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Die
vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein Flugzeug-Steuersystem,
insbesondere für
ein unbemanntes Flugzeug, um die Flugfähigkeit des Flugzeuges zu erhöhen oder
anderweitig zu verbessern.
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Unbemannte
Flugzeuge können,
selbst wenn sie ferngesteuert sind, in Situationen geraten, wo sie
mit einer gewissen Autonomie ohne eine Verbindung zwischen Flugzeug
und Boden arbeiten müssen.
Derartige Situationen können
z. B. dann auftreten, wenn Kommunikationsschwierigkeiten zwischen
dem Flugzeug und der Steuerstation auftreten oder in Fällen, wo
eine Flugtarnung erforderlich ist.
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Eine
Fluggenauigkeit und Sicherheit in Zeitperioden, wo ein unbemanntes
Flugzeug nicht in Verbindung mit einer Bodenstation steht, ist eine
hohe Forderung, aber es ist eine solche, die bisher nicht zufriedenstellend
gelöst
werden konnte.
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Bei
einem bemannten Flugzeug empfängt der
Pilot positive Anzeigen des Flugzeugstatus von dem Sensor von Sicherheits-
und Steuersystemen des Flugzeuges und verschiedenen Systemen, die eine
Fehlerwarnung liefern, und er benutzt diese Signale, um auf die
gegenwärtigen
Flugumstände
anzusprechen. Außerdem
hat der Pilot einen "intuitiven Sinn", der ihm anzeigt,
wann das Flugzeug ein ungewöhnliches
oder potenziell gefährliches
Verhalten zeigt. Diese zusätzlichen
Flugerfahrungen sind nicht verfügbar
für einen
am Boden befindlichen Operator, der ein unbemanntes Flugzeug von
fern steuert, und zwar insbesondere unter Umständen dann, wenn das unbemannte
Flugzeug nicht mehr mit dem Operator in Verbindung steht. Dies kann
sich derart auswirken, dass das unbemannte Flugzeug unerwartete Flugbedingungen
durchführt,
und daher wird die Genauigkeit und Sicherheit des Fluges des Flugzeuges beeinträchtigt.
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Der
vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Möglichkeit
zu verbessern, ein unbemanntes Flugzeug festzustellen, die Ursache
von unerwarteten oder ungewöhnlichen
Umständen,
die während
des Fluges auftreten, zu lokalisieren und eine Korrektur herbeizuführen.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung umfasst ein Flugzeug-Steuersystem die folgenden Merkmale:
Mittel
zur Feststellung einer Unregelmäßigkeit
des Flugverhaltens des Flugzeuges während des Fluges;
Mittel,
die auf einen Ausgang der Feststellungsmittel ansprechen, um eine
Erregung eines starren Körpers in
wenigstens einem Teil des Flugzeuges zu verursachen;
Mittel
zur Überwachung
eines tatsächlichen
Ansprechens des Flugzeuges auf die Erregung des starren Körpers;
Mittel,
die einen Vergleich des tatsächlichen
Ansprechens mit einem Zielansprechen des Flugzeuges auf die Erregung
des starren Körpers
bewirken; und
Mittel, die auf einen Ausgang der Vergleichsmittel
ansprechen, um die Notwendigkeit einer Modifikation des gegenwärtigen Flugplans
zu bestimmen, um sich mit der Unregelmäßigkeit zu befassen und einen
entsprechenden Steuerausgang zu erzeugen.
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Die
Vergleichsmittel können
Mittel einschließen,
um eine Flugbedingungsanalyse zu erzeugen, und die Bestimmungsmittel
können
derart ausgebildet sein, dass sie den gegenwärtigen Flugplan auf der Basis
einer solchen Flugbedingungsanalyse berechnen, um einen Steuerausgang
in Form eines Flugsteuersignals zu erzeugen und um, falls erforderlich,
eine Korrekturwirkung herbeizuführen.
