DE3609457A1 - Verfahren und einrichtung zum steuern eines flugzeugs mit mehreren antrieben - Google Patents

Verfahren und einrichtung zum steuern eines flugzeugs mit mehreren antrieben

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DE3609457A1 DE19863609457 DE3609457A DE3609457A1 DE 3609457 A1 DE3609457 A1 DE 3609457A1 DE 19863609457 DE19863609457 DE 19863609457 DE 3609457 A DE3609457 A DE 3609457A DE 3609457 A1 DE3609457 A1 DE 3609457A1
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    • B64C15/00Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/02Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
    • GPHYSICS
    • G05CONTROLLING; REGULATING
    • G05DSYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/02Control of position or course in two dimensions
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    • G05D1/0808Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft

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Description

Verfahren und Einrichtung zum Steuern eines Flugzeugs mit mehreren Antrieben
Die Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren und eine Einrichtung zum Verbessern des Wirkungsgrades eines mehrere Antriebe aufweisenden Flugzeugs durch Verwendung von unterschiedlichen Schubleistungen zwischen den Triebwerken.
Flugzeuge mit zwei oder mehreren Triebwerken, die auf gegenüberliegenden Seiten der Längsachse des Flugzeugs angeordnet sind, haben eine Tendenz zum Drehen, wenn das durch die Triebwerke erzeugte Moment unterschiedlich ist. In der Praxis ist eine Fehlanpassung des Momentes nicht zu vermeiden. Dies liegt vorwiegend daran, daß bei gleichen Leistungseinstellungen ähnliche Triebwerke Schubleistungen entwickeln, die sich um 1 bis 3 Prozent unterscheiden. Zusätzlich sind gegenüberliegend angeordnete Triebwerke häufig leicht fehlausgerichtet, was Richtungsänderungsmomente auf das Flugzeug zur Folge hat.
ORIGINAL INSPECTED
Während des Fluges stellt ein Pilot gleiche Leistung für beide Triebwerke ein und positioniert das Flugzeug, damit es einen vorbestimmten Kurs fliegt. Eine Flugregelung hält diesen Kurs bei und überwindet das ungleiche Drehmoment der Triebwerke durch Verwendung einer kontinuierlichen Ruderkorrektur. Eine derartige Ruderkorrektur hat jedoch eine Verschlechterung des Flugwirkungsgrades zur Folge, da ein Strömungswiderstand auf das Flugzeug ausgeübt wird.
λ Es ist Aufgabe der Erfindung, ein neues und verbessertes Ver-' * fahren und eine Einrichtung zum Verbessern des Flugwirkungsgrades eines mehrere Antriebe aufweisenden Flugzeuges zu schaffen. Dabei soll der Schub von einander gegenüberliegend angeordneten Triebwerken eines Flugzeugs angepaßt werden. Ferner soll der durch einen Ruderwinkel hervorgerufene Strömungswiderstand in einem mehrere Antriebe aufweisenden Flugzeug möglichst klein gemacht werden. Ferner ist es Aufgabe der Erfindung, ein neues und verbessertes Verfahren und eine Einrichtung zum Steuern eines Flugzeuges ohne Verwendung eines Ruders zu schaffen.
Die Erfindung wird anhand eines Flugzeuges beschrieben, das zwei Triebwerke enthält, die auf gegenüberliegenden Seiten der Längsachse des Flugzeuges angeordnet sind. Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung enthält ein Verfahren zum Steuern des Flugzeugs folgende Schritte:
