DE3785042T2 - Optimale steuerung eines flugzeuges im bereich der windscherung. - Google Patents

Description

• Die Erfindung betrifft Flugregelsysteme und insbesondere ein System zum Herausführen eines Flugzeugs aus einem Windscherungszustand derart, daß der zurückgelegte Flugweg und die Zeit, in der sich das Flugzeug in der Luft hält, maximiert werden.
• Eine beim Starten oder Landen auftretende Windscherung kann für das Flugzeug eine ernste Bedrohung bilden und hat bereits zu mehreren Flugzeugunfällen beigetragen einschließlich des Absturzes eines Flugzeugs L-1011 in Dallas, Texas, am 2.8.1985. Als Scherwind wird ein sich schnell ändernder Horizontalwind oder ein gleichmäßiger Vertikalwind angesehen, dessen Wirkung auf das Flugzeug darin besteht, daß er große Geschwindigkeits- oder Höhenabweichungen vom Normalflug verursacht. Entweder als unmittelbares Ergebnis eines durch die Windscherung verursachten Verlustes an Fluggeschwindigkeit und Flughöhe oder als Ergebnis von Flugmanövern des Piloten zur Rückführung des Flugzeugs auf seinen normalen Flugweg kann eine Windscherung ein Überziehen des Flugzeugs oder einen Absturz zur Folge haben.
• Bekannte Systeme enthielten Einrichtungen zum Feststellen und Messen der Größe der Windscherung und zur Anweisung des Piloten oder eines Autopiloten, welche bewirkt, daß das Flugzeug mit einer vorgegebenen Geschwindigkeit, üblicherweise einer etwas größeren als der Überziehgeschwindigkeit, fliegt. Die befohlene Geschwindigkeit ist üblicherweise eine als Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit bekannte Geschwindigkeit, die etwa 5% höher liegt als die Überziehgeschwindigkeit, und es ist die Geschwindigkeit, bei der Fremdeinrichtungen auf den Steuerknüppel einwirken, um dessen Vibrieren zu verursachen und den Piloten vor einem drohenden Überziehen zu warnen. Die Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit wird allgemein als Mindestgeschwindigkeit für einen sicheren Flug angesehen. Der Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit entspricht ein Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel, der allgemein als der für einen sicheren Flug des Flugzeugs zulässige maximale Anstellwinkel angesehen wird.
• Da viele kommerzielle Transportflugzeuge, Fluge der allgemeinen Luftfahrt sowie militärische Flugzeuge mit einem Flugdirektor- oder Flugleitsystem ausgerüstet sind, mit welchem Längsneigungs-Befehlssignale dem Piloten angezeigt werden, wird ein Leitkommando beim Auftreten einer Windscherung üblicherweise als Versatz des Längsneigungs-Befehlsbalken dargestellt. Steuert der Pilot das Flugzeug derart, daß der Versatz auf Null verringert wird, so hat er sichergestellt, daß das Flugzeug den für die Erfüllung des Leitbefehls erforderlichen Längsneigungswinkel einnimmt. Zusätzlich sind viele Flugzeuge mit einem Autopiloten ausgerüstet, der zur Verstellung der Höhenruder-Steuerflächen des Flugzeugs angeschlossen werden kann, um auf eine vorgegebene Flugführungs-Steuervorschrift zu reagieren, beispielsweise auf eine, welche dazu benutzt wird, das Flugzeug im Falle des Auftretens einer Windscherung auf einen optimalen Flugweg zu bringen.
• EP-A-0229197 offenbart ein System zur Führung eines Flugzeugs durch Windscherungszustände, indem ein Schubsteuerkommando erzeugt wird, welches die Eigengeschwindigkeit und die Geschwindigkeit über Grund innerhalb eines vorgegebenen Bereichs aufrechterhält, eine Detektoreinrichtung aufweist zum Feststellen und Ankündigen des Vorhandenseins einer leichten oder einer heftigen Windscherung und ein Längsneigungskommandosystem umfaßt, welches Längsneigungskommandosignale liefert, um optimal aus einem Windscherungszustand aufzusteigen. Ein Nachteil des Standes der Technik liegt darin, daß die befohlene feste Geschwindigkeit oder der Anstellwinkel dazu führen kann, daß das Flugzeug mit einer minimalen Sicherheitsgeschwindigkeit fliegt, obwohl Größe und Dauer der Windscherung in Wirklichkeit ein solches Manöver nicht erfordern. Außerdem kann ein Kommando, mit einem maximalen Anstellwinkel zu fliegen, den Phygoidmodus von Schwingungen anregen, welches eine lange schwach gedämpfte Schwingung des Flugzeuges ist mit Änderungen von Geschwindigkeit und Höhe mit einer Periode, die bei großen Flugzeugen zwei Minuten überschreiten kann. Die Anregung solcher Phygoidschwingungen kann zu einem Verlust der Steuerfähigkeit und zu einem Absturz des Flugzeugs führen, selbst wenn der Windscherungszustand nachgelassen hat. Folglich können die bekannten Systeme in der Praxis gefährliche Situationen erzeugen, wobei das Flugzeug selbst bei Vorhandensein einer relativ schwachen Windscherung abstürzt.
• Eine andere bekannte Methode wird in der Parallel- Patentanmeldung 87 301 013.6 (Veröffentlichung EP-A-0 235 964) beschrieben, wo ein Befehl zur Verringerung der wahren Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs proportional zur Stärke der auftretenden Windscherung erzeugt wird anstelle eines Befehls für eine feste Eigengeschwindigkeit. Diese Steuervorschrift minimiert wirksam die Änderung des Bahnneigungswinkels beim Auftreten einer Windscherung und liefert verbesserte Führungskommandos. Sie berücksichtigt jedoch nicht ausreichend die Langzeit-Phygoidschwingungen des Flugzeugs.
