DE4140943A1 - Fluggeschwindigkeits-anzeigeinstrument - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Fluggeschwindigkeits-Anzeige­ instrument, insbesondere für ein Drehflügelflugzeug.

Es ist bekannt, daß bei der Ermittlung der maximal zulässigen Fluggeschwindigkeit eines Hubschraubers verschiedene Geschwindig­ keitgrenzen beachtet werden müssen, von denen die Strukturgrenze ein baubedingt fest vorgegebener Geschwindigkeitswert ist, wäh­ rend sich die Manövrierbarkeitsgrenze mit der Anzahl der inopera­ tiven Triebwerke verändert und im Autorotationsflug am niedrig­ sten ist, und die Machgrenze, durch die sichergestellt wird, daß die vorlaufenden Rotorblattspitzen unterhalb der örtlichen Schallgeschwindigkeit bleiben, ebenso wie die Rotorbelastungs­ grenze von der Außentemperatur, bzw. der Dichtehöhe und dem Flug­ gewicht abhängig sind, also ebenfalls nach Maßgabe der jeweiligen Flugparameter veränderliche Geschwindigkeits-Grenzwerte darstel­ len. Zur einfacheren Bestimmung des jeweils maßgeblichen Grenz­ wertes wird eine sog. V_NE-Tabelle verwendet, aus der der Pilot die zulässige Maximalgeschwindigkeit für zwei unterschiedliche Abfluggewichte in Abhängigkeit von der Flughöhe und der Lufttem­ peratur ablesen und mit der am Fahrtmesser angezeigten Flugge­ schwindigkeit vergleichen kann. Dies jedoch birgt das sicher­ heitstechnische Risiko, daß die Tabellenwerte aufgrund einer Ver­ wechslung falsch abgelesen werden und es daher zu einer unbemerk­ ten Überschreitung der maximal zulässigen Fluggeschwindigkeit kommt.

Aufgabe der Erfindung ist es, ein Fluggeschwindigkeits-Anzeigein­ strument zu schaffen, durch das ein unbemerktes Überschreiten der jeweils maßgeblichen, maximal zulässigen Geschwindigkeitsgrenze vermieden und dadurch das Risiko flugkritischer Situationen re­ duziert wird.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch das im Patentanspruch 1 gekennzeichnete Anzeigeinstrument gelöst.

Erfindungsgemäß wird aufgrund der selbsttätigen kontinuierlichen Ermittlung und Anzeige des jeweils gültigen, maximal zulässigen Geschwindigkeitslimits in Bezug zur aktuellen Fluggeschwindigkeit eine wesentliche Arbeitsentlastung des Piloten erzielt und die Gefahr eines unbemerkt kritischen Flugzustandes deutlich verrin­ gert, mit dem zusätzlichen sicherheitstechnischen Aspekt, daß durch die hinsichtlich beider Geschwindigkeitswerte kombinierte Signalverarbeitung eines gemeinsamen Meßdatensatzes in einem ein­ zigen Fluginstrument eine äußerst einfache und störunanfällige Bau- und Funktionsweise garantiert wird.

Im Rahmen der Erfindung ist es zwar durchaus möglich, eine Digi­ talanzeige für das Geschwindigkeitslimit vorzusehen, im Hinblick auf eine anschauliche Darstellung des jeweiligen Abstandes der aktuellen zur maximal zulässigen Fluggeschwindigkeit ist jedoch in weiterer vorteilhafter Ausgestaltung der Erfindung gemäß An­ spruch 2 eine simultane Analoganzeige beider Geschwindigkeitswer­ te mit Hilfe eines Doppelzeiger-Instruments bevorzugt.

Eine weitere sicherheitstechnische Verbesserung wird gemäß An­ spruch 3 durch einen die beiden Geschwindigkeitswerte miteinander vergleichenden Komparator erreicht, der bei einer Überschreitung des jeweils zulässigen Geschwindigkeitslimits ein optisches und/ oder akustisches Warnsignal auslöst.

Im Hinblick auf eine baulich einfache und exakte Ermittlung der beiden Geschwindigkeitswerte, etwa mit Hilfe eines Mikroprozes­ sors, ist für die Rechen- und Anzeigeeinheit gemäß Anspruch 4 vorzugsweise eine digitale Meßdatenverarbeitung vorgesehen.

Wie bereits eingangs erwähnt müssen bei der Bestimmung der maxi­ mal zulässigen Fluggeschwindigkeit mehrere verschiedenartige Ge­ schwindigkeitsgrenzen berücksichtigt werden. Eine in dieser Hin­ sicht besonders einfache Ausgestaltung der Erfindung besteht ge­ mäß Anspruch 5 darin, daß die einzelnen Geschwindigkeitsgrenzen in der Rechen- und Anzeigeeinheit unabhängig voneinander ermit­ telt und zur Bestimmung des jeweils maßgeblichen Geschwindig­ keitslimits miteinander verglichen werden.

