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Die
vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren und eine Vorrichtung
zur automatischen Steuerung des Schubes wenigstens eines Flugzeugantriebs
während
einer horizontalen Flugphase bei stabiler Geschwindigkeit, insbesondere
während
einer Reiseflugphase eines Transportflugzeugs.
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Ganz
genau richtet sie sich auf den Fall, in welchem der Schub eines
oder mehrerer Antriebe in automatischer Weise durch ein übliches
Autoschubsystem ("autothrust" in Englisch) gesteuert
werden.
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Es
ist bekannt, dass in diesem Fall das Autoschubsystem die Drehzahl
der Motoren in Abhängigkeit von
der Abweichung zwischen der gemessenen Geschwindigkeit des Flugzeugs
und der Sollgeschwindigkeit kontinuierlich automatisch regelt. Ein
solches Autoschubsystem machte es somit möglich, eine stabile Geschwindigkeit
des Flugzeugs (auf der Sollgeschwindigkeit) zu erreichen.
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Die
EP-0 482 250-A1 beschreibt ein System zur Geschwindigkeitssteuerung
für eine
Antriebseinrichtung bei Reaktion eines Flugzeugs.
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Jedoch
aufgrund der Erzeugung einer kontinuierlichen (oder permanenten)
Veränderung
der Drehzahl eines oder mehrerer Antriebe, was Ursprung einer permanenten
Veränderung
von durch die Motoren abgegebenen Tonfrequenzen ist (die Tonfrequenzen
verändern
sich natürlich
mit der Drehzahl der Motoren), weist dieses Autoschubsystem den
Nachteil auf, das durch die ein oder mehreren Antriebseinrichtungen
abgegebene Geräusch
permanent zu verändern,
was den akustischen Komfort insbesondere für Passagiere des Flugzeugs verringert.
Denn insbesondere in einem Transportflugzeug ist der Komfort der
Passagiere während
einer horizontalen Flugphase bei stabiler Geschwindigkeit, wie einer
Reisephase, die mehrere Stunden dauern kann, von großer Bedeutung.
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Die
vorliegende Erfindung hat zur Aufgabe, diese Nachteile zu beseitigen.
Sie betrifft ein Verfahren zur automatischen Steuerung des Schubes
wenigstens einer Antriebseinrichtung eines Flugzeugs während einer horizontalen
Flugphase bei stabiler Geschwindigkeit, wobei das Verfahren ermöglicht,
den akustischen Komfort für
Passagiere des Flugzeugs zu verbessern.
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Zu
diesem Zweck ist das Verfahren gemäß der Erfindung, in welchem
der Schub der An triebseinrichtung automatisch gesteuert wird, indem
dieser ein Steuerwert zugewiesen wird, der mit dem Wert eines vorbestimmten
und für
die Drehzahl des Motors repräsentativen
Steuerparameters korrespondiert, und in welchem automatisch und
in wiederholter Weise die folgende Schrittfolge durchgeführt wird:
- a) Messen einer Istgeschwindigkeit, die mit
dem Istwert der Geschwindigkeit des Flugzeugs korrespondiert;
- b) Bestimmen einer Sollgeschwindigkeit, die mit der Geschwindigkeit
des Flugzeugs korrespondiert, die für den Steuerwert repräsentativ
ist, der aus der vorausgegangenen Schrittfolge erhalten wurde;
- c) Berechnen einer ersten Differenz zwischen der Istgeschwindigkeit
und der Sollgeschwindigkeit;
- d) Bestimmen eines Zwischengliedes für den Steuerparameter in Abhängigkeit
von der ersten Differenz, wobei das Zwischenglied ermöglicht,
ein Korrekturglied zu erhalten;
- e) Summieren des Korrekturgliedes und eines Gleichgewichtsgliedes,
was einen Gleichgewichtszustand der Antriebseinrichtung bei nicht
Vorliegen von Störungen
erzeugt, um so den Steuerwert zu erhalten; und
- f) Zuweisen des so erhaltenen Steuerwertes an die Antriebseinrichtung,
dadurch
gekennzeichnet, dass am Schritt d):
– eine zweite Differenz zwischen
dem Zwischenglied der gegenwärtigen
Schrittfolge und dem Korrekturglied der vorausgegangenen Schrittfolge
berechnet wird;
– dieses
zweite Differenz mit einem vorbestimmten Schwellenwert verglichen
wird; und
– als
Korrekturglied für
die gegenwärtige
Schrittfolge ausgewählt
wird, dass insbesondere am Schritt e) verwendet wird:
• das Zwischenglied
der gegenwärtigen
Schrittfolge, wenn die zweite Differenz größer als der Schwellenwert ist;
und
• das
Korrekturglied der vorausgegangenen Schrittfolge, wenn die zweite
Differenz kleiner oder gleich dem Schwellenwert ist.
