DE60304142T2

DE60304142T2 - Verfahren und Vorrichtung zum Anzeigen von Steuerungsschwingungskupplungen in einem Flugzeug

Info

Publication number: DE60304142T2
Application number: DE60304142T
Authority: DE
Inventors: Nathalie Raimbault; Pierre Fabre
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 2002-11-18
Filing date: 2003-10-23
Publication date: 2006-09-28
Anticipated expiration: 2023-10-24
Also published as: US7225061B2; EP1420319A1; FR2847353A1; CA2447331A1; EP1420319B1; ATE321296T1; CA2447331C; DE60304142D1; US20040098176A1; FR2847353B1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung, mit denen in einem elektrischen Lenksteuerbefehl für das Flugzeug Schwingungen erfasst werden können, die mit durch Lenksteuerung verursachten Schwingungskopplungen korrespondieren.
Es ist bekannt, dass Steuerelemente (Steuerknüppel, Fußsteuer) moderner Flugzeuge, insbesondere solche, die als Mini-Steuerknüppel bezeichnet werden, durch den Piloten und/oder den Copiloten der Flugzeuge leicht zu handhaben sind, wobei ihre Ausschlagbewegungen sehr schnell sein können. Dagegen können die Wirkelemente der beweglichen aerodynamischen Oberflächen (Querruder, Flügelklappen, Steuerflächen, etc.....), die durch diese Steuerelemente angesteuert werden, auf die durch diese erzeugten elektrischen Steuerbefehle unverzögert reagieren. Es kann somit bei großen Steueramplituden eine deutliche Phasenverschiebung zwischen der Verstellung eines Steuerelements und derjenigen der durch dieses angesteuerten, beweglichen aerodynamischen Oberflächen bestehen.
Aus der Feststellung, dass die Position der angesteuerten beweglichen aerodynamischen Oberflächen gegenüber der gewählten Stellung für das Steuerelement verzögert ist, ergibt sich, dass der Pilot dazu tendieren könnte, die Ausschlagweite des Steuerelements noch zu erhöhen. Dann könnte aber die Weite des Steuerausschlags der aerodynamischen Oberflächen über diejenige hinausgehen, die dem ureigentlichen Lenksteuerbefehl entspricht, so dass der Pilot die Ausschlagbewegung des Steuerelements verringert, was, mit Verzögerung, eine Zurückbewegung der aerodynamischen Oberflächen mit sich bringt, etc.. Im Flugzeug ergibt sich somit eine durch Lenksteuerung verursachte Schwingungskopplung – allgemein in der Fliegerei mit PIO (Pilot Induced Oscillations) -Kopplung bezeichnet -, welche die Präzision der Lenksteuerung verschlechtern kann.
Um zu versuchen, ein solches Problem zu lösen, ist bekannt, die Dimensionierung der Wirkelemente der angesteuerten aerodynamischen Oberflächen und ihrer hydraulischen und elektrischen Versorgungen zu vergrößern, wobei dies die Kosten und die Masse des Flugzeugs erhöht. Solche Kosten- und Gewichtszunahmen können für Flugzeuge mit großen Abmessungen untragbar werden.
Im Übrigen sieht die Druckschrift US-A-4,298,833 vor, den Lenksteuerbefehl insbesondere durch Filterung zu behandeln, um diesen in einen Lenksteuerbefehl umzuwandeln, der frei von einer durch Lenksteuerung verursachten Schwingungskopplung ist. Jedoch wird diese Behandlung ohne eine wirkliche Erfassung der Koppelschwingungen und ohne Wissen des Piloten durchgeführt, der somit damit fortfahren könnte, diese zu erzeugen.
Es sei ferner angemerkt, dass die Druckschrift US-A-5,935,177 ein Verfahren zur Erfassung von Schwingungen, die den durch Lenksteuerung bewirkten Schwingungskopplungen entsprechen, in einem elektrischen Lenksteuerbefehl δ beschreibt, der ein Flugzeug um eine seiner Manövrierachsen steuert (Rollen, Nicken und Gieren), wobei der elektrischen Lenksteuerbefehl δ einen maximalen Wert δo annehmen kann, wobei gemäß dem Verfahren:

– der elektrische Lenksteuerbefehl δ mit einem Abtastschritt Δt abgetastet wird, um eine Mehrzahl von N aufeinander folgende Abtastwerte x_k, mit k = 0, 1, 2, ..., N–1, zu erhalten;
– die Anzahl von Abtastwerten N und der Abtastschritt Δt in der Weise gewählt wird, dass der Kehrwert ihres Produkt N·Δt gleich 0,3 Hz beträgt; und
– der abgetastete Lenksteuerbefehl in eine Fouriersche Reihe zerlegt wird.

Jedoch dieses letztgenannte Verfahren

– berücksichtigt nicht nur den einzelnen Lenksteuerbefehl, sondern benötigt ferner Informationen über das Gieren, Rollen und Nicken des Flugzeugs;
– und liefert mehr oder weniger nur ein Signal und keinesfalls ein Signal, das für die Amplitude der PIO-Schwingungen repräsentativ ist.

Die vorliegende Erfindung hat zur Aufgabe, diese Nachteile zu beseitigen. Sie betrifft ein einfaches Verfahren und eine einfache Vorrichtung zum Erfassen einer durch Lenksteuerung verursachten Schwingungskopplung, um den Piloten über ihr Auftauchen und ihre Stärke zu informieren und/oder zu handeln, um diese Effekte zu beseitigen.
Zu diesem Zweck ist gemäß der Erfindung das Verfahren der oben genannten Art dadurch gekennzeichnet, dass:

– auf jeden Abtastwert x_k die Formel angewendet wird:
wobei der Ausdruck j in dieser das Symbol ist, von dem der imaginäre Teil einer komplexen Zahl beeinflusst wird, r die Zahl der harmonischen Bestandteile der Fourierschen Reihe ist und A_r die Fourier-Koeffizienten sind, wobei jeder von diesen gleich:
– die Module |A1| und |A2| von den zwei ersten Fourier-Koeffizienten A1 und A2 bestimmt werden, die jeweils mit r = 1 und r = 2 korrespondieren;
– ein Index I berechnet wird, der gleich dem Quotienten der Summe |A1| + |A2| der Module geteilt durch die Anzahl N Abtastwerte ist; und
– der Index I mit einer Fraktion q·δo des Maximalwertes δo des elektrischen Lenksteuerbefehls δ verglichen wird, wobei der Koeffizient q der Fraktion q·δo ausgehend von einer voreingerichteten Datenbank bestimmt wird, in der eine Mehrzahl von früheren Fällen realer Lenksteuerungen aufgenommen ist, in welchen solche durch Lenksteuerung verursachte Schwingungskopplungen aufgetreten sind, und angenommen wird: • dass keine durch Lenksteuerung verursachte Schwingungskopplung existiert, wenn der Index I kleiner als die Fraktion q·δo liegt; und • dass eine durch Lenksteuerung verursachte Schwingungskopplung existiert, wenn der Index I gleich oder größer der Fraktion q·δo ist, wobei der Wert des Index I, der zwischen 0 und 1 liegt, repräsentativ für die Amplitude der Schwingungen ist, die der durch Lenksteuerung verursachten Schwingungskopplung entspricht.

Das Verfahren der vorliegenden Erfindung basiert auf zwei Feststellungen der Anmelderin bei der Untersuchung von Fällen früherer realer Lenkvorgänge, in welchen die durch Lenkung bewirkten Schwingkopplungen aufgetreten waren:

– einerseits zeigt diese Untersuchung, dass die Kopplungsschwingungen Frequenzen haben, die zwischen 0,3 Hz und 0,6 Hz liegen, derart, dass die Zerlegung des Steuerbefehls in eine Fouriersche Reihe zur Aufgabe hat, die Bestandteile dieses Befehls zu bestimmen, die zwischen 0,3 Hz und 0,6 Hz liegen; und
– andererseits zeigt die Untersuchung, dass, wenn die Kopplungsschwingungen auftreten, ihre Energie einen bestimmten Anteil übersteigt, im Allgemeinen 15% des Maximalwertes δo des Lenksteuerbefehls δ.

