DE3406050A1 - Manoeverkraftgradientsystem und verfahren zum steuern eines flugzeuges - Google Patents

Description

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

Manöverkraftgradientsystern und Verfahren zum Steuern eines

Flugzeuges

Die Erfindung bezieht sich auf Flugsteuereinrichtungen eines Flugzeuges und betrifft insbesondere das Erzeugen eines positiven Manöverkraftgradienten an der Nicksteuereinrichtung in einer Kurve mit Querneigung.

Die Nick- und die Rollage eines Flugzeuges werden durch die Bewegung und die Position von Flugsteuereinrichtungen gesteuert, die die Positionen von positionierbaren aerodynamischen Flächen beeinflussen. Die Nicklage wird durch eine Nicksteuerung um eine Nickachse gesteuert. Die Rollage wird durch eine Rollsteuerung um eine Rollage gesteuert. Der Steuerkurs (um eine Gierachse) und der Auftrieb (durch Klappen und die Geschwindigkeit bei einem Flugzeug und durch kollektive Blattwinkelverstellung bei einem Hubschrauber) werden ebenfalls durch Flugsteuereinrichtungen gesteuert, ihre Steuerung steht aber nicht in Beziehung mit der folgenden Beschreibung.

Manöverkraftgradienten bei Hubschraubersteuereinrichtungen werden hier beschrieben, die Beschreibung ist aber auch für Manöverkraftgradienten bei anderen Flugzeugen, wie beispielsweise einem Starrflügelflugzeug, relevant.

Die Hubschrauberfluglage wird durch einen Steuerknüppel für zyklische Blattverstellung gesteuert. Der Steuerknüppel ist in zwei Achsen bewegbar und dient sowohl als Nick- als auch als Rollsteuereinrichtung. Die Längsbewegung und die Längsposition des Steuerknüppels (d.h. die Nicksteuerung) vorn und hinten steuern die Nicklage des Hubschraubers (kopf- bzw. schwanzlastige Fluglage). Die Querbewegung und die Querposition des Steuerknüppels (d.h. die Rollsteuerung) links und rechts steuern die Rollage (d.h. den Querneigungswinkel) des Hubschraubers gemessen gegenüber einem Flug in Horizontallage. Längsund Quersteuerknüppelbewegungen werden gemischt und beeinflussen den Hauptrotorblatteinstellwinkel (der Blatteinstellwinkel ist nicht mit der Nicksteuerung, der Nicklage oder der Nickachse zu verwechseln), um die Fluglage zu steuern. Die Rotorblätter sind positionierbare aerodynamische Flächen.

Das Bewegen des Steuerknüppels erfolgt entweder durch den Piloten (manuelle Steuerung) oder durch eine Flugregelanlage. Eine Flugregelanlage fühlt im Falle der Fluglage Änderungen derselben ab und hält eine bestimmte Fluglage aufrecht. Eine Außenregelkreis-Flugregelanlage macht Fluglagekorrekturen durch automatisches Bewegen des Steuerknüppels. Beispielsweise können Nicklagekorrekturen durch automatische Längsbewegung des Steuerknüppels über einen Längstrimmsteller erfolgen.

Eine Innenregelkreis-Flugregelanlage macht ebenfalls automatisch Korrekturen der Fluglage. Sie tut das jedoch durch

direktes Beeinflussen der positionierbaren aerodynamischen Flächen, ohne den Steuerknüppel zu bewegen. Beispielsweise erfolgen Nicklagekorrekturen durch automatisches Ändern des Hauptrotorblatteinstellwinkels über einen Reihenstellantrieb, wie beispielsweise einen vorgespannten Blatteinstellwinkelstellantrieb, der zwischen dem Steuerknüppel und dem Hauptrotor angeordnet ist.

Die Hubschrauberhandhabungseigenschaften werden nach der Einfachheit und Genauigkeit beurteilt, mit denen ein gewünschter Flugweg erreicht werden kann. Zum genauen Manövrieren muß ein Pilot in der Lage sein, seine Eingaben mit der Reaktion des Hubschraubers zu korrelieren. Das wird durch Hilfsinformationen erreicht, beispielsweise durch Belastungsfaktoren, die auf den Körper des Piloten ausgeübt werden (g-Reaktion), durch Instrumenten- und visuelle Beobachtungen und durch Steuerknüppelkräfte und -bewegungen .