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Gemäß einem
bevorzugten Ausführungsbeispiel
der Erfindung sind die Mittel, die eine Erregung eines starren Körpers in
wenigstens einem Teil des Flugzeuges verursachen, zeitweilig derart
angeordnet, dass eine periodische Erregerkraft geringer Leistung
auf einen starren Rahmenteil des Flugzeuges übertragen wird. In diesem Fall
können
die Überwachungsmittel
so angeordnet werden, dass sie ein Übergangsansprechen auf den
starren Rahmenteil des Flugzeuges auf eine derartige Erregung detektieren.
Das tatsächliche
Ansprechen und das Zielansprechen für den starren Rahmenteil können dann
in Ausdrücken
von Frequenz/Übergangscharakteristiken
verglichen werden.
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Beispielsweise
kann die Erregung auf einen starren Rahmenteil des Flugzeugs angewandt
werden, indem kurz eine periodische Bewegung mit niedriger Amplitude
auf die Oberseite der normalen Bewegung der Flugsteuerflächen des
Flugzeuges ausgeübt
wird. Diese periodische Bewegung kann zweckmäßigerweise sinusförmig verlaufen.
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Gemäß einer
bevorzugten Ausführung
der Erfindung sind Mittel vorgesehen, um das Zielansprechen auf
die Erregung des starren Körpers
zu berechnen, und in diesem Fall können die Berechnungsmittel
ein komplexes mathematisches Modell benutzen, um das Zielansprechen
zu berechnen. Beispielsweise kann das Flugzeug ein gespeichertes Computermodell
des erwarteten Ansprechens besitzen, basierend auf den Euler'schen dynamischen
Bewegungsgleichungen, die während
des Flugzeug-Modellprozesses errichtet wurden.
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Im
Einzelnen kann das mathematische Modell auf einer Analyse während der
Konstruktion der kombinierten Steuergesetze und dynamischen Flugzeugcharakteristiken
basieren, einschließlich
der erwarteten Frequenz, Übergangs-
und Dämpfungsverhalten
für die
speziellen Konstruktionskriterien des Flugzeuges.
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Gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform der
Erfindung umfassen die Mittel zur Überwachung des tatsächlichen
Flugzeugansprechens Mittel zum Messen der Flugzeugkörper-Massenkraftraten,
der Beschleunigungen und der Ruderflächeneinstellungen.
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Gemäß einem
weiteren Aspekt der vorliegenden Erfindung betrifft diese ein Verfahren
zur Steuerung eines Flugzeuges mit den folgenden Schritten:
es
wird eine Unregelmäßigkeit
im Verhalten des Flugzeuges während
des Fluges festgestellt;
es wird eine Erregung eines starren
Körpers
in wenigstens einem Teil des Flugzeuges gemäß einer solchen Feststellung
verursacht;
es wird ein tatsächliches Ansprechen des Flugzeuges
auf die Erregung des starren Körpers überwacht;
es
wird das tatsächliche
Ansprechen mit einem Zielansprechen des Flugzeuges auf die Erregung des
starren Körpers
verglichen; und
es wird die Notwendigkeit für eine Modifikation des gegenwärtigen Flugplans
gemäß diesem
Vergleich bestimmt und es wird ein entsprechender Steuerausgang
erzeugt.
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Nachstehend
werden Ausführungsbeispiele der
Erfindung anhand der Zeichnung beschrieben. In der Zeichnung zeigen:
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1 ist
ein Blockschaltbild eines herkömmlichen
Flugsteuersystems zur Benutzung in einem unbemannten Flugzeug;
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2 ist
ein Blockschaltbild einer Modifikation des Flugsteuersystems gemäß 1,
welches nach den Lehren der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist;
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3 ist
ein Ablaufdiagramm, welches die Arbeitsweise eines Flugzeugcomputers
des erfindungsgemäßen Flugsteuersystems
veranschaulicht.
