkeit beizubehalten, verloren hat. Um das zu vermeiden, wird das Autosynchronisiersignal auf der Leitung 169 geliefert, wie oben beschrieben, und zwar immer dann, wenn das Fluggeschwindigkeitsintegratorausgangssignal + 8% der vollen Pilotenautorität erreicht. In Fig. 3 bewirkt das Autosynchronisiersignal auf der Leitung 169 das Fluggeschwindigkeitsintegratorrücksetzsignal auf der Leitung 167, das an einen Schalter 258 angelegt wird (Fig. 4). Der Schalter 258 bewirkt, daß ein Widerstand 259 zu dem Kondensator 250 parallel geschaltet wird und sich der Kondensator mit einer äquivalenten Zeitkonstante von einer halben Sekunde entlädt. Gleichzeitig bewirkt das Autosynchronisiersignal auf der Leitung 169, das an dem Schalter 221 anliegt, daß die Verstärkung des Verstärkers 211 durch Parallelschalten des Widerstands 220 zu dem Widerstand 216 verringert wird, so daß die Kombination aus dem Verstärker 211 und dem Integrator 208 den Nicklagefehler auf der Leitung 73 ebenfalls mit einer Zeitkonstante von einer halben Sekunde teilweise synchronisieren wird. Daher wird das Nicklagefehlersignal auf der Leitung 73 entsprechend dem Ausgangssignal des Fluggeschwindigkeitsintegratorzweiges 241 mit gleicher und entgegengesetzter Geschwindigkeit verringert. Das ereignet sich nur für eine halbe Sekunde, weil das Autosynchronisiersignal auf der Leitung 169 durch den monostabilen 0,5-Sekunden-Mult!vibrator 170 (Fig. 3) erzeugt

wird und weil das Nicklagesynchronisiersignal durch den monostabilen 0,5-Sekunden-Multivibrator 176 auf das Autosynchronisiersignal der Leitung 169 hin erzeugt wird. Da diese Schaltungen mit einer Zeitkonstante von einer halben Sekunde für eine halbe Sekunde betätigt werden, werden die Bezugsspannungen um 63% ihres ursprünglichen Wertes immer dann, wenn das passiert, verringert. Die Verringerung um den gleichen Prozentsatz gleicht sich aus, obgleich die Synchronisierschaltung 70 nur die Hälfte der entgegengesetzten Verstärkung liefert, weil die Nicklagesynchronisier- und -tastschaltung 71 (Fig. 1) die andere Hälfte liefert. Daher Xtfird der Fluggeschwindigkeit sintegrator 241 von *ß% der vollen Pilotenautorität auf etwa 3% der vollen Pilotenautorität reduzieren, wenn die Nicklagefehler 208 jeweils von j^4% Pilotenautorität auf etwa 1,5% Pilotenautorität abnehmen. Deshalb wird ein gesättigter, gleicher, aber entgegengesetzter Betrieb automatisch vermieden und es kann eine volle Steuerung leicht beibehalten werden, obgleich das Einführen von Fluggeschwindigkeitsfehlern zum Trimmen der Nicklage große Nicklagefehler im Anschluß an das Einrasten auf der Fluggeschwindigkeit verursachen kann.

Um eine größere Verstärkung für eine zusätzliche dynamische Stabilität in dem Nickkanal zu schaffen, wenn die Fluggeschwindigkeitssteuerung eingeschaltet ist, legen zwei Verstärker 262c 263 Eingangssignale an den Summierpunkt 242 aufgrund von entsprechenden Nickfehlersignalen auf den Leitungen 73 und 74 an.

Ein Merkmal der beschriebenen Schaltungsanordnung ist, daß die Fluggeschwindigkeitssteuerung in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit automatisch eingeschaltet und automat tisch abgeschaltet wird. Um zu gewährleisten, daß (anders als in Fällen, in denen die Außenschleife abschaltet) die Fluggeschwindigkeitssteuerung nicht disruptiv abschaltet,

