DE68920991T2

DE68920991T2 - Flugkontrollsystem für Nicklagensteuerung zum Abfangen vor der Landung.

Info

Publication number: DE68920991T2
Application number: DE68920991T
Authority: DE
Inventors: Scott L Pelton
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1989-03-02
Filing date: 1989-10-02
Publication date: 1995-05-24
Anticipated expiration: 2009-10-03
Also published as: US5036469A; JPH02270699A; DE68920991D1; EP0384992B1; EP0384992A1

Description

Technisches Gebiet

Die Erfindung betrifft ein elektronisches Flugzeugmanöverbefehls-Flugsteuer- bzw. -regelsystem, worin während des Auf- und-Davon-Flugs ein fortdauerndes Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regelsignal durch eine fortlaufende ständige Eingangsgröße, die auf eine pilotenbetätigte Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regeleinrichtung angewandt wird, erzeugt wird, umfassend eine Ausschwebemodusmodifizierung, die während des Ausschwebeteils einer Landung aktiv wird.

Hintergrund der Erfindung

Bis vor sehr kurzem haben die primären Flugsteuer- bzw. -regelsysteme von kommerziellen Flugzeugen mechanische Kabel benutzt, um pilotenerzeugte Steuereingangsgrößen zu den Steuerflächen des Flugzeugs zu übertragen. Pilotenerzeugte Eingangsgrößen werden durch einen Piloten erzeugt, der verschiedene Längsneigungs-, Roll- und Gierachsensteuereinrichtungen bewegt, wie die Säule, das Rad und Ruderpedale, die sich vor dem Piloten-(und Copiloten)sitz(en) in einer Flugzeugkanzel befinden. Die Steuerflächen des Flugzeugs umfassen die Höhenruder, die Querruder, die Zusatzflügel und das Steuerruder des Flugzeugs. Im Betrieb "fliegt" ein Pilot ein Flugzeug manuell durch Bewegen verschiedener Längsneigungs-, Roll- und Gierachsensteuereinrichtungen so, daß die Steuerflächen in einer Art und Weise positioniert werden, die bewirkt, daß das Flugzeug einem gewünschten Flugweg durch den Raum folgt. Das Flugzeuggewicht, der Ort des Schwerpunkts und die aerodynamische Konfiguration sowie der Ort in einer Flughülle bestimmen, wie der Pilot die Längsneigungs-, Roll- und Gierachsensteuereinrichtungen positioniert, um einem gewünschten Flugweg zu folgen. Änderungen in irgendeinem dieser Faktoren können es erfordern, daß die Position der Steuereinrichtungen unterschiedlich ist, selbst wenn das gleiche Manöver ausgeführt wird. Besonders unter ungünstigen Wetterbedingungen (z.B. Turbulenz, Windscherung, Niederschlag und schlechte Sicht) kann die Arbeitsbelastung des Piloten durch manuelle Betätigung der Längsneigungs-, Roll- und Gierachsensteuereinrichtungen plus Navigation und anderer Ausrüstung übermäßig hoch werden. Übermäßige Arbeitsbelastung des Piloten beinhaltet die Möglichkeit, die Sicherheit zu gefährden, insbesondere während kritischer Teile eines Flugs, wie Anflug, Ausschweben und Landung.
Über die Jahre haben Flugsteuer- bzw. -regelsystemverbesserungen, wie hydraulisch angetriebene Steuerflächen, "Fühl"-Systeme, Verhältnisänderer und Gierdämpfer geholfen, die Pilotarbeitslast zu reduzieren und ein gleichförmigeres Flugzeugansprechen auf gegebene Pilotensteuereingangsgrößen vorzusehen, wenn ein Flugzeug bei unterschiedlichen Schwerpunktorten und in unterschiedlichen Teilen seiner Flughülle operiert. Obwohl diese Verbesserungen geholfen haben, die Pilotarbeitslast unter normalen Betriebsbedingungen zu reduzieren, haben sie nur teilweise das Pilotarbeitslastproblem unter ungünstigen Wetterbedingungen gelöst. Das Pilotarbeitslastproblem unter ungünstigen Wetterbedingungen ist nur teilweise gelöst worden, weil selbst mit diesen Verbesserungen die grundsätzliche Art und Weise, in der ein Pilot ein Flugzeug fliegt, unverändert geblieben ist -- der Pilot befehligt noch die Steuerflächenpositionen direkt durch Positionieren der Längsneigungs-, Roll- und Gierachsensteuereinrichtungen.
Die Herstellung von kommerziellen Transportflugzeugen, die gegenwärtig entwickelt werden, wird bezeichnend sein für elektronische Flugsteuer- bzw. -regelsysteme, von denen erwartet wird, daß sie eine Mengenreduzierung in der Pilotarbeitslast vorsehen und eine Mengenverbesserung in den Flugqualitäten. Elektronische Flugsteuer- bzw. -regelsysteme, wie Fliegedurch-Draht-(FBW)- und Fliege-durch-Licht-(FBL)-Flugsteuer- bzw. -regelsysteme werden es einem Piloten ermöglichen, andere Parameter als die Steuerflächenposition mit verfügbaren Steuereinrichtungen zu befehligen. Zum Beispiel ermöglicht es ein System, das gegenwärtig für die Verwendung in der nächsten Generation von Boeing-Flugzeugen in Betracht gezogen wird, einem Piloten, die Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeit durch eine Längsneigungsachsensteuereinrichtung zu beherrschen. Es wird gegenwärtig erwogen, daß die Längsneigungsachsensteuereinrichtung in der Form von entweder einer konventionellen Steuerradsäule oder einer Seitenknüppelsteuereinrichtung ist. Basierend auf der Positionierung der Steuereinrichtung durch den Piloten steuert das elektronische Flugsteuer- bzw. -regelsystem die Höhenruder des Flugzeugs so, daß sich diese in der Art und leise bewegen, die erforderlich ist, daß die aktuelle Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs der vom Piloten befohlenen Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeit folgt. Mit anderen Worten bedeutet das, daß eine gegebene Eingangsgröße auf die Längsneigungsachsensteuereinrichtung eine gegebene Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigungsfluglage des Flugzeugs befehligt. Das Zurückbringen der Steuereinrichtung in eine neutrale Position macht die Änderungsgeschwindigkeit, nicht die Längsneigungsfluglage, zu null. Infolgedessen behält das Flugzeug, wenn die Steuereinrichtung in einer neutralen Position plaziert wird, die vorher eingestellte Längsneigungsfluglage bei. Eine Änderung von einer Längsneigungsfluglage zu einer anderen Längsneigungsfluglage erfordert es, daß ein Pilot die Steuereinrichtung so bewegt, daß eine Verminderung (oder ein Zunehmen) der Längsneigungsfluglage bewirkt wird, bis die gewünschte Längsneigungsfluglage erreicht ist. Das heißt, die Bewegung der Längsneigungsachsensteuereinrichtung bewirkt, daß eine Längsneigungsfluglageänderung auftritt, die schließlich dazu führt, daß das Flugzeug eine Niveaufluglage erreicht (wenn dieses die gewünschte Längsneigungsfluglage ist), zu welchem Zeitpunkt die Steuereinrichtung in ihre neutrale Position bewegt wird. Die Größe der Längsneigungsachsensteuerungseinrichtungsbewegung steuert die Größe der Änderungsgeschwindigkeit der Längsneigungsfluglage.