Wählen eines Flugzeugkurses, Abtasten einer Abweichung von diesem Kurs und Verändern des Schubes von wenigstens einem Triebwerk in Abhängigkeit von der abgetasteten Abweichung.
Gemäß einem anderen Ausführungsbeispiel der Erfindung, bei dem das Flugzeug ein Ruder zum Steuern aufweist, wird ein Verfahren zum Verbessern des Flugwirkungsgrades geschaffen. Das Verfahren enthält die Schritte:
Einstellen eines Ruderwinkels gemäß einem vorgewählten Flugkurs, Abtasten des Ruderwinkels und Verändern des Schubes von wenigstens einem Triebwerk in Abhängigkeit von dem Ruderwinkel,
(ο
um den Winkel zu verkleinern und den vorgewählten Flugkurs beizubehalten.
Die Erfindung wird nun mit weiteren Merkmalen und Vorteilen anhand der Beschreibung und Zeichnung von Ausführungsbeispielen näher erläutert.
H Figur 1 ist ein Blockdiagramm und zeigt ein Ausführungsbeispiel der Erfindung.
Figur 2 ist ein Blockdiagramm und zeigt ein anderes Ausführungsbeispiel der Erfindung.
Figur 1 zeigt ein Steuerdiagramm für ein Triebwerk 10, das auf der einen Seite der Längsachse eines Flugzeugs angeordnet ist. Das Diagramm zeigt eine Regeleinrichtung zum Verändern des Schubes des Triebwerks 10 in Abhängigkeit von abgetasteten Abweichungen von einem vorgewählten Flugzeugkurs. Eine derartige Regeleinrichtung weist Mittel auf zum Wählen eines Flugkurses, wie es durch den Block 12 gezeigt ist. Derartige Mittel können einen Auto-Piloten und eine Steuerung aufweisen zum Einstellen gleicher Leistung in gegenüberliegend angeordneten Triebwerken und zum Überwachen gewählter Koordinaten. Die Wahl eines Flugkurses wird sich üblicherweise viele Male während eines Fluges ändern. Die beschriebene Einrichtung zum Steuern des Flugzeuges gilt jedoch für jeden gegebenen Flugkurs.
Die Regeleinrichtung enthält ferner Mittel zum Abtasten einer Abweichung von dem Kurs durch Abtastmittel oder einen Abweichungssensor 14. Es gibt verschiedene Mittel, durch die Abweichungen von dem Kurs abgetastet werden können. Im einfachsten Fall ist die Abweichung die Differenz zwischen dem Ist- und Soll-Kurs, und diese Abweichung ist von der Flugregelung erhältlich. Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung, das in Figur 1 gezeigt ist, enthält das Flugzeug ein Ruder zum Steuern. Normalerweise liefert der Abweichungssensor 14
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ein Signal 13 zur Rudersteuer- und Stelleinrichtung 15, um eine vorgegebene Kurskorrektur einzustellen. Ein Rückkopplungs-Ruderwinkelsignal 17, wie es von der Mittellinie des Flugzeugs gemessen wird, wird zum Abweichungssensor 14 übertragen. Wenn die Kursabweichung klein oder null ist, fliegt das Flugzeug auf dem gewünschten Kurs. Jedoch ist ein bleibendes Rudersignal 17 bei diesem Zustand unerwünscht und wird korrigiert, wie es im folgenden beschrieben wird.
Die Regeleinrichtung enthält Mittel 60 zum Verändern des Schubes des Triebwerks 10 in Abhängigkeit von der Abweichung, die durch den Sensor 14 abgetastet wird. Der Schub wird verändert durch analoge oder digitale Steuerung der Brennstoffströmung zum Triebwerk 10. Der Einfachheit halber ist in Figur 1 ein analoges System gezeigt. Stattdessen kann jedoch auch ein digitales System Anwendung finden. Die Mittel 60 weisen einen Wandler 16, einen Integrator/Begrenzer 26, eine Ventilsteuereinrichtung 46 und eine Rückführung 24 auf. Die Funktion und Arbeitsweise wird aus der folgenden Beschreibung deutlich.
