DE3321922A1

DE3321922A1 - Schwerpunkt-messeinrichtung fuer in der luft befindliche flugzeuge

Info

Publication number: DE3321922A1
Application number: DE19833321922
Authority: DE
Inventors: John H. 98011 Bothell Wash. Glover
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1982-06-18
Filing date: 1983-06-16
Publication date: 1984-02-09
Also published as: SE8303431L; FR2528978A1; GB2122355B; NL8302177A; GB8316417D0; IT1201068B; AU1536183A; FR2528978B1; US4545019A; JPS5910827A; IL68915A; CA1211567A; SE8303431D0; IT8348538A0; GB2122355A; AU544746B2; NZ204481A

Description

Sundstrand Data Control, Inc. Redmond, Washington 98o52, V.St.A

Schwerpunkt-Meßeinrichtung für in der Luft befindliche

Flugzeuge

Die Erfindung bezieht sich auf Einrichtungen zum Bestimmen der Schwerpunktlage eines in der Luft befindlichen Flugzeugs, insbesondere solche Einrichtungen, in denen Trägheitskomponenten verwendet werden.

Es gibt eine Reihe von Gründen, aus denen es erwünscht ist, den exakten Schwerpunkt eines in der Luft befindlichen Flugzeugs zu bestimmen, wobei hier auch Sicherheitsuberlegungen eine Rolle spielen. Z. B. beeinflußt die Schwerpunktlage die Steuerstabilität des Flugzeugs. Ferner kann die Lage des Flugzeugschwerpunkts mit dem Treibstoffverbrauch in Beziehung gebracht werden, da die Flugleistung durch die Fluglage und die Trimmung des Flugzeugs beeinflußt wird. Z. B. ist es bei einem Starrflügler häufig möglich, dadurch Treibstoff einzusparen, daß der Schwerpunkt nach hinten verlagert wird, wodurch die erforderliche Abwärtsbelastung der Höhenflossen und damit der Luftwiderstand verringert werden.

Die genaue Kenntnis des Flugzeugschwerpunkts erlaubt es der Crew nicht nur, die Steuer- und Stabilitäts-Grenzwerte des Flugzeugs genau zu berechnen, sondern ermöglicht es der Crew

oder einem automatischen System ferner, die erforderlichen Nachstellungen der Schwerpunktlage z. B. dadurch vorzunehmen, daß Treibstoff von einem Tank in einen anderen gepumpt wird, um dadurch das Flugzeug auf optimale Flugleistung zu trimmen.

Eine Möglichkeit der Bestimmung des Schwerpunkts während des Flugs besteht darin, den Flugzeugschwerpunkt am Boden zu bestimmen, und zwar entweder durch Errechnen des Schwerpunkts unter Nutzung des Gewichts und der Position der Passagiere, der Fracht und des in das Flugzeug geförderten Treibstoffs oder durch Einsatz eines automatischen Gewichtsund Ausgleichssystems entsprechend der US-PS 4 312 042. Dann werden die Lage und die verbrannte Treibstoffmenge berechnet, um während des Flugs die Schwerpunktlage aktualisieren zu können. Diese Systemarten unterliegen jedoch erheblichen Fehlern aufgrund von Ungenauigkeiten bei der Berechnung des verbrannten Treibstoffs und von Verschiebungen der Positionen der Fluggäste und der Fracht sowie Fehlern, die bei der ersten Bestimmung des Schwerpunkts am Boden eingeführt worden sind.

Aufgabe der Erfindung ist die Schaffung einer Schwerpunkt-Meßeinrichtung für in der Luft befindliche Flugzeuge unter Einsatz von Trägheitsinstrumenten, die die Rotation des FLugzeugs um eine durch den Flugzeugschwerpunkt verlaufende Achse bestimmen.