Das vorstehende System reduziert die Pilotarbeitslast, weil das elektronische Flugsteuer- bzw. -regelsystem das Flugzeug zwingt, den Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeitsbefehlen des Piloten unabhängig von der Flugzeugträgheit oder der aerodynamischen Konfiguration, dem Ort in der Flughülle oder dem Vorhandensein von äußeren Störungen, wie Turbulenz und Windscherung, zu folgen. Obwohl erwartet wird, daß ein elektronisches Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeitsflugsteuer- bzw. -regelsystem die Längsneigungsachsenflugqualitäten während der Start-, Steigflug-, Reiseflug- und Sinkflugteile eines Flugs beträchtlich verbessert, wirft die Verwendung von Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeitsbefehlen während des Ausschwebeteils einer Landung Probleme in zwei speziellen Bereichen auf. Erstens zieht ein Pilot in einem konventionellen Ausschwebemanöver eine Steuersäule nach rückwärts und hält sie zurück, bis die Haupträder des Flugzeugs die Landebahn berühren, d.h. das Flugzeug landet. Diese Aktion bewirkt eine Längsneigungsfluglageänderung, die davon abhängt, wie weit der Knüppel zurückgezogen und gehalten wird. In einem elektronischen Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeitsflugsteuer- bzw. -regelsystem wird eine Längsneigungsfluglageänderung durch Anwenden eines Steuerimpulses, nicht eines ständigen Ziehens und Haltens, auf eine Längsneigungsachsensteuereinrichtung bewirkt. Dieser verfahrensmäßige Unterschied erfordert eine Pilotenumschulung und den zusätzlichen Aufwand, der mit einer solchen Umschulung verbunden ist, damit ein elektronisches Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeitsflugsteuer- bzw. -regelsystem der oben beschriebenen Art während des Ausschwebeteils einer Landung benutzt wird. Der zweite Problembereich bezieht sich auf die Gefahr des Überausschwebens. Die Gefahr des Überausschwebens wird bei der Verwendung eines elektronischen Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeitsflugsteuer- bzw. -regelsystems wesentlich erhöht, wenn ein Pilot die Längsneigungsachsensteuereinrichtung nicht in ihre Rast-(d.h. Neutral-)position zu der genauen Zeit zurückbringt, wenn die Längsneigungsfluglage des Flugzeugs den Winkel erreicht, der eine Landung mit niedriger Sinkgeschwindigkeit erzeugt. Wenn sich die Längsneigungsfluglage ändert, ist es erforderlich, daß ein Pilot, der ein elektronisches Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeitsflugsteuer- bzw. -regelsystem benutzt, die Längsneigungsachsensteuereinrichtung zu einer Position bewegt, welche die Längsneigungsfluglage erzeugt, die zur Fortsetzung einer Landung mit niedriger Sinkgeschwindigkeit erforderlich ist. Insgesamt sind bei einem elektronischen Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeitsflugsteuer- bzw. -regelsystem der oben beschriebenen Art unkonventionelle Pilotmanövrierungstechniken während des Ausschwebeteils einer Landung erforderlich.
Eine naheliegende Art und Weise, das vorstehende Problem zu vermeiden, besteht darin, das elektronische Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeitsflugsteuer- bzw. -regelsystem während des Ausschwebeteils einer Landung zu deaktivieren. Diese Lösung hat den Nachteil, daß alle die Turbulenzabweisungs-, Konfigurationabdeck- bzw. -maskierungs- und Flughüllenortabdeck- bzw. -maskierungswirkungen, die normalerweise durch ein elektronisches Flugsteuer- bzw. -regelsystem vorgesehen werden, verlorengehen. Weil das Ausschweben ein hoher Pilotarbeitslastteil eines Flugs ist, ist der Verlust von Handhabungsqualitäten und Turbulenzabweisungsvorteilen während des Landeausschwebens in hohem Maße unerwünscht.
Eine vorgeschlagene Lösung, die vorstehenden und anderen Probleme zu vermeiden, besteht darin, eine Ausschwebesteuer- bzw. -regelmodifizierung für elektronische Pilot-in-der-Schleife- Flugzeugmanöverbefehlsflugsteuer- bzw. -regelsysteme vorzusehen. Während des Ausschwebens werden Längsneigungssteuerbefehle des Piloten als inkrementelle Flugwegwinkelbefehle oberhalb eines Bezugsflugwegwinkels, nominell einer -3º Gleitflugneigung, interpretiert. Die Ausschwebesteuer- bzw. -regelmodifizierung ermöglicht es, konventionelle Pilotentechniken (d.h. Längsneigungssteuereinrichtungs-Ziehen-und-Halten) während des Ausschwebens zu verwenden, wobei die Vorteile der Manöverbefehlssystemabdeck- bzw. -maskierungswirkungen von Windböen, Winden, Windscherung und Variationen im Flugzeuggewicht, im Flugzeuggleichgewicht und der aerodynamischen Konfiguration des Flugzeugs beibehalten werden. Eine solche Lösung ist in der US-Anmeldung Serial No. 282 265 beschrieben, die betitelt ist "Flugwegwinkelbefehlsflugsteuer- bzw. -regelsystem für Landungsausschweben" von den Herren Sankrithi und Pelton, eingereicht am 8. Dezember 1988 und dem Zessionar der vorliegenden Erfindung zugeeignet. Obwohl eine solche Lösung die vorgenannten Probleme löst, hat sie zwei erkannte Nachteile. Speziell ist es so, daß viele Piloten fühlen, daß sich ihre Aufgabe von einer solches des direkten Steuerns des Flugwegs zu einer solchen des indirekten Steuerns des Flugwegs durch direkte Steuerung der Flugzeugfluglage während des Landeausschwebens ändert. Dieses "Gefühl" resultiert aus der Tatsache, daß, wenn sich der Erdboden nähert, Längsneigungsfluglagewinke sehr intensiv werden, wenn ein Pilot aus den Fenstern eines Flugzeugs schaut. Erfahrene Piloten haben gelernt, ein Flugzeug unter Verwendung von Fluglagewinken und Fluglagesteuerungen genau zu landen. Demgemäß fühlen viele Piloten, daß ein direktes Längsneigungsfluglagesteuer- bzw. -regelsystem geeigneter als ein Flugwegwinkelsteuer- bzw. -regelsystem während des Landeausschwebens ist. Ein zweiter erkannter Nachteil eines Flugwegwinkelsteuer- bzw. -regelsystems ist mit der Tatsache verbunden, daß Piloten die Schubsteuerung bzw. -regelung in Kombination mit der Längsneigungssteuerung bzw. -regelung benutzen, um die gewünschte Landungsdurchführung zu erhalten. In vielen Szenarien, in denen Steuer- bzw. Regelsysteme nach dem Stande der Technik (z.B. nichtelektronische) verwendet werden, stellt ein Pilot eine angemessene Landefluglage mit einer gegebenen Knüppelauslenkung, gefolgt durch eine Verminderung der Drosseleinstellung, her. Dieses führt zu einem "Sinken" des Flugzeugs bis zum Aufsetzen. Das Sinken wird mit einer nahezu konstanten Längsneigungsfluglage (und einer nahezu konstanten Knüppelauslenkung) erreicht. Die Dynamiken der Situation beeinhalten eine Zunahme des Anstellwinkels und eine entsprechende Abnahme des Flugwegwinkels (d.h. der Flugwegwinkel wird negativer), wenn die Geschwindigkeit ausgeht und die Längsneigungsfluglage nahezu festgehalten wird. Bei einem Inkrementalflugwegwinkelsteuer- bzw. -regelsystem wird, wenn die Geschwindigkeit bei einer festen Knüppelauslenkung ausgeht, der Flugweg aufrechterhalten, und das Flugzeug verlangsamt nur die Geschwindigkeit. Sowohl die Fluglage als auch der Anstellwinkel nehmen leicht zu. Um die Sinkgeschwindigkeit zu erhöhen, muß der Pilot die Knüppelkraft entspannen. Die Gesamtnettowirkung einer direkten Flugwegwinkelsteuerung während des Ausschwebens ist eine Tendenz zu "schwimmen". Dieses führt dazu, daß ein großer Prozentsatz von Aufsetzern jenseits des gewünschten Aufsetzpunkts auftritt.
Die vorliegende Erfindung ist darauf gerichtet, die vorstehenden und andere Probleme durch Zurverfügungstellung einer Ausschwebesteuer- bzw. -regelmodifizierung für ein elektronisches Manöverbefehlsflugsteuer- bzw. -regelsystem zu vermeiden, die die Vorteile des Systems beibehält, während sie es dem Piloten ermöglicht, konventionelle Pilottechniken während des Ausschwebeteils einer Landung zu benutzen. Spezieller ist die vorliegende Erfindung darauf gerichtet, ein elektronisches Längsneigungsachsenbefehlsflugsteuer- bzw. -regelsystem für das Landeausschweben zur Verfügung zu stellen, das die Gefahr des Überausschwebens während des Ausschwebeteils einer Landung reduziert, während es die Turbulenzabweisungs-, Konfigurationsabdeckungs- bzw. -maskierungs- und Ort-in-der-Flughülle- Abdeckungs- bzw. -Maskierungs-Vorteile beibehält, die durch geschlossenschleifige elektronische Flugsteuer- bzw. -regelsysteme erzeugt werden.

