DE3908315A1 - Einrichtung und verfahren zum steuern eines luftfahrzeugs, insbesondere eines ferngesteuerten luftfahrzeugs - Google Patents
Einrichtung und verfahren zum steuern eines luftfahrzeugs, insbesondere eines ferngesteuerten luftfahrzeugsInfo
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Description
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf eine Einrichtung
und ein Verfahren zum Steuern eines Luftfahrzeugs. Die
Erfindung ist insbesondere zum Stabilisieren ferngesteuerter
Luftfahrzeuge, wie Modellflugzeuge, Zielflugzeuge und kleiner
unbemannter Flugkörper, hinsichtlich Rollen und Nicken
(Schräglage und Anstellwinkel) anwendbar und wird unten
deshalb mit Bezug auf diese Anwendung beschrieben.
Viele Techniken zur Ausstattung ferngesteuerter
Luftfahrzeuge, wie etwa Modellflugzeuge. mit einer Roll- und
Nick-Stabilisierung sind hereits vorgeschlagen worden.
Ein bekanntes System zur Bereitstellung einer Roll-
Stabilisierung schließt Flügel-Steller ein; während dieses
System eine ziemlich gute Langzeit-Stabilität liefert, ist es
durch eine schlechte Reaktion auf unmittelbare
Befehlsänderungen gekennzeichnet. Ein anderes bekanntes
System zur Bereitstellung einer Roll-Stabilisierung, und auch
einer Nick-Stabilisierung, umfaßt einen vertikalen Kreisel;
dieses System ist im allgemeinen jedoch durch hohen
Leistungsbedarf, hohes Gewicht, hohen Preis und geringe
Zuverlässigkeit gekennzeichnet.
Ein bekanntes System zur Bereitstellung einer Nick-
Stabilisierung schließt einen Wendekreisel ein, aber dieses
System liefert eine dynamische Stabilisierung ohne Lage
stabilisierung; das heißt, im allgemeinen hält es einen
Horizontalflug nicht über lange Zeitabschnitte aufrecht. Ein
weiteres bekanntes System zur Bereitstellung einer Nick-
Stabilisierung schließt mechanische oder elektro-mechanische
Höhenmeßwandler zum Halten der Höhe ein, die die
Steiggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs erfassen; solche
Systeme sind jedoch aufgrund Hysterese und niedriger
Empfindlichkeit nicht präzise und deshalb normalerweise nur
zur Aufrechterhaltung von Horizontalflügen geeignet. Ein
weiteres bekanntes System umfaßt eine elektrostatische
Stabilisierung; zu den Nachteilen eines solchen Systems
gehören jedoch seine Empfindlichkeit gegenüber örtlichen
Wetteränderungen und atmosphärischen Störungen sowie das
Erfordernis radioaktiven Materials zum Beschichten der
Fühler-Elektroden.
Eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung besteht in der
Bereitstellung einer Einrichtung und eines Verfahrens, die
eine Roll- und/oder Nick-Stabilisierung bei einem
Luftfahrzeug, insbesondere einem ferngesteuerten
Luftfahrzeug, hervorbringen und Vorteile in den oben
genannten Gesichtspunkten aufweisen.
Gemäß einer Ausgestaltung der vorliegenden Erfindung wird ein
ferngesteuertes Luftfahrzeug bereitgestellt mit Querrudern
zum Steuern der Schräglage-Änderungen des Luftfahrzeugs,
einem Querruderantrieb, Höhenrudern zum Steuern der
Anstellwinkel-Änderungen des LuItfahrzeugs, einem
Höhenruderantrieb, und einem Empfänger zum Empfangen eines
Schräglage-Befehlssignals von einem entfernt gelegenen
Sender, welches dem Querruderantrieb zum Steuern der
Schräglage-Änderungen des Luftfahrzeugs zuzuführen ist, und
eines Anstellwinkel-Befehlssignals, welches dem
Höhenruderantrieb zum Steuern der Anstellwinkel-Änderungen
des Luftfahrzeugs zuzuführen ist; dadurch gekennzeichnet, daß
das Luftfahrzeug ferner umfaßt einen Sensor zum Erfassen des
Ist-Werts der Wendegeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und zum
Erzeugen eines dazu proportionalen Wendegeschwindigkeits-
Signals, welches inhärent auch dem Ist-Wert des
Schräglagewinkels des Luftfahrzeugs proportional ist; und
Mittel zum Zuführen des Wendegeschwindigkeits-Signals an den
Querruderantrieb als ein negatives Rückkopplungssignal
zusammen mit dem Schräglage-Befehlssignal, um dadurch den
Schräglagewinkel des Luftfahrzeugs in einer Lage zu
stabilisieren.