wird der Fluggeschwindigkeitssteuerung nicht gestattet, abgeschaltet zu werden,ausgenommen dann, wenn ihr Ausgangssignal an den Nickkanälen sehr klein ist (was durch den 1%-Vergleicher 132 in Fig. 2 angezeigt wird). Wenn daher der Pilot absichtlich die Geschwindigkeit des Flugzeuges unter 45 knot verringert und versucht, auf eine neue Fluggeschwindigkeit zu trimmen, wird die Nachsynchronisierung des Nicklagekanals eine sofortige Nachsynchronisierung der Fluggeschwindigkeits- und Nicklagefehler und das Rücksetzen des Fluggeschwindigkeitsintegrators (aufgrund der Schaltungsanordnung oben in Fig. 3) bewirken. Wenn dieses Synchronisieren und Rücksetzen erfolgt, wird der Beitrag zu der Innenschleife durch den Fluggeschwindigkeitsbefehl im wesentlichen null, da der Nicklagefehler auf der Leitung 73 (Fig. 4) einen kleinen Beitrag über den Verstärker 262 liefern wird, und der Fluggeschwindigkeitsfehler, der im wesentlichen null ist, wird einen kleinen Beitrag über den Proportionalzweig 240 und den Fluggeschwindigkeitsintegrator 241 liefern. Dann kann das Fluggeschwindigkeitssteuerungseinschaltsignal auf der Leitung 136 verschwinden, wodurch der Schalter 244 geöffnet und das Flugzeug zu einer einfachen Fluglagesteuerung zurückgebracht wird, statt zu einer Kombination aus Fluggeschwindigkeits- und Fluglagesteuerung.

JZIUOlA

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Die hier beschriebene Erfindung läßt sich sehr leicht implementieren, wie angegeben, und zwar durch den monostabilen Multivibrator 137 und die UND-Schaltung in Fig. 2 sowie durch das einfache Zuschalten von unterschiedlichen Widerständen zum Einstellen der effektiven Zeitkonstante des Integrators 208 (Fig. 4) durch Einstellen der Verstärkung des Verstärkers 211. Andererseits kann die Erfindung durch Einschalten unterschiedlicher Kondensatoren in den Rückkopplungskreis des Integrators 208 ausgeführt werden, vorausgesetzt, daß Ausgangsbedingungen und Übergangsvorgänge berücksichtigt werden. Die Zeit der ersten Trimmauslösung (während der der Bezugswertintegrator dem Istflugzeugparameter nur langsam folgt) kann so eingestellt werden, daß sie den Flugkenndaten und Schaltungsverstärkungen usw. in jedem Flugzeug oder jedem Flugzeugparameterkanal angepaßt ist, in welchem die hier beschriebene Erfindung ausgeführt werden kann. Ebenso können die Zeitkonstanten nach Bedarf gewählt werden und können sich von der ersten effektiven Zeitkonstante von einer halben Sekunde und der langfristigen Zeitkonstante von 16 ms, die in dem hier beschriebenen Beispiel benutzt worden sind, unterscheiden. Die Erfindung ist zwar am Beispiel der Implementierung in dem Nicklagesynchronisierer eines Flugzeugflugsteuerungssystems beschrieben worden, sie kann jedoch auch in anderen Snchroni,sierern benutzt werden, wie beispielsweise dem Rollagesynchronisierer, und sogar bei der Kurshaltung (in dem Fall, in welchem ein nichtsynchronisierender Richtungskreisel benutzt wird).

O Z.

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Oben ist am Beispiel eines vereinfachten Blockschaltbildes die ausführliche Schaltungsanordnung mit Bezug auf eine einfache positive Logik beschrieben worden, bei der entweder Relaiskontakte oder Schalter benutzt werden, um gewisse Strompfade zu öffnen und zu schließen, Summierpunkte (bei denen es sich um Kombinationen von Widerständen an dem korrekten invertierenden und nichtinvertierenden Eingang von geeigneten Verstärkern handelt), monostabile MuI-tivibratoren, die eine Rücksetzdominanz erfordern oder nicht, bistabile Schaltungen und dgl. Viele der oben beschriebenen Funktionen können offenbar auf einfachere Weise erfüllt werden, indem mehr direkte und komplementäre Ausgangssignale und weniger Inverter verwendet werden. In vielen Fällen kann die beschriebene positive Logik leicht in eine invertierende Logik umgerüstet werden, um sie für verfügbare Hardwarechips geeigneter verwendbar zu machen. Die Beschreibung ist deshalb hauptsächlich anhand von Funktionsblöcken gegeben worden, und es sollte klar sein, daß zahlreiche Abwandlungsmöglichkeiten bestehen, um dieselben oder äquivalente Funktionen und Kombinationen von Funktionen zu erfüllen. Darüber hinaus können die Funktionen der vorstehend beschriebenen Einrichtungen (anders als die mechanischen Funktionen und diejenigen Funktionen, die eine direkte Schnittstelle mit den mechanischen Funktionen haben) durch die Verwendung eines geeignet programmierten Digitalrechners leicht implementiert werden. Die Umwandlung der diskreten und analogen Funktionen, die oben beschrieben sind, in digitale Funktionen, die durch geeignete Software in einem Computer ausgeführt werden, liegt im Rahmen fachmännischen Könnens, insbesondere bei Berücksichtigung der Angaben der Äquivalenz in der weiter oben erwähnten deutschen Patentanmeldung P 31 29 547.9.