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So
wird, solange die zweite Differenz kleiner oder gleich dem Schwellenwert
ist, dasselbe Korrekturglied beibehalten, derart, dass der Steuerwert
nicht modifiziert wird (das relativ stabile Ausgleichsglied wird
nur dann modifiziert, wenn es zweckmäßig ist, den Gleichgewichtszustand
zu variieren, das heißt,
im Allgemeinen die Sollgeschwindigkeit.). Der Steuerwert (und somit
die Steuerung der Drehzahl bzw. des Schubes) wird somit nur dann
modifiziert, wenn die zweite Differenz (die von der ersten Differenz
abhängt)
den Schwellenwert übersteift,
das heißt,
wenn dies unter Berücksichtigung
von Abweichungen (erste Differenz) zwischen der Sollgeschwindigkeit
und der Istgeschwindigkeit des Flugzeugs zur Regelung der Geschwindigkeit
notwendig ist. Folglich wird dank der vorliegenden Erfindung die
Drehzahl der Antriebseinrichtung nicht in kontinuierlicher (oder
permanenter) Weise geregelt, sondern sie wird in einer diskreten
Weise geregelt. Daraus ergibt sich eine sehr deutliche Verbesserung
des akustischen Komforts für
Passagiere des Flugzeugs, denn die Tonfrequenzen der durch die Antriebseinrichtungen
abgegebenen Geräusche
werden nicht mehr permanent modifiziert.
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Auf
vorteilhafte Weise wird das gewählte
Korrekturglied gefiltert, bevor es am Schritt e) verwendet wird,
wodurch ermöglicht
wird, eine Modifikation der Drehzahl der Antriebseinrichtung gegebenenfalls
weniger heftig durchzuführen
und somit den akustischen Komfort für Passagiere noch mehr zu verbessern.
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Im
Rahmen der vorliegenden Erfindung ist der vorbestimmte Steuerparameter
die Drehzahl N1 der Antriebseinrichtung oder das Motor-Druckverhältnis EPR
("Engine Pressure
Ratio" im Englischen)
der Antriebseinrichtung.
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Im
ersten Fall (Steuerparameter: Drehzahl N1) beträgt der Schwellenwert vorzugsweise
0,5% des Sollwertes der Drehzahl des Motors. Dieser Schwellenwert,
wie auch die Zeitkonstante des Filters, um das Korrekturglied zu
filtern, können
empirisch bestimmt werden, insbesondere mit Hilfe von an den Passagieren des
Flugzeugs durchgeführten
physiologischen Studien.
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Ferner
wird im ersten Fall, vorzugsweise am Schritt d), das Zwischenglied
bestimmt, indem die Summe gebildet wird:
- – aus einem
ersten Glied, das proportional zu der ersten Differenz ist; und
- – einem
zweiten Glied, das:
• der
Integration der ersten Differenz entspricht, wenn die folgenden
Bedingungen α und β verifiziert
werden:
α)
die erste Differenz ist größer als
ein vorbestimmter Wert; und
β)
die Istgeschwindigkeit weicht nicht von der Sollgeschwindigkeit
ab; und
• gleich
Null ist, wenn wenigstens eine der vorstehenden Bedingungen α und β nicht verifiziert
wird.
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Die
vorliegende Erfindung betrifft auch eine Methode zur Steuerung des
Schubes wenigstens einer Antriebseinrichtung eines Flugzeugs während einer
horizontalen Flugphase bei stabiler Geschwindigkeit, wobei die Methode
wenigstens ein erstes Verfahren zur Steuerung des Schubes üblicher
Art umfasst.