Bei einigen Hubschraubern befindet sich in manchen BeIastungszuständen der Schwerpunkt des Flugzeuges in einer Position hinter dem Auftriebsmittelpunkt. Eine Folge eines hinter dem Auftriebsmittelpunkt gelegenen Schwerpunktes ist, daß der Hubschrauber dazu tendiert, sich in einer Kurve aufzubäumen (d.h., aus der Reisefluglage in eine schwanzlastige Fluglage überzugehen), und zwar insbesondere in einer scharfen Kurve (z.B. in einer Kurve mit mehr als 30° Rollwinkel). Deshalb muß der Pilot den Steuerknüppel vorwärts bewegen, um diese Tendenz zu kompensieren. Bislang tendieren Flugzeuge dazu, während eines Kurvenmanövers abzukippen, d.h. die Rumpfnase zu senken, was dem Piloten die Notwendigkeit signalisiert, den Steuerknüppel zurückzuziehen (Steuerknüppel zurück - Rumpfnase nach oben). In einer Kurve ist es erwünscht, die Nicklage aufrechtzuerhalten, in der die Rumpfnase des Flugzeuges

am oder nahe am Horizont ist. Das Ausmaß an "Steuerknüppel zurück", das erforderlich ist, um die gewünschte Pluglage aufrechtzuerhalten, gibt dem Piloten eine Hilfsinformation über die Schärfe der Kurve. Wenn ein positiver Manöverkraftgradient als "Steuerknüppel zurück" während einer Kurve definiert wird, so führt die Tendenz eines Hubschraubers, sich in einer Kurve aufzubäumen, zu einem negativen (unstabilen) Manöverkraftgradienten. Das ist eine unerwünschte Flugzeughandhabungseigenschaft, die den Piloten zwingt, den Steuerknüppel auf unnatürliche Weise zu bewegen und seine Aufmerksamkeit von der äußeren Umgebung des Cockpits abzuwenden und den Instrumenten zuzuwenden, um den Kurvengrad zu bestimmen und die gewünschte Nicklage aufrechtzuerhalten.

Flugregelanlagen, wie sie beispielsweise in der US-PS 4 067 517 und in der DE-OS 31 29 547 beschrieben sind, halten Flugparameter (z.B. die Nicklage) aufrecht. Die verschiedenen Verstärkungen und Verzögerungen (lags) in einer Flugregelanlage werden im Hinblick auf die Stabilität des geraden Horizontalfluges optimiert und begrenzen die Fähigkeit der Flugregelanlage, während des Manövrierens wirksam zu reagieren. Ein in der US-PS 4 127 beschriebenes System liefert Innenregelkreis-Nickbefehle auf der Basis von Nickgeschwindigkeitsänderungen, um die Rumpfnase des Hubschraubers nach unten zu drücken und dem Piloten in einer Kurve eine g-Reaktion-Hilfsinformation zu liefern.

Erfindungsgemäß wird deshalb der Pilot dazu gebracht, den Steuerknüppel in einer scharfen Kurve zurückzuziehen, indem ihm eine Steuerknüppelhilfsinformation geliefert wird, die zu der Schärfe der Kurve proportional ist. Die Steuerknüppelhilf sinformation und die zugeordnete g-Reaktion-

Hilfsinformation sollen die Arbeitsbelastung des Piloten reduzieren und dadurch die Hubschrauberstabilität verbessern.

