DE3622031A1

DE3622031A1 - Steueranordnung fuer einen hubschrauber zum automatischen uebergang in autorotation

Info

Publication number: DE3622031A1
Application number: DE19863622031
Authority: DE
Inventors: James J Howlett; Irvin B Alansky
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1986-07-02
Filing date: 1986-07-01
Publication date: 1988-01-07
Anticipated expiration: 2006-07-02
Also published as: FR2601326A1; GB8616150D0; GB2192163A; GB2192163B; FR2601326B1; DE3622031C2

Description

Der Trend zu Rotorsystemen niedrigerer Trägheit bei modernen Hubschraubern reduziert die in dem System gespeicherte kineti sche Energie und macht den Rotor für große Veränderungen in der Drehgeschwindigkeit während schnellen Manövern empfindli cher. Es ist deshalb allgemein bekannt, mit Vortriebssteuerin tegration zu arbeiten. Das ist beispielsweise in einem Aufsatz erläutert, der unter dem Titel "Rotorcraft Flight-Propulsion Control Integration" in Technology Today, Band 30, Nr. 6, er schienen ist. Trotz dieser allgemeinen Bekanntheit gibt es viele besondere Probleme, die noch zu lösen sind. Die Erfin dung befaßt sich mit einem dieser Probleme.

Während des Hochgeschwindigkeitsfluges überträgt das Triebwerk maximale Drehmomente auf den Rotor. Der Ausfall eines Trieb werks in einer Mehrtriebwerksanordnung oder, noch bedeutsamer, der Ausfall von sämtlichen Triebwerken verursacht einen schnel len Abfall der Rotordrehzahl, und zwar so schnell, daß der Pi lot nicht in der Lage ist, Autorotation einzuleiten, um die Ro tordrehzahl aufrechtzuerhalten. Der Verlust an Leistung elimi niert außerdem das Erfordernis eines ausgleichenden Gegendreh moments mittels des Heckrotors. Infolgedessen giert das Flug zeug schnell, und wegen Roll/Seitenrutsch-Kopplungen setzt schnelles Rollen ein.

Gemäß der Erfindung werden deshalb automatische Steuerein gangssignale eingeleitet, die den ungünstigen aerodynamischen Effekten entgegenwirken, welche einem Triebwerksausfall unmit telbar folgen, um dadurch schneller für einen automatischen Übergang in Autorotation und in die Fluglageregelung zu sorgen als ein Pilot reagieren könnte. Im Anschluß an den automati schen Übergang in Autorotation übernimmt der Pilot wieder die Steuerung und fliegt eine Landung mit Autorotation auf normale Weise.

Gemäß der Erfindung wird während der ersten wenigen Sekunden nach einem Triebwerksausfall Autorotation automatisch herge stellt, indem Kollektiv-, Nick-, Roll- und Gierbefehle an eine Flugregelanlage abgegeben werden, um kollektiv zu trimmen, da mit eine Sollrotordrehzahl aufrechterhalten wird, um das Nik ken zu steuern, damit Beanspruchungsgrenzen nicht überschrit ten werden, um das Rollen zu steuern, damit Rollageänderungen vermieden werden, und um das Gieren zu steuern, damit ein un erwünschter Giervorgang vermieden wird, der andernfalls aus ei nem Triebwerksausfall resultieren würde (da kein Gegendrehmo ment mehr erforderlich ist). Vorhandene Nickwende- und Flugla gesignale werden verarbeitet, um der Flugregelanlage die vorge nannten Befehle zu liefern.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die beigefügte Zeichnung näher beschrieben.

Die einzige Figur der Zeichnung zeigt ein Blockschaltbild der Steueranordnung nach der Erfindung.

Die Figur zeigt einen Ausfalldetektor 10, wie er beispielswei se aus der US-PS 44 54 754 bekannt ist. Ein Signal, das einen Triebwerksausfall anzeigt, wird über eine Leitung 12 abgege ben. Dieses Ausgangssignal des Detektors 10 wird an vier Schalter 14, 16, 18, 20 angelegt, um diese freizugeben, damit eine logische Prüfung durchgeführt wird, um die folgende auto matische Autorotationsübergangslogik zu realisieren.

Nach Art eines geschlossenen Regelkreises werden die folgenden Parameter gemäß bekannten Abfühlmethoden überwacht:

N _R Rotordrehzahl; _R Rotorbeschleunigung; N _Z Lastfaktor; Q Nickwendesignal; v Vorwärtsgeschwindigkeit (Fluggeschwindigkeit); Rollwinkelbeschleunigung und Gierbeschleunigung

Eine Formerschaltung 21 spricht auf die Rotordrehzahl N _R, die Rotorbeschleunigung _R und eine vom Piloten gewählte Sollro tordrehzahl 22 an und gibt ein Kollektivbefehlssignal R _o über eine Leitung 24 und über den Schalter 14, wenn dieser wirksam gemacht ist, an den Kollektivkanal einer Flugregelanlage 26 zum automatischen Einstellen der kollektiven Blattverstellung des Rotors ab, damit eine Sollautorotationsrotordrehzahl, wie beispielsweise 100% N_R, aufrechterhalten wird.

Eine Formerschaltung 28 spricht auf den Lastfaktor N _Z, das Nichwendesignal Q, die Fluggeschwindigkeit v und ein Referenz signal 30, das einen Lastfaktorgrenzwert angibt, an und gibt ein Periodische-Längssteuerung (Nick)-Befehlssignal B _ls an den Nickkanal der Flugregelanlage 26 über eine Leitung 32 und über den Schalter 16 ab, damit die Nicklage (Längsneigung) während des Übergangs in Autorotation gesteuert und dadurch eine Über beanspruchung des Flugzeuges während dieses Manövers vermie den wird.

