DE3210817C2 - - Google Patents

Description

Die Erfindung geht aus von einem System der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art.

Ein ähnliches System ist aus der US 41 29 275 bekannt, auf die weiter unten noch näher eingegangen wird.

In Flugzeugsteuerungssystemen ist es üblich, eine auto­ matische 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 Steuerparamerer (wie beispielsweise die Nick­ lage) angibt, und einem Bezugssignal, das den Sollpara­ meter (wie beispielsweise die Sollnicklage des Flugzeuges) angibt, ergibt ein Fehlersignal, das benutzt wird, um Be­ fehle zum Korrigieren der Situation an die Steuerflächen des Flugzeuges abzugeben. Eine Art und Weise zum Er­ zielen 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 Wind­ böen und dgl.), bewirkt das automatische Flugsteuerungs­ system, daß das Flugzeug den Sollparameter hat, so daß der Fehler normalerweise im wesentlichen null ist. Auf­ grund von Störungen in der Luft (wie beispielsweise Böen und Windscherungen), Flugtrimmänderungen, Änderun­ gen im Flugzeuggleichgewicht infolge von Brennstoff­ verbrauch und dgl., behält jedoch das Flugzeug häufig einen Sollparameter nur infolge einer beträchtlichen Differenz zwischen der Bezugsgröße und dem Istflugzeug­ parameter bei, was ein beträchtliches Fehlersignal ver­ ursacht. Sollte der Pilot das System nachtrimmen, in­ dem er den Trimmauslöseschalter oder -druckknopf betä­ tigt, so würde der sofortige Verlust des Fehlersignals zu einer lästigen Sprungfunktionsstörung in dem auto­ matischen Steuerungssystem führen, was eine zusätzliche Arbeitsleistung des Piloten erfordern würde, um mit dem gewünschten Manöver zum Nachtrimmen zu beginnen. Ande­ rerseits, wenn der Pilot als alternative Methode die Nicklage verstellen würde, indem er z. B. bei einem Hubschrauber 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 erhal­ ten.

Bei vielen Trimmsystemen ist es äußerst erwünscht, daß die Fluglagebezugsgröße der Istfluglage während der Synchroni­ sierung augenblicklich folgt, so daß in dem Zeitpunkt des Wiedereinschaltens der Trimmung (durch Loslassen des Trim­ mauslöseschalters oder -druckknopfes) die gewünschte Fluglagebezugsgröße eingestellt ist. Wenn die Fluglagebe­ zugsgröße der Istfluglage während der Synchronisierung (während der Trimmauslösung) nacheilt, wird es für einen Piloten sehr schwierig, die endgültige Fluglage des Flug­ zeuges 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 Fluglagebezugssignal Störungen in der Flugsteuerung verur­ sachen, daß aber langsame Änderungen in dem Fluglagebezugs­ signal zusätzliche Arbeitsleistung des Piloten mit sich bringen, weil sie zusätzliche Einstellungen erfordern, nachdem sich das Flugzeug auf einen neuen Trimmpunkt einge­ stellt hat.

Bei dem oben bereits kurz erwähnten System, das aus der US 41 29 275 bekannt ist, treten diese Probleme nicht auf, weil es nicht mit manueller Trimmung arbeitet. Es handelt sich vielmehr um ein automatisches Flugsteuersystem, bei dem ein Bezugssignal, das die gewünschte Fluglage des Flug­ zeuges darstellt, in abgeglichener Beziehung zu der Ist­ fluggeschwindigkeit gehalten und das Differenzsignal zwi­ schen dem Bezugssignal und einem die Istfluglage des Flug­ zeuges darstellenden Signal als einer der Steuerparameter benutzt wird. Das Differenzsignal wird dem Steuersystem über einen Begrenzer zugeführt, der einen Begrenzungsbe­ reich hat, welcher aufgrund der Änderung des Bezugssignals mit der Änderung der Fluggeschwindigkeit geändert wird, wo­ durch eine stabile Flugsteuerung erzielt wird.

Das Arbeiten mit manueller Trimmung bei einem Hubschrauber ist beispielsweise aus der US 40 78 749 bekannt, aber nicht im Zusammenhang mit dem Synchronisieren von Fluglagebezugs­ signalen mit Istfluglagesignalen.

Ein aus der US 35 78 268 bekanntes automatisches Nicksteu­ ersystem und ein aus der US 35 78 269 bekanntes automati­ sches Höhenhaltesystem befassen sich ebenfalls nicht mit der Synchronisierung von Fluglagebezugssignalen mit Ist­ fluglagesignalen.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein System der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art so zu verbessern, daß sich Fluglagebezugssignale mit Istfluglagesignalen synchro­ nisieren lassen, ohne daß Störungen in der Flugsteuerung verursacht werden oder zusätzliche Arbeitsleistung des Pi­ loten erforderlich wird.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch die im Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale gelöst.