Nach einer anderen Ausgestaltung der Erfindung umfaßt das
Luftfahrzeug einen weiteren Sensor zum Erfassen des Ist-Werts
der Steiggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und zum Erzeugen
eines dazu proportionalen Steiggeschwindigkeits-Signals,
welch letzteres Signal inhärent auch dem Ist-Wert des
Anstellwinkels des Luftfahrzeugs proportional ist; und Mittel
zum Zuführen des Steiggeschwindigkeits-Signals an den
Höhenruderantrieb als ein negatives Rückkopplungssignal
zusammen mit dem Anstellwinkel-Befehlssignal, um dadurch den
Anstellwinkel des Luftfahrzeugs in einer Lage zu
stabilisieren.
Es ist besonders hervorzuheben, daß die Erfindung eine Lage
Stabilisierung, d.h. Stabilisierung der Lage des
Luftfahrzeugs bezüglich des Horizonts, beinhaltet. Die Lage
Stabilisierung der vorliegenden Erfindung ist zu
unterscheiden von der im Stand der Technik bekannten,
dynamischen Stabilisierung, d.h. einer Stabilisierung des
Luftfahrzeugs bezüglich Änderungen des Anstellwinkels oder
der Schräglage ohne Bezugnahme auf die absolute Lage.
Die Erfindung ist befähigt, in zwei Betriebsarten zu
arbeiten, nämlich in einer Normalen Betriebsart oder in einer
Automatischen Betriebsart. In der Normalen Betriebsart
spezifizieren das Schräglage-Befehlssignal und das
Anstellwinkel-Befehlssignal die Änderungen der
Schräglagewinkel und der Anstellwinkel und definieren nicht
einen speziellen Schräglagewinkel oder Anstellwinkel; in der
Automatischen Betriebsart hingegen bestimmen das Schräglage
Befehlssignal und das Anstellwinkel-Befehlssignal die Lage
des Luftfahrzeugs, d.h. die Werte des Schräglagewinkels und
des Anstellwinkels selbst.
Wie aus der nachfolgenden Beschreibung deutlicher wird,
bringt die Erfindung eine Anzahl wichtiger Vorteile gegenüber
den oben genannten bekannten Stabilisierungs-Techniken mit
sich. So z.B. erfassen die bekannten Wendekreisel-Techniken
nur die Änderungsrate des Schräglagewinkels und des
Anstellwinkels; deshalb werden kleine Änderungen nicht erfaßt
und haben die Tendenz, sich zu akkumulieren. Bei der
vorliegenden Erfindung hingegen wird durch Erfassung der
Wendegeschwindigkeit ein dem Ist-Wert des Schräglagewinkels
proportionales Signal erzeugt, und durch Erfassung der
Steiggeschwindigkeit wird ein dem Ist-Wert des Anstellwinkels
proportionales Signal erzeugt; diese Signale werden zusammen
mit dem Schräglage-Befehlssignal und dem Anstellwinkel-
Befehlssignal dem Querruderantrieb bzw. dem Höhenruderantrieb
zugeführt und verkörpern Gegenkopplungssignale, die das
Luftfahrzeug bezüglich Schräglagewinkel und Anstellwinkel
tendenziell stabilisieren.
Wenn z.B. das Schräglage-Befehlssignal gegeben ist, liefert
der Wendegeschwindigkeitssensor am Luftfahrzeug ein
Ausgangssignal, das dem Schräglage-Befehlssignal
entgegengesetzt ist, so daß im eingeschwungenen Zustand ein
konstanter Schräglagewinkel erzielt wird; dies führt zu der
befohlenen Wende des Luftfahrzeugs, während der
Schräglagewinkel stabilisiert ist. Die Stabilisierung des
Anstellwinkels wird in der gleichen Weise durch das
Gegenkopplungssignal erreicht, das mittels des
Steiggeschwindigkeits-Sensors erzeugt wird, welcher den Ist-
Wert des Anstellwinkels und nicht dessen Änderungsrate mißt;
dieses Signal wird dem Höhenruderantrieb des Luftfahrzeugs
zusammen mit dem Anstellwinkel-Befehlssignal zugeführt und
bewirkt dadurch den befohlenen Anstieg des Luftfahrzeugs,
während der Anstellwinkel stabilisiert wird.
Ein weiterer wichtiger Vorteil der Erfindung besteht darin,
daß herkömmliche Wendegeschwindigkeits- und
Steiggeschwindigkeits-Sensoren, wie sie gegenwärtig zu
vernünftigen Kosten in der mit funkferngesteuerten
Modellflugzeugen befaßten Industrie verwendet und verfügbar
sind, eingesetzt werden können, um das Luftfahrzeug bezüglich
Schräglagewinkel und Anstellwinkel zu stabilisieren.
Fig. 1 zeigt schematisch ein erfindungsgemäß gebautes
ferngesteuertes Luftfahrzeug;
Fig. 2 zeigt den am Boden stationierten Befehlssender zum
Steuern des Luftfahrzeugs gemäß Fig. 1;
Fig. 3 ist ein Blockdiagramm zur Illustration des Bord-
Steuersystems im Luftfahrzeug, inclusive einer
erfindungsgemäßen Erweiterungseinheit; und
Fig. 4 ist ein Block-Diagramm zur Illustration eines
erfindungsgemäß gebauten Systems, welches als
Erweiterungseinheit im Bord-Steuersystem der Fig. 3 einsetzbar
ist.
