DE3879477T2

DE3879477T2 - Verfahren und vorrichtung zur steuerung eines flugzeugs.

Info

Publication number: DE3879477T2
Application number: DE8888630108T
Authority: DE
Inventors: Jeffrey K Kamenetz; Howard Edward Simmons
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1987-06-01
Filing date: 1988-06-03
Publication date: 1993-06-24
Anticipated expiration: 2008-06-04
Also published as: CA1290058C; US4845617A; EP0344389B1; DE3879477D1; EP0344389A1

Description

Technisches Gebiet

Die Erfindung betrifft Flugzeugsteuerung, insbesondere die Propellerleistungsüberwachung zur verbesserten Steuerung eines Flugzeugs beim Start, Landen und in anderen kritischen Flugphasen.

Technischer Hintergrund

Häufig ist es erwünscht, sicherzustellen, daß ein mehrmotoriges Flugzeug in der Lage ist, mit lediglich einem Motor zu starten und zu landen, falls ein Motor oder mehrere Motoren in derartigen Flugsituationen oder in anderen kritischen Flugphasen ausfallen. Wenn z.B. bei einer zweimotorigen Turboprop-Maschine beide Motoren beim Start mit etwa 90 % der vollen Nennleistung arbeiten (eine typische Maßnahme zur Brennstoffeinsparung) und ein Motor plötzlich "stirbt", wird die Steuerung dadurch verbessert, daß automatisch der Blatteinstellwinkel des gestorbenen Motors geändert und der intakte Motor hochgetrimmt wird. Die Änderung des Blatteinstellwinkels könnte z.B. annähernd 15 % Widerstand auf das intakte Flugzeug einsparen, während das Hochtrimmen, bewirkt durch Zufuhr von mehr Brennstoff zu dem Motor, annähernd 10 % mehr Leistung bereitstellen könnte, was einen Gesamteffekt von annähernd 25 % mehr Leistung ergäbe.
Wenn allerdings während des Starts auf den Ausfall eines Motors ein vorübergehender elektrischer Ausfall folgt, geht der Befehl zur Änderung des Blatteinstellwinkels für den toten Motor und das Hochtrimmen des guten Motors verloren. Nach Wiederherstellung der elektrischen Leistung werden die Zustände der Änderung des Blatteinstellwinkels und des Hochtrimmens nicht fortgesetzt. Als Folge davon würde der Verlust der Blatteinstellwinkeländerung den Widerstand um etwa 15 % heraufsetzen, während der Verlust des Hochtrimmens den Schub um annähernd 10 % reduzieren würde.
Die EP 0 100 746 A2 offenbart ein digitales Flugdatenaufzeichnungssystem mit einem digitalen Flugdatenrekorder und einer digitalen Flugdaten-Erfassungseinheit mit einem Signalprozessor und einem nicht-flüchtigen Speicher zur Speicherung von Signalen, die repräsentativ fur einen deterministischen Flugbetriebalgorithmus sind, welcher mittels vorab ausgewählter Betriebsarten, von denen jede einen Flugprofil-Betriebszustand definiert, ein gattungsmäßiges Flugzeug-Flugprofil definiert. Der deterministische Flugbetriebalgorithmus definiert die Nennwerte einer gewissen Anzahl von erfaßten Flugdatenparametern in Form der erfaßten Werte einer Anzahl der übrigen gefühlten Flugparameter. Bei jedem derartigen Zustand vergleicht der Signalprozessor den aktuellen gefühlten Flugparameterwert mit dem entsprechenden bestimmten Wert, um eine Sensorgenauigkeit zu schaffen. Die Ausgangsgrößen von fehlerhaften Sensoren werden in dem nichtflüchtigen Speicher gespeichert und im Zuge einer später stattfindenden Wartung am Boden ausgelesen. Die gespeicherte Information über ausgefallene Sensoren gestattet eine bessere Auswertung der mit Hilfe des Flugdatenrekorders aufgezeichneten Flugdaten.
Aus Patent Abstracts of Japan, Vol. 10, No. 353 (M539) [2409], Nov. 28, 1986, der sich mit einer Steuereinrichtung zum Steuern industrieller Prozesse befaßt, ist es bekannt, Maßnahmen gegen des Ausfall einer Leistungsquelle zu ergreifen.

