DE3406050C2 - Steueranordnung für einen Hubschrauber - Google Patents
Steueranordnung für einen HubschrauberInfo
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- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course or altitude of land, water, air, or space vehicles, e.g. automatic pilot
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
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- G05D1/0841—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability to prevent a coupling between different modes
Description
Die Erfindung bezieht sich auf eine Steueranordnung der im
Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art.
Die Nick- und Rollage eines Flugzeuges werden durch die
Bewegung und die Position von Flugsteuereinrichtungen ge
steuert, die Positionen von positionierbaren aerodynami
schen Flächen beeinflussen. Die Nicklage wird durch eine
Nicksteuereinrichtung um eine Nickachse gesteuert. Die
Rollage wird durch eine Rollsteuereinrichtung um eine Rol
lachse 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 Flugsteuer
einrichtungen gesteuert, ihre Steuerung steht aber nicht
in Beziehung mit der folgenden Beschreibung.
Die Fluglage eines Hubschraubers wird durch einen Steuerknüppel
für zyklische Blattverstellung gesteuert. Der Steuer
knüppel ist in zwei Achsen bewegbar und dient sowohl als
Nick- als auch als Rollsteuereinrichtung. Die Längsbewe
gung 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. Längs-
und Quersteuerknüppelbewegungen werden gemischt und be
einflussen den Hauptrotorblatteinstellwinkel (der Blatt
einstellwinkel ist nicht mit der Nicksteuerung, der Nick
lage oder der Nickachse zu verwechseln), um die Fluglage
zu steuern. Die Rotorblätter sind positionierbare aero
dynamische Flächen.
Das Bewegen des Steuerknüppels erfolgt entweder durch den
Piloten (manuelle Steuerung) oder durch eine Flugregel
anlage. Eine Flugregelanlage fühlt Änderungen der Fluglage
ab und hält eine bestimmte Fluglage
aufrecht. Ein äußerer Regelkreis der Flugregelanlage macht
Fluglagekorrekturen durch automatisches Bewegen des
Steuerknüppels. Beispielsweise können Nicklagekorrektu
ren durch automatische Längsbewegung des Steuerknüppels
über einen Längstrimmsteller erfolgen.
Ein innerer Regelkreis der Flugregelanlage macht ebenfalls auto
matisch Korrekturen der Fluglage. Sie tut das jedoch durch
direktes Beeinflussen der positionierbaren aerodynamischen
Flächen, ohne den Steuerknüppel zu bewegen. Beispielswei
se erfolgen Nicklagekorrekturen durch automatisches Än
dern des Hauptrotorblatteinstellwinkels über einen Reihen
stellantrieb, wie beispielsweise einen vorgespannten
Blatteinstellwinkelstellantrieb, der zwischen dem Steuer
knüppel und dem Hauptrotor angeordnet ist.
Die Hubschrauberhandhabungseigenschaften werden nach der
Einfachheit und Genauigkeit beurteilt, mit denen ein ge
wünschter Flugweg erreicht werden kann. Zum genauen Manöv
rieren 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 ausge
übt werden (g-Reaktion), durch Instrumenten- und visuelle
Beobachtungen und durch Steuerknüppelkräfte und -bewegungen.
Bei einigen Hubschraubern befindet sich in manchen Bela
stungszuständen der Schwerpunkt des Hubschraubers in einer
Position hinter dem Auftriebsmittelpunkt. Eine Folge eines
hinter dem Auftriebsmittelpunkt gelegenen Schwerpunktes
ist, daß ein hecklastiges Moment auftritt, wodurch
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 Steuer
knüppel vorwärts bewegen, um diese Tendenz zu kompensie
ren. Starrflügelflugzeuge tendieren dazu, während eines Kur
venmanövers abzukippen, d. h. die Rumpfnase zu senken, was
dem Piloten die Notwendigkeit signalisiert, den Steuer
knüppel zurückzuziehen (Steuerknüppel zurück - Rumpfnase
nach oben). In einer Kurve ist es nämlich erwünscht, die Nicklage
aufrechtzuerhalten, in der die Rumpfnase des Flugzeuges
am oder nahe am Horizont ist. Das Ausmaß an "Steuer
knüppel zurück", das erforderlich ist, um die gewünsch
te Fluglage aufrechtzuerhalten, gibt dem Piloten eine
Hilfsinformation über die Schärfe der Kurve. Wenn ein
positiver Manöverkraftgradient als "Steuerknüppel zu
rück" während einer Kurve definiert wird, so führt die
Tendenz eines Hubschraubers, sich in einer Kurve aufzu
bäumen, zu einem negativen (unstabilen) Manöverkraft
gradienten. Das ist eine unerwünschte Handha
bungseigenschaft von Hubschraubern, die den Piloten zwingt, den Steuer
knüppel auf unnatürliche Weise zu bewegen und seine Auf
merksamkeit von der äußeren Umgebung des Cockpits abzu
wenden und den Instrumenten zuzuwenden, um den Kurvengrad
zu bestimmen und die gewünschte Nicklage aufrechtzuer
halten.