Vorzugsweise wird dieser elektrische Lenksteuerbefehl δ vor einer Abtastung gefiltert, um andere Schwingungen als diejenigen, die einer durch Lenkung bewirkten Schwingungskopplung entsprechen, zu beseitigen.
In dem Falle, in welchem das Flugzeug dazu vorgesehen ist, von einem Piloten und einem Copiloten gelenkt werden zu können, ist es vorteilhaft, dass der elektrische Lenksteuerbefehl δ die Summe der korrespondierenden persönlichen elektrischen Lenksteuerbefehle ist, die sich jeweils aus der Aktion des Piloten und der Aktion des Copiloten ergeben.
Die vorliegende Erfindung betrifft ferner eine Vorrichtung zur Durchführung des oben erwähnten Verfahrens. Eine solche Vorrichtung, die die Erfassung von Schwingungen, die einer durch Lenkung verursachten Schwingungskopplung entsprechen, in einem elektrischen Lenksteuerbefehl δ, der ein Flugzeug um eine seiner Manövrierachsen steuert, ermöglicht, mit:

– ersten Abtastmitteln für den elektrischen Lenksteuerbefehl δ;
– zweiten Mitteln zur Zerlegung in eine Fouriersche Reihe des abgetasteten Lenksteuerbefehls δ; ist dadurch gekennzeichnet, dass diese ferner umfasst:
– dritte Mittel zur Berechnung des Index I; und
– vierte Mittel, welche den Vergleich zwischen dem Index I und der Fraktion q·δo vom Maximalwert des elektrischen Lenksteuerbefehls δ bewirkt, wobei der Koeffizient q der Fraktion q·δo bestimmt wird aus einer voreingerichteten Datenbank, die eine Mehrzahl von Fällen früherer realer Lenkvorgänge aufweist, in welchen solche durch Lenkung bewirkte Schwingungskopplungen aufgetreten sind.