Abriß der Erfindung

Gemäß dieser Erfindung wird eine auf der Längsneigungsfluglage basierende Ausschwebesteuerungs- bzw. -regelungsmodifizierung für ein elektronisches Manöverbefehlsflugsteuer- bzw. -regelsystem zur Verfügung gestellt. Die Ausschwebesteuerungs- bzw. -regelungsmodifizierung umfaßt das Vorsehen einer Längsneigungsfluglagebefehlssteuer- bzw. -regelbetriebsart während des Landeausschwebens. Wenn die Landeausschwebelängsneigungsfluglagebefehlssteuerungs- bzw. -regelungsbetriebsart arbeitet, befehligt die von einem Piloten auf die Längsneigungsachsensteuereinrichtung des Flugzeugs ausgeübte Kraft eine inkrementelle Längsneigungsfluglage über einem Ausschwebefluglagebezug, der bestimmt wird, wenn der Landeausschwebelängsneigungsfluglagebefehlssteuerungs- bzw. -regelungsmodus operativ wird. Während anderer Flugbetriebsbedingungen, als es das Landeausschweben ist (d.h. Steigflug, Reiseflug und Sinkflug), die allgemein als Auf-und-Davon-Flug bezeichnet werden, findet der normale Betrieb des elektronischen Manöverbefehlsflugsteuer- bzw. -regelsy-stems statt, wobei in typischer Weise die von dem Piloten auf die Längsneigungsachsensteuereinrichtung angewandte Kraft eine Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeit oder irgendeinen anderen Parameter befehligt, was von dem Steuer- bzw. Regelgesetz abhängt, das die Basis für den Betrieb des Steuer- bzw. Regelsystems bildet, z.B. Gamma-Punkt oder C-Stern ( ). In jedem Modus, d.h. im Ausschwebe- oder Inkrementallängsneigungsfluglagebefehlsmodus oder dem Auf-und- Davon- oder konventionellen Befehlsmodus wird das Befehlssignal subtraktiv mit einem Signal summiert, das die aktuelle Flugzeuglängsneigungsfluglage bezeichnet, und das resultierende Fehlersignal wird dazu verwendet, die Position der Höhenruder des Flugzeugs zu steuern bzw. regeln. Ein Hauptvorteil der Ausschwebesteuer- bzw. -regelmodifizierung besteht darin, daß sie es ermöglicht, konventionelle Pilotentechniken während des Ausschwebeteils der Landung ohne Verlust der Vorteile eines elektronischen Manöverbefehlsflugsteuer- bzw. -regelsystems, nämlich Turbulenzabweisung, Konfigurationswirkungsabdeckung bzw. -maskierung, und Ort-in-der-Flughülle-Wirkungs-Abdeckung bzw. -Maskierung, zu benutzen. Im Gegensatz zu einem Inkrementalflugwegwinkelbefehlssteuer- bzw. -regelsystem hat die Erfindung die Vorteile, daß sie es einem Piloten ermöglicht, die Längsneigungsfluglage anstatt den Flugwegwinkel während des Ausschwebens zu steuern bzw. regeln, und die Drosseln des Flugzeugs zum Modulieren der Sinkgeschwindigkeit übereinstimmend mit Ausschwebemanövern, in denen konventionelle Flugzeugmanöversteuer- bzw. -regelsysteme verwendet werden, zu benutzen.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Die vorstehenden und andere Merkmale uhd Vorteile dieser Erfindung werden leichter erkennbar, wenn dieselbe durch Bezugnahme auf die folgende detaillierte Beschreibung von bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung, wenn diese in Verbindung mit den beigefügten Zeichnungen genommen wird, verstanden wird, worin:
Figur 1 ein funktionelles Blockschaltbild des Längsneigungsachsenteils eines elektronischen Flugsteuer- bzw. -regelsystems ist, das gemäß der Erfindung modifiziert ist;
Figur 2 ein funktionelles Blockschaltbild einer alternativen Version des Längsneigungsachsenteils eines elektronischen Flugsteuer- bzw. -regelsystems ist, das gemäß der Erfindung modifiziert ist;
Figur 3 ein funktionelles Blockschaltbild einer anderen alternativen Version des Längsneigungsachsenteils eines elektronischen Flugsteuer- bzw-. -regelsystems ist, das gemäß der Erfindung modifiziert ist; und
Figur 4 eine Reihe von Zeitablauflinien ist, die dazu benutzt werden, den Betrieb eines elektronischen Flugsteuer- bzw. -regelsystems, das gemäß dieser Erfindung modifiziert ist, zu beschreiben.

