DE60303272T2

DE60303272T2 - Flugzeugsteuerungssystem und -verfahren

Info

Publication number: DE60303272T2
Application number: DE60303272T
Authority: DE
Inventors: Stωphane Walter
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2002-06-12
Filing date: 2003-05-27
Publication date: 2006-09-14
Anticipated expiration: 2023-05-28
Also published as: DE60303272D1; EP1372053B1; CA2429861A1; CA2429861C; EP1372053A1; FR2841008B1; US20050151024A1; US6935596B2; FR2841008A1; ATE316262T1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und ein System zur Steuerung eines Flugzeuges, die dazu bestimmt sind, Befehle zur Steuerung des Flugzeuges um wenigstens eine Steuerachse zu erzeugen.
Genauer gesagt betrifft sie ein Steuerungssystem, das wenigstens zwei unterschiedliche Steuerbarkeitsgesetze umfasst. Es ist bekannt, dass ein Steuerbarkeitsgesetz eine Funktion ist, die es erlaubt, Befehle zur Steuerung des Flugzeuges, die an dessen Steuerflächen übertragen werden sollen, in Abhängigkeit von verschiedenen, im Flugzeug abrufbaren Parametern zu bestimmen, beispielsweise die Geschwindigkeit, der Anstellwinkel, die Fluglage, Befehle des Piloten und eventuell Ableitungen und Integrale dieser Parameter.
Im Allgemeinen erfolgt die Wahl zwischen den verschiedenen Steuerbarkeitsgesetzen, um die an die Steuerflächen zu übertragenden Steuerbefehle zu erzeugen, in Abhängigkeit von den Werten verschiedener Parameter des Flugzeuges.
Solch eine Ausführung bringt Nachteile mit sich. Im Falle einer Steuerung um die Nickachse ist es bei solch einer Wahlmethode insbesondere oft schwierig, den Anstellwinkel des Flugzeuges kleiner als einen vorgeschriebenen Höchstwert zu halten.
Die Druckschrift US-4 209 734 beschreibt außerdem ein Zweikanal-Steuerungssystem für einen Flugregler eines Flugzeuges. Dieses Steuerungssystem schaltet die Ausgänge der beiden Kanäle zusammen, um eine Steuerfläche des Flugzeuges zu positionieren. Ferner weist dieses bekannte System Mittel auf, die es erlauben, jegliche Bewegung der Steuerfläche, die durch eine Funktionsstörung in dem einen Kanal bedingt ist, durch eine Gegenbewegung, die daraufhin von dem anderen Kanal erzeugt wird, auszugleichen.
Die vorliegende Erfindung betrifft ein besonders effizientes Steuerungsverfahren, das es insbesondere erlaubt, die vorstehend genannten Nachteile zu beseitigen.
Zu diesem Zweck zeichnet sich gemäß der Erfindung das Flugzeugsteuerungsverfahren, das dazu bestimmt ist, Befehle zur Steuerung des Flugzeuges um wenigstens eine Steuerachse zu erzeugen, wobei man wenigstens zwei unterschiedliche Steuerbarkeitsgesetze verwendet, die sich auf die Steuerachse beziehen und es jeweils erlauben, in Abhängigkeit von Parametern des Flugzeuges Steuerbefehle zu bestimmen, dadurch aus, dass man automatisch und im Wiederholungsverfahren die folgenden Schritte ausführt:

a) für jedes der Steuerbarkeitsgesetze berechnet man die Ableitung nach der Zeit der Funktion, die dem Steuerbarkeitsgesetz entspricht, und welche die aktuellen Werte der zugehörigen Parameter berücksichtigt;
b) man vergleicht die so berechneten Ableitungen miteinander;
c) man wählt die Ableitung, deren zugehöriges Steuerbarkeitsgesetz den Steuerbefehl mit dem kleinsten Absolutwert erzeugt; und
d) man integriert eine Ableitung, die so gewählt wird, dass man den Steuerbefehl um die Steuerachse erhält.

Man wählt also das Steuerbarkeitsgesetz nicht in Abhängigkeit von Parametern des Flugzeuges, sondern in Abhängigkeit von den Ergebnissen jedes Gesetzes, wobei das Steuerbarkeitsgesetz, das den Befehl mit dem kleinsten Absolutwert erzeugt (das heißt, das am besten geeignete Gesetz, um das gewünschte Ziel zu erreichen), in Anspruch genommen wird. Dieses Gesetz entspricht dem Gesetz mit der kleinsten Ableitung.
Die Tatsache, dass man die Ableitungen berechnet, erlaubt es, das bekannte Problem zu umgehen, das durch die Existenz von wenigstens einem integrierendem Term in den entsprechenden Funktionen der Steuerbarkeitsgesetze bedingt ist. Ein integrierender Term in einem inaktiven Gesetz kann nämlich einen beliebigen Wert annehmen, und der Vergleich mit einem aktiven Gesetz macht keinen Sinn. Ferner weiß man nicht, wenn man das Gesetz ändert, mit welchem Wert man den Integrator initialisieren muss. Indem man die Ableitungen der Funktionen, die den jeweiligen Gesetzen entsprechen, im Voraus berechnet und diese Ableitungen vergleicht, verhindert man folglich die vorstehend genannten Probleme.
Die vorliegende Erfindung kann zur Steuerung eines Flugzeuges um eine oder simultan um mehrere der verschiedenen Steuerachsen des Flugzeuges (Nickachse, Rollachse, Gierachse, Achse zur Steuerung des Triebwerksschubs) verwendet werden.
Wenn die Steuerung um die Nickachse erfolgt, erlaubt das erfindungsgemäße Verfahren eine natürliche Steuerung, wobei der Anstellwinkel kontrolliert wird, der den höchstzulässigen Anstellwinkel nicht überschreitet, da man das Steuerbarkeitsgesetz wählt, das in diesem Fall den Befehl für die schwächste Hochziehbewegung erzeugt.
In dieser Situation verwendet man vorzugsweise als Steuerbarkeitsgesetze wenigstens ein Gesetz zur Sicherung des Anstellwinkels und eine Vorgabefunktion für die Flugbahn oder das Lastvielfache (vertikal).
Vorteilhafterweise berechnet man die Ableitung der Vorgabefunktion für das vertikale Lastvielfache LoiNz mit Hilfe des Ausdrucks: d(LoiNz)/dt = d[F224·(dθ/dt) – G220·Nzc + G221·(Nz – (cosθ/cosφ) – ProtVmax)]/dt + F225·[Nz – lim(Nzc + (cosθ/cosφ) + ProtVmax)]wobei:

– F224, F225, G220 und G221 Parameter sind;
– θ die Längstrimmung des Flugzeuges ist;
– φ die Seitentrimmung des Flugzeuges ist;
– Nz das effektive vertikale Lastvielfache des Flugzeuges ist;
– Nzc das eingestellte vertikale Lastvielfache ist;
– ProtVmax der höchstzulässige Wert einer Sicherung der Flugzeuggeschwindigkeit ist; und
– lim eine Begrenzungsfunktion ist.