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Gemäß der Erfindung
ist die Methode dadurch gekennzeichnet, dass sie ferner ein zweites
Verfahren zur Steuerung des Schubes umfasst, dass das zweite Verfahren
zur Steuerung dem oben näher
ausgeführten Verfahren
entspricht, dass die Resultate des ersten Verfahrens zur Steuerung
bei normaler Betriebsweise berücksichtigt
werden und dass automatisch zu dem zweiten Steuerverfahren umgeschaltet
wird, um die Resultate von diesem zu berücksichtigen, wenn wenigstens
eine von einer Mehrzahl von vorbestimmten Bedingungen verifiziert
wird.
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Vorzugweise
umfassen die vorbestimmten Bedingungen wenigstens die folgenden
Bedingungen:
- – Die Istgeschwindigkeit des
Flugzeugs ist stabil auf einem vorbestimmten Wert nahe oder gleich
der Sollgeschwindigkeit;
- – die
Bedingungen zur Berechnung des Gleichgewichtsgliedes sind gültig;
- – eine
Autoschubfunktion des Flugzeugs ist auf den Betriebsmodus der Beibehaltung
der Geschwindigkeit eingestellt; und
- – ein
Autopilot des Flugzeugs ist in dem Betriebsmodus zur Beibehaltung
der Höhe
aktiv.
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Die
vorliegende Erfindung betrifft auch eine Vorrichtung zum automatischen
Steuern des Schubes wenigstens einer Antriebseinrichtung eines Motors
während
einer horizontalen Flugphase mit stabiler Geschwindigkeit.
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Gemäß der Erfindung
umfasst die Vorrichtung dieser Bauart:
- – Einrichtungen
zum Messen einer Istgeschwindigkeit, die mit dem Istwert der Geschwindigkeit
des Flugzeugs korrespondiert;
- – Einrichtungen
zum Bestimmen einer Sollgeschwindigkeit, die mit der Geschwindigkeit
des Flugzeugs korrespondiert, die für eine Steuerwert repräsentativ
ist;
- – Einrichtungen
zum Bestimmen eines Zwischengliedes für einen Steuerparameter, das
von der ersten Differenz abhängig
ist, wobei das Zwischenglied ermöglicht,
ein Korrekturglied zu erhalten;
- – Einrichtungen
zum Summieren des Korrekturgliedes und eines Gleichgewichtsgliedes,
was einen Gleichgewichtszustand der Antriebseinrichtung bei nicht
Vorliegen von Störungen
erzeugt, um so einen Steuerwert zu erhalten; und
- – Einrichtungen
zum Zuweisen des so erhaltenden Steuerwertes an die Antriebseinrichtung,
dadurch
gekennzeichnet, dass diese ferner umfasst:
- – Einrichtungen
zum Berechnen einer zweiten Differenz zwischen dem Zwischenglied
und einem vorher registrierten Korrekturglied;
- – Einrichtungen
zum Vergleichen dieser zweiten Differenz mit einem vorbestimmten
Schwellenwert;
- – Einrichtungen
zum Auswählen
als Korrekturglied:
• das
Zwischenglied, wenn die zweite Differenz größer als der Schwellenwert ist;
und
• das
vorher eingetragene Korrekturglied, wenn die zweit Differenz kleiner
oder gleich dem Schwellenwert ist; und
- – Einrichtungen
zum Registrieren des ausgewählten
Korrekturgliedes.
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Die
Figuren der beigefügten
Zeichnung werden verständlich
machen, wie die Erfindung ausgeführt werden
kann. In diesen Figuren bezeichnen identische Bezugszeichen ähnliche
Elemente.
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1 ist
ein Blockdiagramm einer Vorrichtung gemäß der Erfindung.
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2 zeigt
schematisch eine erste Ausführungsform
einer Berechnungseinheit einer Vorrichtung gemäß der Erfindung.
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3 zeigt
schematisch eine zweite Ausführungsform
einer Berechnungseinheit einer Vorrichtung gemäß der Erfindung.