Dabei werden gemäß der Erfindung zwei Beschleunigungsmesser, die jeweils vor und hinter dem Schwerpunkt angeordnet sind, eingesetzt, deren Ausgangssignale kombiniert werden unter Erzeugung eines Signals, das sowohl eine die Schwerpunktlage

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als auch eine die Rotation des FLugzeugs um den Schwerpunkt bezeichnende Komponente aufweist, sowie eines weiteren Signals, das nur die Beschleunigungskomponenten aufweist. Diese beiden Signale werden derart kombiniert, daß die Rotationskomponenten im wesentlichen beseitigt werden, wodurch ein die Schwer.punktlage bezeichnendes Signal erhalten wird.

Die Einrichtung nach der Erfindung umfaßt ferner zwei Beschleunigungsmesser, deren einer vor und deren anderer hinter dem Flugzeugschwerpunkt so angeordnet ist, daß die Empfindlichkeitsachsen der Beschleunigungsmesser so ausgerichtet sind, daß ein die Rotation des Flugzeugs um eine durch den Flugzeugschwerpunkt gehende Achse, bevorzugt die Gierachse, bezeichnendes Signal erzeugt wird. Die Signale der Beschleunigungsmesser werden summiert unter Erzeugung eines Summensignals, und das Signal des einen Beschleunigungsmessers wird vom Signal des anderen subtrahiert unter Erzeugung eines Differenzsignals, wobei das Summensignal mit dem Differenzsignal multipliziert wird unter Bildung eines ersten Kombinationssignals und das Differenzsignal quadriert wird unter Erzeugung eines zweiten Kombinationssignals. Ein die Schwerpunktlage im Flugzeug bezeichnendes Signal wird erhalten, indem das erste Kombinationssignal durch das zweite Kombinationssignal dividiert wird.

Anhand der Zeichnung wird die Erfindung beispielsweise näher erläutert. Es zeigen:

Fig. 1 eine Draufsicht auf ein Flugzeug, wobei die Schwerpunktlage in bezug auf die Nick-, die Roll- und die Gierachse des Flugzeugs dargestellt ist; und

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Fig. 2 das Blockschaltbild einer Schaltung zur Erzeugung eines Signals, das die Schwerpunktlage des Flugzeugs bezeichnet.

Gemäß der Draufsicht auf ein Flugzeug 10 von Fig. 1 umfassen die Trägheitsmeßfühler eines Schwerpunktmeßsystems für ein in der Luft befindliches Flugzeug einen ersten Beschleunigungsmesser 12, der bevorzugt so weit vorn im Flugzeug wie möglich angeordnet ist, und einen zweiten Beschleunigungsmesser 14, der bevorzugt so weit hinten im Flugzeug wie möglich angeordnet ist. Der Flugzeug-Schwerpunkt ist in Fig.

1 durch einen Kreis 16 bezeichnet, durch den die Rollachse 18 und die Nickachse 20 einander schneiden. Die Gierachse, die zur Rollachse 18 und zur Nickachse 20 senkrecht verläuft, geht ebenfalls durch den Schwerpunkt 16.

Bei.dem bevorzugten Ausführungsbeispiel gemäß den Fig. 1 und

2 ist die Empfindlichkeitsachse jedes Beschleunigungsmessers 12 und 14 in paralleler Richtung so ausgerichtet, daß eine Rotationsbewegung des Flugzeugs 10 um die Gierachse in der durch die Nickachse 20 und die Rollachse 18 definierten Ebene erfaßt wird. Die Ausrichtung der Empfindlichkeitsachse der Beschleunigungsmesser 12 und 14 in der zur Gierachse senkrechten Ebene wird als bevorzugte Ausbildung angesehen, da dadurch Schwerkraftauswirkungen auf die Ausgangssignale der Beschleunigungsmesser minimiert werden.

Bei der Berechnung der Lage des Schwerpunkts 16 im Flugzeug 10 wird als Bezugswert eine willkürlich angenommene Größe (vgl. die Strichlinie 22 in Fig. 1) verwendet, von welcher der Abstand d des Schwerpunkts bestimmt wird. Ferner ist in Fig. 1 der Abstand des ersten Beschleunigungsmessers 12 längs der Roll- oder Längsachse 18 des Flugzeugs 10 zur

Bezugsgröße 22 mit I₁ und der Abstand des zweiten Beschleunigungsmessers 14 zur Bezugsgröße 22 mit 1_ bezeichnet.