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 in
einer Flugregelanlage werden im Hinblick auf die Stabili
tät des geraden Horizontalfluges optimiert und begrenzen
die Fähigkeit der Flugregelanlage, während des Manöv
rierens wirksam zu reagieren. Ein in der US-PS 4 127 245
beschriebenes System liefert Nickbefehle des inneren
Regelkreises auf der Basis von Nickgeschwindigkeitsänderungen, um
die Rumpfnase des Hubschraubers nach unten zu drücken und
dem Piloten in einer Kurve eine g-Reaktion-Hilfsinforma
tion zu liefern.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Steueranordnung der im Ober
begriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art so auszubilden,
daß die Arbeitsbelastung des Piloten reduziert wird, um die
Stabilität des Hubschraubers zu verbessern.
Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die im Patentanspruch 1
angegebenen Merkmale gelöst.
Die Steueranordnung nach der Erfindung fühlt den Rollwinkel ab
und steuert die Nicklage auf der Basis des Rollwinkels, indem
sie ein kopflastiges Moment erzeugt, das ein beim Fliegen einer
scharfen Kurve auftretendes hecklastiges Moment überkompen
siert, um den Piloten zu veranlassen, über seinen Steuerknüppel
ein hecklastiges Moment aufzubringen und so eine gewünschte
Nicklage des Hubschraubers beizubehalten. Erfindungsgemäß wird,
mit anderen Worten, aus einer negativen Steuerknüppelbewegung
bei sich aufbäumendem Hubschrauber in einer scharfen Kurve eine
positive Steuerknüppelbewegung gemacht, um den Hubschrauber
wieder in die Horizontallage zu bringen, was voraussetzt, daß
der sich aufbäumende Hubschrauber in eine kopflastige Fluglage
gebracht wird, die dann durch positive Steuerknüppelbewegung
wieder korrigiert wird. Dem Piloten wird so ermöglicht, auch in
einer Kurve, in welcher sich der Hubschrauber normalerweise
aufbäumen würde, diesen durch Ziehen am Steuerknüppel statt
durch Drücken auf den Steuerknüppel in der richtigen Nicklage
zu halten. Dem Piloten wird so ein positives Gefühl für die
Kurve vermittelt, um es ihm zu ermöglichen, auch in einer Kurve
den Hubschrauber durch Ziehen am Steuerknüppel in der richtigen
Nicklage zu halten. Dadurch wird die aufgabengemäß angestrebte
Reduktion der Arbeitsbelastung des Piloten erreicht, wodurch
wiederum die Stabilität des Hubschraubers verbessert wird.
Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung bilden die Gegen
stände der Unteransprüche.
Zwei Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden un
ter Bezugnahme auf die Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt
Fig. 1 ein vereinfachtes Blockschaltbild einer Steuera
nordnung für einen Hubschrauber und
Fig. 2 ein vereinfachtes logisches Fluß
diagramm der Unterroutine eines Digitalrechners,
die eine Steuereinrichtung der Steueranordnung
nach Fig. 1 bildet.
Fig. 1 zeigt eine vereinfachte Steueranordnung
für einen Hubschrauber mit einer geschwindigkeits
begrenzten Flugregelanlage 101 der in der DE-OS 31 29 547
beschriebenen Art. Die Flugregelanlage 101 hat einen Nicklage
fühler 14, der als ein Nicksignal ein proportionales Fehlersignal auf
einer Leitung 17 an einen Summierer 20 abgibt. Ein Inte
grierer 15 spricht auf das Nicksignal auf der Leitung
17 an und gibt ein integriertes Signal auf einer Leitung
19 an den Summierer 20 ab. Im folgenden und in den Ansprüchen
sind die Signale mit den Bezugszahlen ihrer zugeordneten Leitungen bezeichnet.
Da das integrierte Signal auf der Leitung 19 in Gegenwart
eines großen Nicksignals 17 typisch ohne Begrenzung
ansteigen wird, wird ein Haltesignal, das über
eine Leitung 18 zugänglich ist, an den Integrierer 15 an
gelegt, um zu verhindern, daß ein großes Nicksignal 17
(Trimmbefehl) den Integrierer 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
dem Manövrieren mit einer im folgenden beschriebenen Steuer
einrichtung und der Autopilotsteuerung zu eliminieren.
