DE69107235T2

DE69107235T2 - Schwebeflug-Positionshaltesystem für Drehflügelflugzeuge.

Info

Publication number: DE69107235T2
Application number: DE69107235T
Authority: DE
Inventors: Phillip Jeremy Gold; Joseph Apostolato Post
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1990-05-03
Filing date: 1991-05-02
Publication date: 1995-05-24
Anticipated expiration: 2011-05-03
Also published as: US5301112A; EP0455580B1; CA2035407C; DE455580T1; EP0455580A3; JP2911638B2; JPH0789493A; DE69107235D1; US5195039A; EP0455580A2; CA2035407A1

Description

Die Erfindung bezieht sich auf automatische Flugregelsysteme und mehr insbesondere auf ein automatisches Schwebeflughalteflugregelsystem für ein Drehflügelflugzeug.
Die Verwendung eines Hubschraubers bringt häufig ein Schwebeflugmanöver mit sich, bei dem der Hubschrauber in bezug auf die Erde an einem festen Punkt und in einer niedrigen Höhe gehalten wird. Das Steuern des Flugzeuges während eines Schwebefluges ist für den Piloten sehr schwierig, insbesondere bei böigen Windbedingungen oder bei schwierigen Betriebsbedingungen. Diese Arbeitsbelastung versursacht Ermüdung und hindert den Piloten daran, irgendwelche anderen Pflichten zu erfüllen.
Automatische Schwebeflugpositionsregelsysteme wurden vor einiger Zeit eingeführt, um zu versuchen, die Arbeitsbelastung und Ermüdung des Piloten während Schwebeflugmanövern zu verringern. Ein Beispiel eines vorhandenen Schwebeflughaltesystems ist in der US-A-4 213 584 beschrieben. Andere Beispiele sind die US-A-4 740 899 und die US-A-4 029 271.
Die US-A-4 740 899 beschreibt ein System zum Steuern eines Flugzeuges beim Schwebeflug ohne direkte Messung der übergrundgeschwindigkeit. Das System berechnet die Übergrundgeschwindigkeit auf der Basis einer Differenzierung der Flugzeugposition und vergleicht den berechneten Übergrundgeschwindigkeitswert mit Werten, welche den Kurs und die wahre Fluggeschwindigkeit repräsentieren, um einen berechneten Windwert zu erzeugen. Der berechnete Windwert wird in Vektorkomponenten des Gegenwindes und des Querwindes aufgelöst, und die Gegenwindkomponente und die Fluggeschwindigkeit werden summiert, um ein Signal zu erzeugen, das benutzt wird, um die Flugzeuggeschwindigkeit zu steuern, bis eine Übergrundgeschwindigkeit von null erreicht ist.
Die US-A-4 029 271 beschreibt ein System, welches für eine automatische Annäherung an den Schwebeflug sorgt. An eine äußere Kurve schließt sich eine innere Kurve während der Annäherung an, und das Flugzeug wird abgebremst und gewinnt eine derartige Sinkgeschwindigkeit, daß das Flugzeug eine gewünschte Höhe und eine langsame Geschwindigkeit und den gewünschten Destinationspunkt bei der Geschwindigkeit null erreicht.
Bekannte Systeme wie nach der US-A-4 213 584 haben eine Anzahl von Sensorsystemen, von denen einige Doppler-Radar-Geschwindigkeitssysteme, TACNAV- oder Globalpositionserfassungs (GPS)-Systeme, Beschleunigungsmesser und Windmeßsysteme umfassen. Leider beinhalten die bekannten automatischen Schwebeflugregelsysteme entweder eine Kombination von Sensorsystemen, welche unzulängliche Daten liefern, oder sie nutzen die Sensorsysteme, mit denen sie ausgerüstet sind, nicht wirksam aus und leiden deshalb an einer Anzahl von Nachteilen, die ihre Leistungsfähigkeit stark einschränken.
Ein solcher Nachteil ist, daß die bekannten Systeme entweder bei stetigem Wind oder bei böigen Bedingungen nicht gut arbeiten, weil sie den Wind nicht zu dem Zweck erfassen, seine Auswirkungen auf das Flugzeug vorauszubestimmen. Statt dessen müssen die bekannten Regler warten, bis sich Flugzeuggeschwindigkeits- und/oder integrierte Geschwindigkeitsfehler entwickeln, bevor sie den Wind kompensieren können. Die entsprechende Verzögerung in der Ansprechzeit verursacht große Positionsfehler und eine schlechte Schwebeflugpositionshalteleistung.
Außerdem bewirkt die Ineffizienz bei den oben erwähnten Sensorsystemen, daß bekannte automatische Schwebeflughalteregelsysteme an Driftfehlern und bleibenden Regelabweichungen leiden. Zum Beispiel, bekannte Systeme, die sich ausschließlich auf Doppler- Radarsysteme verlassen, um die Übergrundgeschwindigkeit zu messen, erfahren Nullverschiebungen und Niederfrequenzfehler, weil Doppler-Systeme bei niedrigen Flugzeuggeschwindigkeiten ineffizient sind. Dadurch wird die Gesamtsystemleistung nachteilig beeinflußt.
Noch ein weiterer Nachteil bei bekannten automatischen Schwebeflughalteregelsystemen ergibt sich, wenn aggressive Wendemanöver durch den Piloten ausgeführt werden. Wenn das Flugzeug zwischen 180 bis 360 Grad giert, kann das Integral der auf die Grundebene bezogenen Geschwindigkeit (das als ein Pseudopositionssignal wegen der oben erwähnten TACNAV-Nachteile benutzt wird) auf null gehen, obgleich sich ein stetiger Trägheitspositionsfehler akkumulieren kann.
Alle vorgenannten Nachteile erfordern einen Eingriff des Piloten, wodurch er oder sie von anderen Pflichten abgelenkt und müde wird. Ein verbessertes System, das diese Nachteile beseitigt, ist äußerst erwünscht.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein verbessertes automatisches Schwebeflugpositionshalteflugregelsystem zu schaffen, welches die Flugzeugposition akkurat aufrechterhält.
Gemäß der Erfindung wird diese Aufgabe gelöst durch ein Hubschrauberpositionshalteregelsystem und ein Verfahren zum Bestimmen von Nicken und Rollen für einen Hubschrauber während des Schwebefluges wie in den unabhängigen Ansprüchen beansprucht. Vorteilhafte Ausführungsformen wie das Ermöglichen einer direkten Kompensation von Windböen, die Erlaubnis für den Piloten, aggressive Manöver in der Gier- und kollektiven Achse auszuführen, während die Position akkurat aufrechterhalten wird und/oder für ein automatisches Zuschalten und Wegschalten gesorgt wird, sind in den abhängigen Ansprüchen beschrieben.
Gemäß der Erfindung berechnen komplementäre Filter auf die Grundebene bezogene longitudinale und laterale Geschwindigkeiten aus longitudinalen bzw. lateralen, mittels Doppler gemessenen Geschwindigkeiten und longitudinalen bzw. lateralen, mittels Beschleunigungsmesser gemessenen Beschleunigungen. Diese Geschwindigkeiten werden in auf Trägheitskoordinaten bezogene Geschwindigkeiten transformiert, wobei der Flugzeugkurs benutzt wird. Eine weitere Gruppe von komplementären Filtern berechnet auf Trägheitskoordinaten bezogene longitudinale und laterale Positionen des Flugzeuges unter Verwendung der auf Trägheitskoordinaten bezogenen Geschwindigkeiten und der durch ein GPS-Positionserfassungssystem ermittelten Position. Diese auf Trägheitskoordinaten bezogenen Postitionen werden zurück in auf die Grundebene bezogene Longitudinal- und Lateralpositionssignale transformiert und mit berechneten Windgeschwindigkeitssignalen summiert, die durch Vergleichen der gemessenen Windgeschwindigkeit mit den oben erwähnten, auf die Grundebene bezogenen Geschwindigkeiten gewonnen werden, um Nick- und Rollbefehlssignale für das Flugzeugflugregelsystem zu liefern. Eine Steuerlogik schaltet die Befehlssignale automatisch zu.
Die vorliegende Erfindung schafft eine genauere Positionshaltefunktion, als es bislang erreichbar ist. Wenn sie mit einem modernen digitalen Flugregelsystem integriert ist, wird sie dem Piloten gestatten, Kurven und Bob-ups auszuführen, während die Position automatisch aufrechterhalten wird. Die vorliegende Erfindung kann in existierende Systeme eingebaut werden und ist leicht modifizierbar.
Diese und andere Ziele, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden im Lichte der ausführlichen Beschreibung von exemplarischen Ausführungsformen derselben, wie die durch die Zeichnung veranschaulicht sind, deutlicher werden.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Fig. 1 ist ein vereinfachtes Blockschaltbild des Schwebeflughalteregelsystems zur Nickachsenregelung gemäß der vorliegenden Erfindung.
Fig. 2 ist ein vereinfachtes Schaltbild der Steuerlogik für das Schwebeflughaltesystem nach Fig. 1.