Fig. 2 ist ein Blockschaltbild einer Einrichtung, mit der aus dem Ausgangssignal a₁ des ersten Beschleunigungsmessers 12 und dem Ausgangssignal a_ des zweiten Beschleunigungsmessers 14 ein d darstellendes Signal errechnet wird, das der Festlegung der Lage des Schwerpunkts 16 dient. Die Beschleunigungsmesser-Ausgangssignale a₁ und a~ werden zuerst über Leitungen 24 und 26 an ein erstes Summierglied 28 geführt unter Erzeugung eines Summensignals auf Leitung 30, das a₁ + a₂ entspricht. Ferner werden diese Signale über Leitungen 24 und 26 einem Subtrahierglied 32 zugeführt unter Erzeugung eines a^ - a₂ entsprechenden Differenzsignals auf Leitung 34. Zwei Bandpässe 36 und 38 empfangen die Signale über Leitungen 30 bzw. 34. Beide Bandpässe 36 und 38 sind auf die Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs abgestimmt, bei der es sich um die Eigenfrequenz handelt, mit der das Flugzeug um die Gier- und die Rollachse rotiert.

Die Ausgangssignale beider Bandpässe 36 und 38 auf den Leitungen 40 bzw. 42 werden an ein Multiplizierglied 44 angelegt unter Bildung eines Ausgangssignals auf Leitung 46, das ungefähr gleich (a- + a^) (a^ - a₂) ist. Gleichzeitig wird das Ausgangssignal des Bandpasses 38 über Leitung 42 an ein Quadrierglied 48 angelegt unter Bildung eines

2 Ausgangssignals auf Leitung 50, das der Größe Ca₁ -a₉) entspricht.

An die Leitungen 46 und 50 sind zwei Tiefpässe 52 und 54 angeschlossen, die im wesentlichen die Funktion von Phasendetektoren haben und typischerweise bei Verwendung in einem Flugzeug eine Tiefpaßfrequenz in der Größenordnung von

1 rad/s mit einem Dämpfungsfaktor von 0,8 haben. Das Ausgangssignal des Tiefpasses 52 auf Leitung 56 bezeichnet den relativen Phasenwinkel zwischen a. + a₂ und a., - ^ und enthält als solches sowohl eine Komponente, die d bezeichnet, als auch eine Komponente, die von der Amplitude der a..- und a₂-Signale abhängt, die aus der Rotation des Flugzeugs um die Gierachse resultiert. Andererseits ist das Ausgangssignal des Tiefpasses 54 auf Leitung 58 von d im wesentlichen unabhängig, jedoch von der Amplitude der a,- und a„-signale abhängig.

Zum Erhalt eines Signals, das d bezeichnet, werden die Signale auf Leitungen 56 und 58 einem Dividierglied 60 zugeführt, das die Auswirkungen der Amplituden von a,. und a„ im wesentlichen beseitigt, indem das Signal auf Leitung 56 durch das Signal auf Leitung 58 dividiert wird. Das resultierende Ausgangssignal auf Leitung 62 wird einem Geschwindigkeitsbegrenzungsglied 64 und anschließend einem Tiefpaß 66 zugeführt. Falls die Werte von 1. und 1_ nicht gleich sind, kann es erwünscht sein, das Ausgangssignal des Tiefpasses 66 auf Leitung 68 dadurch zu skalieren, daß mittels eines Summierglieds 70 ein Differenzsignal K. in das Signal auf Leitung 68 eingeführt und das Ausgangssignal auf Leitung 72 mit einem Verstärkungsfaktor K₂ in einem Verstärkerglied 74 multipliziert wird. Das Ausgangssignal auf Leitung 76 ist dann ein genaues Maß für d. Geeignete Werte für K₁ und K- sind durch die folgenden Beziehungen gegeben:

Il - 12 ·
K₁ = (1)

Il - 12
K₂ = — (2)