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Gemäß 1 besitzt
ein unbemanntes Flugzeug üblicherweise
ein Flugsteuersystem 10 mit mehreren Sensoren 12 zur
Ermittlung der gegenwärtigen
Flugbedingungen, beispielsweise Fluggeschwindigkeit, Flugbeschleunigung,
Fluglage, Luftdaten, Ruderflächeneinstellungen,
Steuerkommandos usw. Die Sensoren 12 liefern Ausgangssignale an
einen bordeigenen Computer 14 zur Überwachung der Flugsituation
relativ zu einem vorbestimmten Flugplan. Der Flugcomputer 14 liefert
dann einen Ausgang an die Steuermittel 16, damit der Flug
des Flugzeuges wie erforderlich eingestellt wird.
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Der
Flugcomputer 14 kann erforderlichenfalls auch Signale von
einem Operator empfangen, der fern an einer Bodensteuerstation befindlich
ist.
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Das
Steuersystem gemäß 1 arbeitet über eine
Rückführungsanordnung,
wobei der Flug des Flugzeuges durch die Sensoren 12 und
den Flugcomputer 14 überwacht
wird, und es werden dann geeignete Einstellungen bei den Flugzeugsteuerungen
und Ruderflächen
getroffen, um den gewünschten
Kurs und die Geschwindigkeit aufrecht zu erhalten.
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Nunmehr
wird auf 2 der Zeichnung Bezug genommen.
Die vorliegende Erfindung sieht eine Vervollständigung des Steuersystems gemäß 1 mit
zusätzlichen
Merkmalen vor. Gemäß der Erfindung
weist das Flugzeug außerdem
Erregermittel 18 auf, um wenigstens einen Teil der Flugzeugzelle
der Erregung eines starren Körpers
gemäß einer
Anzeige zu unterwerfen, die von den Sensoren 12 und vom Flugcomputer 14 angezeigt
wird und wonach eine Anomalität
des Flugverhaltens während
des Fluges besteht. Im vorliegenden Fall wird angenommen, dass die
Erregermittel 18 auf eine derartige Anzeige dadurch ansprechen,
dass kurzzeitig eine niedrige periodische Erregerkraft ausgeübt wird,
um eine sinusförmige
Bewegung geringer Amplitude in die Flugruderflächen über die normalen Flugsteuerantriebe einzuführen. Die
niedrige Amplitude einer solchen Bewegung hat den Vorteil, dass
die resultierenden Flugpfadabweichungen auf einem Minimum gehalten werden.
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Es
sind Detektormittel 20 vorgesehen, um das tatsächliche
Ansprechen des Flugzeuges oder eines Teils hiervon auf die zeitweise
Erregung zu überwachen,
indem beispielsweise die Frequenz/Übergangscharakteristiken von
einem oder mehreren gewählten
Bereichen des Flugzeugkörpers auf
die Erregung bestimmt werden. Die Detektormittel 20 können auch
Daten benutzen, die auf gemessenen Massenkraftraten des Flugzeugkörpers, auf Flugzeugbeschleunigungen
und gemessene Ruderflächenstellungen
beruhen, um ein Ansprechen des Flugzeuges auf die Erregung zu überwachen.
Die Detektormittel 20 sind so angeordnet, dass ein Detektorausgang
geliefert wird, um Vergleichsmittel 22 zu speisen.
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Außerdem sind
Mittel 24 an die Erregermittel 18 angeschlossen,
um ein Zielansprechen der zeitweiligen Starrkörpererregung zu berechnen.
Diese Computermittel 24 können ein komplexes mathematisches
Modell benutzen, um das Zielansprechen zu berechnen, und in diesem
Fall handelt es sich um ein gespeichertes Computermodell mit erwartetem
Ansprechen, basierend auf der Euler'schen dynamischen Bewegungsgleichung.
Ein solches Computermodell wird während des Konstruktionsprozesses des
Flugzeuges errichtet und in den Computermitteln 24 zu dieser
Zeit gespeichert. Wenn sich das Zielansprechen während der Flugbedingungen nicht ändert, beispielsweise
bei gleichbleibendem atmosphärischem
Druck, dann wirken die Computermittel 24 nur als Speicher,
beispielsweise als Nachschlagtabelle, in der das Zielansprechen
gespeichert ist.