Das Manöverkraftgradientsystem nach der Erfindung fühlt den Rollwinkel ab und steuert die Nicklage auf der Basis des Rollwinkels. Weiter wird gemäß der Erfindung ein Befehlssignal als Funktion des Rollwinkels geliefert, wenn der Rollwinkel einen vorbestimmten Wert gegenüber dem Flug in Horizontallage überschreitet. Gemäß einer Ausführungsform der Erfindung betätigt das Befehlssignal einen Längstrimmsteller, der den Steuerknüppel für zyklische Blattverstellung elastisch vorwärts bewegt und dadurch den Hubschrauber veranlaßt, als Funktion des Rollwinkels eine kopflastige Fluglage einzunehmen. Der Pilot muß infolgedessen die elastische Vorwärtssteuerknüppelbewegung überwinden, indem er den Steuerknüppel während einer Kurve mit Querneigung zurückzieht, um den Hubschrauber in die gewünschte Nicklage zu bringen. Dadurch wird an dem Steuerknüppel (Nicksteuereinrichtung) ein positiver Manöverkraftgradient erzeugt.

Im folgenden wird die Erfindung hauptsächlich in Verbindung mit einer vorhandenen Außenregelkreis-Flugregelanlage beschrieben. Sie kann jedoch auch mit oder ohne Flugregelanlage in einer Innen- oder Außenregelkreisbetriebsart eingesetzt werden.

Zwei Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 ein vereinfachtes Blockschaltbild des

Manöverkraftgradientsystems und der zugeordneten Flugregelanlage und

-JGT-

Fig. 2 ein vereinfachtes logisches Flußdia

gramm der Unterroutine eines Digitalrechners/ die das Manöverkraftgradientsystem nach der Erfindung bildet.

Fig. 1 zeigt eine einvereinfachte, geschwindigkeitsbegrenzte Flugregelanlage 101 der in der DE-OS 31 29 547 beschriebenen Art. Die Flugregelanlage 101 hat einen Nickfühler 14, der ein proportionales Fehlersignal auf einer Leitung 17 an einen Summierer 20 abgibt. Ein Integrierer 15 spricht auf das Fehlersignal auf der Leitung 17 an und gibt ein integriertes Signal auf einer Leitung 19 an den Summierer 20 ab.

Da das integrierte Signal auf der Leitung 19 in Gegenwart eines großen Fehlersignals typisch ohne Begrenzung ansteigen wird, wird ein Halten-Eingangssignal, das über eine Leitung 18 zugänglich ist, an den Integrierer 15 angelegt, um zu verhindern, daß ein großes Fehlersignal (Trimmbefehl) den Integrator während einer Kurve entgegen der Trimmung (Flugregelanlage "EIN") ansteuert. Das Signal auf der Leitung 17 wird vorzugsweise eingeschaltet gelassen, um Diskontinuitäten bei dem übergang zwischen Manöver und Autopilotsteuerung zu eliminieren. Das Manöverkraftgradientsystem ist in Betrieb, wenn eine Kurve entgegen der Trimmung gemacht wird, und ist in der Lage, den Integrator 15 auf "Halten" zu bringen, wie im folgenden erläutert.

Der Summierer 20 liefert ein Nickkanalausgangssignal auf einer Leitung 21. Das Nickkanalausgangssignal wird in einem Summierer 24 mit einem Befehlssignal auf einer Leitung 25 (im folgenden erläutert) summiert, was ein Steuerausgangssignal auf einer Leitung 26 ergibt, das an eine Stellantriebsvorrichtung angelegt wird, die hier als ein

Längstrimmsteller (LTA) 27 dargestellt ist. Der Längstrimmsteller 27 bewegt eine elastische Verbindung in Form einer Feder 28 und übt eine Kraft auf diese aus, die, wenn sie nicht daran gehindert wird, einen Steuerknüppel 50 in Längsrichtung entweder vor- oder zurückbewegt. Das bezeichnet man als ein "Außenregelkreis"-System, welches die Nicklage durch automatische Längsbewegungen des Steuerknüppels 50 auf abgefühlte Änderungen der Fluglage hin aufrechterhält.