Claims

Ansprüche

1„ Schwerpunkt-Meßeinrichtung für in der Luft befindliche

Flugzeuge,

gekennzeichnet durch

- mehrere am Flugzeug (10) befestigte Trägheitsmeßfühler (12, 14); und

- eine Signalverarbeitungsschaltung, die mit den Trägheitsmeßfühlern (12, 14) in Wirkverbindung steht zur Erzeugung eines Signals, das die Schwerpunktlage des Flugzeugs bezeichnet;
2. Einrichtung nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Trägheitsmeßfühler (12, 14) Signale (a^, a₂) erzeugen, die die Rotation des Flugzeugs (10) um eine vorbestimmte, durch den Flugzeug-Schwerpunkt gehende Achse bezeichnen.
3. Einrichtung nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Trägheitsmeßfühler wenigstens zwei Beschleunigungsmesser (12, 14) umfassen, die die Rotation des Flugzeugs um die vorbestimmte Achse bezeichnende Signale (a erzeugen.

^a2

572-BO164 7-Schö

_ 2 —
4. Einrichtung nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Signalverarbeitungsschaltung aufweist:

Glieder (28, 44, 52) zum Erzeugen eines ersten Signals, das eine die Schwerpunktlage bezeichnende Komponente und eine die Rotation des Flugzeugs um die vorbestimmte Achse bezeichnende Komponente umfaßt;

Glieder (32, 48, 54) zum Erzeugen eines zweiten Signals im wesentlichen ohne eine die Rotation des Flugzeugs bezeichnende Komponente; und

Glieder (60, 64, 70, 72) zum Kombinieren des ersten und des zweiten Signals unter Erzeugung des die Schwerpunktlage des Flugzeugs bezeichnenden Signals.
5. Einrichtung nach einem der Ansprüche 1, 2, 3 oder 4, dadurch gekennzeichnet,

daß die vorbestimmte Achse die Gierachse des Flugzeugs ist.
6. Schwerpunkt-Meßeinrichtung für in der Luft befindliche Flugzeuge,

gekennzeichnet durch einen ersten Beschleunigungsmesser (12), der vor dem Flugzeug-Schwerpunkt angeordnet ist und ein erstes Beschleunigungssignal (a..) erzeugt, das die Rotation des Flugzeugs um eine durch den Flugzeugschwerpunkt gehende vorbestimmte Achse bezeichnet; einen zweiten Beschleunigungsmesser (14), der hinter dem Flugzeug-Schwerpunkt angeordnet ist und ein zweites Beschleunigungssignal (a₂) erzeugt, das die Rotation des Flugzeugs um die vorbestimmte Achse bezeichnet; ein erstes Kombinierglied (28), das mit den beiden Beschleunigungsmessern (12, 14) in Wirkverbindung steht

und das erste Beschleunigungssignal (a.. ) mit dem zweiten Beschleunigungssignal (a„) kombiniert unter Erzeugung eines ersten Kombinationssignals mit einer die Schwerpunktlage des Flugzeugs bezeichnenden Komponente und einer die Rotation des Flugzeugs bezeichnenden Komponente;

ein zweites Kombinierglied (32), das mit den beiden Beschleunigungsmessern (12, 14) in Wirkverbindung steht und das erste Beschleunigungssignal (a.) mit dem zweiten Beschleunigungssignal (a^) kombiniert unter Erzeugung eines zweiten Kombinationssignals, das eine die Rotation des Flugzeugs bezeichnende Komponente, jedoch im wesentlichen keine die Schwerpunktlage des Flugzeugs bezeichnende Komponente hat;

ein drittes Kombinierglied (60), das mit dem ersten und dem zweiten Kombinierglied (28, 32) in Wirkverbindung steht zur Kombination des ersten und des zweiten Kombinationssignals unter Erzeugung eines dritten Kombinationssignals mit einer die Schwerpunktlage bezeichnenden Komponente, jedoch im wesentlichen ohne eine die Rotation des Flugzeugs bezeichnende Komponenten; und Schwerpunktlagesignal-Einheiten (70, 74), die mit dem dritten Kombinierglied (60) in Wirkverbindung stehen und aus dem dritten Kombinationssignal ein die Lage des Flugzeugschwerpunkts bezeichnendes Schwerpunktsignal erzeugen.
7. Einrichtung nach Anspruch 6,