• Die vorliegende Erfindung vermeidet die Beschränkungen des Standes der Technik durch Bereitstellung eines Führungsbefehls, der die Anregung von Phygoidschwingungen wirksam minimiert und gleichzeitig einen Bahnneigungswinkel mit einem minimalen Anstieg befiehlt, der ausreicht, um Hindernisse, wie hohe Gebäude oder Hügel in der Umgebung zu überfliegen und Fallwinde zu kompensieren. Die Erfindung maximiert die Zeit, welche das Flugzeug in der Luft bleibt, sowie die zurückgelegte Entfernung und zwar unabhängig von der Stärke einer Windscherung und unabhängig davon, ob die Winde horizontal, vertikal oder in beiden Richtungen wehen.
• Die Erfindung ist in den anliegenden Ansprüchen beschrieben und liefert Führungskommandos an einen Piloten oder einen Autopiloten, um beim Auftreten einer Windscherung den resultierenden Flugweg des Flugzeugs zu optimieren und die Zeit des Flugzeugs in der Luft sowie die zurückgelegte Entfernung zu maximieren. Beim Betrieb in Gegenwart einer Querwindscherung wird ein fester von der Stärke der Windscherung unabhängiger Bahnneigungswinkel kommandiert, welcher die Erregung von Phygoidschwingungen des Flugzeugs minimiert und zugleich eine angemessene Flughöhe über Hügeln und Gebäuden aufrechterhält, welche im Flughafenbereich vorhanden sein können. Beim Auftreten einer vertikalen Windkomponente wird die Auswirkung auf den Bahnneigungswinkel des Flugzeuges berechnet und zu dem kommandierten festen Bahnneigungswinkel addiert. Das Führungskommando wird hinsichtlich seiner Größe begrenzt, um Kommandos auszuschließen, welche das Flugzeug zu einer Überschreitung des maximal zulässigen Anstellwinkels bringen könnten.
• Ein Anstellwinkelsensor liefert ein Signal, welches mit einem gemessenen Längsneigungswinkelsignal kombiniert wird, um ein Signal zu erzeugen, welches dem tatsächlichen Bahnneigungswinkel entspricht. Ein Kommandosignal entsprechend einem festen Flugbahnwinkel bei einer vorgegebenen Windzunahme wird einerseits mit einem Signal entsprechend der durch eine vertikale Windscherungskomponente verursachten effektiven Änderung des Bahnneigungswinkels sowie mit dem tatsächlichen Bahnneigungswinkel kombiniert, um ein Längsneigungssteuersignal zu erzeugen. Das abgeleitete Längsneigungssteuersignal kann der Steuerung des Flugzeughöhenruders mit Hilfe des Autopiloten dienen oder kann bei manueller Steuerung durch einen Piloten einem Flugdirektorinstrument zugeführt werden.
• Ein Flugregelsystem gemäß der Erfindung wird nunmehr im einzelnen, beispielsweise mit Bezug auf die beiliegenden Zeichnungen beschrieben. Darin zeigt:
• Fig. 1 die berechneten Werte der Flughöhe in Abhängigkeit von der Zeit bei einem Horizontal-Windscherzustand mit dem Anstellwinkel als Parameter;
• Fig. 2 eine Darstellung der bekannten Methoden und der Erfindung hinsichtlich des Flugweges als Funktion des Anstellwinkels für eine Windscherung fester Stärke und Dauer;
• Fig. 3 eine Darstellung des durch die vorliegende Erfindung befohlenen Flugweges im Vergleich zum Stand der Technik beim Auftreten eines vertikalen Scherwindes; und
• Fig. 4 ein schematisches Blockschaltbild der Erfindung.
• Vor der Erläuterung bevorzugter Ausführungsformen der Einrichtung gemäß der Erfindung werden verschiedene mathematische Beziehungen und Flugwegstrategien erörtert, um das Verständnis der bevorzugten Ausführungsformen zu erleichtern. Die gefährlichsten Arten von Windscherungen sind die Rückenwindscherung und die Abwärts-Windstöße oder Mikrowindstöße. Das erstere ist ein sich mit der Zeit ändernder Wind, der in Richtung der Flugzeugbewegung weht, das letztere ist ein konstanter Wind, der nach unten gegen den Boden gerichtet ist (Fallwind). Der Scherwind hat die Tendenz, die wahre Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs zu verringern und entzieht folglich bezogen auf die Luftmasse kinetische Energie aus dem Flugzeug. Da die wahre Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges abnimmt, wird ein stabil fliegendes Flugzeug versuchen, die verlorene Geschwindigkeit durch den Austausch potentieller Energie gegen kinetische Energie wieder gut zu machen. Der Verlust potentieller Energie führt zu einem Verlust an Flughöhe, und wenn dieser Austausch nicht durch den Piloten oder einen Autopiloten kontrolliert wird, kann das Flugzeug soviel an Flughöhe verlieren, daß ein Absturz verursacht wird. Der innewohnende natürliche Energieaustausch kann dadurch verringert werden, daß man unter Benutzung der Höherudersteuerflächen den Bug des Flugzeugs nach oben zieht und damit den Anstellwinkel und den Auftrieb erhöht. Ein erhöhter Luftwiderstand ergibt jedoch einen weiteren Geschwindigkeitsverlust und kann, wenn er unbeachtet bleibt, ein Überziehen und Abstürzen des Flugzeugs zur Folge haben. Der Anstellwinkel, bei dem das Flugzeug überzogen wird, ist ein bekannter Wert und ist eine Funktion der Landeklappenposition des Flugzeugs. Folglich ist der Pilot in seinen Steuermöglichkeiten auf einen maximalen Anstellwinkel beschränkt, der notwendigerweise kleiner ist als der Überziehwinkel.
• Der Phygoidschwingungsmodus des Flugzeugs ist gekennzeichnet durch einen Flug bei praktisch konstantem Anstellwinkel. Während der Phygoidschwingungen führt der Austausch von kinetischer und potentieller Energie des Flugzeugs zur abwechselnden Zunahme und Abnahme der Fluggeschwindigkeit begleitet von Abnahmen bzw. Zunahmen der Flughöhe. Sind die Schwingungen von hinreichender Amplitude, so kann das Flugzeug während eines Schwingungszyklus abstürzen. Typischerweise können die Phygoidschwingungen angeregt werden, wenn der Pilot versucht, den Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel während einer Rückwindscherung aufrechtzuerhalten.