Bei dem System nach der Erfindung haben die zur Synchroni­ sierung des Fluglagebezugssignals mit dem Istfluglagesignal eingesetzten Signalverarbeitungsschaltungen, die bewirken, daß das Fluglagebezugssignal dem Istfluglagesignal folgt, zwei verschiedene Integrationszeitkonstanten, so daß das Fluglagebezugssignal während des ersten Teils der Synchro­ nisierung (Trimmauslösung) zu dem Istfluglagesignal hin an­ steigt und dann nach dem ersten Teil der Synchronisierung dem Istfluglagesignal sehr schnell folgt. Dabei ist gemäß der Erfindung die eine Integrationszeitkonstante relativ groß (langsam) und während eines ersten beträchtlichen Se­ kundenbruchteils der Trimmauslösung eingeschaltet, wogegen die anschließende zweite Integrationszeitkonstante relativ klein und für den übrigen Teil der Synchronisierzeit (während der Trimmauslösung) eingeschaltet ist. Die Erfin­ dung ist zwar besonders gut geeignet zur Verwendung bei der Fluglagebezugssignalsynchronisierung (beispielsweise für die Nick- und die Rollage) eines Flugzeuges, kann jedoch auch für andere Flugzeugparameter-Bezugssignalsynchronisie­ rungen benutzt werden.

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung bilden die Ge­ genstände der Unteransprüche.

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 Hubschraubers, in welchem die Erfin­ dung 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 Tastschal­ tungsanordnung sowie einer Fluggeschwin­ digkeitssteuerschaltungsanordnung für das automatische Flugsteuerungssystem von Fig. 1.

Fig. 1 zeigt ein Steuersystem für periodische Längssteuerung eines Hubschraubers zum Steuern der Nicklage (d. h. der Längsneigung) des Hubschraubers, welches zwei Innen­ schleifenstellantriebe 12, 13 für periodische Längssteuerung enthält, welche durch eine Verbindung 14 mitein­ ander und durch eine Verbindung 15 mit einem Haupt­ rotorblatteinstellwinkeltaumelscheibenmischer (nicht darge­ stellt) verbunden sind. Jeder Stellantrieb wird durch einen entsprechenden Verstärker 16, 17 wie in einer Nullabgleich­ servoschleife angesteuert. Die Verstärker sprechen auf Feh­ lersignale aus entsprechenden Summierpunkten 18, 19 an, die den Verstärkern ein Signal liefern, das die Differenz zwi­ schen einem Nickbefehlssignal auf einer zugeordneten Lei­ tung 20, 21 und einem Signal angibt, welches auf einer zu­ geordneten Leitung 22, 23 durch einen entsprechenden Stell­ antriebspositionsfühler 24, 25 geliefert wird und die er­ reichte Position des Stellantriebs angibt. Wenn die Stellan­ triebe 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 ein­ stellen).

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 Trimmposi­ tionsfeder 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 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 implemen­ tiert werden.

Der Steuerknüppel 27 ist durch eine mechanische Verbindung 36 und die Feder 29 mit dem Nickaußenschleifentrimmstellan­ trieb 37 verbunden, der über einen Nickautomatikabschalt­ kreis 38 und eine Nickimpulsgeberschaltung 39 durch ein Sig­ nal auf einer Leitung 40 angesteuert wird, welches durch eine Nickaußenschleifenintegratorschaltung 41 geliefert wird. Diese Schaltungen dienen zum Verstellen des Steuerknüppels 27 in eine Position, die die Istbefehle angibt, welche der Ver­ bindung 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(Beeper)- Signale zu liefern; in einem System der beschriebenen Art sind diese Tastsignale Signale, die kleine Änderungen in den Fluglagebezugssignalen oder -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 Fluggeschwindigkeitssteuer­ signale auf Leitungen 54, 55 und Außenschleifenkompensa­ tionssignale auf Leitungen 56, 57 summieren. Die Außenschlei­ fenkompensationssignale werden durch Verstärker 58, 59 mit Zeitverzögerung geliefert, die durch das Ausgangssignal des Nick­ außenschleifenintegrators 41 auf der Leitung 40 ange­ steuert werden.

Die Signale auf den Leitungen 52, 55 werden an den Nickauß­ enschleifenintegrator 41 angelegt, damit große Nicklagebe­ darfsänderungen erkannt werden. Die Nicklagesignale auf den Leitungen 54 und 55 werden an einen Summierpunkt 60 an­ gelegt, dessen Ausgangssignal über eine Leitung 61 an den Nickaußenschleifenintegrator 41 angelegt wird.

Die Signale auf den Leitungen 52, 53 werden durch Diffe­ renzierer 64, 65 aus Kreiselnicksignalen auf Leitungen 66, 67 erzeugt, welche von den Nickachsenausgängen von entspre­ chenden Vertikalkreiseln 68, 69 geliefert werden. Die Sig­ nale auf den Leitungen 66, 67 werden außerdem mit Nicklage­ bezugssignalen in Nicklagesynchronisier- und -tastschaltun­ gen 70, 71 verglichen. Wenn die Schaltungen 70, 71 syn­ chronisiert sind, so folgt der Bezugswert (wird gleich gemacht) dem Signal auf den entsprechenden Leitungen 66, 67, das den Ist­ nickwinkel des Hubschraubers angibt; wenn die Tastung ange­ wandt wird, wird der Bezugswert zwangsweise gleich einem größeren oder kleineren Nickwinkel gemacht; wenn die Schal­ tungen 70, 71 nicht synchronisiert sind, liefern sie Nick­ fehlersignale auf zugeordneten Leitungen 73, 74, die die Abweichung zwischen dem Istnickwinkel (Istlängsneigungswin­ kel) des Hubschraubers und der Sollnicklage des Hubschrau­ bers angeben. Logikschaltungen 72 sind mit den Nicklage­ synchronisier- 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 Summierpunkten 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 be­ grenzt.