Offenbarung der Erfindung

Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, die Steuerung beim Start und beim Landen von mehrmotorigen Flugzeugen zu verbessern.
Gemäß einem Aspekt der Erfindung, umfaßt die Steuerung eines Flugzeugs folgende Schritte:
Überwachen eines oder mehrerer Parametersignale, die kennzeichnend sind für einen oder mehrere, das Flugzeug betreffende Parameter;
Erkennen des derzeitigen Zustands des Flugzeugs nach Maßgabe vorbestimmter Zustandskriterien, die durch Stärken eines oder mehrerer der überwachten Parametersignale definiert sind, wobei der derzeitige Zustand einer von mehreren vorbestimmten Betriebszuständen des Flugzeugs ist;
Speichern des Signals über dem derzeitigen Zustand in einem nicht-flüchtigen Speichermittel;
Bereitstellen eines odere mehrerer Steuersignale für das Flugzeug zumindest teilweise ansprechend auf das Signal über dem derzeitigen Zustand;
Prüfen der Verfügbarkeit elektrischer Leistung und, bei Feststellen der Wiederherstellung elektrischer Leistung nach einer Unterbrechung, Lesen des gespeicherten Signals über dem derzeitigen Zustand aus dem nicht-flüchtigen Speichermittel und Bereitstellen eines oder mehrerer Steuersignale für das Flugzeug zumindest teilweise abhängig von dem gelesenen Signal über dem derzeitigen Zustand.
Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung umfaßt eine Vorrichtung zum Steuern eines Flugzeugs:
- eine Sensoreinrichtung zum Fühlen der Stärken einer oder mehrerer Flugzeugparameter und zum Bereitstellen von für deren laufende Stärken kennzeichnenden Sensorsignalen;
- nicht-flüchtige Speichermittel zum Speichern von Signalen, die kennzeichnend sind für mehrere vorbestimmte Betriebszustände des Flugzeugs und
- Signalverarbeitungsmittel, die auf die gefühlten Parametersignale ansprechen und ein Signal zur Verfügung stellen, welches kennzeichnend ist für einen derzeitigen Zustand des Flugzeugs, wobei das Signal für den derzeitigen Zustand definiert wird nach Maßgabe vorbestimmter Zustandskriterien, die ihrerseits definiert durch die Stärken eines oder mehrerer der gefühlten Parametersignale, um das Signal des derzeitigen Zustands in dem nichtflüchtigen Speichermittel zu speichern, um ein oder mehrere Steuersignale für das Flugzeug zumindest teilweise ansprechend auf das Signal für den derzeitigen Zustand bereitzustellen, und zum Prüfen der Verfügbarkeit elektrischer Leistung, und bei Feststellen der Wiederherstellung elektrischer Leistung nach einer Unterbrechung zum Lesen des gespeicherten Signals des derzeitigen Zustands aus dem nicht-flüchtigen Speichermittel und zum Bereitstellen eines oder mehrere Steuersignale für das Flugzeug zumindest teilweise ansprechend auf das gelesene Signal des derzeitigen Zustands.
Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung umfaßt die Steuerung eines Flugzeugs die Schritte:
- Auslesen eines Signals aus einem nicht-flüchtigen Speichermittel, wobei das ausgelesene Signal kennzeichnend ist für einen letzten Zustand des Flugzeugs und der letzte Zustand einer von mehreren vorbestimmten Betriebszuständen des Flugzeugs ist;
- Überwachen eines oder mehrerer Parametersingale, die kennzeichnend sind für einen oder mehrere entsprechende, das Flugzeug betreffende Parameter;
- Erkennen eines derzeitigen Zustands des Flugzeug entsprechend vorbestimmter Zustandskriterien, die definiert werden durch Stärken eines oder mehrerer der überwachten Parametersignale;
- Bereitstellen eines für den derzeitigen Zustand kennzeichnenden Signals;
Vergleichen des Signals des letzten Zustands mit dem Signal des derzeitigen Zustands, um festzustellen, ob zwischen ihnen eine Differenz existiert, und, wenn eine solche Differenz festgestellt wird, Speichern des Signals des derzeitigen Zustands in dem nicht-flüchtigen Speichermittel, wodurch das gespeicherte Signal des derzeitigen Zustands kennzeichnend ist für den letzten Zustand des Flugzeugs;
- Bereitstellen eines oder mehrerer Steuersignale für das Flugzeug in zumindest teilweiser Abhängigkeit von dem Signal des derzeitigen Zustands; und
- Prüfen des Vorhandenseins elektrischer Leistung, und bei Feststellen der Wiederherstellung elektrischer Leistung nach einer Unterbrechung, Auslesen des gespeicherten Signals derzeitigen Zustands, welches kennzeichnend ist für den letzten Zustand des Flugzeugs, aus dem nicht-flüchtigen Speichermittel und Bereitstellen eines oder mehrere Steuersignale für das Flugzeug in zumindest teilweiser Abhängigkeit davon.
Gemäß einem weiteren Aspekt der Erfindung umfaßt eine Vorrichtung zum Steuern eines Flugzeugs:
- eine Sensoreinrichtung zum Fühlen der Beträge eines oder mehrerer Flugzeugparameter und zum Bereitstellen von Sensorsignalen, die kennzeichnend für deren laufende Beträge sind;
- nicht-flüchtige Speichermittel zum Speichern von Signalen, die kennzeichnend sind für mehrere vorbestimmte Betriebszustände des Flugzeugs; und
- eine Signalverarbeitungseinrichtung, die auf die Sensoreinrichtung anspricht und aus dem nicht-flüchtigen Speichermittel ein Signal ausliest, welches kennzeichnend ist für einen letzten Zustand des Flugzeugs, um ein Signal bereitzustellen, welches kennzeichend ist für einen derzeitigen Zustand des Flugzeugs, wobei das Signal des derzeitigen Zustands nach Maßgab vorbestimmter Zustandskriterien definiert wird, die ihrerseits durch die Beträge eines oder mehrere der gefühlten Parametersignale definiert sind, um das Signal des letzten Zustands zu vergleichen mit dem Signal des derzeitigen Zustands, um festzustellen, ob zwischen ihnen eine Differenz existiert, und, wenn eine solche Differenz festgestellt wird, das Signal des derzeitigen Zustands in dem nicht-flüchtigen Speichermittel zu speichern, wodurch das gespeicherte Signal über den derzeitigen Zustand kennzeichnend ist für den letzten Zustand des Flugzeugs,
- eine Einrichtung zum Bereitstellen eines oder mehrerer Steuersignale für das Flugzeug in zumindest teilweiser Abhängigkeit von dem Signal des derzeitigen Zustands, und zum Prüfen des Vorhandenseins elektrischer Leistung, und, bei Feststellen einer Wiederherstellung elektrischer Leistung nach einer Unterbrechung, zum Auslesen des gespeicherten Signals des letzten Zustands aus dem nichtflüchtigen Speichermittel und zum Bereitstellen eines oder mehrer Steuersignale für das Flugzeug in zumindest teilweiser Abhängigkeit des ausgelesenen Signals über den letzten Zustand.
Gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung wird jeder Motor eines mehrmotorigen Flugzeugs mit Hilfe eines oder mehrer Sensoren entsprechend den für den Zustand des Flugzeugs kennzeichnenden Parametern überwacht. Das Flugzeug selbst oder andere Parameter zum Steuern des Flugzeugs oder des Motors können ebenfalls überwacht werden. Die Identität des derzeitigen Zustands des Systems zur selbsttätigen Änderung der Blattwinkeleinstellung des Motors bestimmt sich nach Maßgabe der Zustandskriterien, die definiert sind entsprechend der Stärke eines oder mehrerer Parametersignale, die von den Sensoren abgenommen werden. Ein für die Identität des derzeitigen Zustands jedes Motor- Blattwinkelverstellsystems kennzeichnendes Signal wird in einem nicht-flüchtigen Speicher gespeichert und aus dem nicht-flüchtigen Speicher ausgelesen, um den Propeller des Flugzeugs nach Maßgabe des identifizierten derzeitigen Zustands zu steuern. Wenn der identifizierte Zustand bedeutet, daß ein Motor nicht arbeitet, muß gehandelt werden, um bei dem ruhenden Motor eine Änderung der Blattwinkeleinstellung vorzunehmen und den verbleibenden intakten Motor oder die intakten Motoren hochzutrimmen. Die elektrische Leistung für die Flugzeug- Steuereinheit wird kontinuierlich oder wiederholt auf Intaktheit geprüft, und auf die Feststellung eines Spannungsausfalls hin wird das nicht-flüchtig gespeicherte Signal (welches kennzeichnend ist für die Identität des letzten Systemzustands des selbsttätigen Blattwinkeleinstellers des Motors vor der Unterbrechung) direkt nach der Wiederherstellung der Leistung ausgelesen. Das gewonnene Signal wird zur Verfügung gestellt für die unmittelbare Verwendung bei der Steuerung des Flugzeugpropellers entsprechend dem letzten Motorzustand, wie er durch das wiedergewonnene Signal gekennzeichnet ist.
Es sei bspw. angenommen, das eine doppelmotorige Turbopropmaschine mit zwei arbeitenden Motoren abhebt und noch in der Startphase ein Motor ausfällt. Ein Signalprozessor speichert die Identität des Blattwinkeleinstellzustands in einem nichtflüchtigen Speicher, und die Flugzeugsteuerung ändert die Blattwinkeleinstlellung des ausgefallenen Motors und trimmt den verbleibenden intakten Motor hoch. Es sei nun weiterhin angenommen, daß unmittelbar anschließend, aber immer noch während der Startphase, das Flugzeug eine Unterbrechung der elektrischen Energieversorgung oder einen "glitch" unbestimmter Dauer erleidet. Gemäß der Erfindung wird der Blatteinstellzustand, welcher zu den Einstell- und Hochtrimmbefehlen führte, automatisch aus dem nicht-flüchtigen Speicher ausgelesen, und die Blatteinstell- und Hochtrimmbefehle sind nach der erneuten Verfügbarkeit der elektrischen Leistung nicht verloren gegangen.
Die Vorteile der vorliegenden Erfindung umfassen die Bereitstellung einer zusätzlichen Flugsteuerung durch Speichern des Zustands der selbsttätigen Blattverstellung während kritischer Flugphasen, die Beseitigung des Erfordernisses einer Stützbatterie oder von bzgl. Stromausfall immunen Energieversorgungen innerhalb der Steuerung, was die Kosten, die Größe, das Gewicht, die Entwicklungszeit und den Energiebedarf für die Steuerung verringert und außerdem die Arbeitsbelastung für den Piloten herabsetzt, indem der Pilot die Befehlsaktionen für die Blattverstellung und das Hochtrimmen nicht erneut durchgehen muß.
Dieses und weitere Ziele, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich deutlicher im Lichte der detaillierten Beschreibung einer besten Art der Ausführung der Erfindung in Verbindung mit der begleitenden Zeichnung.