Die Steuereinrichtung ist in Betrieb, wenn eine Kurve
entgegen der Trimmung gemacht wird, und ist in der Lage,
den Integrierer 15 auf "Halten" zu bringen, wie im folgenden
erläutert.
Der Summierer 20 liefert ein Nicksignal auf
einer Leitung 21. Dieses Nicksignal wird in einem
Summierer 24 mit einem Befehlssignal auf einer Lei
tung 25 (im folgenden erläutert) summiert, was ein Steuer
signal auf einer Leitung 26 ergibt, das an einen
Stellantrieb angelegt wird, die hier als ein
Längstrimmsteller (LTA) 27 dargestellt ist. Der Längs
trimmsteller 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 über eine Nicksteuereinrichtung 48 in
Längsrichtung entweder vor- oder zurückbewegt. Das
bezeichnet man als einen äußeren Regelkreis, welcher
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 zusammenge
drückt und eine zu dem Federgradient proportionale Kraft
gefühlt wird. Die Längs- und Querbewegungen des Steuer
knüppels 50 werden in einem Mischer 52 gemischt und be
einflussen über Servos 53 und eine Taumelscheibe 54 den
Einstellwinkel der Rotorblätter des Hauptrotors 55, um
die Fluglage zu steuern. Ein innerer Regelkreis 56 beeinflußt
ebenfalls den Einstellwinkel der Rotorblätter des Hauptrotors 55 über
den Mischer 52, die Servos 53 und die Taumelscheibe 54
sowohl zur Längs- als auch zur Quersteuerung. Der innere Regelkreis
56 beeinflußt direkt den Blatteinstellwinkel, ohne
den Steuerknüppel 50 zu bewegen, im Gegensatz zu dem Längs
trimmsteller 27 des äußeren Regelkreises, der den Blattein
stellwinkel durch Bewegen des Steuerknüppels 50 beeinflußt.
Der Steuerknüppel 50 arbeitet über den inneren Regelkreis
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 über eine
Rollsteuereinrichtung 49 die Rollage
des Hubschhraubers bei gegenüber einem nominellen Flug in
Horizontallage gemessenen Winkeln.
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 koordi
nierte Kurve zu bewirken.
Bei einer manuellen Kurve entgegen der Trimmung ist das
Nicksignal auf der Leitung 21 klein, da die
Flugregelanlage 101 für die Autopilotbetriebsart opti
miert ist, und es reicht nicht aus, um einen positiven
Manöverkraftgradient zu liefern. Deshalb wird das Nicksignal
auf der Leitung 21 durch die hier beschriebene Steuereinrichtung
vergrößert.
Die Querkraft, die durch den Piloten auf den Steuerknüp
pel 50 ausgeübt wird, wird über eine Verbindung 51 durch
einen Kraftgeber 38 abgefühlt. Ein Schwel
lenwertsignal auf einer Leitung 39 wird erzeugt, wenn die
auf den Steuerknüppel 50 ausgeübte Querkraft gleich oder
größer als 8,9 N ist. Dieser Schwellenwert
von 8,9 N wird als eine nominelle Anzeige für eine zu be
achtende Eingabe durch den Piloten gewählt.
Der Rollwinkel des Hubschraubers wird durch den Rollwinkel
fühler 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 Absolut
wertschaltung 30 bestimmt, an eine Leitung 31 abgegeben
und durch einen Komparator 37 mit einem Schwellenwert aus
einer 30°-Referenzeinrichtung 36
verglichen. Wenn die Größe des Rollwinkels gleich oder
größer als 30° ist, wird ein Signal auf einer Leitung 22
abgegeben, das in Verbindung mit dem
Schwellenwertsignal auf der Leitung 39 eine UND-Schaltung
33 betätigt, die das Haltesignal als Ausgangssignal über die
Leitung 18 abgibt. Das Haltesignal auf der Leitung
18 setzt den Integrierer 15 auf "Halten" und betätigt
einen Schalter 32. Das Schließen des Schalters 32 be
wirkt, daß das Rollwinkelsignal von der Leitung 31 über
eine Leitung 34 zu einem Summierer 35 gelangt, wo das Signal aus der
30°-Referenzeinrichtung 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 Zeit-Parameter durch TS+1
dargestellt ist (wobe S der Laplacesche Operator ist).
