DE3407677A1

DE3407677A1 - Flugzeug-fuehrungssystem fuer start- und durchstartvorgaenge bei vorliegen ernsthafter windscherung

Info

Publication number: DE3407677A1
Application number: DE19843407677
Authority: DE
Inventors: Leonard Michael Chappaqua N.Y. Greene
Original assignee: Safe Flight Instrument Co; Safe Flight Instrument Corp
Current assignee: Safe Flight Instrument Co; Safe Flight Instrument Corp
Priority date: 1983-03-09
Filing date: 1984-03-02
Publication date: 1984-09-13
Also published as: IL70723A; JPS59164296A; CA1205159A; JPH0438639B2; FR2542276B1; IL70723A0; BR8400673A; FR2542276A1; US4609987A

Description

Beschreibung

Die Erfindung bezieht sich auf ein Flugsteuerungssystem für Flugzeuge, insbesondere auf ein System, das ein Führungssignal während des Startens oder Durchstartens eines Flugzeugs während ernsthafter Windscherungssituationen erzeugt.

Beim Abheben eines Flugzeugs können ernsthafte Windscherungszustände zu gefährlichen Situationen führen. Wenn eine Vorabwarnung beim erstmaligen Auftreten eines solchen Zustandes gegeben wird, kann die Längsneigung des Flugzeuges vergrößert werden, um die Auswirkungen dieses Zustandes zu kompensieren. In der Regel führt die Windscherung dann zu den größten Gefahren, wenn das Flugzeug auf Höhen zwischen 16,7 und 100 m (50 und 300 Fuß) über den Boden steigt, so daß der größere Steigungswinkel des Flugzeuges während dieser Zeit am stärksten benötigt wird.

In der US-PS 40 79 905, die auf den gleichen Erfinder wie der vorliegende Anmeldungsgegenstand zurückgeht, wird ein System zur Anzeige gefährlicher Windscherungszustände angegeben. Das System erzeugt für den Piloten ein Warnsignal und ebenfalls ein Signal zur automatischen Steuerung der Drosselklappensteuerungen im Hinblick auf eine Verstärkung des Schubs. Das System nach der vorliegenden Erfindung macht ebenfalls Gebrauch von diesem Windscherungs-Warnsignal, um während des Startens und Durchstartens ein Steigungssteuerungssystem zu steuern, so daß eine sichere Längsneigung des Flugzeuges im Hinblick auf die angetroffene Windscherung geflogen wird. Dieses Endresultat wird in den Steigungsbefehl-Steuerkreisen des Flugzeug-Flugsteuerungssystems verwirklicht.

Die Aufgabe der Erfindung besteht somit darin, Gefährdungen durch Windscherungszustände zu verringern, die während des Startens und Durchstartens eines Flugzeugs angetroffen werden. Hierbei soll eine Einrichtung zur Modifizierung der automatischen Flugsteuerungssysteme eines Flugzeugs geschaffen werden, um eine sichere Längsneigung bei gefähr-

lichen Windscherungszuständen während des Startens und Durchstartens zu erhalten.

Weitere Einzelheiten, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung sowie anhand der schematischen Zeichnung, deren einzige Figur ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung wiedergibt.

Kurz zusammengefaßt wird mit dem erfindungsgemäßen System eine Überschaltungseinrichtung zur Verfügung gestellt, die in Form eines Relais vorhanden sein kann, um das programmierte Geschwindigkeitssignal eines Flugzeugs von einem ersten in einen zweiten Wert im Falle des Antreffens gefährlicher Windscherungszustände zu ändern. Zur gleichen Zeit werden früher für die Längsneigung des Flugzeugs eingegebene Grenzwerte als Folge desselben Windscherungssignals eliminiert.

Gemäß der Zeichnung wird ein einen gefährlichen Windscherungszustand anzeigendes Signal vom Windscherungscomputer 11 dem ODER-Gatter 14 gegeben. Der Windscherungscomputer 11 kann ein System, wie es in der US-PS 40 79 905 beschrieben ist, umfassen, wobei das dem ODER-Gatter 14 zugeführte Signal das Signal ist, das der Warneinrichtung eines solchen Systems zugeführt wird und einen gefährlichen Windscherungszustand wiedergibt. Dieses gleiche Ausgangssignal des Windscherungscomputers 11 wird ebenfalls einem Relais 16 zugeführt, so daß dieses betätigt wird, um den Kontaktarm 16a zu schließen. Ein Motormonitor 20 erzeugt dann ein Signal für das ODER-Gatter 14, wenn ein Leistungsabfall in einer oder mehrerer der Maschinen oder Motoren des Flugzeugs auftreten sollte. Das Ausgangssignal des ODER-Gatters 14 wild einem Relais 22 zugeführt. Wenn somit ein gefährlicher Windscherungszustand, angezeigt durch ein Ausgangssignal aus dem Windscherungscomputer 11, oder ein Maschinenschaden, angezeigt durch ein Ausgangssignal des Motormonitors 20, auftritt, wird ein Signal durch das ODER-Gatter 14 geleitet, um das Relais 22 zu betätigen, wodurch der Kontaktarm 22a mit der Klemme 22b verbunden wird.