Kurze Beschreibung der Zeichnung

Fig. 1 ist eine Darstellung eines typischen Flugprofils für ein mehrmotoriges Flugzeug;
Fig. 2 ist eine Darstellung eines Motor-Monitors und einer Motorsteuerung für ein mehrmotoriges Flugzeug gemäß der Erfindung;
Fig. 3 ist eine Darstellung eines Zustandsdiagramms, wie es für eine Ausführungsform der vorliegenden Erfindung verwendet wird;
Fig. 4 und 5 sind vereinfachte Flußdiagrammdarstellungen von zwei alternativen Sätzen logischer Schritte, die von einem Signalprozessor, z.B. dem in Fig. 2 dargestellten Prozessor, ausgeführt werden können, um die Überwachung bspw. der in Fig. 3 dargestellten Zustände durchzuführen und die Identität solcher Zustände gemäß ihrem Auftreten in einem nicht-flüchtigen Speicher abzuspeichern.

Bester Weg zus Ausführung der Erfindung

Fig. 1 ist eine Darstellung eines typischen Flugprofils für ein mehrmotoriges Flugzeug, bei dem die vorliegende Erfindung nützlich angewendet werden kann. Ein Flugzeug rollt, bis es einen Abhebepunkt zur Zeit t&sub1; erreicht, nach welchem die Höhe steil bis zu einem Zeitpunkt t&sub2; ansteigt, zu welchem das Flugzeug für eine kurze Zeitspanne auf einer Höhe 18 verbleibt, an die anschließend die Höhe auf einen Wert 20 ansteigt. Das Flugprofil ist nach diesem Punkt durch gestsrichelte Linien dargestellt, was bedeutet, daß das Flugzeug normalerweise für einen längeren Zeitraum oberhalb oder in der Nähe dieser Flughöhe bleiben würde. In der Nähe des Endes des Abschnitts großer Höhe des Flugs, bei dem das Flugzeug fliegt, bspw. der Höhe 22, nimmt die Höhe im Zeitpunkt t&sub3; rapide auf ein Wert 24 ab, an welchem Punkt das Flugzeug mit der End-Sinkphase beginnt. Der Flug wird im Zeitpunkt t&sub4; beendet, an welchem Punkt das Flugzeug wieder auf dem Boden ist und rollt.
Während der Zeitspanne zwischen t&sub1; und t&sub2;, d.h. während des Abhebens, und während der Zeitspanne von t&sub3; bis t&sub4;, d.h. während der abschließenden Sinkphase des Flugs, ist es manchmal wünschenswert, das sanfte Abheben oder Landen für den Fall zu verbessern, daß ein Motor bei einem mehrmotorigen Flugzeug ausfällt. Um dies zu erreichen, verbessern gewisse Bedingungen die Flugleistung. Bspw. ist es bei einem lokalen Motorenausfall wünschenswert, bei dem örtlichen Propeller die Blattwinkeleinstellung automatisch zu ändern und den entfernten Motor "hochzutrimmen". "Blattwinkelverstellung" bedeutet, die Propellersteigung so auszurichten, daß sie geradeaus weist, um den Widerstand des Propellers des ausgefallenen Motors auf den Rest des Flugzeugs herabzusetzen, während "Hochtrimmen" bedeutet, den Kraftstoffstrom zu dem verbleibenden arbeitenden Motor oder den Motoren heraufzusetzen und so deren Leistungsabgabe zu erhöhen, d.h. auf volle Nennleistung heraufzusetzen.
Wenn während einer kritischen Flugphase, bspw. beim Abheben oder beim Sinkflug, ein Motor ausfällt und anschließend an den Motorausfall, (d.h. während der ausgefallenen Motor in einem Winkelverstell- Zustand gesteuert wird und der verbliebene intakte Motor oder die verbliebenen intakten Motoren in einem "Hochtrimm"-Zustand gesteuert werden) ein vorübergehender Ausfall der Elektrik stattfindet, geht der Blattwinkel-Verstellbefeh1 zu dem ausgefallenen Motor sowie der Hochtrimm-Befehl zu dem verbliebenen intakten Motor oder den intakten Motoren verloren. Nach Wiederherstellung der elektrischen Leistung wäre es in höchstem Maße unerwünscht, wenn diese Signale verloren wären. Der Verlust des Blatteinstell-Befehls würde den Widerstand auf annähernd 15 % heraufsetzen, und der Verlust des Hochtrimmens würde den Schub bei einer doppelmotorigen Turbopropmaschine bspw. um etwa 10% herabsetzen.
Fig. 2 ist eine Darstellung eines Signalprozessors gemäß der Erfindung, der ein Flugzeug überwacht, welches eine mehrmotorige Maschine mit mindestens einem Motor 32 ist. Der Prozessor kann dazu benutzt werden, auch andere Motoren zu überwachen, diese können jedoch auch ihre eigenen Prozessoren besitzen. Der Signalprozessor spricht an auf eine Anzahl von Motorsensoren 34, 36, ...38, die eine entsprechende Anzahl von Fühlsignalen auf Leitungen 40, 42,...44 an ein Eingangs/Ausgangs-(I/O)Port 46 des Signalprozessors 30 liefern. Der Signalprozessor 30 nach Fig. 2 spricht außerdem auf eine Anzahl weiterer Sensoren in dem Flugzeug 48, 50,...52 an, die allgemein kennzeichnend sind für Motor-, Befehls-, Bezugs- oder Diagnostiksignalpegel, die auf einem entsprechenden Satz von Signalleitungen 56, 58,...60 an das Eingangs/Ausgangs-Port 46 gegeben werden. Diejenigen Sensoren, die nicht streng auf die aktuelle Überwachung des lokalen Motors 32 bezogen sind, sind zum Zwecke der Diskussion zu einer Gruppe 54 zusammengefaßt. Der Signalprozessor spricht außerdem an auf Steuersignale und liefert Steuersignale wie bspw. Unterbrechungen, Handshaking, etc., auf einer Leitung 61.