Die Zeitkonstante T wird so gewählt, daß sich ein gleich
mäßiger Übergang ergibt, wenn die hier beschriebene Steuereinrichtung
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 Referenzeinrichtung 45) der
gesamten Längsbewegung des Steuerknüppels 50 überschreitet.
Das ergibt ein begrenztes Befehlssignal auf einer
Leitung 25, welches eine Funktion von (z. B. direkt pro
portional zu) dem Rollwinkel über 30° ist.
Das Befehlssignal übt den Haupteinfluß über den Summierer
24 aus, um das Steuersignal auf einer Leitung 26
zu erzeugen. Das Nicksignal 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 be
hindert wird, ist das Steuersignal groß genug, um
den Längstrimmsteller 27 zu veranlassen, den Steuer
knüppel 50 nach vorn zu bewegen, um ein kopflastiges
Moment zu erzeugen, d. h. 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 Steuerknüp
pels 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
Funktion desselben ist), welches seinerseits als Funktion
des Querneigungswinkels ansteigt. Dadurch wird ein posi
tiver Manöverkraftgradient erzeugt; positiv bedeutet, daß
es notwendig ist, den Steuerknüppel 50 in einer Kurve zu
rückzuziehen, und ein Gradient wird durch die proportionale
automatische Steuerknüppelkraft erzeugt. Die Hilfsinformation
bezüglich des Querneigungswinkels, die der Pilot
mit Hilfe der hier beschriebenen Steuereinrichtung fühlt, ist
besonders wichtig beim Ausführen einer Normalkurve, da
ein Querneigungsmanöver über 30° im allgemeinen manuell
und nicht mittels Instrumenten geflogen wird. Wenn die Steuer
einrichtung wirksam ist, ist das Befehlssignal
auf der Leitung 25 aus der Steuereinrichtung
beträchtlich größer als das Nicksignal
auf der Leitung 21. Deshalb ist der Einfluß des Nicksignals
vernachlässigbar, und das Steuersignal auf der Leitung 26 reicht aus,
um die Rumpfnase unten zu halten, sofern nicht der Pilot
eine Zurückziehkraft auf den Steuerknüppel ausübt. Selbst
verständlich wird der Pilot die automatische Vorwärtsbe
wegung des Steuerknüppels 50 anhalten, bevor die kopfla
stige Fluglage erreicht wird, wodurch er die gewünschte
Nicklage in einer Kurve aufrechterhält. Die elastische An
triebskraft 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, be
nutzt werden, um dem Piloten eine genauere Anzeige über
die Hubschrauberbelastung zu liefern. Es ist festgestellt
worden, daß die hier beschriebene Steuereinrichtung eine einfache,
zuverlässige und zufriedenstellende Hilfsinformation für
das Problem des negativen Manöverkraftgradienten, d. h. des
hochlastigen Moments, liefert.
Die hier beschriebene Steuereinrichtung ist Teil der Steuer
anordnung, die auch die vorhandene Flugregelanlage 101 umfaßt. Die
Flugregelanlage 101 enthält den Längstrimmsteller 27
und die Feder 28, die durch die Steuereinrichtung
benutzt werden. Sollte der Pilot während einer
scharfen Rollbewegung einen Längstrimmauslöser drücken,
würde die Steuereinrichtung unwirksam gemacht,
da der Längstrimmsteller 27 und die Feder 28 dem Steuer
knüppel 50 folgen würden, statt ihn zu bewegen. Wenn die
Steuereinrichtung allein ausgeführt wird, müssen der Längstrimm
steller 27 und die Feder 28 oder andere geeignete Vor
richtungen vorgesehen werden zum automatischen, elastischen
Bewegen des Steuerknüppels 50 proportional zu dem
Steuersignal 26. Weiter kann der Summierer 24
weggelassen werden, wobei dann das Befehlssignal 25 das
Steuersignal wird.