Fig. 1 zeigt schematisch ein ferngesteuertes Luftfahrzeug
herkömmlicher Bauart, mit Querrudern 2 zum Steuern von Roll-
Bewegungen des Luftfahrzeugs und mit Höhenrudern 4 zum
Steuern der Anstellwinkel-Änderungen des Luftfahrzeugs. Die
Querruder 2 werden durch einen schematisch als ED
dargestellten Querruderantrieb betätigt, der ein
herkömmlicher Querruder-Servomotor sein kann; und die
Höhenruder 4 werden durch einen schematisch als ED
dargestellten Höhenruderantrieb betätigt, der ein
herkömmlicher Höhenruder-Servomotor sein kann.
Das in Fig. 1 dargestellte Luftfahrzeug umfaßt ferner einen
Wendegeschwindigkeits-Sensor, der schematisch mit Block ROTS
angegeben ist, und einen Steiggeschwindigkeits-Sensor, der
schematisch mit Block ROCS angegeben ist. Beide Sensoren
können von einer bekannten Bauart sein, wie sie gegenwärtig
zu niedrigen Kosten für den Einsatz bei der Steuerung
funkferngesteuerter Modellflugzeuge erhältlich sind. Wie
unten genauer beschrieben, wird in der vorliegenden Erfindung
der Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS zur Stabilisierung des
Luftfahrzeugs bezüglich des Rollens (oder des
Schräglagewinkels) und der Steiggeschwindigkeits-Sensor ROCS
zur Stabilisierung des Luftfahrzeugs bezüglich des
Anstellwinkels verwendet.
Das Luftfahrzeug gemäß Fig. 1 wird durch einen allgemein mit
10 bezeichneten, am Boden befindlichen Befehlssender
gesteuert, der zur Herstellung einer Kommunikation mit dem in
der Luft befindlichen Luftfahrzeug mit einer Antenne 12
versehen ist. Der Befehlssender 10 enthält zwei manuell
bewegbare Steuerknüppel 14 und 16. Der Steuerknüppel 14 ist
vertikal bewegbar, um den Drossel- (oder Drehzahl-) Antrieb
im Luftfahrzeug zu steuern, indem Drehzahl-Befehlssignale
erzeugt werden, die über die Antenne 12 an das Luftfahrzeug
gesendet werden. Der Steuerknüppel 14 kann auch horizontal
bewegt werden, um das Steuerruder (oder eine Wende) des
Luftfahrzeugs zu steuern, indem Wende-Befehlssignale erzeugt
und an das Luftfahrzeug gesendet werden. In ähnlicher Weise
ist der Steuerknüppel 16 vertikal bewegbar, um Anstellwinkel-
Befehlssignale zu erzeugen, die an den Höhenruderantrieb des
Luftfahrzeugs zu senden sind, um den Anstellwinkel oder
Anstieg zu steuern; in horizontaler Richtung ist der
Steuerknüppel 16 hingegen bewegbar, um Roll-Befehlssignale zu
erzeugen, die zum Steuern des Rollens oder Wendens des
Luftfahrzeugs an den Querruderantrieb des Luftfahrzeugs zu
senden sind.
Der Befehlssender 10 am Boden umfaßt ferner einen
Betriebsarten-Wahlschalter 18, zur Auswahl einer von zwei
Betriebsarten eingestellt werden kann: (1) eine Normale
Betriebsart, in der der Bediener des Befehlssenders das
Luftfahrzeug direkt steuert; oder (2) eine Automatische
Betriebsart, in der die manuellen Befehlssignale, die zum
Luftfahrzeug gesendet werden, durch Wendegeschwindigkeits
und Steiggeschwindigkeits-Signale verändert werden, um eine
Roll- und Nick-Stabilisierung hervorzubringen, wie unten
näher beschrieben. Das Luftfahrzeug enthält ferner
vorprogrammierte Lagesteuermittel zur Erzeugung von Lage-
Befehlssignalen und einen Funkverbindungs-Identifikator, der
bei einer Störung oder Unterbrechung der Funkverbindung
zwischen Funksender und Luftfahrzeug Schaltmittel betätigt,
um die Lage-Befehlssignale, die von den vorprogrammierten
Lagesteuermitteln erzeugt werden, dem Querruderantrieb und
dem Höhenruderantrieb zuzuführen. Letztere Maßnahme greift
sowohl während der Normalen Betriebsart als auch während der
Automatischen Betriebsart, wie gewählt mittels des
Betriebsarten-Wahlschalters 18 des Befehlssenders 10.