Der Pilot kann den Steuerknüppel 50 in Längsrichtung so bewegen, daß er entweder die durch den Längstrimmsteller 27 verursachte automatische Bewegung des Steuerknüppels 50 unterstützt oder dieser entgegenwirkt, in welchem Fall die Feder 28 entweder auseinandergezogen oder zusammengedrückt und eine zu dem Federgradient proportionale Kraft gefühlt wird. Die Längs- und Querbewegungen des Steuerknüppels 50 werden in einem Mischer 52 gemischt und beeinflussen über Servos 53 und eine Taumelscheibe 54 den Blatteinstellwinkel des Hubschrauberhauptrotors 55, um die Fluglage zu steuern. Ein Innenregelkreis 56 beeinflußt ebenfalls den Blatteinstellwinkel des Hauptrotors 55 über den Mischer 52, die Servos 53 und die Taumelscheibe 54 sowohl zur Längs- als auch zur Quersteuerung. Der Innenregelkreis 56 beeinflußt direkt den Blatteinstellwinkel, ohne den Steuerknüppel 50 zu bewegen, im Gegensatz zu dem Aussenregelkreis-Längstrimmsteller 27, der den Blatteinstellwinkel durch Bewegen des Steuerknüppels 50 beeinflußt. Der Steuerknüppel 50 arbeitet über den Innenregelkreis 56. Die Längsbewegung des Steuerknüppels 50 steuert die schwanzlastige/kopflastige Fluglage des Hubschraubers über die Vor- bzw. Zurückbewegung des Steuerknüppels, und die Querbewegung des Steuerknüppels 50 steuert die Rollage des Hubschraubers bei gegen einen nominellen Flug in Horizontallage gemessenen Winkeln.

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Zum Einleiten einer Kurve übt der Pilot eine Querkraft auf den Steuerknüppel 50 aus. Gleichzeitig kann der Pilot oder die Flugregelanlage 101 das Gieren (Drehung um die Hochachse) des Hubschraubers über einen Gierkanal (nicht dargestellt) steuern, um eine Normal- oder koordinierte Kurve zu bewirken.

Bei einer manuellen Kurve entgegen der Trimmung ist das Nickkanalausgangssignal auf der Leitung 21 klein, da die Flugregelanlage 101 für die Autopilotbetriebsart optimiert ist, und es reicht nicht aus, um einen positiven Manöverkraftgradient zu liefern. Deshalb wird das Nickkanalausgangssignal auf der Leitung 21 durch das System nach der Erfindung vergrößert.

Die Querkraft, die durch den Piloten auf den Steuerknüppel 50 ausgeübt wird, wird über eine Verbindung 51 durch einen Kraftgeber 38 abgefühlt. Ein Querknüppelkraftschwellenwertsignal auf einer Leitung 39 wird erzeugt, wenn die auf den Steuerknüppel 50 ausgeübte Querkraft gleich oder größer als 8,9 N (two pounds) ist. Dieser Schwellenwert von 8,9 N wird als eine nominelle Anzeige für eine zu beachtende Eingabe durch den Piloten gewählt.

Der Rollwinkel des Hubschraubers wird durch den Rollwinkelfühler 11 abgefühlt, um ein Rollwinkelsignal auf einer Leitung 12 zu erzeugen, das den Hubschrauberrollwinkel gemessen gegenüber einem Flug in Horizontallage anzeigt. Die Größe des Rollwinkelsignals wird in einer Absolutwertschaltung 30 bestimmt, an eine Leitung 31 abgegeben und durch einen Komparator 37 mit einer 30°-Referenz 36 verglichen. Wenn die Größe des Rollwinkels gleich oder größer als 30° ist, wird ein Signal auf einer Leitung abgegeben, das in Verbindung mit dem Quersteuerknüppelkraftschwellenwertsignal auf der Leitung 39 eine UND-Schaltung 33 betätigt, die ein Ausgangssignal über die