Beschreibung der bevorzugten Ausführungsformen

Wie besser aus der folgenden Beschreibung verstanden werden wird, modifiziert die vorliegende Erfindung während des Ausschwebens ein elektronisches Flugsteuer- bzw. -regelsystem, das für den Auf-und-Davon-Flug Befehle durch Integrieren von Steuer- bzw. Regelsignalen erzeugt, die repräsentativ für die Auslenkung einer pilotenbetätigten Längsneigungsachsensteuereinrichtung sind. Obwohl das elektronische Flugsteuer- bzw. -regelsystem, für welches die Erfindung anfänglich entwickelt worden war, und dasjenige, das in dieser Anmeldung beschrieben ist, auf einem Längsneigungsfluglagesteuer- bzw. -regelgesetz während des Auf-und-Davon-Flugs basiert, kann die Ausschwebemodifizierung bei Systemen verwendet werden, die auf anderen Steuer- bzw. Regelgesetzen basieren -- z.B. Gamma-Punkt oder C-Stern ( ). Die Ausschwebemodifizierung umfaßt das Eliminieren der Wirkung der Integration der Steuer- bzw. Regelsignale, die für die Auslenkung der pilotenbetätigten Längsneigungsachsensteuereinrichtung repräsentativ sind, und das Erzeugen eines inkrementellen Längsneigungsfluglagebefehls relativ zu einem Bezug direkt aus Steuer- bzw. Regelsignalen, die für die Auslenkung der pilotenbetätigten Steuereinrichtung während des Ausschwebeteils einer Landung repräsentativ sind. Demgemäß erzeugt die Erfindung, anstatt daß sie einen Längsneigungsfluglagebefehl als ein Ergebnis des Integrierens eines Signals erzeugt, das für die Auslenkung einer pilotenbetätigten Steuereinrichtung repräsentativ ist, einen inkrementellen Längsneigungsfluglagebefehl, der dem Signal proportional ist, das für die Auslenkung der pilotenbetätigten Steuereinrichtung repräsentativ ist. Die Wirkung der Integration wird während des Ausschwebens eliminiert, und zwar entweder durch Umgehen der Integrationsfunktion oder Differenzieren des Signals, das für die Auslenkung der pilotenbetätigten Steuereinrichtung repräsentativ ist, bevor das Signal integriert wird. Mathematisch wirkt natürlich der Effekt der Differentiation dem Effekt der Integration entgegen. Figur 1 veranschaulicht eine Ausführungsform der Erfindung, worin die Wirkung des Integrators durch einfaches Ausschalten der Integratorfunktion während des Ausschwebens eliminiert wird. Figur 2 veranschaulicht eine Ausführungsform der Erfindung, worin die Wirkung des Integrators durch Differenzieren des Signals, das für die Auslenkung der pilotenbetätigten Längsneigungsachsensteuereinrichtung repräsentativ ist, bevor das Signal integriert wird, eliminiert wird. Figur 3 veranschaulicht eine Ausführungsform der Erfindung, worin die Wirkung des Integrators im Dauerzustandsansprechen eliminiert wird, aber zu den Dynamiken des Systems während des Anfangsteils eines Manövers in einer Art und Weise beiträgt, die ähnlich jener ist, welche in das Auf- und-Davon-Ansprechen konzipiert ist. Diese Wirkung wird erreicht durch Auslöschen des Signals, däs für die Auslenkung der pilotenbetätigten Längsneigungsachsensteuereinrichtung repräsentativ ist.
Figur 1 umfaßt: eine pilotenbetätigte Längsneigungsachsensteuereinrichtung 11; und den Längsneigungsachsenteil eines elektronischen Flugsteuer- bzw. regelsystems 13. Die pilotenbetätigte Längsneigungsachsensteuereinrichtung 11 ist bildlich als eine solche veranschaulicht, die eine Säulen-und-Rad-Steuereinrichtung 21 umfaßt. Ein Mittelknüppel, Seitenknüppel, kraftempfindlicher Knüppel und andere Arten von Steuereinrichtungen können auch durch die Erfindung benutzt werden. In der dargestellten Ausführungsform ist ein Linearwandler 25, der an der Säule 23 der Säulen-und-Rad-Steuereinrichtung 21 angebracht ist, derart ausgerichtet, daß die Position der Säule die Größe eines Analogsignals steuert, das durch den Wandler 25 erzeugt (oder gesteuert) wird. Offensichtlich können andere Arten von Wandlern verwendet werden. Z.B. können Kraftwandler verwendet werden. Oder es können Winkel-(Dreh-)Wandler anstelle von Linear-(Verlagerungs-)Wandlern verwendet werden. Weiter können die von dem gewählten Wandler erzeugten Analogsignale elektrisch, optisch, fluidisch oder von anderer Form sein.
Das von dem Wandler 25 erzeugte (oder gesteuerte) Analogsignal wird auf den Eingang eines Analog-zu-Digital-Umsetzers 27 gegeben. Die digitale Ausgangsgröße des Analog-zu-Digital-Umsetzers 27 wird in der unten beschriebenen Art und Weise an das elektronische Flugsteuer- bzw. -regelsystem 13 angelegt. Wie für jene, die mit Wandlern vertraut sind, leicht verständlich ist, können der analogsignalerzeugende Wandler und der Analog- zu-Digital-Umsetzer durch einen digitalen Wandler ersetzt sein.
Obwohl zur Erleichterung der Beschreibung der in Figur 1 veranschaulichte Längsneigungsachsenteil des elektronischen Flugsteuer- bzw. -regelsystems 13 in Steuer- bzw. Regelgesetz- Blockform dargestellt ist und die Blöcke als Schaltungen beschrieben werden, versteht es sich, daß die Steuer- bzw. Regelgesetz-Blöcke in integrierter Schaltungsform, Schaltungsform mit diskreten Elementen, Analogschaltungsform oder Softwareform ausgeführt sein können. Vorzugsweise werden die Funktionen der Steuer- bzw. Regelgesetz-Blöcke in einem Computersteuer- bzw. -regelprogramm verwirklicht, dessen Gesamtzweck es ist, den aerodynamischen Betrieb eines Flugzeugs basierend auf Piloten- oder Autopiloteneingangsgrößen in Kombination mit einer Vielzahl von Sensoreingangsgrößen zu steuern bzw. regeln. Das heißt, vorzugsweise bilden die Funktionen der dargestellten Steuer- bzw. Regelgesetz-Blöcke einen Teil des primären Flugsteuer- bzw. Regel-/Flugleitungscomputerkomplexes eines Flugzeugs, das diese Erfindung umfaßt. Die dargestellten funktionellen Steuer- bzw. Regelgesetz-Blöcke umfassen: einen Integrator 31; fünf Verstärkungsschaltungen 33, 35, 37, 39 und 41, die mit K&sub1; bzw. K&sub2; bzw. K&sub3; bzw. K&sub4; bzw. K&sub5; bezeichnete Verstärkungswerte haben; ein Verzögerungsfilter 43 erster Ordnung; eine Abtast-und-Halte-Schaltung 45; einen Zweipositionsschalter 47, einen subtraktiven Summierer 49; und drei additive Summierer 51, 53 und 55.
Das von dem Analog-zu-Digital-Umsetzer 27 erzeugte Digitalsignal wird auf den Eingang des Integrators 31 und die Eingänge der zweiten und dritten Verstärkungsschaltung 35 und 37 gegeben. Die Ausgangsgröße des Integrators 31 wird auf den Eingang der ersten Verstärkungsschaltung 33 gegeben, und die Ausgangsgrößen der ersten und zweiten Verstärkungsschaltung werden je auf einen der Eingänge des ersten additiven Summierers 51 gegeben. Die Ausgangsgröße des ersten additiven Summierers 51, welche ein mit AUF-UND-DAVON-LÄNGSNEIGUNGS-FLUGLAGE-BEFEHL bezeichnetes ist, wird auf einen der entfernten Anschlüsse des Zweipositionsschalters 47 gegeben.
Die Flugzeuglängsneigungsfluglagesignal, das von einem Sensor erzeugt wird, der die Längsneigungsfluglage des Flugzeugs (nicht gezeigt) abfühlt, wird auf den Eingang des Verzögerungsfilters 43 erster Ordnung gegeben, d.h. eines Filters, das die Laplace-Transformation hat:
Die Ausgangsgröße des Verzögerungsfilters erster Ordnung wird auf den Abtasteingang der Abtast-und-Halte-Schaltung 45 gegeben. Wenn der Ausschwebemodus aktiv wird, wird der Steuereingang der Abtast-und-Halte-Schaltung in einen Haltezustand eingestellt, der bewirkt, daß die Abtast-und-Halte-Schaltung die Ausgangsgröße des Verzögerungsfilters erster Ordnung speichert, d.h. hält, bis der Ausschwebemodus inaktiv wird. Während inaktiver Perioden ist es so, daß die Abtast-und-Halte- Schaltung der Ausgangsgröße des Verzögerungsfilters erster Ordnung folgt, d.h. diese abtastet. Die Ausgangsgrößen der dritten Verstärkungsschaltung 37 und der Abtast-und-Halte- Schaltung werden je an einen Eingang des zweiten additiven Summierers 53 angelegt. Die Ausgangsgröße des zweiten additiven Summierers, die ein mit LANDE-AUSSCHWEBE-MODUS-LÄNGSNEIGUNGS-FLUGLAGE-BEFEHL bezeichnetes Signal ist, wird an den anderen entfernten Anschluß des Zweipositionsschalters 47 angelegt.