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Die
Vorrichtung 1 gemäß der Erfindung,
und schematisch in 1 dargestellt, ist eine Autoschubvorrichtung
und dazu bestimmt, den Schub wenigstens einer Antriebseinrichtung 2 eines
Flugzeugs, insbesondere eines Transportflugzeugs, während einer
horizontalen Flugphase mit stabiler Geschwindigkeit, insbesondere
während
einer Reiseflugphase eines Transportflugzeugs, automatisch zu steuern.
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Diese
Vorrichtung 1 umfasst:
- – eine Berechnungseinheit 3A, 3B,
um automatisch einen Steuerwert für die Drehzahl einer oder mehrerer Antriebseinrichtungen 2 des
Flugzeugs zu bestimmen; und
- – übliche Einrichtungen 4 zur
Regelung der Antriebseinrichtung, die über eine Verbindung 5A, 5B mit
der Berechnungseinheit 3A, 3B verbunden sind und
die der Antriebseinrichtung 2 automatisch die durch die Berechnungseinheit 3A, 3B bestimmten
Steuerwerte zuordnen, wie dies schematisch durch eine Verbindung 6 in
einer Punkt-Strich-Linie in 1 dargestellt
ist.
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Es
ist bekannt, dass der Hersteller von Antriebseinrichtungen die Steuerung
der Drehzahl einer Antriebseinrichtung 2 ausdrückt:
- – entweder
in Form eines (Steuer-)Parameters N1 der die Drehzahl der Antriebseinrichtung 2 darstellt;
- – oder
in Form eines (Steuer-)Parameters EPR ("Engine Pressure Ratio" in Englisch), der
das Motor-Druckverhältnis
der Antriebseinrichtung 2 darstellt.
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Diese
zwei Parameter N1 und EPR ermöglichen,
wenn sie als Steuerwert der Antriebseinrichtung 2 verwendet
werden, deren Schub zu variieren. Es gibt daher keinen fundamentalen
Unterschied zwischen diesen Parametern N1 und EPR hinsichtlich der
Steuerung des Schubes der Antriebseinrichtung 2. Folglich
lässt sich
die Lösung
gemäß der Erfindung,
die nachfolgend auf der Basis des Parameters N1 dargestellt wird, ebenso
gut auf den Parameter EPR anwenden.
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Gemäß der Erfindung
jedoch und ganz allgemein, welcher Parameter N1 oder EPR, auch immer
heran gezogen wird, führt
die Vorrichtung 1 automatisch und wiederholt die Abfolge
der folgenden Schritte a) bis f) durch:
- a)
sie misst eine Istgeschwindigkeit Vc entsprechend dem Istwert der
Geschwindigkeit des Flugzeugs;
- b) sie bestimmt eine Sollgeschwindigkeit Vctgt, die der Geschwindigkeit
des Flugzeugs entspricht und für den
Steuerwert repräsentativ
ist, der aus der Folge der voraus gegangenen Schritte a) bis f)
erhalten wurde [das heißt,
vorher (früher)
mit Bezug auf die vorliegende Schrittfolge realisiert wurde];
- c) sie berechnet eine erste Differenz zwischen der Istgeschwindigkeit
Vc und der Sollgeschwindigkeit Vctgt;
- d) sie bestimmt für
den betreffenden Steuerparameter N1 oder EPR ein Zwischenglied,
das von der ersten Differenz abhängig
ist, wobei das Zwischenglied ermöglicht,
ein Korrekturglied zu erhalten;
- e) sie summiert das Korrekturglied und ein Gleichgewichtsglied,
was einen Gleichgewichtszustand der Antriebseinrichtung 2 bei
Nichtvorhandensein von Störungen
erzeugt, um den Steuerwert zu erhalten, wobei die Schritte a) bis
e) durch die Berechnungseinheit 3A, 3B durchgeführt werden;
und
- f) sie weist mit Hilfe der Einrichtung 4 den so erhaltenen
Steuerwert der Antriebseinrichtung 2 zu.