Leitung 18 abgibt. Das Ausgangssignal auf der Leitung 18 bringt den Integrierer 15 zum "Halten" und betätigt einen Schalter 32. Das Schließen des Schalters 32 bewirkt, daß das Rollwinkelsignal von der Leitung 31 über eine Leitung 34 zu einem Summierer 35 gelangt, wo das 30°-Referenzsignal 36 von dem Rollwinkelsignal subtrahiert wird. Das ergibt ein Signal auf einer Leitung 40, welches gleich der Größe ist, um die der Rollwinkel 30° übersteigt. Das Signal auf der Leitung 40 wird durch einen Verstärker 41 verstärkt, der einen Verstärkungsfaktor K hat und dessen "lag in"/"lag out"-Parameter durch TS+1 dargestellt ist (wobei S der Laplace'sehe Operator ist). Die Zeitkonstante T wird so gewählt, daß sich ein gleichmäßiger übergang ergibt, wenn das Manöverkraftgradientsystem wirksam und unwirksam wird. Das verzögerte Ausgangssignal des Verstärkers 41 auf einer Leitung 42 wird durch einen Begrenzer 43 auf einen Wert begrenzt, damit es nicht 30 % (nominell, vorgegeben durch eine Referenz 45) der gesamten Längsbewegung des Steuerknüppels 50 überschreitet. Das ergibt ein begrenztes Befehlssignal auf einer Leitung 25, welches eine Funktion von (z.B. direkt proportional zu) dem Rollwinkel über 30° ist.

Das Befehlssignal übt den Haupteinfluß über den Summierer 24 aus, um das Steuerausgangssignal auf einer Leitung 26 zu erzeugen. Das Nickkanalausgangssignal ist sehr klein, wenn es auf "Halten" ist, und wird in dem Summierer 24 zu dem Befehlssignal addiert. Wenn die Längsbewegung des Steuerknüppels 50 während einer manuellen Kurve nicht behindert wird, ist das Steuerausgangssignal groß genug, um den Längstrimmsteller 27 zu veranlassen, den Steuerknüppel 50 nach vorn zu bewegen, um die Rumpfnase des Hubschraubers nach unten zu drücken. Der Pilot hält jedoch den Steuerknüppel 50 bei einer manuellen Kurve fest, um

die gewünschte Nicklage aufrechtzuerhalten. Wenn sich der Pilot der automatischen Vorwärtsbewegung des Steuerknüppels 50 widersetzt, wird die elastische Antriebskraft über die Feder 28 im Verhältnis zu dem Rollwinkel gefühlt, da die elastische Antriebskraft an dem Längstrimmsteller 27 proportional mit dem Befehlssignal ansteigt (d.h. eine Punktion desselben ist), welches seinerseits als Funktion des Querneigungswinkels ansteigt. Dadurch wird ein positiver Manöverkraftgradient erzeugt; positiv bedeutet, daß es notwendig ist, den Steuerknüppel 50 in einer Kurve zurückzuziehen, und ein Gradient wird durch die porportiona-Ie automatische Steuerknüppelkraft erzeugt. Die Hilfsinformation bezüglich des Querneigungswinkels, die der Pilot mit Hilfe des Systems nach der Erfindung fühlt, ist besonders wichtig beim Ausführen einer Normalkurve, da ein QuerneigungsmanÖver über 30° im allgemeinen manuell und nicht mittels Instrumenten geflogen wird. Wenn das Manöverkraftgradientsystem 101 wirksam ist, ist das Befehlssignal auf der Leitung 25 aus dem Manöverkraftgradientsystem 101 beträchtlich größer als das Nickkanalausgangssignal. Deshalb ist der Einfluß des Nickkanalausgangssignals vernachlässigbar, und das Steuerausgangssignal reicht aus, um die Rumpfnase unten zu halten, sofern nicht der Pilot eine Zurückziehkraft auf den Steuerknüppel ausübt. Selbstverständlich wird der Pilot die automatische Vorwärtsbewegung des Steuerknüppels 50 anhalten, bevor die kopflastige Fluglage erreicht wird, wodurch er die gewünschte Nicklage in einer Kurve aufrechterhält. Die elastische Antriebskraft aus dem Längstrimmsteller 27 wird durch den Piloten als eine Funktion des Querneigungswinkels gefühlt.

Selbstverständlich könnten zusätzliche Parameter abgefühlt und zum Steuern der Längsbewegung des Steuerknüppels 50 und des Kopflastigkeitsgrades, der hervorgerufen wird, benutzt werden, um dem Piloten eine genauere Anzeige über die Hubschrauberbelastung zu liefern. Es ist festgestellt

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worden, daß das hier beschriebene System eine einfache, zuverlässige und zufriedenstellende Hilfsinformation für das Problem des negativen Manöverkraftgradienten liefert.