Der gemeinsame Anschluß des Zweipositionsschalters ist mit dem negativen Eingang des subtraktiven Summierers 49 verbunden. Ein durch einen Flugzeuglängsneigungsfluglagesensor (nicht gezeigt) erzeugtes Signal ist an den positiven Eingang des subtraktiven Summierers 49 angelegt. Die Ausgangsgröße des subtraktiven Summierers 49 wird durch die vierte Verstärkungsschaltung 39 auf einen Eingang des dritten additiven Summierers 55 gegeben. Ein durch einen Flugzeuglängsneigung-Änderungsgeschwindigkeits-Sensor (nicht gezeigt) erzeugtes Signal wird durch die fünfte Verstärkungsschaltung 41 auf den anderen Eingang des dritten additiven Summierers 55 gegeben. Die Ausgangsgröße des dritten additiven Summierers 55 ist ein Höhenruderbefehlssignal, das durch einen geeigneten Stellantrieb auf die Höhenruder des Flugzeugs angewändt wird. (Wie von Fachleuten in der Flugzeugsteuer- bzw. -regelsystemtechnik leicht erkennbar ist, kann das Höhenruderbefehlssignal durch Signale modifiziert werden, die mittels anderer Sensoren und Systeme erzeugt werden, bevor es auf den Höhenruderstellantrieb gegeben wird.)
Wie aus der vorstehenden Beschreibung und Betrachtung der Figur 1 leicht erkennbar ist, bestimmt der Zustand des Zweipositionsschalter 47 die Betriebsart des Längsneigungsfluglagebefehls-Flugsteuer- bzw. -regelsystems, das in Figur 1 veranschaulicht ist. Der Zustand des Zweipositionsschalters wird durch den Ort des Flugzeugs längs seines Flugwegs bestimmt. Während des Auf-und-Davon-Flugs ist der gemeinsame Anschluß des Zweipositionsschalters 47 mit dem entfernten Anschluß verbunden, der mit dem Ausgang des ersten additiven Summierers 51 verbunden ist. Während des Ausschwebens, welches bei einer Höhe von angenähert 50 Fuß bzw. 16,76 m über einer Landebahn gerade vor dem Aufsetzen beginnt, ist der gemeinsame Anschluß des Zweipositionsschalters mit dem entfernten Anschluß verbunden, der mit dem Ausgang des zweiten additiven Summierers 53 verbunden ist. Wenn er in der Auf-und-Davon-Position ist, werden Signale, die durch den Analog-zu-Digital-Umsetzer 27 in Ansprechung auf eine Pilotenbewegung der Steuereinrichtung 21 erzeugt werden, durch den Integrator 31 integriert und mittels der ersten Verstärkungsschaltung 33 verstärkt. Gleichzeitig werden die Signale durch die zweite Verstärkungsschaltung 35 verstärkt. Der durch die zweite Verstärkungsschaltung erzeugte Signalweg ist ein beschleunigender Weg, der eine sofortige Höhenruderbefehlsänderung bewirkt, die das relativ langsame Ansprechen des Integrationssignalwegs kompensiert. Das Endergebnis ist ein AUF-UND-DAVON-LÄNGSNEIGUNGS-FLUGLAGEBE-FEHLS- Signal. Dieses Signal wird mit dem von dem Längsneigungsfluglagesensor des Flugzeugs erzeugten Signal im subtraktiven Summierer 49 subtraktiv summiert. Das erhaltene Fehlersignal wird von der vierten Verstärkungsschaltung 39 verstärkt. Das resultierende Fehlersignal wird mit einem Längsneigungsratendämpfungssignal kombiniert, das durch Verstärken der Ausgangsgröße des Längsneigungsratensensors des Flugzeugs erzeugt wird. Das Ergebnis ist das HÖHENRUDER-BEFEHLS-Signal.
Wenn der Zweipositionsschalter 47 in seiner Ausschwebemodus- Aktivposition ist, werden der Integrator 31 und die erste Verstärkungsschaltung 33 im Ergebnis umgangen. In dieser Betriebsart erzeugt die Längsneigungssteuereinrichtungauslenkung ein LANDE-AUSSCHWEBEMODUS-LÄNGSNEIGUNGS-FLUGLAGE-BEFEHLS-Signal. Vorzugsweise wird die Position des Zweipositionsschalters automatisch geändert, wenn das Flugzeug während eines Anflugs auf eine spezielle Höhe, wie fünfzigFuß bzw. 15,24 m (50 Fuß) über der Landebahn sinkt. Ein geeignetes Schalterpositionssteuersignal kann durch den Funkhöhenmesser des Flugzeugs erzeugt werden, wenn die gewünschte Höhe erreicht ist.
Gleichzeitig mit der Änderung der Position des Zweipositionsschalters wird der Abtast-und-Halte-Schaltung befohlen, die Ausgangsgröße des Verzögerungsfilters erster Ordnung zu speichern, d.h. zu halten. Die Ausgangsgröße des Verzögerungsfilters erster Ordnung ist ein Voranschlag der Trimmungslängsneigungsfluglage des Flugzeugs. Eine Addierung dieses Signals zu der Ausgangsgröße der dritten Verstärkungsschaltung 37 stellt sicher, daß inkrementelle Änderungen der Flugzeuglängsneigungsfluglage relativ zu der Trimmungslängsneigungsfluglage resultieren, wenn die Längsneigungsachsensteuereinrichtung bewegt wird. Wenn die Längsneigungsachsensteuereinrichtung in ihrer Rastposition ist, wird der vorveranschlagte Trimmungslängsneigungsfluglagewert befohlen. Die dritte Verstärkungsschaltung steuert bzw. regelt die Empfindlichkeit des Systems, d.h., sie steuert bzw. regelt die Größe der Auslenkungsänderung, welche erforderlich ist, einen vorbestimmten Betrag von Höhenruderänderung während des Ausschwebens zu erzeugen. Wie bei der Auf-und-Davon-Betriebsart wird in der Ausschwebebetriebsart das an dem gemeinsamen Anschluß des Zweipositionsschalters 47 erzeugte Signal in dem subtraktiven Summierer 49 mit einem Signal subtraktiv summiert, das die aktuelle Längsneigungsfluglage des Flugzeugs bedeutet. Das resultierende Fehlersignal wird von der vierten Verstärkungsschaltung 39 verstärkt und zu dem durch die fünfte Verstärkungsschaltung 41 verstärkten Flugzeuglängsneigungsratensignal hinzugefügt.
Wie für jene, die in der Flugzeugsteuer- bzw. -regelsystemtechnik und anderem erfahren sind, leicht erkennbar ist, bestimmt das Vorhandensein oder Nichtvorhandensein des Integrators 31 in der Schaltung zwischen dem Ausgang des Analog-zu- Digital-Umsetzers 27 und dem gemeinsamen Anschluß des Zweipositionsschalter 39 die Wirkung der Bewegung der pilotenbetätigten Steuereinrichtung 21. Wenn der Integrator 31 in der Schaltung ist, was während des Auf-und-Davon-Betriebs stattfindet, erzeugt die Steuereinrichtung ein Ratensignal, das durch den Integrator 31 in ein LÄNGSNEIGUNGS-FLUGLAGE-BEFEHLS- Signal umgewandelt wird. Weil der Integrators 31 während des Ausschwebens nicht in der Schaltung vorhanden ist, erzeugt die Bewegung der Steuereinrichtung 21 direkt ein LÄNGSNEIGUNGS- FLUGLAGE-BEFEHLS-Signal. Figur 4 veranschaulicht den Unterschied in den Längsneigungs-Fluglage-Befehls-Ansprechungen auf die gleiche Steuereinrichtungsbewegung während des Auf-und- Davon-Betriebs einerseits und des Ausschwebens andererseits. Es ist dieser Unterschied, der es einem Piloten ermöglicht, das Flugzeug in einer Art und Weise zu betreiben, die während des normalen Flugs die Vorteile eines elektronischen Flugsteuer- bzw. -regelsystems hat, während sie es während des Ausschwebeteils einer Landung ermöglicht, konventionelle Pilotentechniken anzuwenden. Infolgedessen sind die Vorteile eines elektronischen Flugsteuer- bzw. -regelsystems, die während des Auf-und-Davon-Betriebs verfügbar sind, auch während des Ausschwebebetriebs verfügbar.
Obwohl die in Figur 1 veranschaulichte Ausführungsform der Erfindung das oben erörterte Ausschwebeproblem eliminiert, das in elektronischen Flugsteuer- bzw. -regelsystemen auftritt, die normalerweise die Fluglage eines Flugzeugs durch Integrieren der Längsneigungsfluglageratenbefehlssignale, welche der Position einer pilotenbetätigten Längsheigungsachsensteuereinrichtung proportional sind, steuert bzw. regelt, und demgemäß eine wesentliche Verbesserung gegenüber dem Stand der Technik ist, hat sie gewisse Nachteile. Der primäre Nachteil besteht darin, daß der Übergang von einer Anflugbetriebsart in eine Ausschwebebetriebsart relativ abrupt ist. Die in Figur 2 veranschaulichte Ausführungsform der Erfindung vermeidet dieses Problem durch Beibehalten des Integrators 31 in der Schaltung während des Ausschwebens und Kompensieren einer Wirkung durch Differenzieren des von dem Analog-zu-Digital-Umsetzer 27 erzeugen Längsneigungsbefehlssignals, bevor das Signal integriert wird.
Da die Ausführungsform der Erfindung gemäß Figur 2 in vieler Hinsicht gleichartig der Ausführungsform der Figur 1 ist, werden nur die Unterschiede zwischen den beiden Ausführungsformen der Erfindung beschrieben. Auf diese Weise wird eine unnötige Duplizierung des Beschreibungsmaterials vermieden.