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Die Erfindung kann in automatischen Flugsteuerungssystemen ausgeführt werden, die einzelne Kanäle für die Innenschleife oder für die Außenschleife, Doppelkanäle für die Innenschleife oder die Außenschleife oder noch mehr Kanäle für
jede in verschiedenen Kombinationen haben. Die exemplarischen Zustände, Größen, Zeitspannen und Beziehungen können zur Anpassung der Erfindung an jeden Gebrauch selbstverständlich variiert werden. Aspekte der Erfindung können bei der automatischen Steuerung von verschiedenen Funktionen ausgeführt werden, und zwar zusätzlich zu den oben als Beispiel beschriebenen Funktionen.

- DS : Leerseite

Claims (5)

Patentansprüche :

1. System zum Pos itionieren von die Fluglage steuernden aerodynamischen Flächen eines Flugzeuges, mit einer Fluglageeinrichtung zum Liefern eines Istfluglagesignals, das die Istfluglage des Flugzeuges in einer Steuerachse desselben angibt;

mit einer Trimmauslöseeinrichtung, die durch den Piloten des Flugzeuges wahlweise betätigbar ist, um ein Trimmauslösesignal zu erzeugen;

mit einer Stellantriebseinrichtung, die auf ein an sie angelegtes Befehlseingangssignal hin die aerodynamischen Flächen positioniert; und

mit auf die Fluglageeinrichtung und die Trimmauslöseeinrichtung ansprechenden Signalverarbeitungseinrichtungen zum Liefern, während des Vorhandenseins des Trimmauslösesignals, eines die für das Flugzeug gewünschte Fluglage in der Steuerachse auf das Istfluglagesignal hin angebenden Fluglagebezugssignals, zum Liefern eines Fluglagefehler-

61 I U Ö Ί

« e*(*O β*

« α O ο » V Q

signals, das die Differenz zwischen dem Fluglagebezugssignal und dem Istfluglagesignal angibt, und zum Abgeben eines Fluglagebefehlssignals, das eine gewünschte Änderung in der Fluglage des Flugzeugs angibt, an die Stellantriebseinrichtung auf das Fluglagefehlersignal hin; dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungseinrichtungen eine Einrichtung (137, 208, 211) enthalten zum Erzeugen des Fluglagebezugssignals derart, daß im wesentlichen Gleichheit mit dem Istfluglagesignal mit einer ersten Geschwindigkeit auf das erste Liefern des Trimmauslösesignals hin und für eine Zeitspanne danach erreicht wird, und zum Erzeugen des Fluglagesignals derart, daß im wesentlichen Gleichheit mit dem Istfluglagesignal mit einer zweiten Geschwindigkeit erreicht wird, die wesentlich größer ist als die erste Geschwindigkeit, auf das Liefern des Trimmauslösesignals hin nach dem Ablauf der Zeitspanne.

2. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungseinrichtungen eine Einrichtung (21 λ, 216, 217, 218, 220) enthalten zum Liefern des Fluglagebezugssignals als eine erste Integralfunktion des Fluglagefehlersignals, die eine erste Zeitkonstante hat, während einer Anfangsperiode des Vorhandenseins des Trimmauslösesignals, und zum Liefern des Fluglagebezugssignals als eine zweite Integralfunktion des Fluglagefehlersignals, die eine zweite Zeitkonstante hat, welche eine Größenordnung kürzer ist als die erste Zeitkonstante, während des Vorhandenseins des Trimmauslösesignals im Anschluß an die Anfangsperiode.

3. System nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungseinrichtungen eine Einrichtung enthalten zum Liefern des Fluglagebezugssignals in einer Anfangs-

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periode in der Größenordnung von einer Sekunde Dauer.

4. System nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungseinrichtungen eine Einrichtung haben zum Liefern des Fluglagebezugssignals als eine erste Integralfunktion des Fluglagefehlersignals, die eine erste Zeitkonstante in der Größenordnung von einer halben Sekunde hat.

5. System nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungseinrichtungen eine Einrichtung enthalten zum Liefern des Fluglagebezugssignals als eine zweite Integralfunktion des Fluglagefehlersignals, die eine zweite Zeitkonstante in der Größenordnung zwischen zehn und einigen zehn Millisekunden hat.