Die Erfindung wird wie beschrieben in Verbindung mit einer vorhandenen Flugregelanlage 101 ausgeführt. Die Flugregelanlage 101 enthält den Längstrimmsteller 27 und die Feder 28, die durch das Manöverkraftgradientsystem benutzt werden. Sollte der Pilot während einer scharfen Rollbewegung einen Längstrimmauslöser drücken, würde das Manöverkraftgradientsystern unwirksam gemacht, da der Längstrimmsteller 27 und die Feder 28 dem Steuerknüppel 50 folgen würden, statt ihn zu bewegen. Wenn die Erfindung allein ausgeführt wird, müssen der Längstrimmsteller 27 und die Feder 28 oder andere geeignete Vorrichtungen vorgesehen werden zum automatischen, elastischen Bewegen des Steuerknüppels 50 proportional zu einem Steuerausgangssignal. Weiter kann der Summierer 24 weggelassen werden, wobei dann das Befehlssignal das Steuerausgangssignal wird.

Die Erfindung kann mit einem Reihen(Innenregelkreis)-Stellantrieb ausgeführt werden, wodurch die Rumpfnase ohne automatische Vorwärtsbewegung des Steuerknüppels 50 nach unten gedrückt werden kann. Das würde dem Piloten nur eine g-Reaktion-Hilfsinformation liefern, würde ihn aber trotzdem veranlassen, den Steuerknüppel 50 nach hinten zu ziehen, um die gewünschte Nicklage aufrechtzuerhalten, wodurch ein erwünschter positiver Manöverkraftgradient erzeugt wird.

Die Funktion des Manöverkraftgradientsystems, die in Fig. 1 als Analogausführungsform nach der Erfindung dargestellt ist, kann auch digital ausgeführt werden. Fig.2

zeigt eine Manöverkraftgradientsystem-Unterroutine, die über ein Eingangstor 60 erreicht wird, wobei der erste Schritt 61 darin besteht, die Rollwinkel- und Quersteuerknüppelkraft-Flags rückzusetzen. Danach wird in einem Test 62 die durch den Piloten auf den Steuerknüppel ausgeübte Querkraft mit 8,9 N verglichen (links oder rechts, wie durch die Betragsstriche angegeben). Wenn die Kraft nicht gleich oder nicht größer als 8,9 N ist, wird A (das Befehlssignal) in einem Schritt 63 auf null gesetzt, und die Routine geht weiter zu einem Schritt 68 (im folgenden erläutert). Wenn die Querkraft an dem Steuerknüppel 8,9 N oder mehr beträgt, wird die Größe des Rollwinkels (gemessen gegenüber einem Flug in Horizontallage) mit 30° in einem Test 64 verglichen. Wenn die Größe des Rollwinkels nicht 30° oder mehr beträgt, geht die Routine weiter zu dem Schritt 63 (oben erläutert). Wenn die Größe des Rollwinkels 30° oder mehr beträgt, wird der Flugregelanlage-Nick-ZFluggeschwindigkeitsintegrierer in einem Schritt 66 auf "Halten" gesetzt. Dann wird in einem Schritt 67 das Befehlssignal A auf die Größe gesetzt, um die der Rollwinkel 30° übersteigt. Wenn die Routine zu einem Schritt 68 weitergeht, wird A entweder gleich null (Schritt 63) oder gleich dem Überschuß des Rollwinkels gegenüber 30° (Schritt 67) sein. In dem Schritt 68 wird ein verzögertes (lagged) Befehlssignal LAG auf bekannte Weise erzeugt. LAG, das am Anfang null ist, wird sich dem Wert von A nähern, und zwar auf der Basis von TAUPR, einem exponentiellen Zeitkonstantenoperator. Dieses Merkmal ist bekannt. Das verzögerte Befehlssignal LAG wird in einem Schritt 69 mit dem Verstärkungsfaktor K verstärkt, um ein Befehlssignal A zu erzeugen. (Die Digitalfunktionen ,die in den Schritten 68 und 69 in Fig.2 ausgeführt werden, sind den in dem Verstärker 41 in Fig. 1 ausgeführten Funktionen analog.) Das Befehlssi-

