DE3622031C2

DE3622031C2 - Steueranordnung für einen Hubschrauber zum automatischen Übergang in Autorotation

Info

Publication number: DE3622031C2
Application number: DE3622031A
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: 1995-11-30
Anticipated expiration: 2006-07-02
Also published as: GB8616150D0; GB2192163B; GB2192163A; FR2601326A1; FR2601326B1; DE3622031A1

Description

Die Erfindung betrifft eine Steueranordnung der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art.

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 rage 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 der Hubschrauber schnell und wegen Roll/Seitenrutsch-Kopplungen setzt schnelles Rollen ein.

Es sind zwar bereits Steueranordnungen für einen Hubschrauber zum automatischen Übergang in Autorotation bekannt, bei diesen bekannten Steueranordnungen werden aber jeweils nur ein oder einige wenige Parameter bei dem automatischen Übergang in Auto rotation berücksichtigt, wenn es zu einem Triebwerksausfall kommen sollte. So werden bei einer aus der US 29 96 122 bekann ten Steueranordnung bei einem plötzlichen Triebwerksausfall die Rotorblätter automatisch auf Autorotationsflug eingestellt, wo für ein exzentrisches Steuersystem zur periodischen Blattver stellung eingesetzt wird. Die US 29 41 605 beschreibt eine Steueranordnung, bei der bei einem bestimmten Rotordrehzahlab fall die Rotorblätter automatisch auf den richtigen Einstell winkel für Autorotation eingestellt werden und außerdem der dem Piloten zugeordnete Hebel für die kollektive Blattverstellung in seine richtige Position gebracht wird. Aus der US 31 26 967 ist eine Steueranordnung bekannt, die bei einem Ausfall des Triebwerks den Einstellwinkel der Rotorblätter sofort auf Auto rotation einstellt, damit der Hubschrauber auch ohne Antriebs leistung mit einer zulässigen Geschwindigkeit sinkt. Schließ lich ist aus der US 44 54 751 ein Detektor bekannt, der den Ausfall eines Gasturbinentriebwerks meldet, insbesondere wenn die Flamme ausgeht oder der Ausgangsgetriebestrang unterbrochen wird.

Aufgabe der Erfindung ist es, eine Steueranordnung der im Ober begriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art so auszubilden, daß diese den ungünstigen aerodynamischen Effekten, welche ei nem Triebwerksausfall unmittelbar folgen, unter Berücksichti gung von möglichst vielen in Frage kommenden Parametern automa tisch entgegenwirkt.

Diese Aufgabe ist erfindungsgemäß durch die im Patentanspruch 1 angegebenen Merkmale gelöst.

Durch die Steueranordnung nach der Erfindung werden unmittelbar anschließend an einen Triebwerksausfall automatische Steuerein gangssignale eingeleitet, 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.

Durch die Steueranordnung nach 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 Nic 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 dabei verarbeitet, um der Flugregelanlage die vorge nannten Befehle zu liefern.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die 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 oben bereits erwähnten US 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 (aus einer Einrichtung 22) an und gibt ein Kollektivbefehlssignal θ_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 Nickwendesignal Q, die Fluggeschwindigkeit v und ein Referenz signal (aus einer Einrichtung 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 Hubschraubers während dieses Manövers vermie den wird.

Eine Formerschaltung 34 spricht auf die Rollwinkelbeschleuni gung und auf ein Rollreferenzsignal (aus einer Einrichtung 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 Hubschrauber in Horizontallage bleibt.

Eine Formerschaltung 40 spricht auf die Gierbeschleunigung und auf ein Gierreferenzsignal (aus einer Einrichtung 42), das nominell gleich null ist, an und gibt ein Gierbefehlssignal θ_TR über eine Leitung 44 und den Schalter 20 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 Steueranordnung stabilisiert den Hubschrauber 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 θ_o, B_ls, A_ls, θ_TR aus dieser Steueranordnung 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 (θ_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 Fluggschwindigkeitssignals (v), das die Fluggschwindigkeit 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 (), 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 (θ_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.