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Die
Computermittel 24 sind so angeordnet, dass ein Ausgang
erzeugt wird, der das Zielansprechen zur Speisung der Vergleichsmittel 22 repräsentiert.
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Die
Vergleichsmittel 22 empfangen die Ausgänge von den Detektormitteln 20 und
den Berechnungs/Speichermitteln 24 und liefern einen Vergleich des
tatsächlichen
Flugzeugansprechens mit dem Zielflugzeugansprechen. Die Vergleichsmittel 22 sind so
angeordnet, dass eine Flugbedingungsanalyse erzeugt wird, die die
Differenz zwischen dem tatsächlichen
Flugzeugansprechen und dem Zielansprechen repräsentiert, um den Flugcomputer 14 zu
speisen.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung berechnet der Flugcomputer 14 die Flugbedingungsanalyse gemäß dem gegenwärtigen Flugplan
und erhält
den Ausgang einer derartigen Berechnung in seinem Entscheidungsprozess
aufrecht, um eine Entscheidung zu treffen, ob der bestehende Flugplan
erforderlichenfalls modifiziert und/oder geändert werden soll. Eine derartige
Entscheidung könnte
eine Modifikation in Form einer Korrekturwirkung oder einer Einstellung
innerhalb des Steuersystems umfassen, beispielsweise eine Rückkehr auf
einen niedrigeren Systemmultiplexpegel oder eine Änderung
der Steuerschleifenverstärkungen.
Stattdessen könnte
eine Entscheidung auch eine Änderung
der Flugzeugmission umfassen, beispielsweise eine Instruktion, so bald
als möglich
zu landen oder nach einem vorbestimmten sicheren Platz zu fliegen,
damit das Flugzeug notlanden kann.
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Nunmehr
wird auf 3 Bezug genommen. Diese Figur
zeigt ein Ablaufdiagramm, welches die Arbeitsweise des Flugcomputers 14 gemäß der vorliegenden
Erfindung repräsentiert.
Die Arbeitsweise wird im Folgenden beschrieben.
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Im
Schritt 40 empfängt
der Computer 14 Daten von den Sensoren 12 in der üblichen
Weise. Diese repräsentieren
die Fluggeschwindigkeit, die Flugbeschleunigung, die Fluglage, die
Luftdaten, die Einstellung der Ruderflächen und Steuerbefehle usw. Der
Computer 14 berechnet diese Daten im Schritt 42,
um zu sichern, dass die Daten konsistent sind und dass sie mit einer
einzigen Flugbedingung gemäß einem
vorbestimmten Flugplan identifizierbar sind. Falls eine solche Verifikation
zufriedenstellend ist, schreitet der Computer nach dem Schritt 44 auf normale
Weise fort und erzeugt einen Flugsteuerausgang, um die Steuermittel 16 derart
zu speisen, dass der Flug des Flugzeuges gemäß dem Flugplan durchgeführt wird,
falls eine solche Einstellung erforderlich ist.
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Wenn
andererseits die Verifikation im Schritt 42 eine Anomalität oder eine
Unregelmäßigkeit
im Verhalten des Flugzeuges feststellt, dann, und nur dann, schreitet
der Computer nach dem Schritt 46 fort. Beispielsweise,
wenn die Sensordaten, die im Schritt 44 zugeführt werden,
eine Flugzeugneigungsrate anzeigen, die sich nicht auf den Anflugwinkel oder
die normale Beschleunigung und den Schwanzoberflächenwinkel für eine spezielle
Flugbedingung beziehen, dann bestimmt die Verifikation, die im Schritt 42 durchgeführt wird,
dass eine Anomalität oder
Unregelmäßigkeit
vorhanden ist, und der Computer schreitet nach dem Schritt 46 fort.
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Im
Schritt 46 erzeugt der Computer einen Ausgang, der den
Erregermitteln 18 zugeführt
wird, um eine zeitweilige Erregerkraft auf einen starren Körperteil
des Flugzeuges auszuüben,
beispielsweise eine periodische niedrige Amplitude oder eine sinusförmige Bewegung
der Ruderflächen
des Flugzeuges über
die Antriebe der Ruderflächen.