In der in Figur 2 veranschaulichten Ausführungsform der Erfindung ist die Abtast-und-Halte-Schaltung eliminiert, und die Ausgangsgröße des Verzögerungsfilters erster Ordnung wird direkt auf einen Eingang des zweiten additiven Summierers 53 gegeben. Anstatt an den Zweipositionsschalter 47 angelegt zu werden, wird die Ausgangsgröße des zweiten additiven Summierers 53 durch einen offenen/geschlossenen Schalter 61 auf einen Initialisierungseingang des Integrators 31 gegeben. (Der Initialisierungseingang setzt den Integrator vorher auf einen voreingestellten Wert, wenn der offene/geschlossene Schalter geschlossen ist.) Die Ausgangsgröße der dritten Verstärkungsschaltung 37 wird durch einen Differenzierer 63 auf einen der entfernten Eingänge des Zweipositionsschalters 47 gegeben. Anstatt daß er mit dem Eingang des Integrators verbunden ist, ist der Ausgang der ersten Verstärkungsschaltung 33 mit einem Eingang des ersten additiven Summierers 51 verbunden. Anstatt daß er mit einem Eingang des ersten additiven Summierers verbunden ist, ist der Ausgang der zweiten Verstärkungsschaltung 35 an den Eingang eines zweiten Differenzierers 65 angelegt, und der Ausgang des zweiten Differenzierers ist an einen Eingang des ersten additiven Summierers 51 angelegt. Der Ausgang des ersten additiven Summierers 51 ist an den anderen entfernten Anschluß des Zweipositionsschalters angelegt, und der gemeinsame Anschluß des Zweipositionsschalters ist mit dem Signaleingang des Integrators 31 verbunden. Der Ausgang des Integrators 31 ist an den negativen Eingang des subtraktiven Summierers 49 angelegt.
Wenn der Zweipositionsschalter 47 der Ausführungsform der Erfindung, die in Figur 2 veranschaulicht ist, in einer Auf-und- Davon-Position ist, ist das in Figur 2 dargestellte System funktionell identisch mit dem in Figur 1 veranschaulichten System, wenn der Zweipositionsschalter 47 in der Auf-und-Davon- Position ist. Der einzige Unterschied zwischen den beiden Systemen besteht darin, daß sich der Zweipositionsschalter 47 in der Ausführungsform der Erfindung gemäß Figur 1 stromabwärts von dem Integrator 31 befindet. In der Ausführungsform der Erfindung gemäß Figur 2 befindet sich der Zweipositionsschalter 47 stromaufwärts von dem Integrator 31. In jedem Falle wird das von dem Analog-zu-Digital-Umsetzer 27 erzeugte Signal von dem Integrator 31 integriert, bevor es an den negativen Eingang des subtraktiven Summierers 49 angelegt wird. Da der zweite Differenzierer 65 mathematisch die Wirkung des Integrators 31 aufhebt, sind die Parallelwege durch die zweite Verstärkungsschaltung 35 auch funktionell die gleichen.
Der Unterschied zwischen den Ausführungs formen der Erfindung gemäß Figur 1 und Figur 2 tritt auf, wenn sich der Zweipositionsschalter 47 in der Ausschwebemodusaktivposition befindet. Wie oben beschrieben, wird der Integrator 31 in der Ausführungsform der Erfindung, die in Figur 1 veranschaulicht ist, umgangen, wenn der Zweipositionsschalter 47 in der Ausschwebemodusaktivposition ist. In der in Figur 2 veranschaulichten Ausführungsform der Erfindung ist der erste Differenzierer 63 in Reihe mit dem Integrator 31 geschaltet, wenn der Zweipositionsschalter in der Ausschwebemodusaktivposition ist. Infolgedessen wird, anstatt daß der Integrator umgangen wird, die Wirkung des ersten Integrators durch den ersten Differenzierer mathematisch aufgehoben. Obwohl der erste Differenzierer 63 die Wirkung des ersten Integrators 31 mathematisch aufhebt oder negiert, werden die Synchronisationsvorteile des Integrators beibehalten. Spezieller ist es, wie von jenen, die in der Steuer- bzw. Regelsystemtechnik erfahren sind, leicht zu verstehen ist, so, daß, wenn ein Differenzierer und ein Integrator in Reihe verbunden sind, die Funktion des einen die Funktion des anderen aufhebt. Obwohl die Funktionen aufgehoben sind, werden die Synchronisationsvorteile beibehalten, da Mehrfachwegbefehlssignale stromaufwärts von dem Integrator geschaltet werden. Weil diese Vorteile beibehalten werden, ist der Übergang zwischen der Anflugbetriebsart und der Ausschwebebetriebsart der in Figur 2 veranschaulichten Ausführungsform der Erfindung glatter als in der in Figur 1 dargestellten Ausführungsform der Erfindung. Die Übergangsglattheit wird weiter durch Initialisieren des Integrators in der in Figur 2 veranschaulichten und oben beschriebenen Art und Weise mittels Schließen des offenen/geschlossenen Schalters 61 zu der gleichen Zeit, zu welcher der Zweipositionsschalter in die Ausschwebemodusaktivposition geschaltet wird, vergrößert. Die Integratorinitialisierung wird typischerweise durch lineares Ändern des Werts des Integrators auf den erforderlichen Wert über eine kurze Zeitdauer -- eine oder zwei Sekunden, z.B. - - ausgeführt.
Die Initialisierung des Integrators hat noch einen Vorteil - - sie bewirkt, daß ein konsistenter und vorhersagbarer Betrag der Steuereinrichtungsauslenkung einen konsistenten und vorhersagbaren Betrag der Längsneigungsfluglageänderung erzeugt. Die Vorhersagbarkeit der Längsneigungsfluglageänderung ist wichtig, weil das Ausschweben während einer Landung stattfindet, wenn ein Pilot die Längsneigungsfluglage in einer Art und Weise ändert, die die Nase des Flugzeugs anhebt. Wenn der Integrator nicht initialisiert wird, kann während des Ausschwebens eine große und demgemäß abnormale Änderung in der Knüppelauslenkung erforderlich sein, um die Fluglageänderung zu erreichen, die für ein glattes Aufsetzen benötigt wird. Dieses tritt auf, wenn der Bezugs-(d.h., Knüppel in Rastposition)- längsneigungsfluglagebefehlswert, der durch den Integrator gehalten wird, aufgrund der Pilotenmanövrierung in dem Augenblick, in dem der Ausschwebemodus aktiv wird, abnormal ist.
Gemäß der Erfindung wird, sofern die Längsneigungsachsensteuereinrichtung 11 in ihrer Rastposition ist, dann, wenn die Position des Zweipositionschalters 47 in die Ausschwebemodusaktivposition verändert und der geöffnete/geschlossene Schalter 61 geschlossen wird, der Integrator 31 auf den Trimmungswert der Längsneigungsfluglage für den gegenwärtigen Flugzustand und die gegenwärtige Flugzeugkonfiguration initialisiert. Dieses wird dadurch erreicht, daß das Flugzeuglängsneigungsfluglagesignal durch das Verzögerungsfilter 43 erster Ordnung hindurchgeschickt wird, welches eine relativ große Zeitkonstante hat (z.B. 25 Sekunden). Die Wirkung des Langzeitkonstanten- Verzögerungsfilters erster Ordnung besteht darin, irgendwelche kurzzeitigen Änderungen in der Längsneigungsfluglagetrimmung aufgrund von Turbulenz und/oder untergeordneter Manövrierung zu eliminieren.
Sofern die Längsneigungsachsensteuereinrichtung nicht in ihrer Rastposition ist, wenn der Ausschwebemodus aktiv wird, wird der Integrator 31 auf einen derartigen Wert initialisiert, daß dann, wenn die Längsneigungsachsensteuereinrichtung in ihre Rastposition bewegt wird, der Längsneigungsfluglagebefehl auf dem Trimmungswert der Längsneigungfluglage für den gegenwärtigen Flugzustand und die gegenwärtige Flugzeugkonfiguration ist. Auf diese Art und Weise ist stets eine konstante Auslenkung der Längsneigungsachsensteuereinrichtung 11 erforderlich, um eine gegebene inkrementelle Längsneigungsfluglageänderung relativ zu einem Trimmungswert zu erzeugen. Sofern der Integrator auf den Trimmungslängsneigungsfluglagewert initialisiert wird, wenn die Längsneigungsachsensteuereinrichtung nicht in ihrer Rastposition ist, wird die Nichtrastposition die "neutrale" Position, anstatt daß die Rastposition die neutrale Position ist, um welche inkrementelle Längsneigungsfluglagewerte (relativ zur Trimmung) befohlen werden. Die Initialisierung für die Außerhalb-der-Rastposition der Längsneigungsachsensteuereinrichtung 11 wird, wie in Figur 2 gezeigt ist, erreicht durch Summierung des Trimmungslängsneigungsfluglagewerts mit einem Wert, der proportional der Längsneigungsachsensteuereinrichtungsauslenkung ist, der dafür verantwortlich ist, um wieviel die Steuereinrichtung von ihrer Rastposition entfernt ist, wenn das Ausschweben beginnt. Dieser Wert ist die Ausgangsgröße der dritten Verstärkungsschaltung 37.
Figur 3 veranschaulicht eine Ausführungform der Erfindung, die in vieler Art und Weise gleichartig der Ausführungsform der Erfindung gemäß Figur 2 ist. Der primäre Unterschied besteht darin, daß der Zweipositionsschalter 47 eliminiert ist und sowohl der Ausschwebe- als auch der Auf-und-Davon-Steuer- bzw. Regelweg identisch in ein Filter 71 erster Ordnung einspeisen, das die folgende Laplacetransformation hat:
worin K&sub6; von der Position des Flugzeugs längs seines Flugwegs abhängig ist. Während des Nichtausschwebe-(d.h. Auf-und-Davon-)Flugs ist K6 gleich eins (1), und während des Ausschwebens ist K6 gleich Null (0). Wie das Ändern der Position des Zweipositionschalters 47 und das Schließen des offenen/geschlossenen Schalters 61 wird der Wert von K6 vorzugsweise mittels eines Funkhöhenmessersignals gesteuert, das seinen Zustand ändert, wenn das Flugzeug auf die Höhe sinkt, wo das Ausschweben beginnen soll.