• Figur 1 zeigt den Flugweg verschiedener Flugführungsverfahren bei einer reinen Rückenwindscherung vorgegebener Größe von 5 Knoten pro Sekunde und unbegrenzter Dauer. Diese Größe und Dauer der Scherung macht es dem Flugzeug unmöglich, den Scherungszustand sicher zu verlassen, stellt aber eine Grundlage für den Vergleich der Wirksamkeit der verschiedenen Methoden dar. Der Kurventeil 1 entspricht dem Flugweg des Flugzeugs vor dem Auftreten der Windscherung und ist allen Flugführungsstrategien gemeinsam. Im Punkt A beginnt die Rückenwindscherung. Die Linie 2 zeigt den Flugweg einer Strategie, welche das Einnehmen und Aufrechterhalten des Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkels unmittelbar bei Beginn der Scherung kommandiert. Man sieht, daß das Flugzeug anfänglich einen großen Betrag an Höhe gewinnt, hierauf aber unverzüglich das Einsetzen von Phygoidschwingungen folgt, welche zur Folge haben, daß das Flugzeug in Richtung Boden niedergeht und nach etwa 26 Sekunden abstürzt. Sobald die Phygoidschwingung angeregt ist, ist der Pilot oder Autopilot praktisch hilflos. Der Anstellwinkel kann nicht erhöht werden, um mehr Auftrieb zu erzeugen, weil dann das Flugzeug überzogen würde. Ein Herabdrücken des Flugzeugbugs nach unten würde einfach zu einer noch erhöhten Abstiegsgeschwindigkeit führen. Ferner ist klar, daß eine Vergrößerung des Anstellwinkels bis zum Rütteln des Steuerknüppels nur erfolgen kann, wenn dies absolut notwendig ist, um ein Streifen des Bodens zu verhindern.
• Aus obigem ersieht man, daß eine optimale Flugführungsvorschrift für den Piloten oder einen Autopiloten eine bestmögliche Ausnutzung der verfügbaren Energie des Flugzeuges beinhalten muß, um den Flugzustand solange wie möglich aufrechtzuerhalten und gleichzeitig die Anregung von Phygoidschwingungen zu minimieren.
• Die Kurve 3 in Figur 1 zeigt den Flugweg einer Strategie, welche die Änderung des Bahnneigungswinkels während einer Windscherung zu minimieren sucht. Diese Strategie ist ähnlich derjenigen der Parallelanmeldung EP-A-0 235 964. Die Strategie hat die Tendenz, die Zeitspanne zu verlängern ehe es notwendig ist, den Steuerknüppelrüttel- Anstellwinkel zu erreichen und verzögert damit die Anregung der Phygoidschwingungen und verlängert folglich die Zeit bis zum Aufschlagen auf dem Boden. Man sieht aus Figur 1, daß diese Strategie eine Zeit von 29 Sekunden bis zum Aufschlag zur Folge hat, was deutlich besser ist als die vorhergehend beschriebene Strategie mit dem Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel.
• Es ist bekannt, daß ein Verfahren zur Minimierung der Anregung von Phygoidschwingungen darin besteht, entweder die sich aus der Schwingung ergebende Höhenänderung oder die Geschwindigkeitsänderung zu minimieren. Eine Minimierung der Geschwindigkeitsänderungen kann zu einem negativen Bahnneigungswinkel gegenüber dem Boden führen, so daß in der Praxis eine Minimierung nur durch Minimieren der Höhenänderungen erfolgen kann. Ideal könnte dies durch Fliegen des Flugzeugs mit einem Bahnneigungswinkel Null erfolgen. In der Praxis würde jedoch beim Auftreten einer Windscherung bei niedrigen Flughöhen, beispielsweise beim Starten oder Landen, ein Flug mit einem Bahnneigungswinkel Null (d.h. ein Flug mit konstanter Flughöhe) dazu führen, daß das Flugzeug hohe Gebäude oder Hügel in der Nähe des Flugzeugs streift. Folglich möchte man einen leicht positiven Bahnneigungswinkel haben, um Hindernissen auf dem Boden auszuweichen. Die amerikanischen Bundesluftfahrtbestimmungen legen fest, daß der minimal zulässige Bahnneigungswinkel für Passagierflugzeuge mit mehreren Triebwerken 1,55º beträgt. Dies stellt einen positiven Bahnneigungswinkel für das Überfliegen von Hindernissen dar und maximiert außerdem die Dämpfung von Phygoidschwingungen. Die vorliegende Erfindung kommandiert folglich im Falle einer horizontalen Windscherung einen Bahnneigungswinkel von 1,55º und stellt die Möglichkeit des Überfliegens von Hindernissen sicher und verhindert gleichzeitig die Anregung von Phygoidschwingungen, indem das Erreichen des Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkels soweit wie möglich verzögert wird.
• Die Linie 4 in Figur 1 stellt den sich bei Anwendung der Erfindung ergebenden Flugweg dar, wobei ein konstanter Bahnneigungswinkel von 1,55º kommandiert wird, sobald eine reine Längs- oder horizontale Windscherung auftritt. Diese Strategie führt im Vergleich der drei besprochenen Strategien zur größten Zeit bis zum Aufsetzen und zwar nach 34 Sekunden. Ferner ist festzustellen, daß die Geschwindigkeit, mit der auf dem Boden aufgesetzt wird, entsprechend der Neigung des Flugbahnwinkels kurz vor dem Aufsetzen für ein konstantes γ der kleinste ist und damit dem Flugzeug und den Passagieren eine bessere Überlebensmöglichkeit bietet. Die vorliegende Erfindung erreicht dies durch Befehlen eines leicht positiven Bahnneigungswinkels und eine hiermit verbundene Maximierung der Zeit bevor das Flugzeug den Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel einnehmen muß, um oben zu bleiben.