Ferner berechnet man vorteilhafterweise die Ableitung des Gesetzes für die Sicherung des Anstellwinkels Protα mit Hilfe des Ausdrucks: d(Protα)/dt = d[F831·(dθ/dt) – (CO·αcom) + F830·(α – αprot)]/dt + F829·[α – αprot – αcom] + lim[F833·(dV/dt)]wobei:

– F829, F830, F831, F833 und CO Parameter sind;
– α der effektive Anstellwinkel ist;
– αcom der eingestellte Anstellwinkel ist;
– αprot ein Wert zur Sicherung des Anstellwinkels ist;
– θ die Längstrimmung ist;
– V die effektive Geschwindigkeit des Flugzeuges ist; und
– lim eine Begrenzungsfunktion ist.

Wenn die Steuerachse die Nickachse des Flugzeuges ist, gilt darüber hinaus vorteilhafterweise für Schritt d):

– man integriert die gewählte Ableitung, deren Steuerbarkeitsgesetz den Steuerbefehl mit dem kleinsten Absolutwert erzeugt, ausschließlich dann, wenn diese Ableitung zwischen einer ersten Ableitung nach der Zeit einer Sicherung der Minimaltrimmung und einer zweiten Ableitung nach der Zeit zur Sicherung der Maximaltrimmung liegt;
– andernfalls, wenn die gewählte Ableitung kleiner ist als die erste Ableitung, integriert man diese zuletzt genannte, und wenn die gewählte Ableitung größer ist als die zweite Ableitung, integriert man die zweite Ableitung.

Auf diese Weise vereinfacht man die Ausführung der Erfindung, da man nicht für jedes Steuerbarkeitsgesetz eine Trimmsicherung hat, sondern eine einzige Trimmsicherung, die global wirkt.
Zu diesem Zweck berechnet man vorteilhafterweise:

– die erste Ableitung der Sicherung der Minimaltrimmung Protθmin mit Hilfe des Ausdrucks: d(Protθmin)/dt = F193·[K79·(dθ/dt) + K78·d(dθ/dt)/dt + K76·(θ + 15)];und
– die zweite Ableitung der Sicherung der Maximaltrimmung Protθmax mit Hilfe des Ausdrucks: d(Protθmax)/dt = F193·[K79·(dθ/dt) + K78·d(dθ/dt)/dt + K77·(θ – 30)],wobei:
– F193, K76, K77, K78 und K79 Parameter sind; und
– θ die Längstrimmung des Flugzeuges ist.

Im Falle einer manuellen Steuerung des Flugzeuges um die Nickachse mit Hilfe von wenigstens einem gewöhnlichen Steuerknüppel verwendet man vorteilhafterweise als Steuerbarkeitsgesetze eine Vorgabefunktion für das Lastvielfache, ein Gesetz zur Sicherung des Anstellwinkels und ein Gesetz zur Sicherung der Geschwindigkeit, und die Betätigung des Steuerknüppels wird gieichzeitig ausgedrückt als Sollwert für das Lastvielfache, als Sollwert für den Grenzanstellwinkel und als Sollwert für die Grenzgeschwindigkeit, die von der Vorgabefunktion des Lastvielfachen, dem Gesetz zur Sicherung des Anstellwinkels beziehungsweise dem Gesetz zur Sicherung der Geschwindigkeit verwendet werden.
In diesem Fall weist das Gesetz zur Sicherung der Geschwindigkeit ein erstes Gesetz auf (das sogenannte "weiche" Gesetz), das ein Überschreiten des Sollwertes zulässt, und ein zweites Gesetz (das sogenannte "harte" Gesetz), das kein Überschreiten des Sollwertes zulässt.
Ferner ist das erste Gesetz vorteilhafterweise ein Sicherungsgesetz in Bezug auf die maximale Betriebsgeschwindigkeit des Flugzeuges, und das zweite Gesetz ist ein Sicherungsgesetz in Bezug auf die konstruktionsbedingte Grenzgeschwindigkeit des Flugzeuges.
Die vorliegende Erfindung betrifft gleichfalls ein Flugzeugsteuerungssystem, das in der Lage ist, Befehle zur Steuerung des Flugzeuges um wenigstens eine Steuerachse (Nickachse, Rollachse, Gierachse und/oder Achse des Triebwerksschubs) zu erzeugen.
Das Steuerungssystem des Typs, der wenigstens zwei Steuermittel aufweist, wobei jedes dieser Steuermittel ein Steuerbarkeitsgesetz umfasst, das sich von jenem des anderen Steuermittels unterscheidet, und das es erlaubt, Befehle zur Steuerung um die Steuerachse in Abhängigkeit von Parametern des Flugzeuges zu bestimmen, zeichnet sich gemäß der Erfindung dadurch aus, dass jedes der Steuermittel in der Lage ist, die Ableitung nach der Zeit der Funktion zu berechnen, die das entsprechende Steuerbarkeitsgesetz darstellt, und das die aktuellen Werte der zugehörigen Parameter berücksichtigt, und dass das Steuerungssystem ferner Folgendes aufweist:

– erste Mittel, um die von den Steuermitteln berechneten Ableitungen miteinander zu vergleichen und um eine Ableitung zu wählen; und
– zweite Mittel, um eine Ableitung zu integrieren, die so gewählt wird, dass man den Befehl zur Steuerung um die Steuerachse erhält.