Wenn die Kursabweichung klein oder null ist, schließt die Freigabelogik 19 einen Schalter, wodurch ein bleibendes Rudersignal 17 zum Wandler 16 übertragen werden kann. Der Wandler 16 skaliert das Signal 17 für eine gewünschte Triebwerksschubänderung und erzeugt ein Fehlersignal 22 als Eingangsgröße zu einem Ein/Aus-Schalter 20 und von dort zu einer Summierstelle 18. Die Rückführung 24 ist zum Verändern des Fehlersignals 22 in Abhängigkeit von einem Bläserdrehzahlsignal 25 vorgesehen. Ein modifiziertes Fehlersignal 62 wird durch die Summierstelle 18 als eine Eingangsgröße zum Integrator/Begrenzer 26 erzeugt. Wenn der Kurs des Flugzeuges richtig und der Ruderwinkel null ist, sind sowohl das Ruderstellsignal 17 und das Ausgangsfehlersignal 62 der Summierstelle 18 null. Der Ein/Aus-Schalter 20 ist in der Regelung vorgesehen und greift ein, wenn die Flugzeugsteuerung in Betrieb ist. Beispielsweise kann es während des Fluges Zeiten geben, zu denen es nicht erwünscht ist, daß eine automati-
"^" 36Ü9457
sehe Steuerung zum Verändern des Triebwerksschubes vorhanden ist. In einem derartigen Fall befindet sich der Schalter 20 in seiner Aus-Stellung. Selbstverständlich kann der Schalter 20 auch an anderen Stellen in der Regelung angeordnet sein. Der Schalter 20 enthält auch ein Mittel, um das Fehlersignal 22 auf null zu setzen, wenn er in der Aus-Stellung ist.
Das Fehlersignal 62 wird in den Integrator/Begrenzer 62 eingegeben. Der Integrator/Begrenzer 26 summiert das Fehlersignal 62, das er von der Summierstelle 18 erhalten hat, über der Zeit und generiert daraufhin ein Ausgangssignal in der Form eines Triebwerksdrehzahlsignals 28. Das Signal 28 wird innerhalb vorbestimmter Grenzen begrenzt, um zu verhindern, daß ein übermäßig großes Signal 28 erzeugt wird. Das Signal 28 kann direkt in die Ventilsteuereinrichtung 46 eingegeben werden, um die Brennstoffströmung 52 in Abhängigkeit von dem Drehzahlsignal 28 zu steuern. Die Ventilsteuereinrichtung 46 enthält einen Leistungsverstärker 30 zum Antreiben eines elektrohydraulischen Servoventils oder Drehmomentmotors 32 und des BrennstoffSteuerventils 34. Gemäß einem anderen Ausführungsbeispiel der Erfindung kann das Signal 22 mit anderen Bläserdrehzahl-(N1)-Steuersignalen 36 summiert werden. Auf diese Weise können ein einzelner Leistungsverstärker 30, der Motor 32 und das Ventil 34 durch mehrere Steuerfunktionen für jedes Triebwerk 10 verwendet werden.
Um die Bläserdrehzahl N1 zu steuern, wird eine negative Rückführungsgröße dieser Drehzahl in die Summierstelle 18 eingegeben. Auf diese Weise nähert sich die Bläserdrehzahl N^ der Summe von anderen N1-Signalen 36 und dem Fehlersignal 22. Als eine Anzeige für den Triebwerksschub kann die Bläserdrehzahl N1 überwacht werden. In ähnlicher Weise können jedoch auch andere Triebwerksparameter verwendet werden, wie beispielsweise das Druckverhältnis des Triebwerks oder Bläsers.
Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung kann ein Flugzeug durch die angegebene Regeleinrichtung gesteuert werden.
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Dies würde für ein Flugzeug ohne andere Steuermittel als durch unterschiedlichen Triebwerksschub gelten, aber auch für ein Flugzeug mit bewegbaren Steuereinrichtungen, wie beispielsweise ein Ruder, wo aber diese Steuerflächen in einer festen Position verriegelt sind. Im Betrieb überwacht der Abweichungssensor 14 kontinuierlich Kursfehler, die in vorstehend beschriebener Weise in ein Signal umgewandelt werden zum Verändern des Schubes des Triebwerkes 10 in Abhängigkeit von der abgetasteten Abweichung.