Vorzugsweise werden die ersten, zweiten, dritten und vierten Mittel durch einen Rechner gebildet, der in vorteilhafter Weise ein Teil der Rechner für elektrische Flugbefehle des Flugzeugs sein kann.
Die Figuren der beigefügten Zeichnung werden verständlich machen, wie die Erfindung realisiert werden kann. In diesen Figuren bezeichnen identische Bezugszeichen ähnliche Elemente.
Die 1 bis 3 zeigen Blockdiagramme von drei schematisch dargestellten Durchführungsmodi der Erfindung.
Das Lenksystem, schematisch in 1 dargestellt, umfasst ein Steuerelement, zum Beispiel in Art eines Steuerknüppels, der um ein Gelenk 2 in zwei entgegen gesetzte Richtungen (Doppelpfeil 3) geschwenkt werden kann. Das Steuerelement 1 ist mit einem Wandler 4 verbunden, der einen elektrischen Lenksteuerbefehl δ an seinen Ausgang 5 liefert, welcher der Schwenkweite des Steuerelements 1 repräsentativ ist.
Der elektrische Lenksteuerbefehl δ wird an Rechner 6 zur elektrischen Flugsteuerung über tragen, die einen Steuerbefehl für Wirkelemente 7 erzeugen, die so ausgebildet sind, dass sie bewegliche aerodynamische Oberflächen 8 eines Flugzeugs (nicht dargestellt) um ihre Drehachse 9 schwenken. Wenn das Steuerelement 1 ein Steuerknüppel ist, zum Beispiel ein Mini-Steuerknüppel, steuern die beweglichen aerodynamischen Oberflächen 8 das Flugzeug sowohl in eine Rollbewegung als auch in eine Nickbewegung.
Im Übrigen wird der Lenksteuerbefehl δ, in welchem die Frequenzen zwischen 0,3 und 0,6 Hz ermittelt werden, die repräsentativ für eine mögliche, durch Lenkung bewirkte Schwingungskopplung sind, die durch den Piloten durch Betätigen des Steuerelements 1 ausgelöst wird, an ein Filtersystem 10 adressiert, das so ausgebildet ist, dass dieses aus diesem Lenksteuerbefehl δ die Schwingungen beseitigt, die nicht den Schwingungen der Kopplung entsprechen. Dann wird der gefilterte Befehl δf an einen Rechner 11 adressiert, der so ausgebildet ist, dass dieser jenen in eine Fouriersche Reihe zerlegt, um darin mögliche Frequenzteile zwischen 0,3 und 06 Hz zu erfassen.
Um eine solche Zerlegung in eine Fouriersche Reihe zu ermöglichen, ist es unerlässlich, den Lenksteuerbefehl δ momentan zu speichern. Zu diesem Zweck beginnt der Rechner 11 den Lenksteuerbefehl δ mit einer Abtastweite δt abzutasten, um N aufeinander folgende Abtastwerte x_k, k = 0, 1, 2, ..., N–1, zu erhalten. Auf diese Weise wird der bekannte Lenksteuerbefehl δ in ein diskretes Signal x_k umgewandelt.