Dank der Erfindung erhält man also ein effizientes Steuerungssystem, das darüber hinaus sehr einfach auszuführen und verständlich ist.
Vorteilhafterweise weisen die ersten Mittel wenigstens einen Voter auf. Im Rahmen der vorliegenden Erfindung versteht man unter einem Voter ein bekanntes Vergleichssystem, das wenigstens zwei Eingänge und einen Ausgang umfasst, und das ständig die Werte vergleicht, die an den Eingängen anliegen, und das einen dieser Werte gemäß zuvor festgelegten Regeln an den Ausgang schickt. Ein Voter kann beispielsweise drei Eingänge und einen Ausgang umfassen und an den Ausgang einen Mittelwert aus drei Werten liefern, die jeweils von den drei Eingängen eingegeben wurden. Man kann feststellen, dass man also in dem Fall von zwei Steuerbefehlen, deren Ergebnisse jeweils an zwei der Eingänge übertragen werden, gemäß der Erfindung darüber hinaus einen Fixwert an den dritten Eingang überträgt.
Was die Nickachse anbelangt, so erlaubt es die so durch Voter erzielte Sicherung, zwei bekannte verwendete Vorrichtungen auszutauschen: die Phasenverschiebung und die Blockierung des Knüppels zum Hochziehen.
Außerdem weist das Steuerungssystem vorteilhafterweise im Falle der Steuerung um die Nickachse dritte Mittel auf, vorzugsweise einen Voter, um eine Ableitung, deren Gesetz den Befehl für die schwächste Hochziehbewegung erzeugt, mit Ableitungen der Sicherung der Minimal- und Maximaltrimmung zu vergleichen, und um die Ableitung zu wählen, die den Mittelwert darstellt und von den zweiten Mitteln integriert wird.
Darüber hinaus weist das erfindungsgemäße Steuerungssystem vorteilhafterweise unabhängig von der betreffenden Steuerachse wenigstens einen Motor auf, dessen Ausgang mit dem Eingang von wenigstens einem der Steuermittel verbunden ist.
Aus den Figuren der beifolgenden Zeichnungen ist ersichtlich, wie die Erfindung ausgeführt sein kann. Ähnliche Elemente sind in diesen Figuren mit gleichen Bezugszeichen bezeichnet.
1 ist das Blockschaltbild eines Steuerungssystems, das einer ersten Ausführungsform der Erfindung entspricht.
Die 2 und 3 zeigen schematisch unterschiedliche Steuermittel.
4 zeigt schematisch ein Rechenmittel, das es erlaubt, Ableitungen zur Sicherung der Minimal- und Maximaltrimmung zu berechnen.
5 ist das Blockschaltbild eines Steuerungssystems, das einer zweiten Ausführungsform der Erfindung entspricht.
6 zeigt schematisch eine Variante eines Teils des Steuerungssystems von 4.
7 ist eine Grafik, die es erlaubt, die Variante von 6 zu erklären.
Das System, das der Erfindung entspricht und in 1 schematisch dargestellt ist, ist ein System zur Steuerung eines nicht abgebildeten Flugzeuges, insbesondere eines Transportflugzeuges, das in der Lage ist, Befehle zu erzeugen, mit denen das Flugzeug um wenigstens eine der jeweiligen Steuerachsen des Flugzeuges gesteuert wird (Nickachse, Rollachse, Gierachse, Achse der Steuerung des Triebwerksschubs). Im Rahmen der vorliegenden Erfindung kann also das System 1 das Flugzeug entweder um eine oder um mehrere (zwei, drei, vier) dieser Steuerachsen steuern. Die von dem Steuerungssystem 1 erzeugten Steuerbefehle werden auf übliche Weise an bekannte Steuerorgane des Flugzeuges übertragen, beispielsweise an aerodynamische Steuerflächen. Dies gilt auch für das Steuerungssystem 71, das in 5 abgebildet ist.
Gemäß der Erfindung weist das Steuerungssystem 1 für die Steuerung um eine einzelne Steuerachse wenigstens Folgendes auf:

– eine Vielzahl von Steuermitteln 2 und 3, wobei jedes der Steuermittel 2 und 3 ein gewöhnliches Steuerbarkeitsgesetz umfasst, das sich von jenem des anderen Steuermittels unterscheidet, und das es erlaubt, in Abhängigkeit von Flugzeugparametern (Geschwindigkeit, Anstellwinkel, Trimmung, Befehle des Piloten, etc.) Steuerbefehle zu bestimmen. Gemäß der Erfindung berechnet jedes der Steuermittel 2 und 3 die Ableitung nach der Zeit der Funktion, die das entsprechende Steuerbarkeitsgesetz darstellt, und welche die aktuellen Werte der zugehörigen Parameter berücksichtigt, wie im Folgenden genauer erklärt wird;
– Mittel 4, die nachstehend genauer beschrieben werden, um die von den Steuermitteln 2 und 3 berechneten Ableitungen miteinander zu vergleichen und eine im Folgenden genauer beschriebene Ableitung zu wählen, und
– Mittel 10, um eine Ableitung zu integrieren, die so gewählt wird, dass man den Befehl zur Steuerung um die Steuerachse bilden kann.

Gemäß der Erfindung umfassen die Mittel 4 einen Voter herkömmlicher Art, der drei Eingänge und einen Ausgang aufweist. Der Voter vergleicht die an die drei Eingänge gelieferten Werte miteinander und liefert den Mittelwert an seinen Ausgang.
Ferner weist das System 1 gemäß der Erfindung auch Mittel 6 auf, vorzugsweise einen Voter, um die von dem Voter 4 gewählte Ableitung mit den Ableitungen der Sicherung der Minimal- und Maximaltrimmung zu vergleichen, die von der Verbindung 8 beziehungsweise 9 empfangen werden.
Ferner umfasst das System 1 in bekannter Weise:

– um Befehle um die Steuerachse zu erzeugen, deren Ergebnisse durch eine Verbindung 13 übertragen werden:
• bekannte Mittel 11 zur Amplitudenbegrenzung (in °), die es erlauben, zu große Bewegungen der Steuerflächen zu verhindern; und
• bekannte Mittel 12 zur Begrenzung der Ausschlaggeschwindigkeit (in °/s), die es erlauben, ein zu schnelles Ausstellen der Steuerflächen zu verhindern; und
– für die Flugplanung
• Integrationsmittel 14;
• bekannte Mittel 15 zur Amplitudenbegrenzung; und
• bekannte Mittel 16 zur Begrenzung der Ausschlaggeschwindigkeit, deren Ausgang mit einer Verbindung 17 verbunden ist.