Der erste programmierte Geschwindigkeitsgenerator 30, der Motor- oder Maschinenmonitor 20, die Additionseinrichtung 33 und did Einrichtung zur Erzeugung des Anstellwinkels (alpha), der Beschleunigung und der Steigung, die ihre Signale auf diese Additionseinrichtung geben, und ebenso der Steigungsbegrenzer 35 sowie die Flug-Richtungs-Steigungs-Steuerung 37 sind sämtliche Teile eines automatischen Drosselsystems zur Geschwindigkeitssteuerung, wie das System SCAT (Speed Command of Attitude and Thrust) der Firma Safe Flight Instrument Corporation!, White Plains, New York. Ein solches System ist ebenfalls in den US-PS 29 45 375 und 34 86 722 der Safe Flight Instrument Corporation.

Unter normalen Start- und Durchstartbedingungen, d.h. bei Abwesenheit eines gemessenen Maschinenversagens oder eines gefährlichen Windscherungszustandes sind die Schalterkontakte 22a und 16a in "offener" Stellung, vgl. Zeichnung. In diesem Fall erhält die Additionseinrichtung 33 zusätzlich

zu den Beschleunigungs-, Steigungs- und Anstellwinkel (alphaj-Signalen ein Signal (V +V ), das durch den Schalter 22a vom ersten programmierten Geschwindigkeitsgenerator 30 zugeführt wird. Dieses Signal repräsentiert eine minimale Sicherheitsgeschwindigkeit (V~) zuzüglich einem zusätzlichen Sicherheitsfaktorsignal (V ), das in der Größenordnung von 10 Knoten sein kann.

Bei einem als typisch anzusprechenden System repräsentiert das Signal (V_+V ) die Geschwindigkeitsführungsgroße, die für einen sicheren Start beim Betrieb aller Maschinen erforderlich ist. Das programmierte Geschwindigkeitssignal wird mit den Signalen des Anstellwinkels (alpha), der Beschleunigung und der Steigung in der Additionseinrichtung 33 summiert, um am Steigungsbegrenzer 35 ein Ausgangssignal zu erzeugen, das eine Steigungsführungsgroße für einen sicheren Start und ein sicheres Durchstarten des Flugzeuges darstellt. Dieses Steigungssignal ist vermittelst des Steigungsbegrenzers 35 auf einen vorbestimmten Maximalwert begrenzt, grundsätzlich in der Größenordnung von 15°. Das Ausgangssignal des Steigungs-

begrenzers 35 wird einer Additionseinrichtung 36 zugeführt, die gleichfalls ein Signal in Übereinstimmung mit dem Steigungssignal in einer negativen Polarität erhält (d.h., zur Subtraktion vom Ausgangssignal des Steigungsbegrenzers). Solange wie der vorbestimmte Steigungsgrenzwert nicht überschritten wird heben sich somit die positiven und negativen Steigungssignale gegeneinander auf. Das Ausgangssignal der Additionseinrichtung 3 6 wird der Steuerung 37 zugeführt, die die Steigung des Flugzeuges steuert.