Im Hinblick auf eine hochexakte Grenzwertbestimmung wird dabei der vom Fluggewicht abhängige Grenzwert gemäß Anspruch 6 vorzugs­ weise nicht nur nach Maßgabe des Abfluggewichts, sondern auch un­ ter Berücksichtigung des bisherigen Kraftstoffverbrauchs errech­ net. In weiterer, insbesondere für Hubschrauber bevorzugter Aus­ gestaltung der Erfindung wird als weiterer Grenzwert zusätzlich zu der festen Strukturgrenze und der die Rotorsteuerbarkeit be­ treffenden, von der Anzahl der operativen Triebwerke abhängigen Geschwindigkeitsgrenze gemäß Anspruch 7 die Rotor-Machzahlgrenze in linearer Abhängigkeit von der örtlichen Schallgeschwindigkeit bestimmt.

In besonders zweckmäßiger Weise schließlich bestehen die eingege­ benen Meßdaten aus voneinander unabhängig variablen Meßgrößen, wodurch die Anzahl der Meßgrößen und damit der möglichen Fehler­ quellen im Meßdatensatz so klein wie möglich gehalten und dadurch die Störsicherheit weiter verbessert wird.

Die Erfindung wird nunmehr anhand eines Ausführungsbeispieles in Verbindung mit den Zeichnungen näher erläutert.

Es zeigen in schematischer Darstellung:

Fig. 1 einen Fahrtmesser mit zwei unabhängig voneinander drehbetätigten Geschwindigkeitszeigern, sowie ein zugeordnetes Kontrollampenfeld mit einer V_NE-Warn­ anzeige und

Fig. 2 das Signalflußdiagramm des Anzeigeinstruments.

Das in den Fig. gezeigte Hubschrauber-Anzeigeinstrument enthält einen Fahrtmesser 2 mit einem IAS-Zeiger 4 zur Anzeige der ak­ tuellen Fluggeschwindigkeit und einem unabhängig von diesem z. B. drehspulenbetätigten V_NE-Zeiger 6 zur Anzeige des jeweils maximal zulässigen Geschwindigkeitswertes, sowie eine in ein Kontrollam­ penfeld 8 integrierte V_NE-Warnleuchte 10, die anspricht, wenn die aktuelle Fluggeschwindigkeit das jeweilige V_NE-Limit überschrei­ tet. Zusätzlich oder wahlweise zu dem visuellen kann der Pilot auch ein akustisches Warnsignal, etwa über die Intercom-Anlage, erhalten.

Die beiden variablen Geschwindigkeitswerte, IAS und V_NE, werden in einem digitalen Rechnerabschnitt 12 (Fig. 2) des Anzeigein­ struments in Abhängigkeit einerseits von einem digitalen und an­ dererseits von einem analogen Eingabedatensatz ermittelt. In di­ gitaler Form werden das Hubschrauber-Startgewicht, AG , die An­ zahl der operativen Triebwerke, TW, und ein durch die Hubschrau­ berstruktur fest vorgegebenes Geschwindigkeitslimit, V_NES, z. B. 150 kts, eingegeben. Aus der Anzahl der operativen Triebwerke er­ gibt sich in fester Zuordnung das die Rotorsteuerbarkeitsgrenze betreffende Geschwindigkeitslimit, V_AR, AR, z. B. 70 kts, für den Au­ torotationsflug bzw. V_EI, z. B. 90 kts, bei Ausfall eines von zwei Hubschraubertriebwerken.

Der analog eingegebene Datensatz besteht aus unabhängig voneinan­ der variablen Meßgrößen, nämlich dem Gesamtdruck, P_G, dem stati­ schen Druck, P_S, der Außenlufttemperatur, T, und der in der bis­ herigen Flugzeit verbrauchten Kraftstoffmenge, M. In zugeordneten A/D-Wandlern 14 werden die einzelnen Analogsignale in entspre­ chende Digitalwerte umgeformt.

Die P_G- und P_S-Werte werden einem Differenzglied 16 zugeführt, welches die P_G-P_S-Differenz bildet, aus welcher in einer nachge­ schalteten IAS-Stufe 18 die aktuelle Fluggeschwindigkeit errech­ net und nach Passieren eines D/A-Wandlers 20 als analoges IAS- Signal dem Fahrtmesser 2 zur entsprechenden Drehpositionierung des IAS-Zeigers 4 eingegeben wird.