• In Figur 2 ist ein Scherwind fester Größe von 2,575 m/s/s (5 Knoten pro Sekunde) vorhanden und zwar für eine Dauer von 25 s. Die Linie 10 stellt den Flugweg des Flugzeugs vor dem Auftreten des Scherwinds am Punkt A dar. Die Windscherung beginnt im Punkt A und dauert für 25 Sekunden an. Das Kurvenstück 11 stellt den Flugweg für eine Strategie der Erzielung und Aufrechterhaltung des Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkels dar. Die Linie 12 repräsentiert die Strategie der Minimierung des Bahnneigungswinkelverlustes. Die Kurve 13 gibt den durch die Erfindung erzielten Flugweg wieder, wobei man versucht einen positiven Längsneigungswinkel von 1,55º gegenüber dem Boden aufrechtzuerhalten. Wie man sieht, führt die Erfindung zum einzigen der hier betrachteten Flugwege, der ein Verlassen der Windscherung ohne Absturz ermöglicht.
• Man muß auch die Wirkung eines vertikal nach unten gerichteten, also eines Fallwindes betrachten. Die Wirkung besteht darin, daß der Bahnneigungswinkel des Flugzeugs gegenüber dem Boden verringert wird. Ein negativer Bahnneigungswinkel führt zu einem Abstieg des Flugzeugs und bei fehlender Korrektur zu einem Bodenkontakt. Der Bahnneigungswinkel infolge eines reinen Vertikalwindes kann nach der folgenden Näherungsgleichung berechnet werden:
• γG = Bahnneigungswinkel gegenüber Grund im Bogenmaß;
• AIR = Steiggeschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber der Luftmasse in Fuß pro Sekunde;
• WIND = Vertikalgeschwindigkeit des Windes in Fuß pro Sekunde (abwärts negativ);
• v = Fluggeschwindigkeit in Fuß pro Sekunde (1 Fuß = 0,305 m).
• Aus obiger Gleichung ersieht man, je stärker der Vertikalwind ist, um so größer ist sein Einfluß auf den Bahnneigungswinkel des Flugzeugs gegenüber Grund. Somit sollte eine weitere Funktion einer optimalen automatischen Flugleitvorschrift darin bestehen, eine Reduktion des Bahnneigungswinkels gegenüber Grund infolge einer vertikalen Windscherung zu verringern. Eine Strategie, welche Änderungen im Bahnneigungswinkel zu korrigieren versucht, muß den Auftrieb des Flugzeugs durch Vergrößern des Anstellwinkels mit Hilfe der Höhenrudersteuerung des Flugzeugs vergrößern. Ist ein Vertikalwind genügender Stärke und Dauer vorhanden, so wird der Anstellwinkel fortlaufend erhöht bis die maximal zulässige Grenze, nämlich der Steuerknüppelrüttel- Anstellwinkel erreicht ist. Dies kann, wie zuvor erwähnt, zu Phygoidschwingungen führen. Folglich ist es wie im Fall reiner horizontaler oder Längs-Windscherung erwünscht, die Zeit zu maximieren, bevor der Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel erreicht wird. Mit der vorliegenden Erfindung wird dies dadurch erzielt, daß die Nettoänderung des Bahnneigungswinkels infolge des Vertikalwindes berechnet wird und das konstante Bahnneigungswinkelkommando von 1,55º entsprechend geändert wird.
• Als Beispiel sei angenommen, daß das Flugzeug mit einer Geschwindigkeit von 77,1 m/s (150 Knoten) fliegt und mit 3,05 m/s (10 Fuß pro Sekunde) in einem vertikalen Fallwind von 7,625 m/s (25 Fuß pro Sekunde) steigt. Der Bahnneigungswinkel gegenüber der Luftmasse kann dann durch folgende bekannte Näherungsgleichung berechnet werden:
• wobei: γA = Bahnneigungswinkel des Flugzeugs bezogen auf die Luftmasse im Bogenmaß;
• AIR = Vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs bezogen auf die Luftmasse in Fuß pro Sekunde;
• v = Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs in Fuß pro Sekunde.
• Im vorliegenden Beispiel entspricht eine Geschwindigkeit von 77, 1 m/s (150 Knoten) einem Wert von 253,35 Fuß pro Sekunde. Folglich ist γA = 0,039 im Bogenmaß oder 2,26º. Aus Gleichung (1) ergibt sich der Bahnneigungswinkel gegenüber Grund zu -0,039 im Bogenmaß oder -3,39º Ausgehend von einer Anfangshöhe über Grund von 30,5 m (100 Fuß) würde das Flugzeug den Erdboden in etwa 6,6 Sekunden unter einem Bahnneigungswinkel von -3,39º berühren.
• Durch Bilden der Differenz der Gleichungen (1) und (2) ergibt sich die Nettoänderung des Bahnneigungswinkels zwischen Luftmasse und Grund als Bezugsgröße zu:
• wobei:
• Δγ = Differenz im Bogenmaß zwischen dem Bahnneigungswinkel bezogen auf die Luftmasse und bezogen auf Grund;
• WIND = ist die Vertikalwindstärke in Fuß pro Sekunde;
• v = Geschwindigkeit des Flugzeugs in Fuß pro Sekunde.
• Aus Gleichung (3) ergibt sich die berechnete Differenz für obiges Beispiel zu -0,0987 im Bogenmaß bzw. -5,65º.
• Die Berücksichtigung der Längs- oder Horizontal- Windscherungs- und der vertikalen Windscherungskomponenten erfordert somit ein Hinzuaddieren von 5,65º zu einem konstanten Wert von 1,55º und ergibt einen neuen kommandierten Bahnlängsneigungswinkel von 7,21º. Ein Fliegen längs dieses modifizierten Bahnneigungswinkels bezogen auf die Luftmasse würde dann ein Fliegen mit einem Bahnneigungswinkel von 1,55º gegenüber Grund sicherstellen und zugleich die maximale Zeitspanne erreichen, ehe das Flugzeug den Steuerknüppelrüttel- Anstellwinkel erreicht, wodurch zugleich die Erregung von Phygoidschwingungen minimiert wird.