Der Signalprozessor 30 nach Fig. 2 führt allgemein eine Anzahl logischer Schritte aus, z.B. die in den Fig. 4, 5 und ohne Beschränkung dargestellten Schritte, um einen Maschinenzustand aufrechtzuerhalten, wie es ohne Beschränkung in Fig. 3 gezeigt ist. Abhängig davon, welchen Zustand der Signalprozessor derzeit für den Motor feststellt, bestimmt er, ob ein Blatteinstell-Befehlssignal auf einer Leitung 62 an einen Blatteinstell-Aktuator 64 gegeben wird, um einen Propeller 66 zu verstellen, der von dem überwachten Motor 32 angetrieben wird, und um festzustellen, ob ein Hochtrimm-Befehlssignal auf einer Leitung 68 an einen Hochtrimm- Aktuator 70 zum Hochtrimmen des einen oder der verbleibenden intakten Motoren gegeben wird, was durch eine Leitung 71a angedeutet ist. Ansprechend darauf, daß der andere Motor "stirbt", kann aber auch über eine ähnliche Leitung 71b der Motor 32 hochgetrimmt werden. Der Signalprozessor 30 kann Teil einer elektronischen Motorsteuerung (EEC) sein, die üblicherweise für Flugzeugmotor-Steuerungen eingesetzt wird. Der Signalprozessor kann einen Schreib-/Lese-Speicher (RAM) 72, einen nichtflüchtigen Speicher 74, z. B. einen elektrisch löschbaren programmierbaren Festspeicher (EEPROM) oder einen elektrisch änderbaren Festspeicher (EAROM), eine zentrale Verarbeitungseinheit (CPU) 76 und die I/O-Einheit 46 enthalten, die sämtlich miteinander über einen Bus 78 kommunizieren können, welcher Befehls-, Daten-,Adressen- und Steuersignalfunktionen aufweisen kann. Eine Anzahl des zuvor beschriebenen Satzes von Sensoren 48, 50,...52 kann bspw. zueinander innerhalb einer Untergruppe der Gruppe 54 in Beziehung stehen, die sich auf Cockpit-Befehle bezieht, bspw. eine Gashebelstellung. Andere beziehen sich möglicherweise auf einen anderen Motor oder auf andere Motoren oder auf Diagnoseinformation von anderen Signalprozessoren innerhalb des Flugzeugs für Motorbedingungen. Der Blattverstell-Aktuator 64 wäre normalerweise Teil einer Propellersteuereinheit (PCU) zum Überwachen des Motors 32, und der Hochtrimm-Aktuator stände normalerweise in Beziehung zu einer weiteren elektronischen Motorsteuerung (EEC) oder einer Brennstoffsteuereinheit (FCU) für einen weiteren Motor oder weitere Motoren in dem Flugzeug.
Es versteht sich, daß der Signalprozessor 30 nach Fig. 2 lediglich beispielhaft ist für eine von mehreren Formen, mit denen die erfindungsgemäßen, hier beschriebenen Konzepte ausführbar sind. Obschon also der Signalprozessor 30 nach Fig. 2 als ein für einen bestimmten Zweck vorgesehener digitaler Allzweck-Signalprozessor dargestellt ist, versteht sich, daß die erfindungsgemäßen Konzepte auch durchgeführt werden könnten in einem nicht speziell ausgelegt Prozessor, in einem diskret verdrahteten digitalen Spezialrechner, der speziell für diese Aufgabe ausgelegt ist, oder in einer äquivalenten Analogschaltung. Obschon der Signalprozessor 30 so dargestellt ist, daß er auf eine Anzahl von Sensoren anspricht, die in Beziehung zu dem Flugzeug, dem überwachten Motor, den Cockpit-Befehlen und anderen Motor-Diagnoseinformationen in Beziehung stehen, versteht sich, daß das Konzept des Maschinenzustands gem. Fig. 3 und die gem. Fig. 4 und 5 ausgeführten logischen Schritte zur Schaffung eines solchen Maschinenzustands auch durch ein anderes Zustandsdiagramm erreicht werden können, welches im Konzept ähnlich ist wie dasjenige nach Fig. 3, oder durch Überwachen von anderen Parametern als die hier speziell angegebenen Parameter. In anderen Worten: lediglich eine einzige Ausführungsform der Erfindung wurde bis zum einem gewissen Grad der Verfeinerung dargestellt, ihre Einzelheiten jedoch sind in keiner Weise als Beschränkung des Schutzumfangs der vorliegenden Ansprüche zu verstehen.
Fig. 3 ist eine Darstellung einer Zustandsmaschine gem. der Erfindung. In Fig. 3 sind drei Zustände dargestellt, nämlich Standby 80, Arm 82 und Blattverstellung 84, jedoch ist aus den unten angegebenen Gründen ersichtlich, daß auch nur zwei Zustände hätten dargestellt werden können, in denen der Standby-Zustand 80 mit dem Arm-Zustand 82 verschmolzen worden wäre. Der Blatteinstellzustand 84 wäre unverändert geblieben.
Der Standby-Zustand 80 entspricht der Zeitspanne des Rollens vor dem Abheben oder nach dem Landen, d.h., er entspricht der Zeit vor dem Zeitpunkt t&sub1; und nach dem Zeitpunkt t&sub4; in Fig. 1 und außerdem der Zeitspanne zwischen den Zeitpunkten t&sub2; und t&sub3;. Es gibt unkritische Flugphasen, in denen es nicht notwendig ist, den Signalprozessor 30 mit der Aufgabe der Aufrechterhaltung des Zustands der Selbst- Blatteinstellung gem. der Erfindung zu belasten, so daß er für andere Aktivitäten nützlich eingesetzt werden kann.
Jeder der Zustände 80, 82 und 84 nach Fig. 3 kann bei Erfüllung von Übergangskriterien einen Übergang zu einem oder von einem Zustand erfahren. Die Erfüllung eines Übergangskriterium würde normalerweise angezeigt durch eine Änderung eines oder mehrer ausgewählter Signale von den überwachten Signalen nach Fig. 2. Für das Beispiel in Fig. 3 ist ein Übergang vom Standby-Zustand 80 zu dem Arm-Zustand 82 angegeben durch eine Übergangslinie 86, die z.B. erfüllt ist, wenn der Sensor 48 nach Fig. 2 erfaßt, daß der Leistungsanforderungshebel im Cockpit, der sich auf einen gewünschten Leistungswert bezieht, innerhalb eines definierten "Fensters" liegt, ein ähnlicher Leistungshebelsensor 50 bzgl. des anderen Motors in einem doppelmotorigen Flugzeug in ähnlicher Weise in einem definierten "Fenster" liegt, eine Start- oder Sinkflugphase ausgewählt wurde, was durch die Signalleitung 60 angezeigt und von einem Zustandssensor 52 erfaßt wird, der örtliche Motor mehr als bspw. 50 % oder mehr als ein anderes Schwellen-Drehmoment erzeugt, was durch die Stärke eines Drehmomentsignals auf der Leitung 42 angezeigt und von einem Drehmomentsensor 36 erfaßt wird, das Ausgangsdrehmoment des anderen Motors in ähnlicher Weise größer ist als 50 %, was durch ein ähnliches Drehmomentsensorsignal von dem anderen Motor (in Fig. 1 nicht gezeigt, aber allgemein in der Sensorgruppe 54 enthalten) angegeben