Eine Formerschaltung 34 spricht auf die Rollwinkelbeschleuni gung P und auf ein Rollreferenzsignal 36, das gleich null ist, an und gibt ein Periodische-Quersteuerung (Roll)-Befehlssignal A _ls über eine Leitung 38 und den Schalter 18 an den Rollkanal der Flugregelanlage 26 ab, damit während des Übergangs in Au torotation der Flug in Horizontallage bleibt.

Eine Formerschaltung 40 spricht auf die Gierbeschleunigung und auf ein Gierreferenzsignal 42, das nominell gleich null ist, an und gibt ein Gierbefehlssignal R _TR über eine Leitung 44 und den Schalter 18 an den Gierkanal der Flugregelanlage 26 ab, damit die kollektive Blattverstellung des Heckrotors so gesteuert wird, daß eine fehlerhafte Gierkorrektur während des Übergangs in Autorotation verhindert wird, wie es oben erläutert worden ist.

Die oben beschriebene automatische Steuerung stabilisiert das Flugzeug und leitet Autorotation unter Umständen ein (Trieb werksausfall), unter denen der Pilot nicht schnell genug rea gieren könnte, und liefert Steuereingangssignale ähnlich denje nigen, die der Pilot unter weniger schwierigen Umständen geben würde. Die Steuereingangssignale sind schneller als ein Pilot, liegen aber innerhalb der Grenzen von bekannten Flug- oder Stabilitätsregelanlagen.

Eine kurze Zeit nach dem Herstellen der Autorotation, bei spielsweise nach 2-3 Sekunden, können die Befehlssignale R _o, B_ls, A_ls, R _TR aus dieser Anordnung eliminiert oder unterdrückt werden, um dem Piloten wieder die positive Steuerung zu über lassen.

Claims

1. Steueranordnung für einen Hubschrauber zum automatischen Übergang in Autorotation, der eine Flugregelanlage mit Kollek tiv-, Nick-, Roll- und Gierkanälen hat, gekennzeichnet durch:
eine Einrichtung (10) zum Liefern eines Triebwerksausfallsi gnals, das einen Triebwerksausfall anzeigt;
eine Einrichtung (22) zum Liefern eines Rotordrehzahlreferenz signals, das eine Sollautorotationsrotordrehzahl angibt; eine Einrichtung zum Liefern eines Rotordrehzahlsignals (N _R), das die Istrotordrehzahl angibt;
eine Einrichtung zum Liefern eines Rotorbeschleunigungssignals ( _R), das die Änderung der Drehzahl des Rotors angibt; eine Einrichtung (21) zum Abgeben eines Kollektivbefehlssi gnals (R _o) an den Kollektivkanal der Flugregelanlage (26) als eine Funktion des Rotordrehzahlreferenzsignals, des Rotordreh zahlsignals und des Rotorbeschleunigungssignals, um die Rotor drehzahl bei Vorhandensein des Triebwerksausfallsignals auf der Sollautorotationsrotordrehzahl zu halten;
eine Einrichtung (30) zum Liefern eines Lastfaktorgrenzwertsi gnals, das eine Beanspruchungsgrenze für den Hubschrauber an gibt;
eine Einrichtung zum Liefern eines Lastfaktorsignals (N _Z), das die Beanspruchung des Hubschraubers anzeigt;
eine Einrichtung zum Liefern eines Nickwendesignals (Q), das die Nickgeschwindigkeit des Hubschraubers anzeigt;
eine Einrichtung zum Liefern eines Fluggeschwindigkeitssignals (v), das die Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers anzeigt;
eine Einrichtung (28) zum Abgeben eines Nickbefehlssignals (B _ls) an den Nickkanal der Flugregelanlage (26) als eine Funk tion des Lastfaktorgrenzwertsignals, des Lastfaktorsignals, des Nickwendesignals und des Fluggeschwindigkeitssignals, um bei Vorhandensein des Triebwerksausfallsignals die Nicklage zu steuern, damit eine Überbeanspruchung des Hubschraubers vermieden wird;
eine Einrichtung zum Liefern eines Rollwinkelbeschleunigungs signals (P), das die Rollwinkelbeschleunigung des Hubschrau bers angibt;
eine Einrichtung (34) zum Abgeben eines Rollbefehlssignals (A _ls) an den Rollkanal der Flugregelanlage (26) als eine Funk tion des Gierbeschleunigungssignals, um bei Vorhandensein des Triebwerksausfallsignals eine Sollrollage des Hubschraubers aufrechtzuerhalten;
eine Einrichtung (42) zum Liefern eines Gierreferenzsignals, das eine Sollgierlage während der Autorotation angibt;
eine Einrichtung zum Liefern eines Gierbeschleunigungssignals ( ), das die Gierbeschleunigung des Flugzeuges angibt; und eine Einrichtung (40) zum Abgeben eines Gierbefehlssignals (R _TR) an den Gierkanal der Flugregelanlage (26) als eine Funk tion des Gierbeschleunigungssignals, um bei Vorhandensein des Triebwerksausfallsignals fehlerhaftes Gieren während der Auto rotation zu eliminieren.

2. Steueranordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Kollektivbefehlssignal, das Nickbefehlssignal, das Rollbe fehlssignal und das Gierbefehlssignal kurze Zeit nach dem Lie fern des Triebwerksausfallsignals unterdrückt werden.