• In Figur 3 sind die Flugwege eines Flugzeugs verglichen, wenn beim Flug durch eine vertikale Windscherung von 50 Fuß pro Sekunde und 25 Sekunden Dauer verschiedene Flugwegstrategien benutzt werden. Das Kurvenstück 14 zeigt den Flugweg des Flugzeugs vor dem Auftreten des Vertikalwindes. Der Windscherungszustand beginnt im Punkt A und hält für 25 Sekunden Dauer an. Der Kurventeil 15 entspricht dem Flugweg des Flugzeugs bei Aufrechterhaltung des Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkels. Das Liniensegment 16 gibt den Flugweg beim minimalen Bahnneigungswinkelverlust wieder. Die Linie 17 zeigt den Flugweg, wenn das Flugzeug mit einem konstanten Bahnneigungswinkel von 1,55º gegenüber der Luftmasse fliegt. Die Kurve 18 stellt den Flugweg bei Anwendung der Erfindung dar, wobei der kommandierte Bahnneigungswinkel von 1,55º durch die vom Vertikalwind verursachte Änderung des Bahnneigungswinkels unterstützt wird. Figur 3 zeigt deutlich die Überlegenheit der Erfindung gegenüber den anderen in Betracht gezogenen Flugwegstrategien.
• Figur 4 zeigt als Blockschaltbild die Einrichtung gemäß der Erfindung, welche ein optimales Flugleitsignal für den Austritt aus einem Windscherzustand liefert. Zur Verdeutlichung der Erfindung wird diese in allgemein analogem Format erläutert, wobei zu berücksichtigen ist, daß das gleiche analoge Format durch Programmieren eines Digitalrechners wiedergegeben werden kann, indem die verschiedenen analogen Eingangssignale zur digitalen Signalverarbeitung in digitale Signale umgesetzt und die verschiedenen digitalen Ausgangssignale in analoge Signale zum Antrieb entweder einer Flugdirektor- Anzeigevorrichtung oder eines Autopiloten umgewandelt werden.
• Im Betrieb liefert ein Windscherungsdetektor 20 ein Signal w auf der Leitung 21, welches der Stärke der zeitlichen Änderungsgeschwindigkeit des in Einheiten der Erdbeschleunigungskonstanten oder in g's gemessenen Vertikalwindes proportional ist und das gleiche Vorzeichen hat wie dieser. Der Scherwinddetektor 20 kann die in US-A 4 593 285 beschriebene Ausführung sein. Der dort offenbarte Detektor kann ein Signal liefern, welches der Änderungsgeschwindigkeit eines Vertikalwindes proportional ist und kann ein Logiksignal zur Verfügung stellen, sobald ein vorgegebener, einen ernstlichen oder geringfügigen Windscherungszustand bezeichneter Schwellwert festgestellt worden ist.
• Die Leitung 21 gibt das Signal w an einen herkömmlichen Integrator 22 weiter, dessen Funktion darin besteht, ein Signal w auf der Leitung 23 abzugeben, welches dem zeitlichen Integral des Eingangssignal auf der Leitung 21 ist. Das Signal w stellt die vertikale Windgeschwindigkeit in g-Sekunden dar. Der Windscherungsdetektor 20 liefert ein Logiksignal über die Leitung 33, den Verbindungspunkt 34 und den Inverter 35, welches auf der Leitung 71 den Wert logisch 1 hat, sobald kein Windscherungszustand festgestellt wurde und einen Wert logisch 0 hat, sobald ein Windscherungszustand detektiert wurde.
• Ein Wert logisch Null auf der Leitung 71 aktiviert den Integrator 22. Ein dem Integrator 22 zugeführtes Signal logisch 1 ergibt ein Ausgangssignal logisch 0 und bedeutet, daß der Integrator zurückgesetzt ist. Folglich ist das auf der Leitung 23 erscheinende Signal der Stärke des Vertikalwindes proportional und weist Einheiten von g-Sekunden auf, sobald eine Windscherung den vorgegebenen Detektorschwellwert überschreitet. Andernfalls hat das Signal auf der Leitung 23 den Wert logisch Null.
• Die Leitung 23 ist an einen herkömmlichen Verstärker 24 angeschlossen, welcher das Signal auf der Leitung 23 mit einem Wert 19,05 multipliziert. Die Multiplikation mit 19,05 wandelt die Einheit des Signals auf der Leitung 23 von g-Sekunden in Knoten um. Das Ausgangssignal des Verstärkers 24 erscheint auf der Leitung 25 und wird einem Begrenzer 26 zugeführt.
• Der Begrenzer 26 verhindert, daß eine Drift und ein Gleichstrom-Offset des Integrators 22 bei Anwesenheit einer Windscherung einen Startbahnzustand darstellt. Der Begrenzer 26 begrenzt die Stärke des Signals auf der Leitung 25 zwischen vorgegebenen Werten, beispielsweise zwischen +100 Knoten und -100 Knoten. Damit wird ein den Wert von 100 Knoten übersteigendes Signal auf einen Wert von 100 Knoten begrenzt und ein den Wert von -100 Knoten unterschreitendes Signal auf -100 Knoten gesetzt. Das sich ergebende begrenzte Signal wird auf der Leitung 27 ausgegeben. Die Werte des Signals auf der Leitung 25 im Bereich zwischen den beiden vorgegebenen Grenzwerten erscheinen unverändert auf der Leitung 27.
• Die Leitung 27 speist einen herkömmlichen Dividierer 28 mit einem Wert, der als Zähler (N) des Quotienten verwendet wird. Der Nenner (D) für den Quotienten wird auf der Leitung 39 geliefert und ist ein Signal VT, welches der wahren Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs zur Zeit des anfänglichen Auftretens der Windscherung proportional ist.
• Das Signal VT auf der Leitung 39 wird wie folgt erzeugt. Ein herkömmlicher Luftdatenrechner 68 liefert ein Signal VT proportional zur wahren Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs, gemessen in Knoten, über eine Leitung 37 an eine Verriegelungsschaltung 38. Diese arbeitet derart, daß sie den auf der Leitung 37 anstehenden Wert speichert, sobald ein das Vorhandensein einer Windscherung anzeigendes Signal logisch 1 auf der Leitung 36 auftritt. Dieses Signal wird vom Scherwinddetektor 20 über die Leitung 33 und den Verbindungspunkt 34 zur Verfügung stellt. Sobald also eine Windscherung mit entweder horizontalen oder vertikalen Komponenten festgestellt wird, speichert die Verriegelungsschaltung 38 den zu dieser Zeit auftretenden Wert der wahren Eigengeschwindigkeit und liefert diesen Wert als kontinuierliches Ausgangssignal auf der Leitung 39 an den Dividierer 28. Ist das Signal auf der Leitung 36 logisch Null und zeigt das Fehlen einer Windscherung an, so erscheint das augenblickliche Luftgeschwindigkeitssignal ungeändert auf der Leitung 39. Die Leitung 36 liefert auch ein entsprechendes Logiksignal auf der Leitung 74 an den Verstärker 55 mit veränderbarem Verstärkungsgrad, dessen Funktion später beschrieben wird.