Die vorliegende Erfindung eignet sich zwar nicht ausschließlich, aber ausgesprochen gut für die Steuerung um die Nickachse (Hochachse) des Flugzeuges.
Daher ist das System 1, 71 in den im Folgenden beschriebenen bevorzugten Ausführungsbeispielen dazu bestimmt, Befehle zum Steuern um die Nickachse zu erzeugen.
Ein erstes Ausführungsbeispiel ist in den 1 bis 4 dargestellt.
In diesem Fall umfassen die Mittel 2 und 3 vorzugsweise jeweils ein Gesetz zur Sicherung des Anstellwinkels Protα und eine Vorgabefunktion für das vertikale Lastvielfache LoiNz, die im Folgenden genauer beschrieben werden.
Ferner empfängt der dritte Eingang 5 vom Voter 4:

– in einer ersten Ausführungsvariante einen pauschalen Befehl zum Abkippen, so dass der Voter 4 dann also aus den von den Steuermitteln 2 und 3 kommenden Ergebnissen jene wählt, die den Befehl für die schwächste Hochziehbewegung erzeugen; und
– in einer zweiten Ausführungsvariante ein Steuerbarkeitsgesetz für Geschwindigkeit gewöhnlicher Art. So sichert man also die Geschwindigkeit.

Gemäß der Erfindung berechnen die Mittel 2 die Ableitung des Gesetzes zur Sicherung des Anstellwinkels Protα mit Hilfe des Ausdrucks: d(Protα)/dt = d[F831·(dθ/dt) – (CO·αcom) + F830·(α – αprot)]/dt + F829·[α – αprot – αcom] + lim[F833·(dV/dt)]wobei:

– F829, F830, F831, F833 und CO im Folgenden genauer beschriebene Parameter sind;
– α der effektive Anstellwinkel des Flugzeuges ist;
– αcom der eingestellte Anstellwinkel ist;
– αprot ein Wert zur Sicherung des Anstellwinkels ist;
– θ die Längstrimmung des Flugzeuges ist;
– V die effektive Geschwindigkeit des Flugzeuges ist; und
– lim eine Begrenzungsfunktion ist.

Im Rahmen der vorliegenden Erfindung ist eine Begrenzungsfunktion eine Funktion, deren Ausgang gleich dem Eingang ist, solange sie zwischen einem maximalen und einem minimalen Grenzwert bleibt. Wenn sie außerhalb dieser Grenzwerte liegt, ist der Ausgang auf maximal den erreichten Grenzwert begrenzt.
Die Grenzwerte des Ausdrucks lim[F833·(dV/dt)] sind vorzugsweise: 20° beim Abkippen und 2° beim Hochziehen.
Dazu weisen die Steuermittel 2, wie in 2 dargestellt, Folgendes auf:

– ein Rechenmittel 19, das:
• das (von einem Rechenmittel 21 gebildete) Produkt aus dem Parameter CO und dem Winkel α, der von einer Verbindung 20 empfangen wird, von dem (von einem Rechenmittel 23 gebildeten) Produkt aus dem Parameter 831 und dem Ausdruck (dθ/dt), der von einer Verbindung 22 empfangen wird, abzieht; und
• das (von einem Rechenmittel 25 gebildete) Produkt aus dem Parameter F830 und dem Ausdruck (α – αprot), der von einer Verbindung 24 empfangen wird, dazuaddiert;
– ein Mittel 26, um das von dem Rechenmittel 19 kommende Ergebnis abzuleiten;
– ein Rechenmittel 27, das die Summe bildet aus:
• dem (von einem Rechenmittel 29 gebildeten) Produkt aus dem Parameter F829 und der Differenz [(α – αprot)) – αcom], die von einem Rechenmittel 28 berechnet wird; und
• dem (von einem Rechenmittel 31 gebildeten und von einem Rechenmittel 32 begrenzten) Produkt aus dem Parameter F833 und dem Ausdruck (dV/dt), der von einer Verbindung 30 empfangen wird; und
– ein Rechenmittel 33, das die Summe der von den Mitteln 26 und 27 kommenden Ergebnisse bildet.

Die vorstehend genannten Parameter F829, F830, F831 und F833 nehmen in einem bevorzugten Ausführungsbeispiel in Abhängigkeit von der eingestellten Geschwindigkeit VC des Flugzeuges die unten angegebenen Werte an.
Ferner nimmt der Parameter CO für die Fälle X (vordere Schwerpunktlage des Flugzeuges) beziehungsweise Y (hintere Schwerpunktlage des Flugzeuges) die folgenden Werte an:
Ferner berechnen die Mittel 3 gemäß der Erfindung die Ableitung der Vorgabefunktion des vertikalen Lastvielfachen LoiNz mit Hilfe des Ausdrucks: d(LoiNz)dt = d[F224·(dθ/dt) – G220·Nzc + G221·(Nz – (cosθ/cosα) – ProtVmax)]/dt + F225·[Nz·lim(Nzc + (cosθ/cosα) + ProtVmax)]wobei:

– F224, F225, F220 und G221 im Folgenden genauer beschriebene Parameter sind;
– θ die Längstrimmung des Flugzeuges ist;
– α die Seitentrimmung des Flugzeuges ist;
– Nz das effektive vertikale Lastvielfache des Flugzeuges ist;
– Nzc das eingestellte vertikale Lastvielfache ist;
– ProtVmax der höchstzulässige Wert für die Sicherung der Geschwindigkeit des Flugzeuges ist; und
– lim eine Begrenzungsfunktion ist.