Fig. 3 erläutert das an Bord des Luftfahrzeugs befindliche
System zum Empfangen der verschiedenen Befehlssignale vom
Befehlssender 10 am Boden. So etwa enthält das
Steuerungssystem des Luftfahrzeugs einen aus einer Batterie
22 versorgten Funkempfänger 20 mit Antenne 24, wie in einem
herkömmlichen System. Ebenfalls wie in einem herkömmlichen
System gibt der Funkempfänger 20 die Drehzahl-Befehlssignale
und die Wende-Befehlssignale an den (nicht näher
dargestellten) Drossel- bzw. Steuerruder-Antrieb des
Luftfahrzeugs weiter. Im Unterschied zum herkömmlichen System
jedoch werden die Roll-Befehlssignale und die Anstiegs-
Befehlssignale vom Funkempfänger 20 nicht direkt an den
Querruderantrieb bzw. den Höhenruderantrieb geleitet, sondern
vielmehr zuerst einer allgemein mit 30 bezeichneten
Erweiterungseinheit zugeführt, die diese Signale verändert,
bevor sie dem Querruderantricb bzw. dem Höhenruderantrieb
übergeben werden.
Fig. 4 stellt den Aufbau der Erweiterungseinheit 30 nach Fig. 3
genauer dar. So z.B. enthält die Erweiterungseinheit 30
zusätzlich zu dem oben im Zusammenhang mit Fig. 1 genannten
Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS und zum
Steiggeschwindigkeits-Sensor ROCS ferner einen Begrenzungs-
Schaltkreis LR, der das Schräglage-Befehlssignal vom Boden
empfängt, und einen weiteren Begrenzungs-Schaltkreis LP, der
das Anstellwinkel-Befehlssignal vom Boden empfängt. Um ein
Abkippen und eine Instabilität zu verhindern, begrenzt der
Begrenzungs-Schaltkreis LR das Schräglage-Befehlssignal auf
sichere Werte, z.B. ±30°, bevor das Signal dem
Querruderantrieb AD zugeführt wird; hingegen begrenzt der
Begrenzungs-Schaltkreis LP, um einen Strömungsabriß und einen
schnellen Abstieg zu verhindern, das Anstellwinkel-
Befehlssignal auf sichere Werte, z.B. ±10°, bevor dieses
Signal dem Höhenruderantrieb ED zugeführt wird.
Die Erweiterungseinheit 30 an Bord des Luftfahrzeugs umfaßt
ferner einen Addier- und Former-Schaltkreis ASR, der sowohl
das Signal vom Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS als auch das
Schräglage-Befehlssignal vom Begrenzer LR empfängt.
Schaltkreis ASR addiert das Signal von dem
Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS, nach Begrenzung auf eine
vorbestimmte Frequenz, als negatives Rückkopplungssignal zu
dem Schräglage-Befehlssignal von Begrenzer LR und führt erst
dann das resultierende Signal dem Querruderantrieb AD zu. Da
das Wendegeschwindigkeits-Signal inhärent auch dem Ist-Wert
des Schräglagewinkels des Luftfahrzeugs proportional ist,
stabilisiert es den Schräglagewinkel des Luftfahrzeugs, wenn
es als negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem
Schräglage-Befehlssignal dem Querruderantrieb AD zugeführt
wird.
In vergleichbarer Weise ist das Steiggeschwindigkeits-Signal
von Sensor ROCS inhärent auch dem Ist-Wert des Anstellwinkels
des Luftfahrzeugs proportional. Dieses Signal wird als
negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel-
Befehlssignal einem zweiten Addier- und Former-Schaltkreis
ASP zugeführt. Dieser Schaltkreis begrenzt auf eine bestimmte
Frequenz und liefert das Signal für den Höhenruderantrieb ED,
welches den Anstellwinkel des Luftfahrzeugs steuert. So
stabilisiert das Signal vom Steiggeschwindigkeits-Sensor
ROCS, indem es als negatives Rückkopplungssignal zusammen mit
dem Anstellwinkel-Befehlssignal angewendet wird, das
Luftfahrzeug bezüglich des Anstellwinkels.
Die Erweiterungseinheit 30 (Fig. 3) an Bord des Luftfahrzeugs
enthält ferner von dem Betriebsarten-Wahlschalter 18 des
Senders 10 gesteuerte Schaltkreise zum Betreiben des
Luftfahrzeugs gemäß der Normalen Betriebsart, bei der der
Steuerknüppel 16 den Querruderantrieb AD und den
Höhenruderantrieb ED und damit die Lageänderungen des
Luftfahrzeugs direkt steuert, oder gemäß einer Automatischen
Betriebsart, bei der die letztgenannten Antriebe von den
Mitteln zur Roll- und Nick-Stabilisierung innerhalb der
Erweiterungseinheit 30 an Bord des Luftfahrzeugs gesteuert
werden. So etwa enthält die Erweiterungseinheit 30 an Bord
des Luftfahrzeugs ferner einen Logikschaltkreis LOG, einen
Funkverbindungs-Identifikator RLI, vorprogrammierte Lage
Steuereinheiten TRIM-1 und TRIM-2, und zwei Wahlschalter SEL-
1 und SEL-2, die beide von dem Funkverbindungs-Identifikator
RLI gesteuert werden.