Die Erfindung ist in gleicher Weise verwendbar für ein Flugzeug mit bewegbaren Steuerflächen, wie beispielsweise einem Ruder für die Richtungssteuerung. In diesem Fall wird die Ruderstellung kontinuierlich überwacht, um den Ruderwinkel möglichst klein zu halten, während ein vorbestimmter Kurs beibehalten wird. Der Ruderwinkel wird von der longitudinalen Mittellinie des Flugzeuges gemessen, so daß ein Nullwinkel einer Ausrichtung des Ruders mit dieser Mittellinie entspricht. Abweichungen von einem Nullwinkel haben einen Strömungswiderstand auf das Flugzeug zur Folge.
Im Betrieb soll die Regelung den Flugwirkungsgrad verbessern. Das Verfahren umfaßt die Schritte, daß ein Ruderwinkel gemäß einem vorgewählten Flugkurs eingestellt wird, der Ruderwinkel abgetastet und der Schub von wenigstens einem Triebwerk geändert wird in Abhängigkeit von dem Ruderwinkel,um den Winkel zu verkleinern und den vorgewählten Kurs beizubehalten. Der Ruderwinkel kann kontinuierlich abgetastet und der Schub kann kontinuierlich verändert werden, um den Winkel möglichst klein zu machen.
Das Verfahren kann ferner den Schritt enthalten, einen Schub für jedes Triebwerk vor oder nach dem Wählen eines Flugzeugkurses auszuwählen. Im normalen Betrieb wird der Pilot jedes Triebwerk auf gleichen Schub einstellen. Jedoch rufen leichte Schubänderungen zwischen den verschiedenen Triebwerken und auch leichte Fehlausrichtungen der Triebwerke ein Wendemoment
/ο
oder Richtungsänderungsmoment um die longitudinale Achse des Flugzeuges hervor. Üblicherweise wählt der Pilot einen Flugkurs, und die Flugregelung wird automatisch den Ruderwinkel gemäß dem vorgewählten Flugkurs einstellen. Der Ruderwinkel erzeugt einen Strömungswiderstand auf das Flugzeug, der den Flugwirkungsgrad verkleinert. Durch Abtasten des Ruderwinkels und Verändern des Schubes von wenigstens einem Triebwerk in Abhängigkeit von dem Ruderwinkel wird der Winkel und infolgedessen der Strömungswiderstand vermindert.
Figur 2 zeigt ein anderes Ausführungsbeispiel der Erfindung, bei dem der Schub von zwei Triebwerken, die auf gegenüberliegenden Seiten der Längsachse eines Flugzeuges angeordnet sind, gleichzeitig geregelt wird. Jedes Triebwerk 10 und 10a wird in ähnlicher Weise wie in Figur 1 geregelt. Jedoch ist ein Invertierer 40 in die Regelung für das Triebwerk 10a eingesetzt, um das Vorzeichen des von dem Wandler 16 kommenden Signals 22a zu ändern. Auf diese Weise wird die Leistung des Triebwerks 10a verkleinert, während die Leistung des Triebwerks 10a vergrößert wird oder umgekehrt, wie es von dem Signal gefordert wird, das von dem Abweichungssensor 14 empfangen wird.
Es sind jedoch noch weitere Ausführungsbeispiele möglich. Insbesondere ist die Erfindung nicht auf irgendeine bestimmte Schaltung zum Steuern des TriebwerksSchubes beschränkt. Vielmehr ist die Erfindung in gleicher Weise auf jedes automatische Steuersystem anwendbar, das eine Abweichung von einem vorgewählten Flugkurs abtasten und den Schub von wenigstens einem Triebwerk in Abhängigkeit von der abgetasteten Abweichung verändern kann.
-ff-
- Leerseite