Ein Fahrtmeßsystem 80 bekannten Typs gibt ein Fluggeschwindigkeitssignal über eine Leitung 83 an eine Fluggeschwindigkeitssteuerschaltung 84 ab. Die Flugge­ schwindigkeitssteuerschaltung 84 kann außerdem auf die Nick­ lagefehlersignale auf den Leitungen 73, 74 ansprechen, so daß über die Leitung 75 eine größere Verstärkung der Nickla­ gesteuerung erfolgt, wenn die Fluggeschwindigkeitssteuer­ schaltung 84 eingeschaltet ist. Das Fluggeschwindigkeits­ signal auf der Leitung 83 könnte in einer Schaltung 86 be­ nutzt werden, die Vergleichsschaltungen und monostabile Multivibratoren oder andere Signalübergangserkennungsschal­ tungen enthält und Signale auf mehreren Leitungen 87, 90 liefert, die angeben, daß die Fluggeschwindigkeit größer als 60 oder 45 Knoten (im folgenden abgekürzt "knot") ist bzw. Übergänge von über 45 knot auf unter 45 knot hat. Diese Schaltungsanordnung kann von dem Typ sein, der in der DE-OS 31 29 547 beschrieben ist, oder sie kann von anderem Hardware- oder Softwaretyp sein.

Gemäß Fig. 2 enthalten die Logikschaltungen eine Spannungsquelle 100, die über den Taster 46 angeschlossen wird, so daß ein Vorwärtstastaufforderungssignal auf einer Leitung 101 beim Schließen eines Tasterkontakts 46f und ein Rückwärtstastaufforderungssignal auf einer Leitung 102 beim Schließen eines Kontakts 46a geliefert wird. Eine ODER- Schaltung 103 spricht auf ein Signal auf einer der Leitun­ gen 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, wo­ bei 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 absicht­ liche Steuereinwirkung durch den Piloten über den Steuer­ knüppel 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, an­ schließend 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 Mul­ tivibrator 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 113 an seinem komplementären Ausgang verlieren, aber nach sechs Sekunden das Signal auf der Leitung 113 zurückgewin­ nen 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 Nickkraftsig­ nal auf der Leitung 35 nicht mehr vorhanden ist. Wenn das Nickkraftsignal auf der Leitung 35 weniger als sechs Sekun­ den dauert, wird daher die bistabile Schaltung 110 nicht ge­ setzt werden. Wenn es aber mehr als sechs Sekunden dauert, wird die bistabile Schaltung 110 gesetzt. Wenn das Nick­ kraftsignal auf der Leitung 35 verschwindet, startet der Inverter 114 einen weiteren monostabilen Sechs-Sekunden-Mul­ tivibrator 115 und bewirkt, daß das Signal an dessen Komple­ mentärausgang verschwindet, so daß kein Signal auf einer Leitung 116 an dem Rücksetzeingang der bistabilen Schaltung 110 vorhanden ist. Aber nach dem Verstreichen des Sechs-Se­ kunden-Impulses wird der Komplementärausgang wieder ein Signal auf der Leitung 116 liefern, dessen Anstieg das Rück­ setzen 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 Auf­ hören des Nickkraftsignals auf der Leitung 35. Das verhin­ dert, wie im folgenden mit Bezug auf Fig. 4 noch ausführli­ cher beschrieben, daß die Fluggeschwindigkeitssteuerschal­ tung 84 den Fluggeschwindigkeitsfehler während einer Ein­ wirkung des Piloten und während sechs Sekunden nach der Be­ endigung 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 Rückwärts­ richtung erfolgt) bewirken kann, daß die Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers unter einen Wert abfällt, bei dem eine automatische Fluggeschwindigkeitshaltefunktion (im folgen­ den ausführlicher beschrieben) eingeschaltet wird. Wenn bei­ spielsweise der Pilot ein nennenswertes Manöver ausführt, um eine schwanzlastige Fluglage oder eine Verlangsamung zu erreichen, kann die Fluggeschwindigkeit unter 45 knot ab­ fallen (d. h. unter den Wert, der in dem hier beschriebenen Beispiel als exemplarisch für die Fluggeschwindigkeitshalte­ funktion benutzt wird). Kundenwünsche oder amtliche Bestim­ mungen erfordern jedoch häufig, daß das Aufhören der auf den Knüppel ausgeübten Kraft (im Anschluß an ein Manöver, das begonnen wurde, während die Fluggeschwindigkeitshaltefunk­ tion eingeschaltet war) bewirkt, daß die ursprüngliche Be­ zugsfluggeschwindigkeit automatisch zurückgewonnen wird. Die Fluggeschwindigkeitshaltefunktion sollte deshalb nicht abgeschaltet werden, wenn sie vor dem Abfall unter die kri­ tische Fluggeschwindigkeit eingeschaltet war. Das "Kraft- verzögert"-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 an­ zeigt, 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 Fluggeschwindig­ keitseinschaltfreigabesignal auf einer Leitung 124 immer dann, wenn die Fluggeschwindigkeit über 45 knot beträgt oder über 45 knot gelegen hat, als die Kraft auf den Steuerknüp­ pel ausgeübt wurde. Die bistabile Schaltung 122 wird ge­ setzt bleiben, bis die Fluggeschwindigkeit wieder im we­ sentlichen den Wert der ursprünglichen Fluggeschwindigkeit erreicht, die durch ein Eingangssignal an einer UND-Schal­ tung 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 Flug­ zeug wieder eine Geschwindigkeit gewonnen hat, die um nicht mehr als 3 knot niedriger als die ursprüngliche Be­ zugsfluggeschwindigkeit ist. Infolgedessen wird die bista­ bile Schaltung 122 gesetzt, wenn die Fluggeschwindigkeit größer als 45 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 Fluggeschwin­ digkeit wieder innerhalb von 3 knot der Bezugsfluggeschwin­ digkeit liegt. Das Fluggeschwindigkeitseinschaltfreigabe­ signal 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 der Hubschrauber noch nicht fast 3 knot der ursprünglichen Fluggeschwindig­ keit 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 Flugge­ schwindigkeitsbefehlssignal 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 Fluggeschwindigkeit- eingeschaltet-Signal auf der Leitung 136 wird weiter vor­ handen bleiben, obgleich die Fluggeschwindigkeit unter 45 knot abfällt, wenn eine Kraft auf den Steuerknüppel ausgeübt wird, und dieser Zustand des Erzwingens, daß das Flugge­ schwindigkeit-eingeschaltet-Signal unter 45 knot vorhanden bleibt, wird anhalten, bis der Fluggeschwindigkeitsfehler kleiner als -3 knot ist (d. h., daß die Istfluggeschwindig­ keit innerhalb von 3 knot der ursprünglichen Fluggeschwin­ digkeit, 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-Multivi­ brator 137 angelegt, dessen Ausgangssignal eine UND-Schal­ tung 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 Trimmauslöse­ signal auf der Leitung 139 zu beenden.