Wenn der Betriebsarten-Wahlschalter 18 auf der Normalen
Betriebsart steht, werden sowohl der Querruderantrieb AD als
auch der Höhenruderantrieb ED direkt durch den Steuerknüppel
16 gesteuert, wie unten eingehender beschrieben; aber wenn
der Betriebsarten-Wahlschalter 18 auf der Automatischen
Betriebsart steht, werden das Schräglage-Befehlssignal und
das Anstellwinkel-Befehlssignal, nachdem sie durch den
Begrenzungs-Schaltkreis LR bzw. LP begrenzt wurden und zu den
vom Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS bzw.
Steiggeschwindigkeits-Sensor ROCS empfangenen Signalen
addiert wurden, dem Querruderantrieb AD bzw. dem
Höhenruderantrieb ED zugeführt.
Das in der Erweiterungseinheit 30 installierte,
vorprogrammierte und eigensichere Lage-Steuersystem besteht
aus dem Logik-Schaltkreis LOG, der beständig wirksam ist, um
den Funkverbindungs-Identifikator RLI in die Lage zu
versetzen, über die Wahlschalter SEL-1 und SEL-2 zu schalten.
Das vorprogrammierte, eigensichere Lage-Steuersystem schließt
ferner zwei Einheiten TRIM-1 und TRIM-2 ein, welche
vorprogrammierte Lage-Steuerungen sind, um den
Querruderantrieb AD und den Höhenruderantrieb ED immer dann
gemäß dem vorprogrammierten Schräglagewinkel und
Anstellwinkel zu steuern, wenn der Funkverbindungs-
Identifikator RLI eine Störung oder Unterbrechung der
Funkübertragung vom Sender 10 zum Empfänger 20 an Bord des
Luftfahrzeugs feststellt; dadurch wird eine für Notfälle
vorprogranmierte Lage-Stabilisierung des Luftfahrzeugs
erreicht. Die Einheiten TRIM-1 und TRIM-2 können z.B.
veränderbare Widerstände sein, die jeweils an eine feste
Spannung angeschlossen sind, wobei der Wert des Widerstandes
die abgegriffene Spannung und damit die vorprogrammierte Lage
des Luftfahrzeugs bestimmt, z.B. einen Schräglagewinkel von 5
Grad nach rechts und einen Anstellwinkel von 2 Grad nach
oben, was für die Flugbahn eine nach oben gerichtete Spirale
bedeutet.
Das vorprogrammierte, eigensichere System übernimmt
automatisch die Kontrolle über das Luftfahrzeug, wenn eine
Störung oder Unterbrechung der Funkverbindung vom
Funkverbindungs-Identifikator RLI festgestellt wird.
Der letztgenannte Schaltkreis steuert die Wahlschalter SEL-1
und SEL-2, um die vorprogrammierten Steuereinheiten TRIM-1
und TRIM-2 an die Addier- und Former-Schaltkreise ASR und ASP
zu schalten und damit letztere zu veranlassen, die der
Situation angemessene Spannung dem Querruderantrieb AD bzw.
dem Höhenruderantrieb ED zuzuführen und dadurch die Lage
Stabilisierung vorzuprogrammieren. Die vorgenannte
Beschreibung gilt unabhängig von der Stellung des
Betriebsarten-Wahlschalters 18, d.h. unabhängig davon, ob die
gewählte Betriebsart die Normale Betriebsart oder die
Automatische Betriebsart ist.
Das in den Zeichnungen dargestellte System arbeitet wie
folgt:
Wenn der Betriebsarten-Wahlschalter 18 des Senders 10 in der
Normalen Betriebsart steht, steuert der Logik-Schaltkreis LOG
die Wahlschalter SEL-1 und SEL-2 der Erweiterungseinheit 30
an Bord des Luftfahrzeugs so, daß der Querruderantrieb AD und
der Höhenruderantrieb ED des Luftfahrzeugs auf Empfang der
Befehle vom Befehlssender 10 geschaltet sind. Während dieser
Betriebsart bestimmt die horizontale Stellung des
Steuerknüppels 16 den zum Empfänger 20 an Bord des
Luftfahrzeugs gesendeten Roll- oder Schräglageänderungs-
Befehl, der den Querruderantrieb AD steuert; und die
vertikale Stellung des Steuerknüppels 16 bestimmt den
Anstellwinkeländerungs-Befehl, der dem Höhenruderantrieb ED
an Bord des Luftfahrzeugs zugeführt wird.
Auf diese Weise wird immer dann, wenn eine Wende des
Luftfahrzeugs gewünscht wird, durch horizontales Bewegen des
Steuerknüppels 14 ein Wende-Befehl gesendet, oder es wird
durch horizontales Bewegen des Steuerknüppels 16 ein
Schräglage-Befehl gesendet. Der Wende-Befehl wird direkt dem
(nicht näher dargestellten) Steuerruderantrieb des
Luftfahrzeugs in der herkömmlichen Weise zugeleitet, wie in
Fig. 3 gezeigt; oder der Schräglage-Befehl wird direkt dem
Querruderantrieb AD zugeleitet; und der
Anstellwinkeländerungs-Befehl wird direkt dem
Höhenruderantrieb ED zugeleitet.