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Gemäß der Erfindung
macht die Vorrichtung 1 am Schritt d), Folgendes:
- – Sie
berechnet eine zweite Differenz zwischen dem Zwischenglied der vorliegenden
Schrittfolge und dem Korrekturglied der voraus gegangenen Schrittfolge;
- – sie
vergleicht diese zweite Differenz mit einem vorbestimmten Schwellenwert
S; und
- – sie
wählt für die vorliegende
Schrittfolge als Korrekturglied, den sie insbesondere am Schritt
e) verwendet:
• das
Zwischenglied der gegenwärtigen
Schrittfolge, wenn die zweite Differenz größer als der Schwellenwert S
ist; und
• das
Korrekturglied der voraus gegangenen Schrittfolge, wenn die zweite
Differenz kleiner oder gleich dem Schwellenwert S ist.
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So
wird ein und derselben Korrekturfaktor beibehalten, solange die
zweite Differenz kleiner oder gleich dem Schwellenwert S ist, derart,
dass der Steuerwert nicht modifiziert wird (das relativ stabile
Gleichgewichtsglied wird nur einmal modifiziert, wenn dies zweckmäßig ist,
um den Gleichgewichtszustand zu variieren, das heißt, im Allgemeinen
die Sollgeschwindigkeit). Der Steuerwert (und somit der Steuerung
der Drehzahl oder des Schubes) wird somit nur dann modifiziert,
wenn die zweite Differenz (die von der ersten Differenz abhängt) den
Schwellenwert S übersteigt,
das heißt,
wenn dies unter Berücksichtigung
von Abweichungen (erste Differenz) zwischen der Istgeschwindigkeit
Vc und der Sollgeschwindigkeit Vctgt des Flugzeugs zur Regelung
notwendig ist. Folglich wird Dank der vorliegenden Erfindung die
Drehzahl ein oder mehrerer Antriebseinrichtungen 2 nicht
kontinuierlich (oder permanent) geregelt, sondern in diskreter Weise
geregelt. Daraus ergibt sich eine sehr deutliche Verbesserung des
akustischen Komforts für
Passagiere des Flugzeugs, denn die Tonfrequenzen der durch die eine
oder mehreren Antriebseinrichtungen 2 abgegebenen Geräusche werden
nicht mehr permanent modifiziert.
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In
einer in 2 dargestellten ersten Ausführungsform
umfasst die Berechnungseinheit 3A eine Rechnergruppe 7 mit:
- – einer
ersten Einheit 8 zum üblichen
Bestimmen, wie dies unten ausgeführt
wird, eines Gleichgewichtsgliedes N1eq (Soll-Gleichgewicht), das
der Gleichgewichtsdrehzahl der Antriebseinrichtung bei Nichtvorhandensein
einer Störung
der Flugbedingungen entspricht;
- – einer
zweiten Einheit 9 zum Bestimmen eines Korrekturgliedes ΔN1f, wie
dies unten ausgeführt
wird; und
- – einem
Summator 10, der über
Leitungen 11 bzw. 12 mit der ersten und der zweiten
Einheit 8 und 9 verbunden ist und der das Gleichgewichtsglied
N1eq und das Korrekturglied ΔN1f
summiert, um einen Steuerwert N1tgt zu erhalten, der über die
Leitung 5A an die Einrichtung 4 übertragen
wird (die Einrichtung 4, welche dann diesen Steuerwert
N1tgt der Antriebseinrichtung 2 zuweist).
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Wie
in 2 zu sehen ist, umfasst die zweite Einheit 9 ein
Berechnungselement 13, wel ches die Differenz ΔVc berechnet
zwischen:
- – der
Sollgeschwindigkeit Vctgt des Flugzeugs, die von einer üblichen
Einrichtung 14 erhalten wird; und
- – der
Sollgeschwindigkeit Vc des Flugzeugs, die durch einen üblichen
Messfühler 15 gemessen
wird und die eventuell gefiltert wird.
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Die
von dem Berechnungselement 13 abgeleitete Differenz ΔVc wird an
das Berechnungselement 16 übertragen, welches diese zum
Beispiel mit einer Zeitkonstanten von fünf Sekunden filtert, um eine
gefilterte Differenz DVc zu erhalten.