Claims (8)

Patentansprüche
1. Verfahren zum Steuern eines Flugzeuges, das zwei Triebwerke auf gegenüberliegenden Seiten seiner longitudinalen Achse aufweist, dadurch gekennzeichnet , daß:
a. ein Kurs des Flugzeuges gewählt wird,
b. eine Abweichung von dem Flugkurs abgetastet und
c. der Schub von wenigstens einem Triebwerk in Abhängigkeit von der abgetasteten Abweichung verändert wird.
2. Verfahren nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet , daß die Schritte b und c wiederholt werden, um die Abweichung kontinuierlich zu minimieren.
3. Verfahren zum Verbessern des Flugwirkungsgrades eines Flugzeuges, bei dem zwei Triebwerke auf gegenüberliegenden Seiten seiner longitudinalen Achse angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet , daß:
a. ein Schub für jedes Triebwerk gewählt wird,
b. ein Flugkurs des Flugzeuges gewählt wird,
c. eine Abweichung von dem Flugkurs abgetastet wird,
_ 2 —
d. der Schub von wenigstens einem Triebwerk in Abhängigkeit von der abgetasteten Abweichung verändert
wird und
e. die Schritte c und d wiederholt werden, um die Abweichung kontinuierlich zu minimieren.
4. Verfahren nach Anspruch 3, wobei die Flugrichtungssteuerung des Flugzeugs durch ein Ruder vorgenommen wird,
dadurch gekennzeichnet, daß:
a. ein Ruderwinkel gemäß einem vorgewählten Flugkurs
eingestellt wird,
b. der Ruderwinkel abgetastet wird und
c. der Schub von wenigstens einem Triebwerk in Abhängigkeit von dem Ruderwinkel verändert wird, um den Winkel zu verkleinern und den vorgewählten Flugkurs beizubehalten.
5. Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet , daß die Schritte b und c wiederholt werden, um den Winkel kontinuierlich zu minimieren.
6. Verfahren nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß:
a. ein Schub für jedes Triebwerk gewählt wird,
b. ein Ruderwinkel gemäß einem vorgewählten Flugkurs
eingestellt wird,
c. der Schub von wenigstens einem Triebwerk in Abhängigkeit von dem Ruderwinkel verändert wird, um den Win- · kel zu verkleinern und
d. die Schritte b und c wiederholt werden, um den Winkel kontinuierlich zu minimieren.
7. Steuereinrichtung zum Steuern eines Flugzeuges, das zwei
Triebwerke auf gegenüberliegenden Seiten seiner longitudinalen Achse aufweist, gekennzeichnet
durch:
~3~ 36Ü9457
Mittel (12) zum Wählen eines Flugzeugkurses, Mittel (14) zum Abtasten einer Abweichung von dem Flugkurs und
Mittel (60) zum Verändern des Schubes von wenigstens einem Triebwerk (10) in Abhängigkeit von der abgetasteten Abweichung.
8. Steuereinrichtung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet , daß die Mittel (60) zum Verändern des Schubes von wenigstens einem Triebwerk aufweisen:
einen Wandler (16) zum Erzeugen eines Fehlersignales von der abgetasteten Abweichung, einen Integrator/Begrenzer (26) zum Summieren des Fehlersignales und zum Erzeugen eines Triebwerkdrehzahlsignales innerhalb vorbestimmter Grenzen, eine Ventilsteuereinrichtung (46) zum Steuern der Brennstoffströmung in Abhängigkeit von dem Drehzahlsignal und
eine Rückführungseinrichtung (24) zum Modifizieren des Fehlersignals in Abhängigkeit von der Ausgangsgröße der Ventilsteuereinrichtung (46).
DE19863609457 1985-03-25 1986-03-20 Verfahren und einrichtung zum steuern eines flugzeugs mit mehreren antrieben Withdrawn DE3609457A1 (de)

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Application Number Priority Date Filing Date Title
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Publications (1)

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ID=24874594

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