Es ist somit ersichtlich, daß während der Normalen
Betriebsart die oben genannten Maßnahmen zum Stabilisieren
der Schräg- und Steiglage des Luftfahrzeugs außer Kraft
gesetzt sind und das Luftfahrzeug direkt durch die vom
Bediener unter Sichtkontakt zum Luftfahrzeug gesendeten
Befehlssignale gesteuert wird. Sollte jedoch der Funkkontakt
unterbrochen oder gestört werden, würde der Funkverbindungs-
Identifikator RLI dies erkennen und die beiden Wahlschalter
SEL-1 und SEL-2 umsteuern, um die Addier- und Former-
Schaltkreise ASR, ASP von den Begrenzungs-Schaltkreisen LR
und LP zu trennen, welche die Befehle von dem Sender
erhalten, und die vorprogrammierten Lage-Steuermittel TRIM-1
und TRIM-2 mit den Addier- und Former-Schaltkreisen ASR, ASP
zu verbinden. Der Querruderantrieb AD und der
Höhenruderantrieb ED würden dadurch gemäß der
vorprogrammierten Lage der Einheiten TRIM-1 und TRIM-2
gesteuert.
Während dieses vorprogrammierten Betriebs sind die
Schaltkreise zur Stabilisierung der Schräglage und des
Anstellwinkels aktiviert. Somit ist der
Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS mit dem Schaltkreis ASR
verbunden, um ein gegenüber dem Schräglage-Befehlssignal (von
Einheit TRIM-1) negatives Rückkopplungssignal zu liefern,
wodurch das Luftfahrzeug bezüglich des Schräglagewinkels
stabilisiert wird. In entsprechender Weise wird der
Steiggeschwindigkeit-Sensor ROCS mit dem Schaltkreis ASP
verbunden, um ein dem Ist-Wert des Anstellwinkels des
Luftfahrzeugs proportionales Signal als negatives
Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel-
Befehlssignal (von Einheit TRIM-2) zu verwenden, wodurch das
Luftfahrzeug bezüglich des Anstellwinkels stabilisiert wird.
Wenn der Betriebsarten-Wahlschalter 18 des Senders 10 auf der
Automatischen Betriebsart steht, steuert der Logik-
Schaltkreis LOG die Wahlschalter SEL-1 und SEL-2 der Einheit
30 an Bord des Luftfahrzeugs so, daß sie die Begrenzungs-
Schaltkreise LR und LP mit den Addier- und Former-
Schaltkreisen ASR und ASP verbinden. Um ein Abkippen
(Abschmieren) und eine Instabilität zu verhindern, begrenzt
der Begrenzungs-Schaltkreis LR das Schräglage-Befehlssignal
auf sichere Werte, z.B. ±30 Grad, bevor das Schräglage
Befehlssignal dem Addier- und Former-Schaltkreis ASR
zugeführt wird.
Die oben beschriebenen Schaltkreise zur Stabilisierung des
Schräglagewinkels und des Anstellwinkels werden ebenfalls
während dieser Automatischen Betriebsart aktiviert. So
empfängt, wie in Fig. 4 gezeigt, der Addier- und Former-
Schaltkreis ASR auch ein Wendegeschwindigkeits-Signal von dem
Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS, welches als negatives
Rückkopplungssignal zusammen mit dem Schräglage-Befehlssignal
dem Addier- und Former-Schaltkreis ASR zugeführt wird. Wie
weiter oben beschrieben, ist das Wendegeschwindigkeits-Signal
von dem Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS inhärent dem Ist-
Wert des Schräglagewinkels des Luftfahrzeugs proportional,
und deshalb stabilisiert es den Schräglagewinkel des
Luftfahrzeugs, wenn es als negatives Rückkopplungssignal
zusammen mit dem Schräglage-Befehlssignal dem Addier- und
Former-Schaltkreis ASR zugeführt wird, bevor das letztere
Signal dem Querruderantrieb AD zugeleitet wird.
Die Stabilisierung des Anstellwinkels des Luftfahrzeugs wird
auf ähnliche Weise mittels des Steiggeschwindigkeits-Signals
vom Sensor ROCS erreicht, welches als negatives
Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel-
Befehlssignal dem Addier- und Former-Schaltkreis ASP
zugeführt wird, bevor dessen Ausgangssignal dem
Höhenruderantrieb ED zugeleitet wird. So ist das
Steiggeschwindigkeits-Signal vom Sensor ROCS inhärent auch
dem Ist-Wert des Anstellwinkels des Luftfahrzeugs
proportional und stabilisiert deshalb dessen Anstellwinkel,
wenn es als negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem
Anstellwinkel-Befehlssignal verwendet wird.