Spezieller ist in der Ausführungsform der Erfindung gemäß Figur 3 der Ausgang des Analog-zu-Digital-Umsetzers 27 mit dem Eingang des Filters 71 erster Ordnung verbunden, und der Ausgang des Filters erster Ordnung ist mit einem Parallelnetzwerk verbunden, von dem ein Schenkel durch den Integrator 31 und die erste Verstärkungsschaltung 33, die in Reihe geschaltet sind, gebildet ist, und der andere Schenkel ist durch die zweite Verstärkungsschaltung gebildet. Die Ausgangsgrößen der beiden Schenkel werden von dem ersten additiven Summierer 51 summiert, und der Ausgang des ersten additiven Summierers ist mit dem negativen Eingang des subtraktiven Summierers 49 verbunden.
Der Ausgang eines Verzögerungsfilters 43 erster Ordnung, das eine Laplacetransformation hat, identisch mit den Verzögerungsfiltern erster Ordnung ist, welche in den Ausführungsformen der Erfindung, die in den Figuren 1 und 2 veranschaulicht und oben beschrieben sind, enthalten sind, wird in der Ausführungsform der Figur 3 mit der Ausgangsgröße eines zweiten Verzögerungsfilters 73 erster Ordnung summiert. Das zweite Verzögerungsfilter 73 erster Ordnung hat die Laplacetransformation:
(Beachte, daß die Zeitkonstante τ&sub2; der Gleichung (3) identisch mit der Zeitkonstanten τ&sub2; der Gleichung (2) ist).
Die Ausgangsgröße des Analog-zu-Digital-Umsetzers wird auf den Eingang des zweiten Verzögerungsfilters 73 erster Ordnung gegeben, und die Ausgangsgrößen der Verzögerungsfilter erster Ordnung werden in dem ersten additiven Summierer 53 summiert. Wie in der Ausführungsform der Erfindung gemäß Figur 2, wird die Ausgangsgröße des zweiten additiven Summierers durch den offenen/geschlossenen Schalter 61 an einen Initialisierungseingang des Integrators 31 angelegt. Der offene/geschlossene Schalter wird geschlossen, wenn der Ausschwebemodus aktiv wird. Anderenfalls ist der offene/geschlossene Schalter offen.
Da K&sub6; gleich eins (1) und der offene/geschlossene Schalter 61 offen ist für alle anderen Flugbetriebsbedingungen als Ausschweben, ist die Ausführungsform der Erfindung gemäß Figur 3 identisch mit den Ausführungsformen der Erfindung, die in den Figuren 1 und 2 veranschaulicht sind, und arbeitet gleich wie diese, wenn der Zweipositionsschalter in seiner Auf-und-Davon- Position ist. Spezieller ist es so, daß, wenn K&sub6; gleich eins (1) ist, das Filter 71 erster Ordnung keine Wirkung auf das von dem Analog-zu-Digital-Umsetzer 27 erzeugte Signal hat. Dieses Ergebnis tritt deswegen auf, weil sich der Zähler und Nenner der Laplacetransformation des Filters erster Ordnung aufheben, wenn K&sub6; gleich eins (1) ist. Während des Ausschwebens ist das Filter 71 erster Ordnung ein Löschterm, der die Wirkung des Integrators 31 aufhebt, wenn ein stationärer Zustand erreicht ist, was nach einer Zeitdauer auftritt, die mehreren Zeitkonstanten entspricht. Das Nettoergebnis ist, daß Hochfrequenzeingangskomponenten durch das Filter 71 in der gleichen Art und Weise hindurchgehen, wie sie in dem Auf-und- Davon-Modus hindurchgehen, während stationäre Eingangsgrößenkomponenten gedämpft werden. Dieses bewirkt, daß sich das Längsneigungsfluglagebefehlssignal einem Stationärzustandswert annähert, wenn ein Zieh-und-Halte-Manöver, das typisch für Ausschweben ist, auftritt. Siehe Figur 4. Bei dem Beginn des Ausschwebens funktioniert das Filter 71 erster Ordnung dahingehend, daß es einen glatten Übergang zwischen der Anflugs- und Ausschwebebetriebsart eines elektronischen Flugsteuer- bzw. -regelsystems, das diese Erfindung verkörpert, erzeugt. Im wesentlichen erzeugt die Ausführungsform der Erfindung gemäß Figur 3 eine differenziererartige Wirkung durch Änderung eines Filters vom Typ Null (0) zu einem Filter vom Typ einer negativen Eins (-1). Das gleiche Ergebnis mit einem sogar glatteren Übergang kann durch Verwenden eines Filters zweiter oder höherer Ordnung erreicht werden, das derart konfiguriert ist, daß der letzte Term des Zählers während des Ausschwebens Null (0) ist und während anderer Flugbetriebsbedingungen gleich dem letzten Term des Nenners ist.
Wie bei der in Figur 2 veranschaulichten Ausführungsform der Erfindung, initialisiert die Integratorinitialisierung, die Teil des Netzwerkes der in Figur 3 veranschaulichten Ausführungsform der Erfindung ist, den Integrator auf einen angemessenen Wert, wenn das Ausschweben beginnt. Das zweite Verzögerungsfilter erster Ordnung ist vorgesehen, um für die Wirkung irgendeiner Knüppelauslenkung verantwortlich zu sein, die in dem Augenblick vorhanden ist, wenn der Übergang zum Ausschweben auftritt. Das dynamische Ansprechen des zweiten Verzögerungsfilters 73 erster Ordnung ist identisch mit dem dynamischen Ansprechen des von dem Filter 71 erster Ordnung, der ersten Verstärkungsschaltung 33 und dem Integrator 31 gebildeten Befehlsweg. Infolgedessen wird der Integrator auf einen solchen Wert initialisiert, daß der Längsneigungsfluglagebefehlswert dann, wenn die Längsneigungsachsensteuereinrichtung in ihre Rastposition bewegt wird, auf den vorveranschlagten Trimmungslängsneigungsfluglagewert gesetzt wird, wie er durch die Ausgangsgröße des Verzögerungsfilters 43 erster Ordnung bestimmt wird. Wie in der in Figur 2 veranschaulichten Ausführungsform der Erfindung sollte die Initialisierung des Integrators 31 den Ausgangsintegratorwert linear auf den Initialisierungswert über eine kurze Zeitdauer hinweg -- eine oder zwei Sekunden, z.B. - ändern.
Die in Figur 3 veranschaulichte Ausführungsform der Erfindung hat den zusätzlichen Vorteil, daß der Übergang von dem Ausschwebemodus zurück zu dem Auf-und-Davon-Modus, welcher typischerweise stattfindet, wenn ein Durchstarten oder verfehlter Anflug auftritt, dynamisch sehr glatt ist. Dieses Ergebnis tritt auf, weil der vergangene Wert des Filters 21 erster Ordnung nicht zurückgesetzt wird, wenn der Übergang stattfindet. Demgemäß gibt eine stationäre (d.h. Zieh-und-Halte-)Längsneigungsachsensteuereinrichtung langsam Übergänge vom Befehlen eines inkrementellen Längsneigungsfluglagewerts bis zum Befehlen eines Längsneigungsfluglageänderungsgeschwindigkeitswerts ein, wenn ein Durchstarten auftritt. Infolgedessen erfordert es diese Ausführungsform der Erfindung nicht, daß ein Pilot sofort die Längsneigungsachsensteuereinrichtung freigibt, so daß sie sich in eine Rastposition bewegen kann, wenn ein Übergang vom Ausschweben zu Auf-und-Davon während eines Durchstartens auftritt, um ein Überdrehen zu verhindern. Stattdessen kann das Freigeben der Längsneigungsachsensteuereinrichtung zu dem Zeitpunkt des Übergangs in einer glatten, natürlichen Art und Weise erreicht werden. Im Gegensatz hierzu erfordern die Ausführungsformen der Erfindung, die in den Figuren 1 und 2 veranschaulicht sind, das sofortige Freigeben der Längsneigungsachsensteuereinrichtung, wenn ein Überdrehen während eines Durchstartens verhindert werden soll.
Obwohl die speziellen Werte der verschiedenen Verstärkungs- und Filterglieder von der speziellen Anwendung der Ausführungsformen der Erfindung abhängen, sind in der folgenden Tabelle repräsentative Werte angegeben. GLIED WERT(E) (worin VT = wahre Fluggeschwindigkeit in Fuß pro Sekunde) (worin Qc der Staudruck in Pounds pro Quadratfuß ist)
Wie für jene, die in dieser Technik und anderen erfahren sind, aus der vorstehenden Beschreibung leicht erkennbar ist, stellt die Erfindung eine Ausschwebesteuerungs- bzw. -regelungsmodifizierung für ein Manöverbefehlslängsneigungsachsenflugsteuer- bzw. -regelsystem zur Verfügung, das normalerweise die Fluglage eines Flugzeugs durch Integrieren von Längsneigungsfluglageratenbefehlssignalen steuert bzw. regelt, die der Position einer pilotenbetätigten Längsneigungsachsensteuereinrichtung proportional sind. Im wesentlichen umfaßt die Modifizierung das Eliminieren der Wirkung des Integrators während des Ausschwebens. Die Wirkung des Integrators wird aufgehoben entweder durch vollständiges Eliminieren der Integratorfunktion während des Ausschwebens oder durch Kompensieren der Integration mittels Differenzieren des Signals, das der Position der pilotenbetätigten Längsneigungsachsensteuereinrichtung proportional ist.