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Danach
empfängt
im Schritt 48 der Computer die Sensordaten von den Sensoren 12 im
Schritt 40 und überwacht
diese und berechnet das tatsächliche
Ansprechen des Flugzeuges auf die Starrkörpererregung.
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Im
Schritt 50 berechnet der Computer gleichzeitig eine Gruppe
von zulässigen
Charakteristiken für
Faktoren wie Frequenzansprechgrenzen, Dämpfungsfaktoren und Übergangsansprechen,
die das vollständige
Flugverhalten abdecken, und es wird ein erwartetes Ansprechen oder
ein Zielansprechen für die
Starrkörpererregung
repräsentiert.
Die Daten, die dieses Zielansprechen repräsentieren, werden dann im Schritt 48 mit
den Daten verglichen, die das tatsächliche Flugzeugansprechen
repräsentieren,
und es wird ein Ausgang in Form einer Flugbedingungsanalyse erzeugt.
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Wenn
der Vergleich der Daten für
das tatsächliche
Ansprechen und das Zielansprechen zu einem zufriedenstellenden Ergebnis
insofern führt,
als das tatsächliche
Flugverhalten in die zulässigen
Charakteristiken fällt,
die im Schritt 50 berechnet wurden, dann schreitet der
Computer nach dem Schritt 52 fort und zeigt an, dass keine
Betätigung
erforderlich ist. Wenn andererseits der Vergleich im Schritt 48 anzeigt,
dass das tatsächliche
Flugzeugansprechen nicht in die zulässigen Charakteristiken fällt, die
im Schritt 50 berechnet wurden und dass gewisse Grenzwerte
oder Grenzen überschritten
wurden, dann schreitet der Computer nach dem Schritt 54 fort.
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Im
Schritt 54 empfängt
der Computer Daten, die den Status des Flugsteuersystems repräsentieren,
basierend auf dem vorbestimmten Flugplan, und derartige Daten werden
im Schritt 56 erzeugt. Der Flugbedingungscomputer berechnet
eine solche Datenanalyse zusammen mit den Daten, die im Schritt 48 erzeugt
werden, einschließlich
der Daten, die die Grenzwerte oder Grenzen repräsentieren, die überschritten
worden sind und es wird bestimmt, welche Modifikationen und/oder Änderungen
für den
bestehenden Flugplan erforderlich sind, um die Unregelmäßigkeit
oder Anomalität
auszugleichen. Der Computer gibt im Schritt 58 eine Entscheidung
aus, die Einstellungen im bestehenden Flugsteuerprogramm bewirken
können,
beispielsweise den Übergang
auf ein Systemmultiplexen mit niedrigerem Pegel oder eine Änderung
der System-Steuerschleifenverstärkung,
oder es kann eine Entscheidung sein, um die Flugzeugmission zu ändern und
so bald als möglich zu
landen oder nach einem vorbestimmten sicheren Ort zu fliegen, damit
das Flugzeug notlanden kann.
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Im
Schritt 60 erzeugt der Computer einen Ausgang, basierend
auf der Entscheidung im Schritt 58, um die Steuermittel 16 derart
zu speisen, dass die Entscheidung durchgeführt wird.
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Auf
diese Weise kann eine Anomalität
im Flugverhalten festgestellt und korrigiert werden, bevor die primären Lagesensoren
des Flugzeuges begonnen haben, ein Ansprechen für "außerhalb
des gewünschten
Flugverhaltens" zu
liefern. Unerwartete und gefährliche
Situationen können
demgemäß korrigiert
werden, bevor sie sich zu unplanmäßigen Flugmanövern entwickeln.
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Die
vorliegende Erfindung schafft eine radikale Annäherung an eine Flugsteuerung,
bei der eine proaktive Anordnung vorgesehen ist, basierend auf der
Erregung des Flugzeuges anstatt auf einem reaktiven System, das
einfach auf der Überwachung
von Sensordaten beruht.