Die oben beschriebenen vorprogrammierten Lage-Steuermittel,
mit den Einheiten TRIM-1 und TRIM-2, sind ebenfalls während
der Automatischen Betriebsart aktiviert, wenn der Funkkontakt
unterbrochen oder gestört werden sollte. So betätigt der
Funkverbindungs-Identifikator RLI nach Feststellung einer
Unterbrechung oder Störung des Funkkontakts die beiden
Wahlschalter SEL-1 und SEL-2, um die Addier- und Former-
Schaltkreise ASR, ASP von den Begrenzungs-Schaltkreisen LR
und LP zu trennen, die die Befehle vom Sender empfangen, und
verbindet die vorprogrammierten Lagesteuereinheiten TRIM-1
und TRIM-2 mit den Addier- und Former-Schaltkreisen ASR, ASP.
Entsprechend werden der Querruderantrieb AD und der
Höhenruderantrieb ED nun gemäß der vorprogrammierten Lage der
Einheiten TRIM-1 und TRIM-2 gesteuert.
Während dieses vorprogrammierten Betriebszustands sind der
Schräglagewinkel und der Anstellwinkel des Luftfahrzeugs
stabilisiert. So bleibt der Wendegeschwindigkeits-Sensor ROTS
mit dem Schaltkreis ASR verbunden, um ein gegenüber dem
Schräglage-Befehlssignal (von Einheit TRIM-1) negatives
Rückkopplungssignal zu liefern und dadurch das Luftfahrzeug
bezüglich des Schräglagewinkels zu stabilisieren. Ähnlich
bleibt der Steiggeschwindigkeits-Sensor ROCS mit dem
Schaltkreis ASP verbunden, um ein dem Ist-Wert des
Anstellwinkels des Luftfahrzeugs proportionales Signal als
negatives Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel-
Befehlssignal (von Einheit TRIM-2) zu verwenden, wodurch das
Luftfahrzeug bezüglich des Anstellwinkels stabilisiert wird.
Während die Erfindung mit Bezug auf eine bevorzugte
Ausführungsform beschrieben wurde, welche zur Stabilisierung
ferngesteuerter Luftfahrzeuge, wie Modellflugzeuge,
Zielflugzeuge und kleiner unbemannter Flugkörper anwendbar
ist, wird bei verständiger Würdigung erkennbar, daß die
Erfindung ebenso in vielen Typen ziviler Luftfahrzeuge und
Helikopter angewendet werden könnte, um Flüge von
Luftfahrzeugen über lange Strecken in einem vorprogrammierten
Zustand im Fall einer Störung oder Unterbrechung der
Funkverbindung zu ermöglichen. Viele andere Varianten,
Abänderungen und Anwendungen der Erfindung erschließen sich
dem Fachmann aus der vorliegenden Offenbarung.
Claims (6)
1. Ferngesteuertes Luftfahrzeug mit Querrudern (2) zum
Steuern der Schräglage-Änderungen des Luftfahrzeugs,
einem Querruderantrieb (AD), Höhenrudern (4) zum Steuern
der Anstellwinkel-Änderungen des Luftfahrzeugs, einem
Höhenruderantrieb (ED), und einem Empfänger (20) zum
Empfangen eines Schräglage-Befehlssignals von einem
entfernt gelegenen Sender (10), welches dem
Querruderantrieb (AD) zum Steuern der Schräglage
Änderungen des Luftfahrzeugs zuzuführen ist, und eines
Anstellwinkei-Befehlssignals, welches dem
Höhenruderantrieb (ED) zum Steuern der Anstellwinkel-
Änderungen des Luftfahrzeugs zuzuführen ist; dadurch
gekennzeichnet, daß das Luftfahrzeug ferner umfaßt einen
Sensor (ROTS) zum Erfassen des Ist-Werts der
Wendegeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und zum Erzeugen
eines dazu proportionalen Wendegeschwindigkeits-Signals,
welches inhärent auch dem Ist-Wert des Schräglagewinkels
des Luftfahrzeugs proportional ist; und Mittel (ASR) zum
Zuführen des Wendegeschwindigkeits-Signals an den
Querruderantrieb (AD) als ein negatives
Rückkopplungssignal zusammen mit dem Schräglage
Befehlssignal, um dadurch den Schräglagewinkel des
Luftfahrzeugs in einer Lage zu stabilisieren.
2. Luftfahrzeug nach Anspruch 1, weiterhin dadurch
gekennzeichnet, daß das Luftfahrzeug ebenfalls umfaßt:
einen weiteren Sensor (ROCS) zum Erfassen des Ist-Werts
der Steiggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs und zum
Erzeugen eines dazu proportionalen Steiggeschwindigkeits-
Signals, welchletzteres Signal inhärent auch dem Ist-Wert
des Anstellwinkels des Luftfahrzeugs proportional ist;
und Mittel (ASP) zum Zuführen des Steiggeschwindigkeits-
Signals an den Höhenruderantrieb (ED) als ein negatives
Rückkopplungssignal zusammen mit dem Anstellwinkel
Befehlssignal, um dadurch den Anstellwinkel des
Luftfahrzeugs in einer Lage zu stabilisieren.