Der Ausdruck lim(Nzc + (cosθ/cosα) + ProtVmax) kann zum Beispiel die folgenden Grenzwerte haben: –1 g (abkippen) und 2,5 g (hochziehen).
Dazu weisen die Steuermittel 3, wie in 3 dargestellt, Folgendes auf:

– ein Rechenmittel 34, das:
• das (von einem Rechenmittel 36 gebildete) Produkt aus dem Parameter G220 und dem vertikalen eingestellten Lastvielfachen Nzc, das von einer Verbindung 35 empfangen wird, von dem (von einem Rechenmittel 38 gebildete) Produkt aus dem Parameter F224 und dem Ausdruck (dθ/dt), der von einer Verbindung 37 empfangen wird, abzieht; und
• das (von einem Rechenmittel 44 gebildete) Produkt aus dem Parameter G221 und der (von einem Rechenmittel 42 gebildeten) Differenz zwischen einerseits dem effektiven vertikalen Lastvielfachen Nz (das von einer Leitung 43 empfangen wird) und andererseits der (von einem Rechenmittel 41 gebildeten) Summe der Ausdrücke (cosθ/cosα) und (ProtVmax), die von den Verbindungen 39 beziehungsweise 40 empfangen werden, hinzuaddiert;
– ein Mittel 45, um das von dem Rechenmittel 34 kommende Ergebnis abzuleiten;
– ein Rechenmittel 48, das die Differenz zwischen dem effektiven vertikalen Lastvielfachen Nz und der Summe (Nzc + (cosθ/cosPHI) + ProtVmax) bildet, die von einem Rechenmittel 46 berechnet und von einem Begrenzungsmittel 47 begrenzt wird;
– ein Rechenmittel 49, um das von dem Mittel 48 kommende Ergebnis mit dem Parameter F225 zu multiplizieren; und
– ein Rechenmittel 50, das die Summe der von den Mitteln 45 und 49 kommenden Ergebnisse bildet.

Nachstehend sind die bevorzugten Werte der Parameter F224, F225, G220 (für die Fälle X beziehungsweise Y) und G221 (für die Fälle X beziehungsweise Y) angegeben.
Ferner weist das System eine Recheneinheit 52 auf, die Folgendes berechnet:

– die erste Ableitung der Sicherung der Minimaltrimmung Protθmin, die von der Verbindung 8 an den Voter 6 übertragen wird, mit Hilfe des Ausdrucks: d(Protθmin)/dt = F193·[K79·(dθ/dt) + K78·d(dθ/dt)/dt + K76·(θ + 15)];und
– die zweite Ableitung der Sicherung der Maximaltrimmung Protθmax, die von der Verbindung 9 an den Voter 6 übertragen wird, mit Hilfe des Ausdrucks: d(Protθmax)/dt = F193·[K79·(dθ/dt) + K78·d(dθ/dt)/dt + K77·(θ – 30)].

Die Parameter K76 und K77 haben den Wert 0,5, und die Parameter K78 und K79 haben den Wert 1 beziehungsweise 1,5.
Was den Parameter F193 anbelangt, so nimmt er in Abhängigkeit von der eingestellten Geschwindigkeit VC des Flugzeuges die folgenden Werte an.
Wie aus 4 ersichtlich ist, weist die Recheneinheit 52 hierzu Folgendes auf:

– ein Rechenmittel 53, das die Summe bildet aus:
• einerseits einer (von einem Rechenmittel 54 gebildeten) Summe aus dem (von einem Rechenmittel 57 gebildeten) Produkt aus dem Parameter K78 und der (von einem Rechenmittel 56 gebildeten) Ableitung des Ausdrucks (dθ/dt) (empfangen von einer Verbindung 55) und andererseits dem (von einem Rechenmittel 58 gebildeten) Produkt aus dem Parameter K79 und diesem Ausdruck; und
• dem (von einem Rechenmittel 59 gebildeten) Produkt aus dem Parameter K76 und einer (von einem Rechenmittel 60 gebildeten) Summe aus dem Wert 15 und θ, die von der Verbindung 61 beziehungsweise 62 empfangen werden;
– ein Rechenmittel 63, welches das von dem Rechenmittel 53 kommende Ergebnis mit dem Parameter F193 multipliziert, um die erste Ableitung zu erhalten, die von der Verbindung 8 zu übertragen ist;
– ein Rechenmittel 64, das die Summe bildet aus:
• dem Ergebnis, das von dem Rechenmittel 54 kommt; und
• dem (von einem Rechenmittel 65 gebildeten) Produkt aus dem Parameter K77 und der (von einem Rechenmittel 66 gebildeten) Differenz zwischen θ und dem (von einer Verbindung 67 empfangenen) Wert 30; und
– ein Rechenmittel 68, welches das von dem Rechenmittel 64 kommende Ergebnis mit dem Parameter F193 multipliziert, um die zweite Ableitung zu erhalten, die von der Verbindung 9 zu übertragen ist.

Man kann feststellen, dass also die Mittel 10 die Ableitung, die von dem Voter 4 gewählt wird, dessen Steuerbarkeitsgesetz den Befehl für die schwächste Hochziehbewegung erzeugt, nur dann integrieren, wenn diese Ableitung zwischen der (ersten) Ableitung nach der Zeit der Sicherung der Minimaltrimmung Protθmin und der (zweiten) Ableitung nach der Zeit der Sicherung der Maximaltrimmung Protθmax liegt. Andernfalls, wenn die von dem Voter 4 gewählte Ableitung kleiner ist als die erste Ableitung, integrieren die Mittel 10 die zuletzt genannte Ableitung, und wenn die gewählte Ableitung größer ist als die zweite Ableitung, integrieren die Mittel 10 die zweite Ableitung.
Das erfindungsgemäße Steuerungssystem 1 kann in eine gewöhnliche elektrische Flugsteuerungsvorrichtung integriert werden. In diesem Fall ersetzt man die üblichen Umschaltlogiken "loiNz" <==> "Prot α" durch eine ständige Wahl zwischen den unterschiedlichen Gesetzen, die eine Rolle spielen können. Diese Wahl erfolgt also in zwei Schritten: zuerst die Wahl des Befehls für die schwächste Hochziehbewegung zwischen den Gesetzen "loiNz" und "Prot α", um den höchstzulässigen Anstellwinkel αmax nicht zu überschreiten, dann die Begrenzung des Befehls, der sich aus zwei Trimmungen ergibt, dem Hochziehen und dem Abkippen. Der Aufbau des Systems 1 ist also in Hinblick auf die Ausführung und das Verständnis sehr einfach.
Ferner erzielt man dank der Erfindung insbesondere die folgenden Vorteile:

– das System 1 ist effizient und kostengünstig; es werden nicht vom System 1 benötigt:
• die Neuinitialisierung eines Integrators, um von einem Steuerbarkeitsgesetz zu einem anderen zu wechseln;
• eine Logik, um von einem Steuerbarkeitsgesetz zum anderen zu schalten; und
• ein doppelter Satz an Zuwachs an Sicherung des Anstellwinkels;
– die Ausarbeitung einer Trimmsicherung (Mittel 6 und 52), die für alle Gesetze gleich ist;
– die Abschaffung von zwei speziellen Vorrichtungen: die Phasenverschiebung und die Blockierung des Knüppels zum Hochziehen; und
– eine natürliche Steuerung mit Kontrolle des Anstellwinkels.