wird. Zusätzliche Kriterien könnten durch einen Sensor, ähnlich dem in Fig. 2 gezeigten Sensor 34 bereitgestellt werden, wobei sich diese jedoch auf den anderen Motor beziehen und ein Signal ähnlich dem Signal auf der Leitung 40 liefern, jedoch aus der Gruppe von Sensoren 54 von dem anderen Motor und kennzeichnend dafür, ob der Propeller des anderen Motors sich im Zustand verstellten Blattwinkels befindet oder nicht (um zu verhindern, daß der Motor 32 in den Blattverstellungs-Zustand gebracht wird, wenn der andere Motor sich bereits in diesem Zustand befindet), und das könnte irgendeine andere Diagnoseinformation sein, die der Entwerfer in der Definition des Übergangskriteriums enthalten wissen möchte, welches in Fig. 3 allgemein durch die Übergangslinie 86 angegeben ist. Wie zuvor erwähnt, kann das ausgewählte Kriterium gem. der Erfindung so einfach oder so kompliziert sein, wie es erwünscht ist.
Im Arm-Zustand 82 befindet man sich grundsätzlich in einer kritischen Flugphase, wie es z.B. zwischen den Zeitpunkten t&sub1; und t&sub2; und zwischen den Zeitpunkten t&sub3; und t&sub4; nach Fig. 1 der Fall ist. Im Standby-Zustand 80 befindet man sich grundsätzlich in einer unkritischen Flugphase, bspw. beim Rollen oder zwischen den Zeitpunkten t&sub2; und t&sub3; nach Fig. 1. Ein Unterschied zwischen diesen beiden Zuständen kann in einigen Fällen z.B. darin bestehen, daß die in Fig. 4, 5, oder 6 dargestellten logischen Schritte für eine vollständige Ausführung im Arm- Zustand 82 häufiger betreten würden als im Standby- Zustand 80. Dieses könnten dem Zweck dienen, den Signalprozessor 30 für andere Aufgaben zu entlasten, wenn eine derartige Überwachung in unkritischen Flugphasen unnötig wäre.
Einmal im Arm-Zustand 82, kann man den Übertritt über eine Übergangslinie 88 zurück zum Standby- Zustand 80 oder über eine Übergangslinie 90 in den Blattverstell-Zustand 84 vollziehen.
Ein Übergang vom Arm-Zustand zurück zum Standby- Zustand fände bspw. statt, wenn entweder der Gashebel aus dem "Fenster" entfernt würde oder wenn beide Motoren an Drehmoment verlieren, oder wenn der Propeller eines entfernten Motors in den Zustand der Blattverstellung ginge oder wenn die Diagnoseinformationen den Arm-Zustand verbieten würden oder, um ein letztes Beispiel zu geben, wenn das Flugzeug sich nicht in der Start- oder Sinkphase befindet. Jeder dieser Zustände würde aus individuellen Sensoren oder Kombinationen von Sensoren bestimmt werden, wie es zuvor beschrieben wurde.
Ein Übergang von dem Arm-Zustand 82 zu dem Blatteinstell-Zustand 84, wie er durch die Übergangslinie 90 dargestellt ist, würde bspw. dann erfolgen, wenn die beiden Gashebel sich in dem richtigen Fenster befinden, der entfernte Motor mehr als etwa 50 % Drehmoment abgibt, der nahe Motor weniger als etwa 25 % Drehmoment abgibt, das Flugzeug sich in der Start- oder Sinkphase befindet, geeignete Diagnoseinformationen vorhanden sind und dgl.. Jedes dieser Signale oder weitere Signale können entweder allein oder in Verbindung miteinander von dem Entwerfer ausgewählt werden, um ein Übergangskriterium aus dem Arm-Zustand in den Blatteinstell- Zustand zu spezifizieren.
Einmal im Blatteinstell-Zustand 84, veranlaßt der Signalprozessor 30 nach Fig. 2 geeignete Schritte, um den Propeller 66 des lokalen Motors zu veranlassen, den Blatteinstell-Zustand einzunehmen, wie durch einen Blatteinstell-Befehl auf der Signalleitung 62 angegeben ist, und er wird außerdem die notwendigen Schritte unternehmen, um den (nicht gezeigten) entfernten Motor hochzutrimmen, wie es durch das Hochtrimm-Befehlssignal auf der Leitung 68 angegeben ist.
Einmal im Blatteinstell-Zustand 84, kann ein Übergang zurück zum Standby-Zustand 80, wie er durch die Übergangslinie 92 angedeutet ist, bspw. dadurch erfolgen, daß beide Gashebel aus dem ausgewählten "Fenster " herausgegangen sind, wie durch geeignete Sensoren innerhalb der Gruppe 54 nach Fig. 2 signalisiert wird.
Fig. 4 ist eine Veranschaulichung in Form eines vereinfachten Flußdiagramms, welches eine Reihe von logischen Schritten darstellt, die von dem Signalprozessor 30 nach Fig. 4 ausgeführt werden können bei der Schaffung eines Zustandsmaschine, wie sie in Fig. 3 gezeigt ist, und in der Lage ist, die Ziele der vorliegenden Erfindung zu erreichen. Natürlich versteht sich, daß die Charakterisierung von Fig. 3 als eine "Zustandsmaschine" nicht die gleiche ist, welche die dargestellten Zustände mit physikalischen Gegenstücken impliziert. Die "Zustandsmaschine" nach Fig. 3 selbst ist lediglich ein Konzept, welches von dem Entwerfer benutzt wird, um die Bedingungen festzulegen, welche die gewünschten Steueraktionen zur richtigen Zeit auslösen. Andererseits allerdings ist der in Fig. 2 gezeigte Signalprozessor, wenn er erst einmal gemäß den logischen Schritten nach Fig. 4 programmiert ist, die ihrerseits wieder unter Zugrundelegung des Zustandsdiagramms nach Fig. 3 ausgelegt wurden, eine derartige "Zustands"-Maschine. Die gleichen Bemerkungen treffen auf das alternative Flußdiagramm nach Fig. 5 zu.