3. Luftfahrzeug nach Anspruch 2, wobei das Schräglage
Befehlssignal dem Querruderantrieb (AD) durch eine
Einrichtung mit folgenden Merkmalen zugeführt wird: einem
Begrenzungs-Schaltkreis (LR) zum Begrenzen des
Schräglage-Befehlssignals auf sichere Werte, um ein
Abkippen zu verhindern, und einem Addier-Schaltkreis
(ASR) mit einem Tiefpaßfilter zum Optimieren der
dynamischen Reaktionscharakteristik des Luftfahrzeugs und
zum Addieren des Wendegeschwindigkeits-Signals und des
Schräglage-Befehlssignals, um ein Querruderantriebs-
Signal, welches dem Querruderantrieb (AD) zugeführt wird,
hervorzubringen.
4. Luftfahrzeug nach Anspruch 2, wobei das Anstellwinkel-
Befehlssignal dem Höhenruderantrieb (ED) durch eine
Einrichtung mit folgenden Merkmalen zugeführt wird: einem
Begrenzungs-Schaltkreis (LP) zum Begrenzen des
Anstellwinkel-Befehlssignals auf sichere Werte, um einen
Strömungsabriß und einen schnellen Abstieg zu verhindern,
und einem Addier-Schaltkreis (ASP) mit einem
Tiefpaßfilter zum Optimieren der dynamischen
Reaktionscharakteristik des Luftfahrzeugs und zum
Addieren des Steiggeschwindigkeits-Signals und des
Anstellwinkel-Befehlssignals, um ein Höhenruderantriebs-
Signal, welches dem Höhenruderantrieb (ED) zugeführt
wird, hervorzubringen.
5. Luftfahrzeug nach Anspruch 2, wobei das Schräglage
Befehlssignal und das Anstellwinkel-Befehlssignal mittels
einer Funkverbindung von einem entfernt gelegenen Sender
(10) gesendet werden und das Luftfahrzeug ferner enthält:
vorprogrammierte Lage-Steuermittel (LOG) zum Erzeugen von
Lage-Steuersignalen; Schaltmittel (SEL-1, SEL-2), die
normalerweise das Schräglage-Befehlssignal und das
Anstellwinkel-Befehlssignal vom Funksender (10) dem
Querruderantrieb (AD) bzw. dem Höhenruderantrieb (ED)
zuführen; und einen Funkverbindungs-Identifikator (RLI),
der bei Störung oder Unterbrechung der Funkverbindung
zwischen dem Funksender (10) und dem Luftfahrzeug die
Schaltmittel (SEL-1, SEL-2) betätigt und sie veranlaßt,
die von dem vorprogrammierten Lage-Steuermittel (LOG)
erzeugten Lage-Steuersignale dem Querruderantrieb (AD)
bzw. dem Höhenruderantrieb (ED) zuzuführen.
6. Steuerungssystem für ein Luftfahrzeug, mit folgenden
Merkmalen: einem ferngesteuerten Luftfahrzeug nach
Anspruch 5; einem Funksender (10) mit Mitteln (12, 14,
16) zum Senden des Schräglage-Befehlssignals und des
Anstellwinkel-Befehlssignals an das ferngesteuerte
Luftfahrzeug über eine Funkverbindung; einem
Betriebsarten-Wähler (18) zum Auswählen entweder einer
Normalen Betriebsart oder einer Automatischen
Betriebsart; wobei das Schräglage-Befehlssignal und das
Anstellwinkel-Befehlssignal in der Normalen Betriebsart
die Änderungen des Schräglagewinkels und des
Anstellwinkels und in der Automatischen Betriebsart den
Schräglagewinkel und den Anstellwinkel selbst
spezifizieren und das Luftfahrzeug Einrichtungen (RLI,
SEL-1, SEL-2) enthält, die bei Wahl einer Normalen
Betriebsart des Senders (10) normalerweise die
Schräglagewinkel- und Anstellwinkel-Lagestabilisierung
stillegen, aber diese und auch das vorprogrammnierte Lage
Steuermittel (LOG) bei Störung oder Unterbrechung der
Funkverbindung aktivieren; wobei das Luftfahrzeug ferner
Einrichtungcn (RLI, SEL-1, SEL-2) enthält, die bei Wahl
einer Automatischen Betriebsart des Senders (10) die
Schräglagewinkel- und Anstellwinkel-Lagestabilisierung
aktivieren und auch das vorprogrammierte Lage
Steuermittel (LOG) bei Störung oder Unterbrechung der
Funkverbindung aktivieren.
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
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8110 | Request for examination paragraph 44 | ||
8127 | New person/name/address of the applicant |
Owner name: B.T.A. AUTOMATIC PILOTING INTERNATIONAL (1995) LTD |
|
8131 | Rejection |