Eine zweite Ausführungsform des erfindungsgemäßen Steuerungssystems 71, die in 5 dargestellt ist, eignet sich für die manuelle Steuerung des Flugzeug mit Hilfe eines gewöhnlichen Steuerknüppels 70 (Sidestick, Fußsteuer, etc.), der von einem Flugzeugpiloten betätigt werden kann.
Das Steuerungssystem 71 weist einen Voter 72 auf, der an den Eingängen Folgendes empfängt:

– einerseits einen Sollwert für das Lastenvielfache, der von einem Mittel 73 empfangen wird, das diesen Sollwert ab der Amplitude der Betätigung (Ausschlag) von dem Steuerknüppel 70 abzieht; und
– andererseits einen Wert des Lastvielfachen Nzpvit, der von einem Mittel 74 empfangen wird, das umfasst:
• ein Mittel 75, das einen Sollwert der Geschwindigkeit Vt ab der Amplitude der Betätigung (Ausschlag) des Steuerknüppels 70 abzieht; und
• ein Steuermittel 76, das ein Gesetz zur Sicherung der Geschwindigkeit umfasst (das es erlaubt, die Geschwindigkeit des Flugzeuges bei einem Abkippmanöver zu begrenzen), und das anhand dieses Sollwertes der Geschwindigkeit Vt den Wert des Lastvielfachen Nzpvit berechnet, der an den Voter 72 übertragen wird.

Das Steuermittel 76 berechnet den Wert des Lastvielfachen Nzpvit mit Hilfe der folgenden Verhältnisse: Nzpvit = Nzeq + Δnzpvitmit
wobei in diesen Verhältnissen:

– θ der Winkel der Längstrimmung (Nickwinkel) des Flugzeuges ist;
– φ der Winkel der Seitentrimmung (Rollwinkel) des Flugzeuges ist;
– V die übliche Luftgeschwindigkeit des Flugzeuges ist; und
– Kp und Kd zwei vorherbestimmte Koeffizienten sind.

Der Voter 72 liefert an den Ausgang den größeren der beiden Werte, die an seinen Eingängen anliegen. Der Wert dieses Ausgangs ist also größer oder gleich dem Wert Nzpvit, was es erlaubt, das Ziel zu erreichen, die Geschwindigkeit des Flugzeuges auf einen Wert kleiner als ein höchstzulässiger Wert Vmax zu begrenzen. Bei einem Abkippmanöver ist nämlich das Vorzeichen des Lastvielfachen Nz konventionellerweise negativ, während es bei einem Hochziehmanöver positiv ist. Da die Sicherung der Geschwindigkeit die Begrenzung des Abkippmanövers bewirkt, ist es also nötig, den größeren der beiden Werte zu berücksichtigen, die an den Eingängen des Voters 72 anliegen.
Der Ausgang des Voters 72 ist mit einem Steuermittel 77 verbunden, das eine Vorgabefunktion für das Lastvielfache aufweist, und dessen Ausgang mit einem ersten Eingang eines Voters 78 verbunden ist. Dieser Voter 78 ist mittels eines zweiten Eingangs mit dem Ausgang eines Steuermittels 79 verbunden, das ein Gesetz zur Sicherung des Einfallwinkels aufweist. Dieses Steuermittel 79 empfängt am Eingang mit einem Mittel 80 einen Sollwert, der von dem Steuerknüppel 70 kommt und von diesem Mittel 80 als Anstellwinkel α ausgedrückt wird. Der Ausgang des Steuermittels 79 liefert einen Wert für die Geschwindigkeit der Steuerfläche, der so beschaffen ist, dass deren Betätigung einen Anstellwinkel des Flugzeuges zur Folge hat, der kleiner oder gleich einem höchstzulässigen Wert αmax ist.
Der Voter 78 liefert am Ausgang den größeren der beiden Werte, die an seinen Eingängen anliegen. Der Wert dieses Ausgangs ist also größer oder gleich dem Sollwert für die Sicherung des Anstellwinkels, was es erlaubt, das Ziel zu erreichen, den Anstellwinkel des Flugzeuges auf einen Wert kleiner als der höchstzulässige Wert αmax zu begrenzen. Konventionellerweise erhalten nämlich die Ausschläge des Höhenruders beim Abkippen ein positives Vorzeichen und beim Hochziehen ein negatives Vorzeichen. Da die Sicherung des Anstellwinkels die Begrenzung eines Hochziehmanövers bewirkt, muss also der größere der beiden Werte berücksichtigt werden, der an den Eingängen des Voters 78 anliegt. Der Ausgang des Voters 78, als Geschwindigkeit des Höhenruders ausgedrückt, wird zu einem Eingang eines Integrators 81 geschickt, der dem Mittel 10 von 1 ähnelt. Der Ausgang dieses Integrators 81 repräsentiert die Stellung des Höhenruders und bildet einen Befehl des Höhenruders.
Das Steuerungssystem 71 erlaubt es also, die gesteckten Ziele hinsichtlich der Begrenzung des Anstellwinkels und der Geschwindigkeit des Flugzeuges zu erreichen. Es bietet Vorteile, da es auf die Voter 72, 78 zurückgreift, die ständig die Werte vergleichen, die an ihren Eingängen anliegen, wobei die Werte insbesondere auf unterschiedlichen Steuerbarkeitsgesetzen basieren, die gleichzeitig berechnet werden, so dass der Ausgang jedes Voters 72, 78 ununterbrochen in Bewegung ist. Dies erlaubt es, ein Problem zu lösen, das bei gewöhnlichen Steuerungssystemen besteht, nämlich dass es beim Umschalten von einem ersten Steuerbarkeitsgesetz zu einem zweiten Steuerbarkeitsgesetz zu Unstetigkeiten des Sollwertes kommt, der an eine Steuerfläche geschickt wird.
In der bevorzugten, in 5 dargestellten Ausführungsform, wird also die Betätigung (der Ausschlag) des Steuerknüppels 70 simultan von den Mitteln 73, 75 beziehungsweise 80 in Sollwerte für das Lastvielfache, die Grenzgeschwindigkeit und den Grenzanstellwinkel übersetzt. Wenn sich das Flugzeug im stabilisierten Flug befindet, wird also eine Änderung der Stellung des Steuerknüppels 70 als eine Änderung des Sollwertes des Lastvielfachen interpretiert. In gleicher Weise wird sie von dem Gesetz zur Sicherung der Geschwindigkeit als eine Änderung des Sollwertes der Grenzgeschwindigkeit und von der Sicherung des Anstellwinkels als eine Änderung des Sollwertes des Grenzanstellwinkels interpretiert. Da aufgrund der Verwendung der Voter 72 und 78 ein einziges Steuerbarkeitsgesetz gewählt wurde, kann man zu einem gegebenen Zeitpunkt den von dem Steuerknüppel 70 kommenden Sollwert gemäß einer einzigen Einheit betrachten, das heißt jene, die dem Eingang des gewählten Steuerbarkeitsgesetzes entspricht.
In einer besonderen Ausführungsform kann das Mittel 74 in dem Steuerungssystem 71 von 5 durch ein Mittel 82 ersetzt werden, das in 6 abgebildet ist. Dieses Mittel 82 weist einen Voter 83 auf, der es erlaubt, das verpflichtendere der beiden folgenden Steuerbarkeitsgesetze zu berücksichtigen:

– ein Gesetz zur Sicherung in Hinblick auf die höchstzulässige Betriebsgeschwindigkeit des Flugzeuges Vm0, das von einem Steuermittel 84 implementiert wird in der Form einer Regelung auf einen Sollwert der Geschwindigkeit größer oder gleich Vm0. Dieser Sollwert, der eine Funktion der Stellung des Steuerknüppels 70 ist, wird von einem Mittel 85 geliefert, das am Eingang die Stellung des Steuerknüppels 70 sowie den Wert von Vm0 empfängt. Die oben genannten Koeffizienten Kp und Kd werden entsprechend diesem Gesetz so gewählt, dass diese Sicherung auf die "weiche" oder nicht zwingende Art erfolgt (das heißt, ein Überschreiten ist zulässig), da das Flugzeug mit der Geschwindigkeit Vm0 ohne unbeabsichtigte Aktivierung der Sicherung fliegen können muss; und
– ein Gesetz zur Sicherung in Hinblick auf die konstruktionsbedingte Grenzgeschwindigkeit Vd, das von einem Steuermittel 86 implementiert wird. Dieses Gesetz erhält als Sollwert die Geschwindigkeit Vd. Dieses Gesetz zur Sicherung begrenzt die Abkippmanöver des Flugzeuges. Die Geschwindigkeit Vd darf niemals überschritten werden. Ein Überschreiten könnte nämlich zur Beschädigung der Flugzeugzelle führen. Die diesem Gesetz zugehörigen Koeffizienten Kp und Kd werden also so gewählt, dass diese Sicherung auf "harte" oder zwingende Weise erfolgt, das heißt ein Überschreiten des Sollwertes ist nicht möglich

In einem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Erfindung ist das Mittel 85, das für die schnelle Übersetzung der Stellung des Steuerknüppels 70 sorgt, so ausgelegt, dass der Sollwert der Geschwindigkeit Vcons, der am Ausgang des Mittels 85 anliegt und der von der Stellung P des Steuerknüppels 70 abhängt, Vm0 entspricht oder einem Wert, der wesentlich höher ist als Vm0, wenn sich der Steuerknüppel 70 in Ruhestellung befindet, und einer Geschwindigkeit entspricht, die höchstens gleich Vd ist, wenn sich der Steuerknüppel 70 bei einem Abkippmanöver in der Extremstellung Pmax befindet (7).
Man kann feststellen, dass die Erfindung unter Berücksichtigung von Geschwindigkeitswerten (Sollgeschwindigkeit Vt, höchstzulässige Betriebsgeschwindigkeit Vm0, konstruktionsbedingte Grenzgeschwindigkeit Vd, etc.) beschrieben wurde. Ebenso ist es möglich, Mach-Werte als Eingangsparameter des Steuerungssystems 1 zu berücksichtigen, wobei es eine gewöhnliche Umwandlung der Mach-Werte erlaubt, die entsprechenden Geschwindigkeiten zu erhalten.