Gemäß Fig. 3 spricht eine ODER-Schaltung 143 auf das Flugge­ schwindigkeitsaufwärtsübergangssignal auf der Leitung 89, das Nicktastsignal auf der Leitung 104 oder das Trimmauslö­ sesignal auf der Leitung 45 an, um ein Signal auf einer Lei­ tung 144 zu liefern, welches von einer UND-Schaltung 145 durchgelassen wird, sofern nicht ein Inverter 146 durch ein Signal auf einer Leitung 147 aktiviert ist. Die UND-Schal­ tung 145 gibt ein Signal auf einer Leitung 148 ab, welches bewirkt, daß eine ODER-Schaltung 149 ein Synchronisierungs­ aufforderungssignal auf einer Leitung 150 erzeugt. Das Sig­ nal 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-Multivibrators 156 erregt, dessen direktes Ausgangssignal über eine Lei­ tung 157 an die ODER-Schaltung 149 angelegt wird. Das bedeu­ tet, 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 Lei­ tung 148 vorhanden ist. Der Zweck dafür ist im folgenden noch ausführlicher beschrieben.

Das Signal auf der Leitung 147 wird durch eine ODER-Schal­ tung 160 geliefert, und zwar auf das Steuerknüppelsignal auf der Leitung 107 hin (welches anzeigt, daß der Pilot be­ absichtigt, eine Kraft auf den Steuerknüppel auszuüben) oder auf das Nickaußenschleifenabschaltsignal auf der Lei­ tung 42 hin (welches anzeigt, daß an dem Mischer keine Nick­ außenschleifeneingangssignale mehr vorhanden sind) oder auf ein Signal auf einer Leitung 161 aus einem Inverter 162 hin, welches das Nichtvorhandensein eines Fluggeschwindigkeits­ einschaltfreigabesignals auf der Leitung 124 anzeigt. Das Signal auf der Leitung 147 zeigt daher an, daß die Flugge­ schwindigkeit abgeschaltet ist oder bald abgeschaltet wird, daß der Pilot eine Einwirkung auf den Steuerknüppel beab­ sichtigt oder daß das Nickaußenschleifeneingangssignal ver­ schwunden 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- Schaltung 149 das Synchronisierungsaufforderungssignal auf der Leitung 150 abgibt. Wenn eine Synchronisierungsaufforde­ rung im Gange ist, wird sie auf irgendeines dieser Signale hin beendet. Die Hauptfunktion des Synchronisierungsauffor­ derungssignals besteht darin, über eine ODER-Schaltung 164 ein Fluggeschwindigkeitssynchronisiersignal auf einer Lei­ tung 165 zu liefern. Dieses Signal kann außerdem auf Signale auf den Leitungen 42 oder 161 hin oder auf das Trimmauslöse­ signal auf der Leitung 45 hin geliefert werden. Das Flugge­ schwindigkeitssynchronisiersignal auf der Leitung 165 be­ wirkt, wie im folgenden beschrieben, daß das Fluggeschwin­ digkeitsbezugssignal immer gleich der gegenwärtigen Flug­ geschwindigkeit ist, wenn es vorhanden ist. Immer dann, wenn der Pilot die Trimmauslösung drückt, werden daher sämtliche Autopilotfunktionen für periodische Blattverstellung (Flug­ geschwindigkeit, Nicklage und Rollage) beendet und es werden neue Bezugsgrößen gebildet, solange die Trimmauslösung ge­ drückt wird. Immer dann, wenn die automatische Fluggeschwin­ digkeitshaltung 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 Trimm­ auslösung (ungeachtet dessen wie kurz sie ist) oder auf einen Übergang von unter 45 knot auf über 45 knot hin, und wird für 25 s nach der Beendigung eines solchen Ereignisses gehalten.