• Zweck der Speicherung und Benutzung der wahren Eigengeschwindigkeit zur Zeit des anfänglichen Auftretens der Windscherung ist das Zurverfügungstellen eines konstanten Bezugssignals für den Dividierer 28. Für den Fall des Auftretens sowohl von Rückenwindscherung als auch Vertikalwind könnte die kontinuierliche Verringerung der Eigengeschwindigkeit infolge der Rückenwindscherung zu einer Korrektur des Bahnneigungswinkels führen, die größer als nötig ist und könnte somit das Flugzeug schneller in den Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel treiben als dies zum Erreichen der gewünschten Flugwegkorrektur erforderlich ist. Durch Verriegeln und Benutzen der Eigengeschwindigkeit zum Zeitpunkt der Windscherungsdetektion wird diese Anomalität überwunden, und die optimale Bahnneigungswinkeländerung wird berechnet.
• Das Ausgangssignal des Dividierers 28 erscheint auf der Leitung 29 und ist ein Signal W/VT entsprechend dem Quotienten der Stärke des Vertikalwindes dividiert durch die verriegelte Eigengeschwindigkeit. Dieses Signal ist der Wert Δγ aus Gleichung (3) im Bogenmaß. Das Signal auf der Leitung 29 wird einem herkömmlichen Verstärker 30 zugeführt, der das Signal auf der Leitung 29 mit einem Wert 57,3 multipliziert, um das Bogenmaß in Winkelgrade umzuwandeln. Das auf der Leitung 31 erscheinende Ausgangssignal des Verstärkers 30 stellt somit den durch eine in Grad gemessene Vertikalwindscherung verursachten inkrementalen Bahnneigungswinkel dar.
• Ein Signal mit einem vorgegebenen Wert entsprechend 1,55º, das jedoch statt dessen einen beliebigen anderen geeigneten konstanten Winkelwert darstellen könnte, wird auf die Leitung 40 gegeben und einer herkömmlichen Summierschaltung 32 zugeleitet. Das inkrementale Bahnneigungswinkelsignal auf der Leitung 31 wird ebenfalls dem Summierpunkt 32 zugeführt, wo diese Signale algebraisch addiert werden und ein Ausgangssignal auf der Leitung 41 erzeugen. Dieses Signal stellt somit den gewünschten Bahnneigungswinkel von 1,55º für horizontale oder Längsscherung dar, vergrößert um den aus der Vertikalwindstärke berechneten inkrementalen Bahnneigungswinkel.
• Da für eine Korrektur der Windscherung ein Befehl zur Änderung des tatsächlichen Bahnneigungswinkels erwünscht ist, muß zunächst der tatsächliche Bahnneigungswinkel bestimmt werden. Ein herkömmlicher Vertikalkreisel 69 liefert ein der in Grad gemessenen Längsneigung des Flugzeugs proportionales Signal auf der Leitung 42. Ein dem in Grad gemessenen tatsächlichen Anstellwinkel des Flugzeugs proportionales Signal wird von einem Sensor 70 auf der Leitung 46 einem Verbindungspunkt 49 und den Leitungen 48 und 50 zugeführt. Die Signale auf den Leitungen 42 und 48 gelangen zu einer Summierschaltung 43, die auf der Leitung 44 ein Signal erzeugt, welches der algebraischen Differenz der Signale auf den Leitungen 42 und 48 und damit dem Bahnneigungswinkel entspricht.
• Die Leitung 44 liefert ein Signal entsprechend dem tatsächlichen Längsneigungswinkel des Flugzeugs an den Summierer 45. Wie zuvor beschrieben, stellt der Summierer 32 auf der Leitung 41 ein Signal entsprechend dem gewünschten oder kommandierten Bahnneigungswinkel des Flugzeugs bei Windscherung für den Verbindungspunkt 45 zur Verfügung. Der Verbindungspunkt 45 liefert ein Ausgangssignal auf der Leitung 54, welches der algebraischen Differenz zwischen dem gewünschten Bahnneigungswinkel und dem tatsächlichen Bahnneigungswinkel entspricht, und somit ein Fehlersignal darstellt zur windscherungsabhängigen Korrektur des vertikalen Flugweges.
• Ein Summierer 51 wird über die Leitung 46, den Verbindungspunkt 49 und die Leitung 50 mit einem dem in Grad gemessenen tatsächlichen Anstellwinkel des Flugzeugs entsprechenden Signal versorgt. Ein Klappenpositionssensor liefert ein Signal entsprechend der Winkelstellung der Flugzeuglandeklappen auf der Leitung 42 an einen Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel- Rechner 73, der vorgegebene Werte von Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkeln entsprechend jeder Klappenposition liefert. Dieses Signal erscheint auf der Leitung 52 und gelangt zum Summierer 51. Dieser erzeugt ein Signal entsprechend der algebraischen Differenz zwischen dem Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkelsignal auf der Leitung 52 und dem tatsächlichen Anstellwinkelsignal auf der Leitung 50. Diese Differenz gelangt über die Leitung 53 an den Verstärker 55 veränderbaren Verstärkungsgrades. Somit stellt das Signal auf der Leitung 53 einen Vergleich des tatsächlichen Anstellwinkels mit dem Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel dar. Sind die beiden Signale identisch, so ist das Signal auf der Leitung 53 gleich Null. Unterscheiden sich die beiden Signale um 5º, so entspricht das Signal auf der Leitung 53 jenen 5º.