Claims

Flugzeugsteuerungsverfahren, das dazu bestimmt ist, Befehle zur Steuerung des Flugzeuges um wenigstens eine Steuerachse zu erzeugen, wobei man wenigstens zwei unterschiedliche Steuerbarkeitsgesetze verwendet, die sich auf die Steuerachse beziehen und es jeweils erlauben, in Abhängigkeit von Parametern des Flugzeuges Steuerbefehle zu bestimmen, dadurch gekennzeichnet, dass man automatisch und im Wiederholungsverfahren die folgenden Schritte ausführt: a) für jedes der Steuerbarkeitsgesetze berechnet man die Ableitung nach der Zeit der Funktion, die dem Steuerbarkeitsgesetz entspricht, und welche die aktuellen Werte der zugehörigen Parameter berücksichtigt; b) man vergleicht die so berechneten Ableitungen miteinander; c) man wählt die Ableitung, deren zugehöriges Steuerbarkeitsgesetz den Steuerbefehl mit dem kleinsten Absolutwert erzeugt; und d) man integriert eine Ableitung, die so gewählt wird, dass man den Steuerbefehl um die Steuerachse erhält.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerachse die Nickachse des Flugzeuges ist.
Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass man als Steuerbarkeitsgesetz wenigstens ein Gesetz zur Sicherung des Anstellwinkels und eine Vorgabefunktion des vertikalen Lastvielfache verwendet.
Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass man die Ableitung der Vorgabefunktion des vertikalen Lastvielfachen LoiNz mit Hilfe des folgenden Ausdrucks berechnet: d(LoiNz)/dt = d [F224·(dθ/dt) – G220·Nzc + G221·(Nz – (cosθ/cosφ) – ProtVmax)]/dt + F225·[Nz – lim(Nzc + (cosθ/cosφ) + ProtVmax)]wobei: – F224, F225, G220 und G221 Parameter sind; – θ die Längstrimmung des Flugzeuges ist; – φ die Seitentrimmung des Flugzeuges ist; – Nz das effektive vertikale Lastvielfache des Flugzeuges ist; – Nzc das eingestellte vertikale Lastvielfache ist; – ProtVmax der höchstzulässige Wert einer Sicherung der Flugzeuggeschwindigkeit ist; und – lim eine Begrenzungsfunktion ist.
Verfahren nach einem der Ansprüche 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, dass man die Ableitung des Gesetzes für die Sicherung des Anstellwinkels Protα mit Hilfe des folgenden Ausdrucks berechnet: d(Protα)/dt = d[F831·(dθ/dt) – (CO·αcom) + F830·(α – αprot)]/dt + F829·[α – αprot – αcom] + lim [F833·(dV/dt)]wobei: – F829, F830, F831, F833 und CO Parameter sind; – α der effektive Anstellwinkel des Flugzeuges ist; – αcom der eingestellte Anstellwinkel ist; – αprot ein Wert zur Sicherung des Anstellwinkels ist; – θ die Längstrimmung des Flugzeuges ist; – V die effektive Geschwindigkeit des Flugzeuges ist; und – lim eine Begrenzungsfunktion ist.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerachse die Nickachse des Flugzeuges ist, und dass man für Schritt d): – die gewählte Ableitung, deren Steuerbarkeitsgesetz den Steuerbefehl mit dem kleinsten Absolutwert erzeugt, ausschließlich dann integriert, wenn diese Ableitung zwischen einer ersten Ableitung nach der Zeit einer Sicherung der Minimaltrimmung und einer zweiten Ableitung nach der Zeit einer Sicherung der Maximaltrimmung liegt; – andernfalls, wenn die gewählte Ableitung kleiner ist als die erste Ableitung, integriert man diese zuletzt genannte, und wenn die gewählte Ableitung größer ist als die zweite Ableitung, integriert man die zweite Ableitung.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass man Folgendes berechnet: – die erste Ableitung der Sicherung der Minimaltrimmung Protθmin mit Hilfe des Ausdrucks: d(Protθmin)/dt = F193·[K79·(dθ/dt) + K78·d(dθ/dt)/dt + K76·(θ + 15)];und – die zweite Ableitung der Sicherung der Maximaltrimmung Protθmax mit Hilfe des Ausdrucks: d(Protθmax)/dt = F193·[K79·(dθ/dt) + K78·d(dθ/dt)/dt + K77·(θ – 30)],wobei: – F193, K76, K77, K78 und K79 Parameter sind; und – θ die Längstrimmung des Flugzeuges ist.
Verfahren nach Anspruch 3, für eine manuelle Steuerung des Flugzeuges mit Hilfe eines Steuerknüppels (70), dadurch gekennzeichnet, dass man ferner als Steuerbarkeitsgesetz ein Gesetz zur Sicherung der Geschwindigkeit verwendet, und dass die Betätigung des Steuerknüppels (70) gleichzeitig ausgedrückt wird als Sollwert für das Lastvielfache, als Sollwert für den Grenzanstellwinkel und als Sollwert für die Grenzgeschwindigkeit, die von der Vorgabefunktion des Lastvielfachen, dem Gesetz zur Sicherung des Anstellwinkels beziehungsweise dem Gesetz zur Sicherung der Geschwindigkeit verwendet werden.
Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, dass das Gesetz zur Sicherung der Geschwindigkeit ein erstes Gesetz aufweist, welches das Überschreiten des Sollwertes zulässt, und ein zweites Gesetz, das kein Überschreiten des Sollwertes zulässt.
Verfahren nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Gesetz ein Gesetz zur Sicherung in Bezug auf die höchstzulässige Betriebsgeschwindigkeit (Vm0) des Flugzeuges ist, und das zweite Gesetz ein Gesetz zur Sicherung in Bezug auf die konstruktionsbedingte Grenzgeschwindigkeit (Vd) des Flugzeuges ist.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerachse die Rollachse des Flugzeuges ist.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerachse die Gierachse des Flugzeuges ist.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuerachse die Achse zur Steuerung des Triebwerksschubs ist.
Flugzeugsteuerungssystem, das in der Lage ist, Befehle zur Steuerung des Flugzeuges um wenigstens eine Steuerachse zu erzeugen, wobei das System (1) wenigstens zwei Steuermittel (2, 3, 76, 77, 79, 84, 86) aufweist, wobei jedes dieser Steuermittel (2, 3, 76, 77, 79, 84, 86) ein Steuerbarkeitsgesetz umfasst, das sich von jenem des anderen Steuermittels unterscheidet, und das es erlaubt, Befehle zur Steuerung um die Steuerachse in Abhängigkeit von Parametern des Flugzeuges zu bestimmen, dadurch gekennzeichnet, dass jedes der Steuermittel (2, 3, 76, 77, 79, 84, 86) in der Lage ist, die Ableitung nach der Zeit der Funktion zu berechnen, die das entsprechende Steuerbarkeitsgesetz darstellt, und das die aktuellen Werte der zugehörigen Parameter berücksichtigt, und dass das Steuerungssystem (1) ferner Folgendes aufweist: – erste Mittel (4, 78), um die von den Steuermitteln (2, 3, 76, 77, 79, 84, 86) berechneten Ableitungen miteinander zu vergleichen und um eine Ableitung zu wählen; und – zweite Mittel (10, 81), um eine ausgewählte Ableitung so zu integrieren, dass man den Befehl zur Steuerung um die Steuerachse erhält.
System nach Anspruch 14, dadurch gekennzeichnet, dass die ersten Mittel wenigstens einen Voter (4, 78) aufweisen.
System nach einem der Ansprüche 15 und 16, wobei die Steuerachse die Nickachse ist, dadurch gekennzeichnet, dass es dritte Mittel (6) aufweist, um eine Ableitung, deren Gesetz den Befehl für die schwächste Hochziehbewegung erzeugt, mit Ableitungen der Sicherung der Minimal- und Maximaltrimmung zu vergleichen, und um die Ableitung zu wählen, die den Mittelwert darstellt und von den zweiten Mitteln (10) integriert wird.
System nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, dass die dritten Mittel wenigstens einen Voter (6) aufweisen.
System nach einem der Ansprüche 14 bis 17, dadurch gekennzeichnet, dass es ferner wenigstens einen Motor (72) aufweist, dessen Ausgang mit dem Eingang von wenigstens einem der Steuermittel (77) verbunden ist.
Flugzeug, dadurch gekennzeichnet, dass es ein Steuerungssystem (1) der Art aufweist, wie es unter einem der Ansprüche 14 bis 18 beschrieben wird.