Die Anzahl N und die Schrittweite Δt werden neben anderen technischen Gesichtspunkten so gewählt, dass der Kehrwert des Produkts wenigstens praktisch gleich 0,3 Hz ist. Zum Beispiel kann in der Praxis Δt = 125 ms und N = 27 verwendet werden. So ist das Produkt N·Δt gleich 3,375 s und sein Kehrwert 1/N·Δt ist gleich 0,296 Hz.
Das diskrete Signal x_k wird dann durch den Rechner 11 derart in eine Fouriersche Reihe zerlegt, dass man, ganz gleich, wie groß der Wert von k zwischen 0 und N–1 ist, in bekannter Weise erhält:
In diesen Ausdrücken:

– ist j das Symbol (gleich √–1 ), von dem der imaginäre Teil einer komplexen Zahl beeinflusst wird;
– ist r die Anzahl der harmonischen Bestandteile der Fourierschen Reihe; und
– sind A_r die Fourier-Koeffizienten der Zerlegung.

Auf diese Weise bilden die Koeffizienten Ar ein Signal mit periodischer Frequenz, nämlich mit einer Periode 1/Δt, das mit der Frequenz ΔF = 1/N·Δt abgetastet wird.
Eine solche Zerlegung in eine Fourierscher Reihe liefert somit eine Frequenzanalyse des Signals x_k über einen Horizont N·Δt, mit einer Auflösung von Δf = 1/N·Δt.
Im Übrigen messen die Module |Ar| der Fourier-Koeffizienten Ar, für welche r von 0 verschieden ist, die Energie des Signals x_k mit der Frequenz r·Δf.
Im vorliegenden Fall nun liegt Δf nahe 0,3 Hz, derart, dass r·Δf für r = 1 auch nahe 0,3 Hz liegt, entsprechend dem ersten Fourier-Koeffizienten A1, und für r = 2 nahe 0,6 Hz liegt, entsprechend dem zweiten Fourier-Koeffizienten A2.
Die Summe |A1| + |A2| der Module |A1| und |A2| des ersten und zweiten Fourier-Koeffizienten A1 und A2 repräsentieren somit die Energie des Signals x_k für Frequenzen zwischen 0,3 Hz und 0,6 Hz und entsprechen den Schwingungen der durch Lenkung verursachten Schwingungskopplung.
Der Rechner 11 berechnet somit die Summe der Module |A1| + |A2|, die mit der Amplitude des Lenksteuerbefehls δ nahe dem Faktor N gleichförmig ist.
Folglich kann man, um ein mögliches Vorhandensein einer Schwingungskopplung in einem Lenksteuerbefehl δ zu bestimmten, die Energie des ermittelten sinusförmigen Signals, das heißt, die Summe |A1| + |A2|, mit dem Maximalwert δo des Lenksteuerbefehls δ vergleichen.
Zu diesem Zweck berechnet der Rechner 11 einen Index I gleich dem Quotienten (|A1| + |A2|)/N und vergleicht diesen Index mit einer vorbestimmten Fraktion q·δo dieses Maximalwertes δo.
Der Koeffizient q dieser Fraktion q·δo wird zum Beispiel bestimmt aus einer Datenbank, welche eine Mehrzahl von Fällen bekannter früherer Lenkvorgänge enthält, in welchen durch Lenkung verursachte Schwingungskopplungen an Bord von Flugzeugen aufgetreten sind. Dieser Koeffizient liegt im Allgemeinen nahe 0,15.
Auf diese Weise ist der Rechner 11 ausgelegt, ein Signal S zu erzeugen, dass:

– gleich 0 ist, wenn der Index I kleiner q·δo ist, da dann keine durch Lenkung verursachte Schwingungskopplung existiert; und
– gleich (|A1| + |A2|)/N zwischen 0 und 1 ist, wenn der Index I gleich oder größer q·δo ist und dann eine durch Lenkung verursachte Schwingungskopplung existiert.

Wie oben angemerkt, ist der Index I gleichförmig mit der Amplitude des Lenksteuerbefehls δ im Frequenzbereich von 0,3 Hz bis 0,6 Hz. Diese Amplitude hat als Maximalwert δo, wenn der Lenksteuerbefehl keine Frequenzen in diesem Bereich umfasst. So wird gemäß der Erfindung beurteilt, ob die durch Lenkung bewirkte Schwingungskopplung erfasst werden muss, wenn die Amplitude des Lenksteuerbefehls δ in dem Frequenzbereich von 0,3 Hz bis 0,6 Hz einen Wert q% der Maximalamplitude δo übersteigt.
Das Signal S kann an eine Anzeigeeinrichtung 12 übertragen werden, die zum Beispiel mit einem Index 13 versehen ist, der mit einer Einteilung 14 verbunden ist, wobei die relative Position des Index in Bezug zu der Einteilung repräsentativ für die Amplitude des Signals S und somit für ihr eventuelles Vorhandensein und für die Amplitude der einer durch Lenkung bewirkten Schwingungskopplung entsprechenden Schwingungen ist.
Darüber hinaus ist das Signal S auf einer Leitung 15 für jede beliebige Nutzanwendung verfügbar.
Um das diskrete Signal x_k in eine Fouriersche Reihe zu zerlegen, kann der Rechner 11 Algorithmen durchführen, die als Namen "Fast Fourier Transform" bekannt sind, oder jedes andere bekannte Verfahren, wie beispielsweise ein Verfahren durch Rekursion.
In 2 ist schematisch der Fall dargestellt, in welchem das Lenksystem zwei parallele Steuerelemente 1.1 und 1.2 aufweist, die jeweils dem Steuerelement 1 ähnlich sind und für einen Piloten und einen Copiloten bestimmt sind. In diesem Fall sind die jeweiligen Wandler 4.1 und 4.2 (ähnlich dem Wandler 4) so ausgebildet, dass sie an ihrem Ausgang 5.1 bzw. 5.2 persönliche Lenksteuerbefehle δ1 und δ2 abgeben, die jeweils von der Aktion des Piloten und derjenigen des Copiloten herrühren. Diese persönlichen Lenksteuerbefehle δ1 und δ2 werden an die Rechner zur elektrischen Flugsteuerung 6 adressiert, welche diese zum Zweck der Steuerung der beweglichen aerodynamischen Oberflächen 8 verarbeiten.
Darüber hinaus werden gemäß der vorliegenden Erfindung die persönlichen Lenksteuerbe fehle δ1 und δ2 an Filter 10.1 und 10.2 (ähnlich dem Filter 10) adressiert und in einem Additionsglied 16 addiert, bevor sie an den Rechner 11 übertragen werden. In diesem Fall ist somit der gefilterte Lenksteuerbefehl δf, der zum Zwecke einer Bearbeitung ähnlich derjenigen, die oben beschrieben wurde, an den Rechner 11 adressiert ist, die gefilterte Summe von zwei persönlichen Lenksteuerbefehlen δ1 und δ2.
In dem Steuersystem, das in 3 dargestellt ist, schenkt das Steuerelement 1.3 nicht nur in die zwei entgegen gesetzten Richtungen des Pfeiles 3, sondern auch in zwei entgegen gesetzte Richtungen (siehe Doppelpfeil 17) in einer Richtung senkrecht zu den vorherigen, derart, dass der zugeordnete Wandler 4.3 zwei elektrische Lenksteuerbefehle δA und δB liefern kann. Einer dieser beiden kann zum Beispiel zur Steuerung einer Rollbewegung und der andere zur Steuerung einer Nickbewegung bestimmt sein. Die Rechner für die elektrische Flugsteuerung 6, welche die Lenksteuerbefehle δA und δB empfangen, erzeugen jeweilige Steuerbefehle für die Wirkglieder 7A und 7B, die dahin gehend beansprucht werden, die beweglichen aerodynamischen Oberflächen 8A und 8B zu betätigten, welche wiederum selbst die Steuerung des Flugzeugs um eine entsprechende Manövrierachse ermöglichen (z.B. Rollachse und Nickachse).
Darüber hinaus wird gemäß der vorliegenden Erfindung jeder Lenksteuerbefehl δA und δB in einer zum Signal δ des Systems in 1 analogen Weise behandelt, das heißt, dass er durch ein Filter 10A oder 10B (ähnlich dem Filter 10) gefiltert wird, dann durch einen Rechner 11A und 11A (ähnlich dem Rechner 11) verarbeitet wird, das Resultat dieser Verarbeitung auf einer Anzeigeeinrichtung 12A oder 12B (ähnlich der Anzeigeinrichtung 12) angezeigt wird, welche einen Index 13A oder 13B und eine Einteilung 14A oder 14B umfasst, und/oder auf Leitungen 15A oder 15B (ähnlich der Leitung 15) abgreifbar ist.
Es ist leicht zu verstehen, dass es vorteilhaft sein kann, dass die Rechner 11, 11A und 11B einen Teil des Rechners zur elektrischen Flugsteuerung 6 bilden können, wenn jene auch in den Zeichnungen getrennt von diesem dargestellt sind.
Im Übrigen kann durch Verbindung der 2 und 3 leicht eine Ausführungsform konstruiert werden, die sich aus zwei Steuerelementen ergibt, von denen jedes so ausgebildet ist, dass dieses ein Flugzeug um zwei Manövrierachsen lenken kann.