Claims

1. Elektronisches Flugzeugmanöverbefehlsflugsteuer- bzw. -regelsystem, worin während des Auf-und-Davon-Flugs ein fortdauerndes Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regelsignal durch eine fortdauernde ständige Eingangsgröße erzeugt wird, die auf eine pilotenbetätigte Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regeleinrichtung (11) angewandt wird, umfassend eine Ausschwebemodusmodifizierung, die während des Ausschwebeteils einer Landung aktiv wird, dadurch gekennzeichnet, daß die Ausschwebemodusmodifizierung ein Befehlsmodifizierungsmittel umfaßt, das ansprechend mit der pilotenbetätigten Längs-neigungsachsensteuer- bzw. -regeleinrichtung (11) verbunden ist zum Empfangen des Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regelsignals und Erzeugen eines inkrementellen Längsneigungsachsenbefehls relativ zu der Längsneigungsfluglage des Flugzeugs bei dem Beginn des Ausschwebens, basierend auf der fortdauernden ständigen Eingangsgröße, die auf die pilotenbetätigte Längs-neigungsachsensteuer- bzw. -regeleinrichtung (11) angewandt wird.

2. System nach Anspruch 1, worin:

(a) das elektronische Manöverbefehlsflugsteuer- bzw. -regelsystem einen Integrator (31) umfaßt, der die Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regelsignale integriert;

(b) das Befehlsmodifizierungsmittel ein Integrationsannullierungsmittel (37) zum Annullieren der Wirkung der Integration der Längsneigungsachsensteuer- bzw. regelsignale durch Umgehen des Integrators (31) umfaßt.

3. System nach Anspruch 1, worin:

(a) das elektronische Manöverbefehlsflugsteuer- bzw. -regelsystem einen Integrator (31) umfaßt, der die Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regelsignale integriert; und

(b) das Befehlsmodifizierungsmittel ein Integrationsannullierungsmittel (37) umfaßt, das einen Differenzierer (63) umfaßt, der in Reihe mit dem Integrator geschaltet ist.

4. System nach Anspruch 3, worin der Differenzierer (65) signalmäßig stromaufwärts von dem Integrator (31) ist.

5. System nach Anspruch 4, worin der Integrator (31) auf einen vorbestimmten Wert eingestellt wird bzw. ist, wenn der Ausschwebeteil eines Landemanövers beginnt.

6. System nach Anspruch 3, 4 oder 5, worin der Differenzierer (63) durch Änderung eines Filters vom Typ Null (0) zu einem Filter vom Typ einer negativen eins (-1), wenn der Ausschwebeteil eines Landemanövers beginnt, gebildet wird bzw. ist.

7. System nach Anspruch 6, worin das Filter ein Filter erster Ordnung ist.

8. System nach Anspruch 6, worin das Filter vom Typ Null (0) eine einfache Verstärkung von eins hat.

9. Verfahren zum Steuern bzw. Regeln, während des Ausschwebeteils eines Landemanövers, der Längsneigungsachsenbewegung eines Flugzeugs, die mittels eines elektronischen Flugzeugmanöverbefehlsflugsteuer- bzw. -regelsystems gesteuert bzw. geregelt wird, wobei das Verfahren gekennzeichnet ist durch die Schritte des:

Bestimmens der Höhe des Flugzeugs über dem Erdboden während eines Landemanövers; und

Steuerns bzw. Regelns des Werts eines inkrementellen Längsneigungsachsenbefehls relativ zu einem Bezugswert in Ansprechung auf die Auslenkung einer pilotenbetätigten Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regeleinrichtung, wenn das Flugzeug unter eine vorbestimmte Höhe über dem Erdboden während eines Landemanövers sinkt, wobei der Bezugswert durch die Längsneigungsfluglage des Flugzeugs, wenn das Flugzeug unter die vorbestimmte Höhe über dem Erdboden während eines Landemanövers sinkt, bestimmt wird, wobei der inkrementelle Längsneigungsachsenbefehl die Längsneigungsachsenbewegung des Flugzeugs, das von dem elektronischen Flugzeugmanöverbefehlsflugsteuer- bzw. -regelsystem gesteuert bzw. geregelt wird, steuert bzw. regelt.

10. Verfahren nach Anspruch 9, worin die Längsneigungsachsenbewegung des Flugzeugs während des Auf-und-Davon-Flugs durch Integrieren der Längsneigungsachsenbefehle gesteuert bzw. geregelt wird, die für die Auslenkung einer pilotenbetätigten Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regeleinrichtung repräsentativ sind, und worin der Schritt des Steuerns bzw. Regelns des Werts eines inkrementellen Längsneigungsachsenbefehls relativ zu einem Bezugswert dadurch erzeugt wird, daß die Längsneigungsachsenbefehle, die für die Auslenkung einer pilotenbetätigten Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regeleinrichtung repräsentativ sind, nicht integriert werden.

11. Verfahren nach Anspruch 9, worin die Längsneigungsachsenbewegung des Flugzeugs während des Auf-und-Davon-Flugs durch Integrieren von Längsneigungsachsenbefehlen gesteuert bzw. geregelt wird, die für die Auslenkung einer pilotenbetätigten Steuer- bzw. Regeleinrichtung repräsentativ sind, und worin der Schritt des Steuerns bzw. Regelns des Werts eines inkrementellen Längsneigungsachsenbefehls relativ zu einem Bezugswert dadurch erzeugt wird, daß die Längsneigungsachsenbefehle differenziert werden, die für die Auslenkung einer pilotenbetätigten Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regeleinrichtung repräsentativ sind.

12. Verfahren nach Anspruch 11, worin die Längsneigungsachsenbefehle, die für die Auslenkung einer pilotenbetätigten Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regeleinrichtung repräsentativ sind, differenziert werden, bevor die Längsneigungsachsenbefehle integriert werden.

13. Verfahren nach Anspruch 12, worin die Längsneigungsachsenbefehle, die für die Auslenkung einer pilotenbetätigten Längsneigungsachsensteuer- bzw. -regeleinrichtung repräsentativ sind, gefiltert wie auch differenziert werden.

14. Verfahren nach Anspruch 13, worin die Längsneigungsachsenbefehle, die für die Auslenkung einer pilotenbetätigten Steuer- bzw. Regeleinrichtung repräsentativ sind, mittels eines Filters erster Ordnung gefiltert werden.