Ein Fluggeschwindigkeitsintegratorrücksetzsignal wird auf einer Leitung 167 durch eine ODER-Schaltung 168 auf irgend­ eines 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-Sekun­ den-Multivibrator 170 immer dann geliefert wird, wenn ein Ausgangssignal aus einem Fenstervergleicher 171 vorhanden ist, der das Ausgangssignal des Fluggeschwindigkeitsintegra­ tors auf einer Leitung 172 mit einer positiven und einer negativen Bezugsspannung vergleicht, die 8% der vollen Pi­ lotenautorität äquivalent sind. Immer dann, wenn der Flug­ geschwindigkeitsintegralverstärkungszweig 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 Ver­ ringerung in dem Nicklagesynchronisierintegrator. Dadurch werden die gegensätzlichen Autoritäten der Fluggeschwindig­ keits- und Fluglageeingangssignale in das System verringert, während das Gleichgewicht zwischen ihnen aufrechterhalten wird.

Das Autosynchronisiersignal auf der Leitung 169 wird außer­ dem an eine ODER-Schaltung 175 angelegt, um zu bewirken, daß der Nicklagesynchronisierer die äquivalente 0,5-s-einge­ stellte 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 0,5-Sekunden-Nicklagesynchronisierimpuls auf einer Leitung 178 aus einer ODER-Schaltung 179 bewirken, die auf den monostabilen Multivibrator 176 anspricht. Darüber hin­ aus 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 45 knot erfolgt, und zwar infolge des Fluggeschwindig­ keitsabwärtsübergangssignals auf der Leitung 90, das an der ODER-Schaltung 175 anliegt. Immer dann, wenn das Synchroni­ sierungsaufforderungssignal auf der Leitung 150 aufhört, wird außerdem ein Inverter 181 die ODER-Schaltung 175 be­ tätigen, damit ein Nicklagesynchronisiersignal auf einer Leitung 178 geliefert wird. Ein Trimmauslösesignal kann da­ her gleichzeitig das Nicklagesynchronisiersignal auf der Leitung 178 ergeben, ein entsprechendes Signal auf der Lei­ tung 148 bewirken, um ein Synchronisierungsaufforderungs­ signal auf der Leitung 150 zu erzeugen, den monostabilen Multivibrator 156 veranlassen, das Synchronisierungsauffor­ derungssignal auf der Leitung 150 auf 25 s nach dem Ver­ schwinden 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 Verglei­ cher 183-186 auf die Nicklage- und Fluggeschwindigkeitssig­ nale auf den Leitungen 54, 55 an, um entsprechende Signale auf Leitungen 190-193 immer dann zu liefern, wenn die Nick­ lage und Fluggeschwindigkeitsbefehlssignale auf den Leitun­ gen 54, 55 größer als ±2,5% der Pilotenautorität sind. Wenn daher sowohl die Nicklage- als auch die Fluggeschwindig­ keitssignale auf den Leitungen 54, 55 über +2,5% der Pilo­ tenautorität liegen, werden auf den Leitungen 190 und 192 Signale vorhanden sein, die bewirken, daß eine UND-Schal­ tung 195 einen Inverter 196 betätigt und deshalb eine UND- Schaltung 197 blockiert. Andererseits, wenn beide Nicklage­ signale auf den Leitungen 54, 55 Größen haben, die mehr als -2,5% Pilotenautorität äquivalent sind, werden Signale auf den Leitungen 191 und 193 vorhanden sein, die bewirken wer­ den, 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 dersel­ ben Richtung wie ein vorhandener sättigender Nicklage- und Fluggeschwindigkeitsbefehl zu tasten, so daß der Bezugs­ wert 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 der Hubschrauber abhebt und dann eine kopflastige Flug­ lage einnimmt, um Geschwindigkeit zu gewinnen, störende aerodynamische Effekte bewirken könnten, daß der Hubschrau­ ber 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 La­ ge, eine zusätzliche kopflastige Fluglage zu bewirken. Jeder Versuch durch Tasten die kopflastige Fluglage mit einer größeren Geschwindigkeit zu ändern, würde einfach die Flug­ lagebezugsspannung über den Wert hinaus vergrößern, auf den der Hubschrauber ansprechen kann. Wenn der Hubschrauber bestrebt ist, seine Fluglage zurückzugewinnen, kann er mit unerwünschtem Überschwingen die Nase hochnehmen. Immer dann, wenn die Nickkanäle des Hubschraubers die Innenschleife zu dem maximalen elektrischen Grenzwert treiben, ist daher keine Tastung (kein Treiben des Bezugswertes) in dieser Richtung zugelas­ sen, um das Ausbilden jedweden Überschwingbefehlszustandes auszuschließen.

Gemäß Fig. 4 weisen die Nicklagesynchronisier- und -tast­ schaltungen 70 eine besondere Modifizierung der typischen Integralrückkopplungsschaltung des bekannten Typs, wie er in der oben erwähnten DE-OS 31 29 547 be­ schrieben ist, auf. Ein Summierpunkt 206 subtrahiert ein Nicklagebezugssignal auf einer Leitung 207 von dem Nick­ achsenausgangssignal 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 vorausge­ setzt, daß ein Schalter 210a erregt ist, dann wird das Feh­ lersignal auf der Leitung 73 über einen eine veränderbare Verstärkung aufweisenden Verstärker 211 zu dem Eingang des Integrators 208 rückgekoppelt. In Abhängigkeit von der Ver­ stärkung 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 Aus­ gangsspannung an der Leitung 207 hat, die gleich der Nick­ spannung 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 Syn­ chronisierung erfolgt aufgrund des Nicklagesynchronisiersig­ nals 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 Ver­ stärker 211 mit dem Integrator 208 verbunden wird.