• Ist der Wert des Signals auf der Leitung 53 negativ und zeigt an, daß der tatsächliche Anstellwinkel den Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel übersteigt, so ist das Ausgangssignal auf der Leitung 56 identisch mit dem Signal auf der Leitung 53. Da dieses Signal ein negatives Vorzeichen hat, resultiert es schließlich in einem Befehl, den Anstellwinkel auf den Wert des Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkels zurückzuführen. Ist das Differenzsignal auf der Leitung 53 kleiner als ein vorgegebener Wert, beispielsweise 3º, so hat das Ausgangssignal auf der Leitung 56 den Wert des Signals auf der Leitung 54 multipliziert mit einem berechneten Faktor. Der Wert des berechneten Faktors hängt vom Wert des Signals auf der Leitung 53 ab, also der Differenz zwischen dem Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel und dem tatsächlichen Anstellwinkel. Überschreitet die Differenz zwischen den beiden Signalen den vorgegebenen Wert, so ist der Verstärkungsfaktor eine Konstante, beispielsweise 1,0. Für Werte kleiner als der vorgegebene Wert ist der Multiplikator eine direkte Funktion der Stärke des Signals auf der Leitung 53. Ist dieses beispielsweise 2º, so wäre der Multiplikatorwert 0,67. Entspricht das Signal auf der Leitung 53 einem Grad, so wäre der Multiplikator 0,33. Hat das Signal auf der Leitung 53 den Wert Null, so ist der Multiplikator gleich Null.
• Durch die oben beschriebene Betriebsweise dient der Verstärker 55 veränderbaren Verstärkungsgrades der Vermeidung von Flugführungskommandos, welche den Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel des Flugzeugs überschreiten würden. Bei tatsächlichen Anstellwinkeln kleiner als der Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel, beispielsweise bei 3º oder größer bliebe das kommandierte Flugwegrichtungs-Fehlersignal auf der Leitung 56 ungeändert. Nähert sich der Anstellwinkel dem Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel, so wird der Multiplikationsfaktor reduziert und folglich wird das Signal auf der Leitung 56 kleiner als das auf der Leitung 54. Wenn der tatsächliche Anstellwinkel gleich dem Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel ist, hat das Signal auf der Leitung 56 den Wert Null, woraus sich ein Befehlssignal Null ergibt und folglich keine Änderung des Anstellwinkels kommandiert würde.
• Das Signal auf der Leitung 56 wird schließlich einem Verbindungspunkt 74 zugeleitet, um ein Anstellwinkelkommando für den Autopiloten oder das Flugdirektorsystem zu erzeugen. Die Leitung 56 speist über den Verbindungspunkt 74 und die Leitung 57 einen Verstärker 58, der das Signal auf der Leitung 57 mit einem geeigneten konstanten Verstärkungswert KAP multipliziert, welcher durch die Kenngrößen des Autopiloten 62 bestimmt ist. Das Ausgangssignal des Verstärkers 58 gelangt über die Leitung 61 an einen herkömmlichen Autopiloten und den Höhenruderantrieb 62. Der Antrieb steuert das Höhenruder 75 in herkömmlicher Weise. Die Steuerfläche des Höhenruders kann entweder eine Vergrößerung oder Verringerung des Anstellwinkels und des Längsneigungswinkels hervorrufen, die durch ein Rückführungssystem gemessen wird, bis das Signal auf der Leitung 61 gleich Null ist. Ist dies der Fall, so ist die Flugführung erfolgreich, und das Flugzeug befindet sich auf dem korrekten Flugweg.
• In ähnlicher Weise wird ein Kommandosignal dem Flugdirektorsystem 66 zugeführt. Das Ausgangssignal des Verstärkers 55 veränderbaren Verstärkungsgrades erscheint auf der Leitung 56 und gelangt zum Verbindungspunkt 74 sowie zur Leitung 59. Diese speist einen herkömmlichen Verstärker 60, der das Signal auf der Leitung 59 mit einem geeigneten Faktor KFD multipliziert, um das Flugdirektorsystem 66 zu versorgen. Das Ausgangssignal des Verstärkers 60 erscheint auf der Leitung 65 und wird über herkömmliche elektronische oder mechanische Mittel einem Längsneigungskommandobalken 67 zugeführt. Der Pilot beobachtet die Position des Längsneigungskommandobalkens und ändert den Anstellwinkel sowie den Längsneigungswinkel des Flugzeugs in der durch den Kommandobalken angegebenen Richtung bis das Signal auf der Leitung 65 zu Null wird, so daß der Längsneigungskommandobalken 67 in seine Nullposition zurückgeführt wird. Damit ist die Flugführungssteuerung erfolgreich, und das Flugzeug befindet sich auf der richtigen Flugbahn.
• Es ist aus der vorangehenden Beschreibung ersichtlich, daß beim Auftritt einer Winscherung, ein fest vorgegebener Bahnneigungswinkel von 1,55º kommandiert wird, falls eine Längs- oder Horizontalwindscherung vorliegt. Der kommandierte Winkel wird als Funktion der Stärke einer vertikalen Windscherung geändert, um einen resultierenden Bahnneigungswinkel von 1,55º gegenüber Grund zu erzielen. Ein durch Subtraktion des aktuellen Bahnneigungswinkels vom befohlenen Bahnneigungswinkel erzeugtes Fehlersignal wird als Funktion der Differenz zwischen dem Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel und dem tatsächlichen Anstellwinkel modifiziert. Ein Überschreiten des Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkels ergibt ein Kommando zur Verringerung des Anstellwinkels. Die Kombination der obigen Funktionen dient der Erzeugung eines Flugführungskommandos, welches zu einem optimalen Bahnneigungswinkel bei Windscherung führt.