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Die
zweite Einheit 9 umfasst ferner einen Summator 17,
der ein Zwischenglied ΔN1
errechnet, indem er die Summe bildet:
- – aus einem
ersten Glied, das durch ein Berechnungselement 18 berechnet
wird, das zu diesem Zweck die gefilterte Differenz DVc mit einem
vorbestimmten Koeffizienten KF multipliziert; und
- – aus
einem zweiten Glied, das:
• einer
Integration (durch ein Berechnungselement 19) des Produktes
(realisiert durch ein Berechnungselement 20) aus der Differenz
DVc und einem vorbestimmten Verstärkungsfaktor, wenn die unten
in Bezug auf die Geschwindigkeit Vc angegebenen speziellen Bedingungen
erfüllt
sind; oder
• gleich
Null ist (der Wert "Null" wird aus einem Speicher 21 abgeleitet),
wenn diese speziellen Bedingungen nicht erfüllt sind.
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Gemäß der Erfindung
entsprechen diese speziellen Bedingungen den folgenden Bedingungen:
- – die
Differenz DVc ist größer als
ein vorbestimmter Wert, zum Beispiel 0,5 Knoten; und
- – die
Istgeschwindigkeit Vc weicht nicht von der Sollgeschwindigkeit Vcgt
ab.
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Um
so vorzugehen, ist ein Schalter 22, der durch ein Steuerelement 23,
welches die speziellen Bedingungen enthält, zwischen einerseits den
Ausgängen
des Berechnungselements 16 und des Speichers 21 sowie
andererseits dem Eingang des Berechnungselements 20 geschaltet.
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Gemäß der Erfindung
umfasst die zweite Einheit 9 ferner ein Untersystem 24,
welches umfasst:
- – ein Berechnungselement 25 zum
Berechnen einer zweiten Differenz Δ2 zwischen dem Zwischenglied ΔN1 und einem
vorher registrierten Korrekturglied ΔN1;
- – einen
Vergleicher 26 zum Vergleichen dieser zweiten Differenz Δ2 mit einem
vorbestimmten Schwellenwert S;
- – ein
Auswahlelement 27 zum Auswählen als Korrekturglied ΔN1f:
• das Zwischenglied ΔN1, wenn
die zweite Differenz Δ2
größer als
der Schwellenwert S ist; und
• das vorher registrierte Korrekturglied ΔN1mem, wenn
die zweite Differenz Δ2
kleiner oder gleich dem Schwellenwert S ist,
wobei das Auswahlelement 27 das
so ausgewählte
Korrekturglied ΔN1f
an den Summator 10 überträgt, vorzugsweise
nach Filterung durch ein Filterelement 28; und
- – einen
Speicher 29 zum Registrieren des gewählten Korrekturgliedes, dessen
Wert später
durch den Vergleicher 25 genutzt werden wird.
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Diese
Eigenschaften ermöglichen
in vorteilhafter Weise, ΔN1mem
stabil zu halten, solange sein Wert nahe (weniger abweicht als der
Schwellenwert S) dem Wert ΔN1
steht, der eine Regelung der Geschwindigkeit Vc auf dem Sollwert
Vctgt ermöglichen
kann. Auf diese Weise wird die Drehzahl der einen oder mehreren
Antriebseinrichtungen 2 nicht kontinuierlich modifiziert,
sondern nur dann, wenn dieses zur Regelung der Geschwindigkeit unter
Berücksichtigung
von eingetretenen Abweichungen zwischen dieser und ihrem Sollwert notwendig
ist. Daraus ergibt sich eine Verbesserung des akustischen Komforts
für Passagiere.
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Gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung beträgt
der Schwellenwert S im Wesentlichen gleich 0,5% des Sollwertes N1cons
der Drehzahl N1 der Antriebseinrichtung 2. Dieser Wert N1cons
wird empirisch bestimmt, insbesondere mit Hilfe von an Passagieren
durchgeführten
physiologischen Studien.
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Gemäß einer
bevorzugten Ausführungsform
der Erfindung ist das Filterelement 28, welches eine Zeitkonstante τ anbietet,
dazu bestimmt, die Variationen von ΔN1mem der Motordrehzahl bei
Bewegungen auf ebener Strecke zu dämpfen, was auch den akustischen
Komfort für
Passagiere verbessert. Vorzugsweise beträgt die Zeitkonstante τ fünf Sekunden.