dadurch gekennzeichnet,

daß das erste Kombinierglied ein Summierglied (28) aufweist, das das erste Beschleunigungssignal (a.) mit dem zweiten Beschleunigungssignal (a₂) kombiniert unter Erzeugung

eines Summensignals.
8. Einrichtung nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet,

daß das zweite Kombinierglied ein Subtrahierglied (32) aufweist, das ein Beschleunigungssignal (a„) vom anderen (a..) subtrahiert unter Erzeugung eines Differenzsignals.
9. Einrichtung nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet,

daß das erste Kombinierglied (28) mit dem zweiten Kombinierglied (32) in Wirkverbindung steht und ein Multiplizierglied (44) aufweist, das das Summensignal mit dem Differenzsignal multipliziert unter Erzeugung des ersten Kombinationssignals,
10. Einrichtung nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet,

daß das zweite Kombinierglied ein Quadrierglied (48) aufweist, das das Differenzsignal quadriert unter Erzeugung des zweiten Kombinationssignals.
11. Einrichtung nach Anspruch 8,
dadurch gekennzeichnet,

daß das dritte Kombinierglied ein Dividierglied (60) aufweist, das das erste Kombinationssignal durch das zweite Kombinationssignal dividiert.
12. Einrichtung nach Anspruch 5,
dadurch gekennzeichnet,

daß das erste Kombinierglied einen Bandpaß (36) aufweist, dessen Bandpaßfrequenz im wesentlichen gleich der Eigenfrequenz der Rotation des Flugzeugs um die vorbestimmte Achse ist.
13. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß das zweite Kombinierglied einen Bandpaß (38) aufweist, dessen Bandpaßfrequenz im wesentlichen gleich der Eigenfrequenz der Rotation des Flugzeugs um die vorbestimmte Achse ist.
14. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Schwerpunktsignal-Einheiten ein Skalierglied (70) zur Skalierung des Schwerpunktsignals aufweisen.
15. Einrichtung nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, daß das Skalierglied ein Glied zur Addition eines Differenzsignals (K₁) zu dem dritten Kombinationssignal aufweist.
16. Einrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß das Skalierglied ein Multiplizierglied (74) zur Multiplikation des Kombinationswerts des Differenzsignals (K₁) und des dritten Kombinationssignals mit einem vorbestimmten Verstärkungsfaktor (K₉) aufweist.
17. Einrichtung nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet,

daß die Werte des Differenzsignals (K₁) und des vorbestimmten Verstärkungsfaktors (K₂) als Funktion der Lagen des ersten und des zweiten Beschleunigungsmessers (12, 14) relativ zu einer vorgegebenen Bezugsgröße (22) im Flugzeug gewählt sind.
18. Einrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet,

daß die Schwerpunktsignal-Einheiten ein Geschwindigkeitsbegrenzungsglied (64) zur Begrenzung der Anstiegs- und Abfallgeschwindigkeit des dritten Kombinationssignals aufweisen.
19. Einrichtung nach Anspruch 18,
dadurch gekennzeichnet,

daß die Schwerpunktsignal-Einheiten einen Tiefpaß (66) aufweisen, der mit dem Geschwindigkeitsbegrenzungsglied (64) in Wirkverbindung steht.
20. Einrichtung nach einem der Ansprüche 6-19, dadurch gekennzeichnet,

daß die vorbestimmte Achse die Gierachse des Flugzeugs ist.
21. Schwerpunkt-Meßeinrichtung für in der Luft befindliche Flugzeuge,

gekennzeichnet durch

- einen ersten Beschleunigungsmesser (12), der am Flugzeug vor dem Flugzeugschwerpunkt so befestigt ist, daß seine Empfindlichkeitsachse so ausgerichtet ist, daß er ein erstes Beschleunigungssignal (a.) erzeugt, das die Rotation des FLugzeugs um eine vorbestimmte Achse des Flugzeugs bezeichnet;