Die Steuereinrichtung kann mit einem Reihenstellantrieb eines
inneren Regelkreises ausgeführt werden, wodurch die Rumpfnase
ohne automatische Vorwärtsbewegung des Steuerknüppels
50 nach unten gedrückt werden kann. Das würde dem Pi
loten 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 der Steuereinrichtung, die in
Fig. 1 als Analogausführungsform dargestellt
ist, kann auch digital ausgeführt werden. Fig. 2
zeigt eine entsprechende Unterroutine, die
über ein Eingangstor 60 erreicht wird, wobei der erste
Schritt 61 darin besteht, Rollwinkel- und Quer
steuerknüppelkraft-Flags rückzusetzen. Danach wird in
einem Test 62 die durch den Piloten auf den Steuerknüp
pel 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 be
trägt, geht die Routine weiter zu dem Schritt 63 (oben
erläutert). Wenn die Größe des Rollwinkels 30° oder mehr
beträgt, wird der Integrierer in einem Schritt 66 auf "Halten" ge
setzt. Dann wird in einem Schritt 67 das Befehlssignal
A auf die Größe gesetzt, um die der Rollwinkel 30° über
steigt. Wenn die Routine zu einem Schritt 68 weiter
geht, wird A entweder gleich null (Schritt 63) oder
gleich dem Überschuß des Rollwinkels gegenüber 30°
(Schritt 67) sein. In dem Schritt 68 wird ein verzöger
tes Befehlssignal LAG auf bekannte Weise er
zeugt. 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 ver
stärkt, um das Befehlssignal A zu erzeugen. (Die Digi
talfunktionen, 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
gnal A wird in einem Test 70 mit 30% der gesamten Längs
bewegbarkeit des Steuerknüppels verglichen. Wenn das Be
fehlssignal nicht größer als 30% der Längsbewegung ist,
wird es mit dem Nicksignal in einem Schritt
72 summiert, um ein Steuersignal 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 Nicksi
gnal summiert (proportional, nicht integriert). Das Be
fehlssignal A des Schrittes 72 entspricht dem Befehls
signal auf der Leitung 25 in Fig. 1. Die Unterroutine
wird in einem Schritt 73 verlassen.
Die Digitalfunktion, die durch das vereinfachte Fluß
diagramin in Fig. 2 angegeben ist, ist in einem einzelnen
Rechner des in der US-PS 4 270 168 beschriebenen Typs
erfolgreich implementiert worden.
Claims (6)
1. Steueranordnung für einen Hubschrauber mit einem Hauptrotor,
der unter anderem über eine Nicksteuereinrichtung (48) mit ei
nem Stellantrieb (27) beeinflußbar ist, und
mit einem Rollwinkelfühler (11), der ein Rollwinkelsignal (12)
gemessen gegenüber der Horizontalen liefert,
gekennzeichnet durch
eine Steuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43), die auf das Rollwinkelsignal (12) anspricht und die Nicksteuereinrichtung (48) durch ein Befehlssignal (25) in einer Weise beeinflußt,
daß der Einstellwinkel der Rotorblätter des Hauptrotors (55) so gesteuert wird,
daß ein kopflastiges Moment erzeugt wird, das das beim Kurven flug auftretende hecklastige Moment überkompensiert.
eine Steuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43), die auf das Rollwinkelsignal (12) anspricht und die Nicksteuereinrichtung (48) durch ein Befehlssignal (25) in einer Weise beeinflußt,
daß der Einstellwinkel der Rotorblätter des Hauptrotors (55) so gesteuert wird,
daß ein kopflastiges Moment erzeugt wird, das das beim Kurven flug auftretende hecklastige Moment überkompensiert.
2. Steueranordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß
die Steuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43) das Befehlssi
gnal (25) nur liefert, wenn das Rollwinkelsignal (12) einen
Rollwinkel angibt, der einen vorbestimmten Schwellenwert (36)
überschreitet.
3. Steueranordnung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß
der vorbestimmte Schwellenwert (36) ein Rollwinkel von 30°
ist.
4. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 3, gekenn
zeichnet durch eine Rollsteuereinrichtung (49) und durch einen
Kraftgeber (38), der vom Piloten auf die Rollsteuereinrichtung
(49) ausgeübte Kräfte erfaßt, die über einem Schwellenwert lie
gen, und ein Schwellenwertsignal (39) erzeugt, wenn die auf die
Rollsteuereinrichtung (49) ausgeübte Kraft den Schwellenwert
übersteigt, wobei die Steuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43)
mit dem Kraftgeber (38) verbunden ist, um das
Schwellenwertsignal (39) zu erfassen, und das Befehlssignal
(25) nur dann liefert, wenn das Schwellenwertsignal (39) erfaßt
wird.
5. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch
gekennzeichnet, daß bei vorhandener Flugregelanlage (101) zum
Aufrechterhalten der Nicklage, deren Nicksignal (17) über einen
Integrierer (15) an den Stellantrieb (27) abgegeben wird, der
Integrierer (15) durch ein Haltesignal (18) auf Halten gesetzt
wird, wenn die Steuereinrichtung (30, 33, 36, 37, 41, 43) auf
das Rollwinkelsignal (12) anspricht.
6. Steueranordnung nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch
gekennzeichnet, daß die Überkompensation mit zunehmendem Roll
winkel größer wird.
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