Der Verstärker 211 besteht aus einem Operationsverstärker 214, dessen Verstärkung der Ausgleich zwischen einem Ein­ gangswiderstand 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 Rück­ kopplungswiderstandswert verkleinert und dadurch die Ver­ stärkung beträchtlich verringert wird. Beispielsweise wird ein Widerstand 217 zugeschaltet, indem ein Schalter 218 auf das erste Trimmauslösesignal auf der Leitung 139 hin ge­ schlossen wird. Wenn das Trimmauslösesignal das Signal ist, das (über die ODER-Schaltung 179, Fig. 3) das Nicklagesyn­ chronisiersignal 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 Fol­ ge hat, daß der Schalter 218 den Widerstand 217 zuschaltet, um den Rückkopplungswiderstandswert beträchtlich zu verrin­ gern. 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 Verstär­ kers 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 betä­ tigt 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 Synchronisier­ schaltung sehr schnell auf Änderungen an, die infolge von Veränderungen in der Nicklage des Hubschraubers auftreten, wel­ che 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 Hubschraubers 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 an­ derer Widerstand 220 zu dem Widerstand 216 durch Betätigung eines Schalters 221 auf das Autosynchronisiersignal auf der Leitung 169 hin parallel geschaltet werden. Statt der Ver­ änderung der Verstärkung eines Eingangsverstärkers 211 könn­ te derselbe Effekt erzielt werden, indem wahlweise verschie­ dene Rückkopplungskondensatoren an einen Integrierverstär­ ker (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 Verstel­ lungen) des Eingangssignals an dem Integrator 208 zu ge­ statten. Das kann durch das Nicktastsignal auf der Leitung 104 erreicht werden, welches die ODER-Schaltung 212 veran­ laßt, 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 Vorwärtstastbe­ fehlsschalters 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 trieben werden. Obgleich ein Tastschalter geschlossen sein kann, wodurch das Vorwärts- oder Rückwärtstastaufforderungs­ signal 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 der Hubschrauber nicht in der Lage ist, die gewünschte Flug­ lage 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 Nicklage­ synchronisier- und -tastschaltung 70 beschriebenen ist. Ein Summierpunkt 230 liefert das Fluggeschwindigkeitsfehlersig­ nal auf der Leitung 127 als Differenz zwischen einem Flugge­ schwindigkeitsbezugssignal auf einer Leitung 231 und dem Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 83. Das Flugge­ schwindigkeitsbezugssignal 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 Inte­ grator 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 Fluggeschwindigkeitssynchronisier­ signal auf der Leitung 165 betätigt ist. Wenn der Schalter 233 geschlossen ist, wird der Integrierverstärker 232 in Abhängigkeit von seiner Verstärkung und seiner Zeitkonstan­ te ein Bezugssignal auf einer Leitung 231 liefern, welches ein Fluggeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 127 verursacht, das im wesentlichen null ist, wodurch der Flug­ geschwindigkeitsbezugswert im wesentlichen auf den Wert der gegenwärtigen Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers synchroni­ siert wird. Damit es zu keinem Bezugswertleckverlust kommt, kann anstelle des Schalters 233 ein Relais benutzt werden.

Der Fluggeschwindigkeitsfehler wird einem Proportionalver­ stärkungszweig 240 und einem Integralverstärkungspfad 241 zugeführt, die zu einem Summierpunkt 242 führen, dessen Aus­ gang über eine Leitung 243 über einen Schalter 244 immer dann durchgeschaltet ist, so daß das Fluggeschwindigkeits­ befehlssignal auf der Leitung 75 ist, wenn die Flugge­ schwindigkeit eingeschaltet ist, was durch das Signal auf einer Leitung 136 angezeigt wird. Der Proportionalverstär­ kungszweig 240 besteht aus einem Verstärker 246, der einen ±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 Fluggeschwindig­ keitsfehlersignal auf der Leitung 127 über einen ±2-knot- Begrenzer 253 an den Integrator angelegt wird; der Begren­ zer verhindert, daß sich große Fluggeschwindigkeitsfehler­ signale in dem Integrator zu schnell aufbauen und dem Bei­ trag des Integralzweiges 241 gestatten, so groß zu werden, daß die Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers die ge­ wünschte Geschwindigkeit überschwingt. Wenn das Fluggeschwin­ digkeitssignal 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 in dem Integrator aufgebaute Fehler eine Überkompensation der Ge­ schwindigkeit verursachen, was zu einem langsamen Schwingen der Fluggeschwindigkeit (und zum Nicken des Hubschraubers) füh­ ren würde, wenn sich die Fluggeschwindigkeit anschließend wieder einstellt. Aus demselben Grund bewirkt immer dann, wenn es Einwirkungen des Piloten gibt, das Kraft-verzögert- Signal auf der Leitung 109, das ein Inverter 255 den Schal­ ter 252 (bei dem es sich um ein Relais handeln könnte) öff­ net, so daß es kein Eingangssignal an dem Integrator gibt, und daß sich die durch die Einwirkung des Piloten hervorge­ rufenen 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 den Hubschrauber am Ende von Manövern des Piloten zu der Sollgeschwindigkeit zurückbringen; solange das Auf­ bauen innerhalb des Integralzweiges 241 blockiert wird, wird nur ein minimales Überschwingen oder ein infolgedessen auftretendes Schwingen der Fluggeschwindigkeit auftreten, wenn die Bezugsgeschwindigkeit im Anschluß an ein Manöver des Piloten wiedergewonnen wird. Wenn das Manöver des Pilo­ ten lange dauert (über 6 s), wird der Integrator für 6 s nach dem Ende einer Einwirkung durch den Piloten abgeschal­ tet gehalten, um der Fluggeschwindigkeit zu gestatten, be­ trächtlich 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 Bezie­ hung zwischen den Nicklagesynchronisier- und -tastschaltun­ gen 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.