Fig. 4 ist eine Flußdiagrammdarstellung einer Reihe von logischen Schritten, die von dem Signalprozessor 30 nach Fig. 4 bei der Erzeugung einer Zustandsmaschine ausgeführt werden können, welche in der Lage ist, die Ziele der vorliegenden Erfindung zu erreichen. Nach dem Eintritt beim Schritt 120 wird als nächstes ein Schritt 122 ausgeführt, in welchem die Eingangssignale 40, 42, ... 44 und 56, 58,... 60 nach Fig. 2 abgetastet werden, um ihre derzeitigen Stärken zu bestimmen. Sie können bspw. in dem RAM 72 der EEC-Einheit 30 gespeichert sein. Dann wird der derzeitige Zustand des Selbst-Blatteinstellsystems des Motors im Schritt 124 nach Maßgabe von Zustandskriterien bestimmt, die entsprechend verschiedenen Kombinationen der Eingangsparameter-Signalstärken definiert sind. Ein Signal, welches kennzeichnend ist für die Identität des derzeitigen Zustands, wird in einem Schritt 126 zur Steuerung des Flugzeugs bereitgestellt. Wenn z.B. die Identität des derzeitigen Zustands des Selbst- Blatteinstellsystems des Motors als ruhend festgestellt wird, dann bedeutet das Zustandssignal, daß der Motor "gestorben" ist, und es werden geeignete Steueraktionen von dem Flugzeug vorgenommen, um den toten Motor hinsichtlich des Blatteinstellwinkels zu ändern und den anderen Motor oder die anderen Motoren hochzutrimmen.
Dann wird das Zustandssignal im Schritt 128 in einem nicht-flüchtigen Speicher gespeichert. Anschließend bestimmt ein Entscheidungsschritt 130, ob die Intaktheit der elektrischen Versorgung erreicht wurde oder derzeitig vorhanden ist. Falls ja, erfolgt im Schritt 132 ein Austritt. Fall nicht, wird ein Schritt 134 als nächstes ausgeführt, wobei bestimmt wird, ob die Intaktheit der Versorgung wiederhergestellt ist, nachdem im Schritt 130 eine Unterbrechung festgestellt wurde. Falls nicht, wird erneut der Schritt 134 ausgeführt, bis die Versorgung wiederhergestellt ist. Wurde die Versorgung wiederhergestellt, wird als nächstes ein Schritt 136 ausgeführt, bei dem ein in einem nicht-flüchtigen Speicher gespeichertes Signal, welches kennzeichnend ist für den letzten Zustand des Selbst-Blatteinstellsystems des Motors vor der Spannungsunterbrechung, ausgelesen. Das wiedergewonnene Signal wird im Schritt 138 als ein Zustandssignal bereitgestellt, welches kennzeichnend ist für den derzeitigen Zustand des Selbst- Blatteinstellsystems des Motors, um das Flugzeug zu steuern, wie es zuvor beschrieben wurde. Im Schritt 132 erfolgt ein Ausgang.
Fig. 5 ist ein alternatives Flußdiagramm, welches eine Reihe von logischen Schritten darstellt, die von dem Signalprozessor 30 nach Fig. 2 bei der Schaffung einer Zustandsmaschine ausgeführt werden können, welche in der Lage ist, die Ziele der vorliegenden Erfindung zu erreichen. Es versteht sich für den Fachmann, daß zur Erreichung derselben Ziele der vorliegenden Erfindung jede Anzahl weiterer Flußdiagramme konstruierbar ist durch Umordnung, Hinzufügen oder Löschen von Schritten. Deshalb sollten die breitesten Ansprüche der vorliegenden Erfindung nicht im engen Sinne interpretiert werden, wie er durch diese verschiedenen Flußdiagramme offenbart wird.
Nach dem Eintritt beim Schritt 140 wird als nächstes ein Schritt 142 ausgeführt, bei dem aus dem nicht-flüchtigen Speicher ein Signal geholt wird, welches kennzeichnend ist für den zuletzt gespeicherten Zustand des Selbst-Blatteinstellsystems des Motors. Die Eingangssignale 40, 41,...44 und 56, 58, ...60 nach Fig. 2 werden anschließend in einem Schritt 144 abgetastet, um deren derzeitige Stärken zu bestimmen. Die Identität des derzeitigen Zustands des Selbst-Blatteinstellsystems des Motors wird in einem Schritt 146 nach Maßgabe der zuvor festgelegten Zustandskriterien bestimmt.
Ein Vergleich zwischen der Identität des derzeitigen Zustands des Selbst-Blatteinstellsystems des Motors und der Identität des wiedergewonnenen Motorzustands erfolgt in einem Schritt 148, und falls eine Differenz ermittelt wird, wird der derzeitige Zustand des Selbst-Blatteinstellsystems des Motors im Schritt 150 innerhalb des nicht-flüchtigen Signalspeichermittels gespeichert. Wurde keine Differenz ermittelt, oder nach dem speichern des derzeitigen Zustands des Selbst-Blatteinstellsystems des Motors im Schritt 150 wird ein Schritt 152 als nächstes ausgeführt, bei dem bestimmt wird, ob die Intaktheit der elektrischen Stromversorgung aufrecht erhalten worden war oder derzeit vorhanden ist. Falls ja, wird als nächstes ein Schritt 154 ausgeführt, bei dem das wiedergewonnene Signal bereitgestellt wird als kennzeichnend für die derzeitige Zustandsidentität des Selbst-Blatteinstellsystems des Motors, um das Flugzeug zu steuern, wie es zuvor in Verbindung mit den anderen Flußdiagrammen beschrieben wurde. Dann erfolgt im Schritt 156 ein Austritt.
Wenn im Schritt 152 eine Feststellung erfolgte, wonach die Intaktheit der elektrischen Versorgung nicht aufrecht erhalten wurde, wird als nächstes ein Schritt 158 ausgeführt, bei dem eine Feststellung gemacht wird, ob die Intaktheit der elektrischen Leistung wiederhergestellt wurde oder nicht. Falls nicht, wird erneut der Schritt 158 ausgeführt, bis dies der Fall ist. Wenn festgestellt wurde, daß die Intaktheit wieder gegeben ist, wird als nächstes ein Schritt 160 ausgeführt, bei dem ein für den letzten Zustand vor der Unterbrechung kennzeichnendes gespeichertes Signal wieder ausgelesen wird. Es ist dieses Signal, welches in dem nächsten auszuführenden Schritt 154 bereitgestellt wird als kennzeichnend für die Identität des laufenden Zustands bei der Steuerung des Flugzeugs. Dann erfolgt im Schritt 156 ein Austritt.
Bzgl. des Verfahrens und der Vorrichtung zum aktuellen Speichern der Zustandssignalinformation in dem nicht-flüchtigen Speicher liefert die Offenbarung der US-PS 4 638 430 ein anschauliches geeignetes Verfahren ohne Beschränkung für die vorliegende
Erfindung, wobei auf dieses Verfahren hier Bezug genommen wird.