Der T-Wandler liegt an einer V_NEM-Stufe 24, in der die momentane Schallgeschwindigkeit errechnet und aus dieser unter Berücksich­ tigung einer vorgegebenen Machzahlgrenze von etwa 0,96 bis 0,98 sowie der Blattspitzen-Umlaufgeschwindigkeit des Rotors das Mach­ zahl-Geschwindigkeitslimit ermittelt wird, durch das sicherge­ stellt wird, daß die vorlaufenden Rotorblattspitzen unterhalb der Schallgeschwindigkeit bleiben.

Eine weitere Fluggeschwindigkeitsgrenze ergibt sich aus der mo­ mentanen Rotorbelastung. Das entsprechende c_T/σ -Geschwindig­ keitslimit wird in einer weiteren Rechenstufe 26 einerseits in Abhängigkeit von dem momentanen Dichteverhältnis ϕ/ϕ₀ welches in einer eingangsseitig an den T-Wandler und den P_S-Wandler ange­ schlossenen Zwischenstufe 22 errechnet wird, und andererseits in Abhängigkeit vom momentanen Fluggewicht ermittelt, welches der in einem Differenzglied 28 gebildeten Differenz zwischen Abflugge­ wicht, AG., und bisherigem Treibstoffverbrauch, M, entspricht.

In einem Komparator 30 werden die auf diese Weise ermittelten vier Geschwindigkeitsgrenzwerte miteinander verglichen, und der jeweils niedrigste wird als momentan maximal zulässige Flugge­ schwindigkeit, V_NE, ausgewählt und nach Durchlaufen eines D/A- Wandlers 32 als Analogsignal dem Fahrtmesser 2 zur entsprechenden Drehpositionierung des V_NE-Zeigers 6 zugeführt.

Gleichzeitig werden der V_NE- und der IAS-Wert in einem weiteren Komparator 34 miteinander verglichen, der ein Warnsignal W zum Einschalten der Warnleuchte 10 und/oder einer akustischen Warnung über die Intercom-Anlage erzeugt, wenn der IAS- den V_NE-Wert überschreitet.

Anstelle des Fahrtmessers 2 mit analoger Doppelanzeige kann für die beiden variablen IAS- und V_NE-Geschwindigkeitswerte jeweils auch eine digitale Geschwindigkeitsanzeige vorgesehen sein, wobei in diesem Fall natürlich die D/A-Wandler 20 und 32 entfallen.

Claims (8)

1. Fluggeschwindigkeits-Anzeigeinstrument, insbesondere für ein Drehflügelflugzeug, gekennzeichnet durch eine die jeweils maximal zulässige und die aktuelle Flugge­ schwindigkeit (V_NE und IAS) gemeinsam meßdatenabhängig er­ mittelnde und miteinander vergleichende Rechen- und Anzeige­ einheit (2, 10, 12).

2. Anzeigeinstrument nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß zur simultanen Analoganzeige beider Geschwindigkeitswerte (V_NE und IAS) ein Doppelzeiger-Instrument (2, 4, 6) vorgese­ hen ist.

3. Anzeigeinstrument nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechen- und Anzeigeeinheit (2, 10, 12) einen bei Über­ schreiten der jeweils maximal zulässigen Fluggeschwindigkeit (V_NE) ein optisches und/oder akustisches Warnsignal (W) er­ zeugenden Komparator (34) enthält.

4. Anzeigeinstrument nach einem der vorhergehenden Ansprüche dadurch gekennzeichnet, daß die Rechen- und Anzeigeeinheit (2, 10, 12) eine digitale Meßdatenverarbeitung aufweist.

5. Anzeigeinstrument nach einem der vorhergehenden Ansprüche dadurch gekennzeichnet, daß die Rechen- und Anzeigeeinheit (2, 10, 12) mehrere, vonein­ ander unabhängige Geschwindigkeitsgrenzen ermittelt und aus diesen den jeweils niedrigsten Grenzwert als maximal zuläs­ sige Fluggeschwindigkeit (V_NE) auswählt.

6. Anzeigeinstrument nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß einer der Grenzwerte nach Maßgabe des momentanen, sich aus Abfluggewicht (AG) und Kraftstoffverbrauch (M) ergebenden Fluggewichtes bestimmt wird.

7. Anzeigeinstrument nach Anspruch 5 oder 6, dadurch gekennzeichnet, daß einer der Grenzwerte (V_NEM) linear von der örtlichen Schall­ geschwindigkeit abhängig ist.

8. Anzeigeinstrument nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Meßdateneingabe der Rechen- und Anzeigeeinheit (2, 10, 12) aus voneinander unabhängig variablen Meßgrößen (P_G, P_S, T, M) besteht