Wenn eine starke, lange Trimmfrontböe (beispielsweise) die Fluggeschwindigkeit verringert, wird sich der Fluggeschwin­ digkeitsfehler in dem Integrator 241 aufbauen und eine Flug­ lageänderung zum Wiedergewinnen der Fluggeschwindigkeit be­ wirken. 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 Sy­ stems erforderlich sein, wenn der Pilot fühlen sollte, daß er die Möglichkeit, die Fluggeschwindigkeit beizubehalten, verloren hat. Um das zu vermeiden, wird das Autosynchroni­ siersignal auf der Leitung 169 geliefert, wie oben beschrie­ ben, und zwar immer dann, wenn das Fluggeschwindigkeitsinte­ gratorausgangssignal ±8% der vollen Pilotenautorität er­ reicht. In Fig. 3 bewirkt das Autosynchronisiersignal auf der Leitung 169 das Fluggeschwindigkeitsintegratorrücksetz­ signal auf der Leitung 167, das an einen Schalter 258 ange­ legt wird (Fig. 4). Der Schalter 258 bewirkt, daß ein Wider­ stand 259 zu dem Kondensator 250 parallel geschaltet wird und sich der Kondensator mit einer äquivalenten Zeitkonstan­ te 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 Wider­ stand 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 ver­ ringert. Das ereignet sich nur für eine halbe Sekunde, weil das Autosynchronisiersignal auf der Leitung 169 durch den monostabilen 0,5-Sekunden-Multivibrator 170 (Fig. 3) erzeugt wird und weil das Nicklagesynchronisiersignal durch den monostabilen 0,5-Sekunden-Multivibrator 176 auf das Autosyn­ chronisiersignal der Leitung 169 hin erzeugt wird. Da diese Schaltungen mit einer Zeitkonstante von einer halben Sekunde für eine halbe Sekunde betätigt werden, werden die Bezugs­ spannungen um 63% ihres ursprünglichen Wertes immer dann, wenn das passiert, verringert. Die Verringerung um den glei­ chen Prozentsatz gleicht sich aus, obgleich die Synchroni­ sierschaltung 70 nur die Hälfte der entgegengesetzten Ver­ stärkung liefert, weil die Nicklagesynchronisier- und -tast­ schaltung 71 (Fig. 1) die andere Hälfte liefert. Daher wird der Fluggeschwindigkeitsintegrator 241 von ±8% der vollen Pilotenautorität auf etwa 3% der vollen Pilotenautorität reduzieren, wenn die Nicklagefehler 208 jeweils von ±4% Pilotenautorität auf etwa 1,5% Pilotenautorität abnehmen. Deshalb wird ein gesättigter, gleicher, aber entgegengesetz­ ter 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 Flugge­ schwindigkeitssteuerung eingeschaltet ist, legen zwei Ver­ stärker 262, 263 Eingangssignale an den Summierpunkt 242 aufgrund von entsprechenden Nickfehlersignalen auf den Lei­ tungen 73 und 74 an.

Ein Merkmal der beschriebenen Schaltungsanordnung ist, daß die Fluggeschwindigkeitssteuerung in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit automatisch eingeschaltet und automa­ 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, ab­ geschaltet zu werden, ausgenommen dann, wenn ihr Ausgangs­ signal 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 Hubschraubers unter 45 knot verringert und versucht, auf eine neue Fluggeschwin­ digkeit zu trimmen, wird die Nachsynchronisierung des Nick­ lagekanals eine sofortige Nachsynchronisierung der Flugge­ schwindigkeits- und Nicklagefehler und das Rücksetzen des Fluggeschwindigkeitsintegrators (aufgrund der Schaltungsan­ ordnung oben in Fig. 3) bewirken. Wenn dieses Synchronisie­ ren und Rücksetzen erfolgt, wird der Beitrag zu der Innen­ schleife durch den Fluggeschwindigkeitsbefehl im wesentli­ chen 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 Proportional­ zweig 240 und den Fluggeschwindigkeitsintegrator 241 liefern. Dann kann das Fluggeschwindigkeitssteuerungseinschaltsignal auf der Leitung 136 verschwinden, wodurch der Schalter 244 geöffnet und der Hubschrauber zu einer einfachen Fluglagesteue­ rung zurückgebracht wird, statt zu einer Kombination aus Fluggeschwindigkeits- und Fluglagesteuerung.