Claims (7)

1. Einrichtung zum Steuern des Längsflugweges eines einem Windscherungszustand ausgesetzten Flugzeugs mit einer Vorrichtung (43) zum Erzeugen eines einem aktuellen Bahnneigungswinkel entsprechenden Signals;

einer Vorrichtung (62) zum Steuern der Flugzeuglängsneigung in Abhängigkeit von einem Flugwegfehlersignal; sowie Mitteln (20, 22, 24, 26, 28, 30) zum Erzeugen eines Signals entsprechend einer Änderung des Bahnneigungswinkels infolge Detektion einer vertikalen Windscherungs-Geschwindigkeitskomponente; dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung umfaßt:

eine Vorrichtung (40) zur Erzeugung eines einem im wesentlichen konstanten vorgegebenen Bahnneigungswinkel entsprechenden Signals, welches von den Flugeigenschaften des Flugzeugs im wesentlichen unabhängig ist;

eine Vorrichtung (32) zum Kombinieren des vorgegebenen Bahnneigungswinkelsignals mit dem Bahnneigungswinkel-Änderungssignal zwecks Erzeugung einer algebraischen Summe beider Signale;

eine Vorrichtung (45) zum Subtrahieren des aktuellen Bahnneigungswinkelsignals von dem kombinierten Signal zwecks Ableitung eines Signals, welches ein Fehlerbefehlssignal darstellt; und

eine Vorrichtung (58) zum Zuführen des Fehlerbefehlssignals an die Längsneigungssteuereinrichtung des Flugzeugs, so daß der aktuelle Bahnneigungswinkel im wesentlichen in Übereinstimmung mit dem vorgegebenen Bahnneigungswinkel gebracht wird.

2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zum Erzeugen eines durch eine Windscherung bedingten Bahnneigungswinkel-Änderungssignals umfaßt:

eine Vorrichtung (68) zum Erzeugen eines Signals entsprechend der Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs bezogen auf eine Luftmasse;

eine Vorrichtung (20) zum Erzeugen eines Signals entsprechend der durch Windscherung bedingten vertikalen Windgeschwindigkeit;

eine auf das Vertikalwindgeschwindigkeitssignal sowie das Eigengeschwindigkeitssignal ansprechende Vorrichtung (28) zum Erzeugen eines dem Quotienten dieser beiden Signale entsprechenden Signals, sowie eine auf die Detektion der vertikalen Scherwindgeschwindigkeitskomponente ansprechende Vorrichtung zum Speichern und Benutzen der Eigengeschwindigkeit zur Zeit eines anfänglichen Auftretens der Windscherung.

3. Einrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß sie umfaßt:

eine Einrichtung (22) zum Detektieren des Vorhandenseins eines einen vorgegebenen Schwellwert überschreitenden Windscherungszustands und zur Erzeugung eines entsprechenden Signals; und eine auf das Eigengeschwindigkeitssignal und das Windscherungs-Detektionssignal ansprechende Vorrichtung (38) zum Erzeugen eines vorgegebenen Eigengeschwindigkeitssignals entsprechend der wahren Fluggeschwindigkeit bei Aktivierung des Detektionssignals.

4. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß sie ferner umfaßt:

eine Vorrichtung (73) zum Erzeugen eines dem Anstellwinkel beim Rütteln des Steuerknüppels entsprechenden Signals;

eine Vorrichtung (70) zum Erzeugen eines dem aktuellen Anstellwinkel entsprechenden Signals;

eine Vorrichtung (51) zum Kombinieren der beiden vorgenannten Signale zwecks Erzeugung eines einer Differenz zwischen diesen Signalen entsprechenden Differenzsignals;

eine Begrenzervorrichtung (55), welche auf das Fehlerbefehlssignal und das Differenzsignal anspricht und ein durch vorgegebene Grenzen eingeschränktes Längsneigungssteuersignal derart liefert, daß das begrenzte Längsneigungssteuersignal den Wert Null hat, wenn der aktuelle Anstellwinkel wenigstens gleich dem Anstellwinkel beim Rütteln des Steuerknüppels ist, wobei das begrenzte Längsneigungssteuersignal zu einem Befehl "Längsneigung verringern" führt, wenn der Rüttel- Anstellwinkel von einem aktuellen Anstellwinkel überschritten wird, und wobei der Längsneigungssteuerwinkel zu einem dem Fehlerbefehlssignal entsprechenden Befehl "Längsneigung erhöhen" führt, wenn der Rüttelanstellwinkel den aktuellen Anstellwinkel überschreitet; und wobei ferner der Befehl "Längsneigung erhöhen" begrenzt ist durch die vorgegebenen Grenzen, sobald das Differenzsignal einen vorgegebenen Wert überschreitet.

5. Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zur Längsneigungsteuerung des Flugzeuges eine Vorrichtung (60) umfaßt für die Anwendung des begrenzten Befehlssignals zur Verschiebung des Längsneigungs- Steuerbalkens (67) eines Flugdirektorinstruments (66) proportional zur Größe und Richtung dieses Signals.

6. Einrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zum Steuern der Flugzeuglängsneigung einen Autopiloten (62) umfaßt, welcher an ein Höhenruder (75) des Flugzeugs angekoppelt ist und auf das begrenzte Befehlssignal anspricht und damit eine Bewegung des Höhenruders entsprechend der Größe und der Richtung jenes Signals bewirkt.

7. Einrichtung nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß der vorgegebene Bahnneigungswinkel 1,55º beträgt.