- yar -

-st}.

gnal A wird in einem Test 70 mit 30% der gesamten Längsbewegbarkeit des Steuerknüppels verglichen. Wenn das Befehlssignal nicht größer als 30% der Längsbewegung ist, wird es mit dem Nickkanalausgangssignal in einem Schritt 72 summiert, um ein Steuerausgangssignal zu erzeugen. Wenn das Befehlssignal größer als 30% der Längsbewegung ist, wird es in einem Schritt 71 auf 30% begrenzt und dann in einem Schritt 72 mit dem Nickkanalausgangssignal summiert (proportional, nicht integriert). Das Befehlssignal A des Schrittes 72 entspricht dem Befehlssignal auf der Leitung 25 in Fig. 1. Die Unterroutine wird in einem Schritt 73 verlassen.

Die Digitalfunktion, die durch das vereinfachte Flußdiagramm in Fig. 2 angegeben ist, ist in einem einzelnen Rechner des in der US-PS 4 270 168 beschriebenen Typs erfolgreich implementiert worden. Die Erfindung kann in verschiedenen anderen analogen und digitalen Ausführungsformen und entweder in Simplex- oder in Mehrfachrechnersystemen verschiedenster Architektur unter Verwendung bekannter Programmiertechniken oder in einer zweckbestürmten Digitalvorrichtung implementiert werden.

Claims (8)

Patentansprüche :

1. Manöverkraftgradientsystem zum Erzeugen eines positiven lia'növerkraftgradienten an der Nicksteuereinrichtung eines Flugzeuges, das positionierbare aerodynamische Flächen hat, deren Positionen durch die Nicksteuereinrichtung beeinflußt werden, gekennzeichnet durch: einen Stellantrieb (27), mittels welchem die Positionen der positionierbaren aerodynamischen Flächen (55) auf der Basis eines Befehlssignals (25) beeinflußbar sind; einen Rollwinkelfühler (11) zum Liefern eines Rollwinkelsignals, das den Flugzeugrollwinkel gemessen gegenüber einem Flug in Horizontallage angibt; und eine Steuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43), die mit dem Rollwinkelfühler (11) verbunden ist und auf das Rollwinkelsignal anspricht und außerdem mit dem Stellantrieb (27) verbunden ist, um das Befehlssignal an den Stellantrieb als Funktion des Rollwinkelsignals abzugeben, damit der Stellantrieb veranlaßt wird, die Positionen der positionierbaren aerodynamischen Flächen zu beeinflussen und so die Nicklage des Flugzeuges auf der Basis des Flugzeugrol!winkels in einer Kurve zu steuern.

2. Manöverkraftgradientsystem nach Anspruch 1, dadurch ge-

kennzeichnet, daß die Steuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43) das Befehlssignal (25) nur liefert, wenn das Rollwinkelsignal einen Rollwinkel angibt, der einen vorbestimmten Schwellenwert (36), welcher eine scharfe Kurve anzeigt, überschreitet.

3. Manöverkraftgradientsystem nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch eine Rollsteuereinrichtung und durch einen Kraftgeber (38) , der vom Piloten auf die Rollsteuereinrichtung ausgeübte Kräfte erfaßt, die über einem Schwellenwert (36) liegen, und ein Schwellenwertsignal (39) erzeugt, wenn die auf die Rollsteuereinrichtung ausgeübte Kraft den Schwellenwert übersteigt, wobei die Steuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43) mit dem Kraftgeber (38) verbunden ist, um das Schwellenwertsignal zu erfassen, und das Befehlssignal nur dann liefert, wenn das Schwellenwertsignal erfaßt wird.

4. Manöverkraftgradientsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Stellantrieb (27) mit der Nicksteuereinrichtung (50) verbunden ist und durch Beeinflussen der Nicksteuereinrichtung die Positionen der positionierbaren aerodynamischen Flächen (55) beeinflußt.

5. Manöverkraftgradientsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das Befehlssignal ausreicht, um den Stellantrieb (27) zu veranlassen, die Nicklage des Flugzeuges in eine kopflastige Fluglage zu bringen, wenn das Rollwinkelsignal einen Rollwinkel anzeigt, der einen vorbestimmten Schwellenwert übersteigt, welcher eine scharfe Kurve anzeigt.

6. Manöverkraftgradientsystem zur Verwendung in Verbindung mit einer Flugregelanlage (101), die einen Nickkanal zum Aufrechterhalten der Nicklage hat, welcher einen

Nickfühler (14) aufweist, der ein Nicksignal (17) liefert, einen Integrierer (15), der mit dem Nickfühler verbunden ist, zum Integrieren des Nickkanals, um ein Nickkanalausgangssignal (21) zu liefern, und eine Stellantriebsvorrichtung (27), die mit dem Integrierer verbunden ist und Nicklageänderungen des Flugzeuges auf der Basis des Nickkanalausgangssignals durch Beeinflussen der Positionen der positionierbaren aerodynamischen Flächen bewirkt, und wobei der Integrierer durch ein Halten- Signal auf Halten gesetzt werden kann, gekennzeichnet durch:

einen Rollwinkelfühler (11) zum Liefern eines Rollwinkelsignals, das den Flugzeugrollwinkel gemessen gegenüber einem Flug in Horizontallage anzeigt; eine Mehrfunktionssteuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43), die mit dem Rollwinkelfühler (11) verbunden ist und auf das Rollwinkelsignal anspricht und außerdem mit der Stellantriebsvorrichtung (27) und mit dem Integrierer (15) verbunden ist, um das Haltsignal (18) auf der Basis des Rollwinkelsignals zu liefern, um den Integrierer auf Halten zu setzen, und um ein Befehlssignal (25) an die Stellantriebsvorrichtung (27) als Funktion des Rollwinkelsignals abzugeben;

wobei die Stellantriebsvorrichtung (27) die Positionen der positionierbaren aerodynamischen Flächen (55) auf der Basis des Befehlssignals beeinflußt und dadurch die Nicklage des Flugzeuges auf der Basis des Rollwinkels in einer Kurve steuert.

7. Verfahren zum Steuern eines Flugzeuges, das sich in einer Kurve aufbäumt, um einen positiven Manöverkraftgradienten an der Nicksteuereinrichtung zu erzeugen, der die Größe des Rollwinkels angibt, gekennzeichnet durch folgende Schritte:

automatisches Vorwärtsbewegen der Nicksteuereinrichtung als Funktion des Rollwinkels, um die Rumpfnase des Flugzeuges nach unten zu drücken; und Bewegen der Nicksteuereinrichtung nach hinten, um der automatischen Vorwärtsbewegung entgegenzuwirken und dadurch das Nachuntendrücken der Rumpfnase des Flugzeuges anzuhalten und die Nicklage des Flugzeuges zu steuern, wodurch die automatische Vorwärtsbewegung der Nicksteuereinrichtung dem Piloten eine Anzeige über die Grösse des Rollwinkels liefert.

8. Verfahren zum Steuern eines Flugzeuges, das sich in einer Kurve aufbäumt und eine Stellantriebsvorrichtung zum Beeinflussen der Positionen von positionierbaren aerodynamischen Flächen zur Steuerung der Nicklage des Flugzeuges hat, um einen positiven Manöverkraftgradienten an der Nicksteuereinrichtung des Piloten zu erzeugen, welcher die Größe des Rollwinkels anzeigt, gekennzeichnet durch folgende Schritte:

automatisches Veranlassen der Stellantriebsvorrichtung, die Nicklage des kopflastigen Flugzeuges als Funktion des Rollwinkels zu steuern; und

Bewegen der Nicksteuereinrichtung nach hinten, um der kopflastigen Fluglage des Flugzeuges entgegenzuwirken und die Nicklage des Flugzeuges zu steuern, wodurch das Ausmaß der Zurückbewegung der Nicksteuereinrichtung, die erforderlich ist, um die Fluglage des Flugzeuges aus der kopflastigen Fluglage in eine gewünschte Nicklage zu bringen, dem Piloten eine Anzeige über die Größe des Rollwinkels liefert.