Die hier beschriebene Erfindung läßt sich sehr leicht implementieren, wie angegeben, und zwar durch den monostabilen Multivibrator 137 und die UND-Schaltung 138 in Fig. 2 sowie durch das einfache Zuschalten von unter­ schiedlichen Widerständen zum Einstellen der effektiven Zeitkonstante des Integrators 208 (Fig. 4) durch Ein­ stellen der Verstärkung des Verstärkers 211. Anderer­ seits kann die Erfindung durch Einschalten unterschied­ licher Kondensatoren in den Rückkopplungskreis des Integrators 208 ausgeführt werden, vorausgesetzt, daß Ausgangsbedingungen und Übergangsvorgänge berücksich­ tigt 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 ange­ paßt ist, in welchem die hier beschriebene Erfindung aus­ geführt 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, unterschei­ den. Die Erfindung ist zwar am Beispiel der Implementie­ rung in dem Nicklagesynchronisierer eines Hubschrauberflug­ steuerungssystems beschrieben worden, sie kann jedoch auch in anderen Synchronisierern benutzt werden, wie bei­ spielsweise dem Rollagesynchronisierer, und sogar bei der Kurshaltung (in dem Fall, in welchem ein nichtsynchro­ nisierender Richtungskreisel benutzt wird).

Oben ist am Beispiel eines vereinfachten Blockschaltbildes die ausführliche Schaltungsanordnung mit Bezug auf eine einfache positive Logik beschrieben worden, bei der ent­ weder Relaiskontakte oder Schalter benutzt werden, um ge­ wisse Strompfade zu öffnen und zu schließen, Summierpunkte (bei denen es sich um Kombinationen von Widerständen an dem korrekten invertierenden und nichtinvertierenden Ein­ gang von geeigneten Verstärkern handelt), monostabile Mul­ tivibratoren, die eine Rücksetzdominanz erfordern oder nicht, bistabile Schaltungen und dgl. Viele der oben be­ schriebenen Funktionen können auch auf einfachere Weise erfüllt werden, indem mehr direkte und komplementäre Aus­ gangssignale und weniger Inverter verwendet werden. In vie­ len Fällen kann die beschriebene positive Logik leicht in eine invertierende Logik umgerüstet werden, um sie für ver­ fügbare Hardwarechips geeigneter verwendbar zu machen. Die Beschreibung ist deshalb hauptsächlich anhand von Funktions­ blöcken gegeben worden. Darüber hinaus können die Funktionen der vorste­ hend beschriebenen Einrichtungen (anders als die mechani­ schen Funktionen und diejenigen Funktionen, die eine direk­ te Schnittstelle mit den mechanischen Funktionen haben) durch die Verwendung eines geeignet programmierten Digital­ rechners leicht implementiert werden. Die Umwandlung der diskreten und analogen Funktionen, die oben beschrieben sind, in digitale Funktionen, die mittels Software in einem Computer ausgeführt werden, ist ohne weiteres möglich, insbesondere bei Berücksichtigung der Angaben in der weiter oben erwähnten DE-OS 31 29 547.

Claims (5)

1. System zum Positionieren von die Fluglage steuernden aerodynamischen Flächen eines Flugzeuges,
mit einer Fluglageeinrichtung zum Liefern eines Istflugla­ gesignals, das die Istfluglage des Flugzeuges in einer Steuerachse desselben angibt;
mit einer Trimmauslöseeinrichtung, die durch den Piloten des Flugzeuges wahlweise betätigbar ist, um ein Trimmaus­ lösesignal zu erzeugen;
mit einer Stellantriebseinrichtung, die auf ein an sie an­ gelegtes Befehlseingangssignal hin die aerodynamischen Flächen positioniert; und
mit auf die Fluglageeinrichtung und die Trimmauslöseein­ richtung ansprechenden Signalverarbeitungseinrichtungen zum Liefern, während des Vorhandenseins des Trimmauslöse­ signals, eines die für das Flugzeug gewünschte Fluglage in der Steuerachse auf das Istfluglagesignal hin angebenden Fluglagebezugssignals, zum Liefern eines Fluglagefehlersi­ gnals, 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 Stellantriebs­ einrichtung auf das Fluglagefehlersignal hin; dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungsein­ richtungen eine Einrichtung (137, 208, 211) enthalten zum Erzeugen des Fluglagebezugssignals derart, daß im wesent­ lichen Gleichheit mit dem Istfluglagesignal mit einer er­ sten Geschwindigkeit auf das erste Liefern des Trimmauslö­ sesignals hin und für eine Zeitspanne danach erreicht wird, und zum Erzeugen des Fluglagebezugssignales derart, daß im wesentlichen Gleichheit mit dem Istfluglagesignal mit einer zweiten Geschwindigkeit erreicht wird, die we­ sentlich 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 (208, 211, 216, 217, 218, 220) enthalten zum Liefern des Fluglagebezugssignals als eine erste Integralfunktion des Fluglagefehlersignals, die eine erste Integrationszeitkon­ stante hat, während einer Anfangszeitspanne des Vorhanden­ seins des Trimmauslösesignals, und zum Liefern des Flugla­ gebezugssignals als eine zweite Integralfunktion des Fluglagefehlersignals, die eine zweite Integrationszeit­ konstante hat, welche eine Größenordnung kürzer ist als die erste Integrationszeitkonstante, während des Vorhan­ denseins des Trimmauslösesignals im Anschluß an die An­ fangszeitspanne.

3. System nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungseinrichtungen eine Einrichtung ent­ halten zum Liefern des Fluglagebezugssignals in der An­ fangszeitspanne in der Größenordnung von einer Sekunde Dauer.

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

5. System nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungseinrichtungen eine Einrichtung ent­ halten zum Liefern des Fluglagebezugssignals als die zweite Integralfunktion des Fluglagefehlersignals, die die zweite Integrationszeitkonstante in der Größenordnung zwi­ schen zehn und einigen zehn Millisekunden hat.