Für den Fall des Vorliegens eines gefährlichen Windscherungszustandes oder beim Ausfall einer Maschine wird ein Signal über das ODER-Gatter zur Betätigung des Relais 22 geführt, um den Relais-Kontaktarm 22a in Kontakt mit der Klemme 22b zu bringen. Beim Vorliegen eines gefährlichen Windscherungszustandes veranlaßt das Ausgangssignal des Windscherungscomputers 11 ebenfalls die Betätigung des Relais 16 zur Schließung des Relaiskontaktes 16a. Tritt dieser Fall ein, wird das Ausgangssignal (V_) des zweiten programmierten Geschwindigkeitsgenerators 40 der Additionseinrichtung 33 zugeführt, wobei V» die programmierte Minimalgeschwindigkeit zur Gewährleistung der Sicherheit darstellt (ohne die zusätzliche Mehrgeschwindigkeit V , die normalerweise verwendet wird). Dieses Signal wird wie im Falle der ersten programmierten Geschwindigkeit mit den Signalen für Anstellwinkel (alpha), Beschleunigung und Steigung in der Additionseinrichtung 33 summiert. Der Steigungsbegrenzer 3 5 wird durch Schließen des Kontaktes 16a aus dem Schaltkreis eliminiert, so daß ein größerer Steigungswinkel ermöglicht wird, der normalerweise in der Größenordnung von 18° ist. Dieses Steigungssteuersignal wird der Flug-Richtungs-Steigungssteuerung 37 zugeführt, um automatisch die vergrößerte Steigungsstellung herbeizuführen, die zur Überwindung der Notfallsituation erforderlich ist.

- Leerseite -

Claims

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PATENTANWALT I)-COOO FHANKKtTUT (MAIS)

TELEFON (0611) 7!) 08 24S0

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ιιλ'1'um: 29. Februar 1984 KRU/Ko

Safe Flight Instrument Corporation, White Plains, N.Y., 10602

Flugzeug-Führungssystem für Start- und Durchstartvorgänge bei Vorliegen ernsthafter Windscherung

Patentansprüche

1./ System zur Steuerung der Steigung eines Flugzeugs während Start- und Durchstartvorgängen mit einer Einrichtung zur Steuerung der Steigung als Folge eines ersten vorbestimmten programmierten Minimum-Geschwindigkeitssignals und in Übereinstimmung mit den gemessenen Anstellwinkel (alpha), die Beschleunigung und die Steigung des Flugzeugs wiedergebenden Signalen sowie einer weiteren Einrichtung zur Begrenzung der Steigung des Flugzeugs auf einen vorbestimmten Maximalwert, dadurch gekennzeichnet, daß eine Einrichtung zur automatischen Vergrößerung des Steigungswinkels des Flugzeugs im Falle gefährlicher Windscherung vorhanden ist, welche aufweist:

eine Einrichtung zur Erzeugung eines das Vorliegen eines unsicheren Windscherungszustand wiedergebenden Signals,

eine Einrichtung zur automatischen Substituierung des ersten programmierten Minimal-Geschwindigkeitssignals durch ein zweites vorbestimmtes programmiertes Geschwindigkeitssignal als Folge des einen unsicheren Windscherungszustand wiedergebenden Signals und

eine Einrichtung zur Eliminierung der Begrenzung der Steigung des Flugzeugs als Folge des den gefährlichen Windscherungszustand wiedergebenden Signals,

wobei die Steigungsstellung des Flugzeugs automatisch vergrößert wird, um letzteres während des Windscherungszustandes sicher zu handhaben.

System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß ein Maschinenmonitor (20) zur Erzeugung eines Ausgangssignals im Falle eines Maschinenschadens vorgesehen ist und daß das Ausgangssignal zur Betätigung einer Einrichtung dient, die das zweite programmierte Geschwindigkeitssignal anstelle des ersten programmierten Geschwindigkeitssignals im Falle eines Maschinenschadens einführt.

System nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zum Austausch der beiden programmierten Geschwindigkeitssignale und die Einrichtung zur Eliminierung des Steigungsbegrenzers (35) Relais umfassen, die durch das Ausgangssignal betätigbar sind, welches das Vorhandensein eines unsicheren Windscherungszustandes wiedergibt.

4. System nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet,

daß die Einrichtung zur Erzeugung des das Vorhandensein eines unsicheren Windscherungszustandes wiedergebenden Signals einen Windscherungscomputer (11) umfaßt.

5. System nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das zweite programmierte Geschwindigkeitssignal ein Signal ist, das eine vorbestimmte Geschwindigkeit (V₂) wiedergibt, die die minimale programmierte Geschwindigkeit für einen sicheren Start des Flugzeugs im Falle des Ausfalles einer Maschine ist.

6· System nach Anspruch 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß das erste programmierte Geschwindigkeitssignal ein Signal ist, das eine vorbestimmte Geschwindigkeit (V„+V.) wiedergibt, die die zweite programmierte Geschwindigkeit für sicheres Starten des Flugzeugs plus einem Geschwindigkeitssicherheitsfaktor V ist, der in der Größenordnung von 10 Knoten liegt.

7. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Steigungslage des Flugzeugs im Falle eines unsicheren Windscherungszustandes automatisch auf etwa 18° vergrößert wird.