Claims

1. Verfahren zum Steuern eines Flugzeugs, umfassend die Schritte:

- Überwachen eines oder mehrerer Parametersignale, die kennzeichnend sind für einen oder mehrere das Flugzeug betreffende Parameter; und

- Erkennen des derzeitigen Zustands des Flugzeugs nach Maßgabe vorbestimmter Zustandskriterien, die durch die Stärken eines oder mehrerer der überwachten Parametersignale definiert sind, wobei der derzeitige Zustand einer von mehreren vorbestimmten Betriebszuständen des Flugzeugs ist;

gekennzeichnet durch die zusätzlichen Schritte:

- Speichern des Signals über den derzeitigen Zustand in einem nicht-flüchtigen Speichermittel;

- Bereitstellung eines oder mehrerer Steuersignale für das Flugzeug zumindest teilweise ansprechend auf das Signal über den derzeitigen Zustand; und

- Prüfen der Verfügbarkeit elektrischer Leistung und, bei Feststellen der Wiederherstellung elektrischer Leistung nach einer Unterbrechung, Lesen des gespeicherten Signals über den derzeitigen Zustand aus dem nicht-flüchtigen Speichermittel und Bereitstellung eines oder mehrerer Steuersignale für das Flugzeug zumindest teilweise abhängig von dem gelesenen Signal über den derzeitigen Zustand.

2. Verfahren nach Anspruch 1, bei dem das nichtflüchtige Speichermittel einen elektrisch löschbaren programmierbaren Festspeicher aufweist.