Claims

Verfahren zur Erfassung von Schwingungen, die durch Lenksteuerung bewirkten Schwingungskopplungen entsprechen, in einem elektrischen Lenksteuerbefehl δ, der ein Flugzeug um eine seiner Manövrierachsen steuert, wobei der elektrischen Lenksteuerbefehl δ einen maximalen Wert δo annehmen kann, wobei gemäß dem Verfahren: – der elektrische Lenksteuerbefehl δ mit einem Abtastschritt Δt abgetastet wird, um eine Mehrzahl von N aufeinander folgende Abtastwerte x_k, mit k = 0, 1, 2, ..., N–1, zu erhalten; – die Anzahl von Abtastwerten N und der Abtastschritt Δt in der Weise gewählt wird, dass der Kehrwert ihres Produkt N·Δt gleich 0,3 Hz beträgt; und – der abgetastete Lenksteuerbefehl in eine Fouriersche Reihe zerlegt wird, dadurch gekennzeichnet, dass: – auf jeden Abtastwert x_k die Formel angewendet wird:
wobei der Ausdruck j in dieser das Symbol ist, von dem der imaginäre Teil einer komplexen Zahl beeinflusst wird, r die Zahl der harmonischen Bestandteile der Fourierschen Reihe ist und A_r die Fourier-Koeffizienten sind, wobei jeder von diesen gleich ist mit:
– die Module |A1| und |A2| von den zwei ersten Fourier-Koeffizienten A1 und A2 bestimmt werden, die jeweils mit r = 1 und r = 2 korrespondieren; – ein Index I berechnet wird, der gleich dem Quotienten der Summe |A1| + |A2| der Module geteilt durch die Anzahl N Abtastwert ist; und – der Index I mit einer Fraktion q·δo des Maximalwertes δo des elektrischen Lenksteuerbefehls δ verglichen wird, wobei der Koeffizient q der Fraktion q·δo ausgehend von einer voreingerichteten Datenbank bestimmt wird, in der eine Mehrzahl von früheren Fällen realer Lenksteuerungen aufgenommen ist, in welchen solche durch Lenksteuerung verursachte Schwingungskopplungen aufgetreten sind, und angenommen wird: • dass keine durch Lenksteuerung verursachte Schwingungskopplung existiert, wenn der Index I kleiner als die Fraktion q·δo liegt; und • dass eine durch Lenksteuerung verursachte Schwingungskopplung existiert, wenn der Index I gleich oder größer der Fraktion q·δo ist, wobei der Wert des Index I, der zwischen 0 und 1 liegt, repräsentativ für die Amplitude der Schwingungen ist, die der durch Lenksteuerung verursachten Schwingungskopplung entspricht.
Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Koeffizient q der Fraktion q·δo gleich 0,15 beträgt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass der elektrische Lenksteuerbefehl δ vor einer Abtastung gefiltert wird, um andere Schwingungen als diejenigen, die einer durch Lenkung verursachten Schwingungskopplung entsprechen, zu beseitigen.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, für ein Flugzeug, das zur Steuerung durch einen Piloten und/oder einen Copiloten ausgelegt ist, dadurch gekennzeichnet, dass der elektrische Lenksteuerbefehl δ die Summe der entsprechenden persönlichen elektrischen Lenksteuerbefehle δ1 und δ2 ist, die sich jeweils aus der Aktion des Piloten und der Aktion des Copiloten ergeben.
Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens nach einem der Ansprüche 1 bis 4, welche die Erfassung von Schwingungen, die einer durch Lenksteuerung verursachten Schwingungskopplung entsprechen, in einem elektrischen Lenksteuerbefehl δ ermöglicht, der ein Flugzeug um eine seiner Manövrierachsen steuert, wobei die Vorrichtung umfasst: – erste Mittel zur Abtastung des elektrischen Lenksteuerbefehls δ; – zweite Mittel zur Zerlegung des abgetasteten Lenksteuerbefehls δ in eine Fouriersche Reihe; dadurch gekennzeichnet, dass diese ferner umfasst: – dritte Mittel zur Berechnung des Index I; und – vierte Mittel, welche den Vergleich zwischen dem Index I und der Fraktion q·δo des Maximalwertes des elektrischen Lenksteuerbefehls δ durchführen, wobei der Koeffizient q der Fraktion q·δo ausgehend von einer voreingerichteten Datenbank bestimmt wird, welche eine Mehrzahl von Fällen früherer Lenkvorgänge enthält, in welchen solche durch Lenksteuerung verursachten Schwingungskopplungen aufgetreten waren.
Vorrichtung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das erste, zweite, dritte und vierte Mittel durch ein und denselben Rechner (11) gebildet ist.
Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der Rechner (11) Teil der Rechner zur elektrischen Flugsteuerung (6) ist, mit denen das Flugzeug ausgestattet ist.