- einen zweiten Beschleunigungsmesser (14), der am Flugzeug hinter dem Flugzeugschwerpunkt so befestigt ist, daß seine Empfindlichkeitsachse so ausgerichtet ist, daß er ein zweites Beschleunigungssignal (a₂) erzeugt, das die Rotation des Flugzeugs um eine vorbestimmte Achse des Flugzeugs bezeichnet;

- ein mit den beiden Beschleunigungsmessern (12, 14) in Wirkverbindung stehendes Summierglied (28), das das erste und das zweite Beschleunigungssignal (a , a^) addiert unter Erzeugung eines Summensignals;

ein mit den beiden Beschleunigungsmessern (12, 14) in Wirkverbindung stehendes Subtrahierglied (32), das das eine (a„) Beschleunigungssignal vom anderen (a,) subtrahiert unter Erzeugung eines Differenzsignals; ein Multiplizierglied (44), das mit dem Summierglied (28) und dem Subtrahierglied (32) in Wirkverbindung steht und das Summensignal mit dem Differenzsignal multipliziert unter Erzeugung eines ersten Kombinationssignals; ein Quadrierglied (48), das mit dem Subtrahierglied (32) in Wirkverbindung steht und das Differenzsignal quadriert unter Erzeugung eines zweiten Kombinationssignals;

- ein Dividierglied (60), das mit dem Multiplizierglied (44) und dem Quadrierglied (48) in Wirkverbindung steht und das erste Kombinationssignal durch das zweite Kombinationssignal dividiert unter Erzeugung eines dritten Kombinationssignals; und

- Schwerpunktsignal-Einheiten (70, 74), die mit dem Divid-. ierglied (60) in Wirkverbindung stehen und aus dem dritten Kombinationssignal ein die Schwerpunktlage des Plugzeugs darstellendes Schwerpunktsignal erzeugen.
22. Einrichtung nach Anspruch 21,
gekennzeichnet durch

einen dem ersten Beschleunigungsmesser (12) und dem Summierglied (28) nachgeschalteten und damit in Wirkverbindung stehenden ersten Bandpaß (36) und einen dem zweiten Beschleunigungsmesser (14) und dem Subtrahierglied (32) nachgeschalteten und damit in Wirkverbindung stehenden zweiten Bandpaß (38).
23. Einrichtung nach Anspruch 21,
gekennzeichnet durch

einen zwischen das Multiplizierglied (44) und das Dividierglied (60) geschalteten und damit in Wirkverbindung stehenden ersten Tiefpaß (52) und einen zwischen das Quadrierglied (48) und das Dividierglied (60) geschalteten und damit in Wirkverbindung stehenden zweiten Tiefpaß (54).
24. Einrichtung nach Anspruch 21, gekennzeichnet durch einen zwischen das Dividierglied (60) und die Schwerpunktsignal-Einheiten (70, 74) geschalteten und damit in Wirkverbindung stehenden Tiefpaß (66).
25. Einrichtung nach Anspruch 21, gekennzeichnet durch eine mit den Schwerpunktsignal-Einheiten (70, 74) in Wirkverbindung geschaltete Differenzsignalquelle (K-).
26. Einrichtung nach Anspruch 22, dadurch gekennzeichnet, daß die Bandpaßfrequenz des ersten und des zweiten Bandpasses (36, 38) im wesentlichen gleich der Eigenfrequenz der Rotation des Flugzeugs um den Flugzeugschwerpunkt ist.
27. Einrichtung nach Anspruch 21, gekennzeichnet durch ein Geschwindigkeitsbegrenzungsglied (64), das in Wirkverbindung zwischen das Dividierglied (60) und die Schwerpunktsignal-Einheiten (70, 74) geschaltet ist.
28. Einrichtung nach Anspruch 21, dadurch gekennzeichnet, daß die Schwerpunktsignal-Einheiten ein Skalierglied (70)

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zum Skalieren des Schwerpunktsignals hinsichtlich der relativen Lage des ersten und des zweiten Beschleunigungsmessers (12, 14) im Plugzeug aufweisen.
29. Einrichtung nach einem der Ansprüche 21-28, dadurch gekennzeichnet,

daß die vorbestimmte Achse die Gierachse des Flugzeugs