3. Vorrichtung zum Steuern eines Flugzeugs, umfassend:

- eine Sensoreinrichtung zum Fühlen der Stärken eines oder mehrerer Flugzeugparameter und zur Bereitstellung von für deren laufende Stärken kennzeichnenden Sensorsignalen;

- nicht-flüchtige Speichermittel zum Speichern von Signalen, die kennzeichnend sind für mehrere vorbestimmte Betriebszustände des Flugzeugs; und

- Signalverarbeitungsmittel, die auf die gefühlten Parametersignale ansprechen und ein Signal zur Verfügung stellen, welches kennzeichnend ist für einen derzeitigen Zustand des Flugzeugs, wobei das Signal für den derzeitigen Zustand definiert wird nach Maßgabe vorbestimmter Zustandskriterien, die ihrerseits definiert werden durch die Stärken eines oder mehrerer der gefühlten Parametersignale,

wobei die Signalverarbeitungsmittel gekennzeichnet sind durch

- Mittel zum Speichern des Signals des derzeitigen Zustands in dem nicht-flüchtigen Speichermittel, um ein oder mehrere Steuersignale für das Flugzeug zumindest teilweise ansprechend auf das Signal für den derzeitigen Zustand bereitzustellen, und zum Prüfen der Verfügbarkeit elektrischer Leistung, und, bei Feststellen der Wiederherstellung elektrischer Leistung nach einer Unterbrechung zum Lesen des gespeicherten Signals des derzeitigen Zustands aus dem nicht-flüchtigen Speichermittel und zum Bereitstellen eines oder mehrerer Steuersignale für das Flugzeug zumindest teilweise ansprechend auf das gelesene Signal des derzeitigen Zustands.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3, bei der das nicht-flüchtige Speichermittel einen elektrisch löschbaren, programmierbaren Festspeicher aufweist.

5. Verfahren zum Steuern eines Flugzeugs, umfassend die Schritte:

- Auslesen eines Signals aus einem nicht-flüchtigen Speichermittel, wobei das ausgelesene Signal kennzeichnend ist für einen letzten Zustand des Flugzeugs und der letzte Zustand einer von mehreren vorbestimmten Betriebszuständen des Flugzeugs ist;

- Überwachen eines oder mehrerer Parametersignale, die kennzeichnend sind für einen oder mehrere entsprechende, das Flugzeug betreffende Parameter;

- Erkennen eines derzeitigen Zustands des Flugzeugs entsprechend vorbestimmter Zustandskriterien, die definiert werden durch Stärken eines oder mehrerer der überwachten Parametersignale;

- Bereitstellen eines für den derzeitigen Zustand kennzeichnenden Signals;

gekennzeichnet durch die zusätzlichen Schritte:

- Vergleichen des Signals des letzten Zustands mit dem Signal des derzeitigen Zustands, um festzustellen, ob zwischen ihnen eine Differenz existiert, und, wenn eine solche Differenz festgestellt wird, Speichern des Signals des derzeitigen Zustands in dem nicht-flüchtigen Speichermittel, wodurch das gespeicherte Signal des derzeitigen Zustands kennzeichnend ist für den letzten Zustand des Flugzeugs;

- Bereitstellen eines oder mehrerer Steuersignale für das Flugzeug in zumindest teilweiser Abhängigkeit von dem Signal des derzeitigen Zustands; und

- Prüfen des Vorhandenseins elektrischer Leistung, und, bei Feststellen der Wiederherstellung elektrischer Leistung nach einer Unterbrechung, Auslesen des gespeicherten Signals des derzeitigen Zustands, welches kennzeichnend ist für den letzten Zustand des Flugzeugs, aus dem nicht-flüchtigen Speichermittel, und Bereitstellen eines oder mehrerer Steuersignale für das Flugzeug in zumindest teilweiser Abhängigkeit davon.

6. Verfahren nach Anspruch 5, bei dem das nichtflüchtige Speichermittel einen elektrisch löschbaren programmierbaren Festspeicher aufweist.

7. Vorrichtung zum Steuern eines Flugzeugs, umfassend:

- eine Sensoreinrichtung zum Fühlen der Beträge eines oder mehrerer Flugzeugparameter und zur Bereitstellung von Sensorsignalen, die kennzeichnend für deren laufende Beträge sind;

- eine Signalverarbeitungseinrichtung, die auf die Sensoreinrichtung anspricht und aus dem nicht- flüchtigen Speichermittel ein Signal ausliest, welches kennzeichnend ist für einen letzten Zustand des Flugzeugs, um ein Signal bereitzustellen, welches kennzeichnend ist für einen derzeitigen Zustand des Flugzeugs, wobei das Signal des derzeitigen Zustands nach Maßgabe vorbestimmter Zustandskriterien definiert wird, die ihrerseits durch die Beträge eines oder mehrerer der gefühlten Parametersignale definiert sind;

wobei die Signalverarbeitungseinrichtung gekennzeichnet ist durch

- eine Einrichtung zum Vergleichen des Signals des letzten Zustands mit dem Signal des derzeitigen Zustands, um festzustellen, ob zwischen ihnen eine Differenz existiert, und, wenn eine solche Differenz festgestellt wird, das Signal des derzeitigen Zustands in dem nicht-flüchtigen Speichermittel zu speichern, wodurch das gespeicherte Signal über den derzeitigen Zustand kennzeichnend ist für den letzten Zustand des Flugzeugs,

- eine Einrichtung zum Bereitstellen eines oder mehrerer Steuersignale für das Flugzeug in zumindest teilweiser Abhängigkeit von dem Signal des derzeitigen Zustand, und zum Prüfen des Vorhandenseins elektrischer Leistung, und, bei Feststellen einer Wiederherstellung elektrischer Leistung nach einer Unterbrechung, zum Auslesen des gespeicherten Signals des letzten Zustands aus dem nicht-flüchtigen Speichermittel, und zum Bereitstellen eines oder mehrerer Steuersignale für das Flugzeug in zumindest teilweiser Abhängigkeit des ausgelesenen Signals über den letzten Zustand.

8. Vorrichtung nach Anspruch 7, bei der das nicht-flüchtige Speichermittel einen elektrisch löschbaren programmierbaren Festspeicher aufweist.