Dieser Wert wird auch empirisch mit Hilfe von an Passagieren durchgeführten physiologischen
Studien bestimmt.
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Im Übrigen sei
angemerkt, dass das Gleichgewichtsglied N1eq in üblicher Weise aus bekannten
Gesetzen errechnet werden kann, die in die erste Einheit 8 integriert
sind.
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Beispielhaft
kann dieses Gleichgewichtsglied N1eq aus den folgenden Gleichungen
errechnet werden:
N1eq = N1R·√Tt/288,15 in denen die folgenden Parameter
verwendet werden:
- Fn:
- der Schub der Antriebseinrichtung 2 (N);
- m:
- die Masse des Flugzeugs
(kg);
- g:
- die Fallbeschleunigung
(≈ 9,81 m/s2);
- γ:
- die Neigung des Flugzeugs
(rd);
- M:
- die Mach-Zahl;
- Ps:
- der statische Druck
(Pa);
- Sr:
- eine Bezugsfläche (m2);
- Cx:
- der Luftwiderstandsbeiwert;
- Cz:
- die Auftriebszahl;
- Tt:
- Gesamttemperatur (Grad
Kelvin); und
- Pt:
- Gesamtdruck (Pa).
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Es
sei ferner angemerkt, dass es im Falle des Parameters EPR keinen
reduzierten Wert, wie den Wert N1R, gibt. Es wird dann direkt und
in bekannter Weise das Gleichgewichtsglied EPReq als Funktion von
FNR und M berechnet: EPReq = f2(FNR,
M)
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In
einer weiteren Ausführungsform 3B,
die in 3 dargestellt ist und mit einer Anwendung der
Ausführungsform
r korrespondiert, umfasst die Vorrichtung 1 zusätzlich zu
der vorstehend beschriebenen Rechnergruppe 7:
- – eine
Rechnergruppe 30, die ein übliches Verfahren zur Steuerung
des Schubes durchführt,
wie dies in einem bekannten Autoschub-System bereits existiert;
- – eine
Schalteinrichtung 31, deren Eingang mit Ausgängen (durch
Verbindung 5A und 32) der Rechnergruppe 7 und 30 verbunden
ist und die ermöglicht,
zwischen den zwei Rechnergruppen 7 und 32 umzuschalten,
um an ihren Ausgang (durch die Verbindung 5B, die mit der
Einrichtung 4 in 1 verbunden
ist) entweder den durch die Rechnergruppe 7 gelieferten
Wert oder den durch die Rechnergruppe 30 gelieferten Wert
zu übertragen;
und
- – eine
Steuereinheit 33, welche den Schalter 31 automatisch
in Abhängigkeit
von den vorbestimmten Bedingungen steuert, wie dies durch eine Verbindung
in Punkt-Strich-Linien 34 dargestellt ist.
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Gemäß der Erfindung
berücksichtigt
die Vorrichtung 1 die Resultate des üblichen Steuerverfahrens (ausgeführt durch
die Rechnergruppe 30) bei normaler Betriebsweise, und sie
schaltet automatisch in das Steuerverfahren gemäß der Erfindung (Rechnergruppe 7),
um die Resultate von dieser zu berücksichtigen, wenn wenigstens
eine einer Mehrzahl von vorbestimmten Bedingungen verifiziert ist.
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In
einer bevorzugten Ausführungsform
umfassen die bevorzugten Bedingungen wenigstens die folgenden Bedingungen:
- – die
Istgeschwindigkeit Vc ist stabil und hat einen vorbestimmten Wert
nahe oder gleich der Sollgeschwindigkeit Vctgt;
- – die
Bedingungen zur Berechnung des Gleichgewichtsgliedes N1eq sind gültig;
- – eine
Autoschub-Funktion des Flugzeugs ist auf den Betriebsmodus der Beibehaltung
der Geschwindigkeit eingestellt; und
- – ein
Autopilot des Flugzeugs ist im Betriebsmodus der Beibehaltung der
Höhe aktiv.