Bester Weg zur Ausführung der Erfindung

Im folgenden bezieht ein X-Präfix bei einem Signalnamen dieses Signal auf die longitudinale Achse des Hubschraubers. Ein Y-Präfix bezieht Signale auf die laterale Achse.
Gemäß Fig. 1, auf die nun Bezug genommen wird, arbeitet eine Flugzeugnickbefehlsschaltung 1 mit einem Flugzeuglongitudinalbeschleunigungssignal (XACCEL), das auf einer Leitung 2 durch eine Beschleunigungsmeßvorrichtung (nicht gezeigt) wie einen Beschleunigungsmesser geliefert wird, und einem gefilterten, longitudinalen Doppler-Geschwindigkeitssignal (XFILTRVEL), das auf einer Leitung 4 geliefert wird, welche durch ein komplementäres Filter 6 zu einem longitudinalen, komplementären Geschwindigkeitssignal (XCOMPVEL) auf einer Leitung 8 verknüpft werden.
Komplementäre Filter sind im Stand der Technik bekannte Vorrichtungen, die zwei unabhängig erzeugte Signale verknüpfen, um ein einzelnes Ausgangssignal zu erzeugen, das den Hochfrequenzanteil von einem der Eingangssignale und den Niederfrequenzanteil des anderen angibt, mit der Charakteristik, daß das Eingangssignal, welches den Hochfrequenzanteil beiträgt, in Form der Änderungsgeschwindigkeit der Form des Ausgangssignals geliefert wird. Das komplementäre Filter 6 liefert deshalb ein Geschwindigkeitssignal 8 durch Verknüpfen eines Geschwindigkeitseingangssignals 56 (bezüglich dessen Niederfrequenzdaten) mit einem Beschleunigungseingangssignal 2 (bezüglich dessen Hochfrequenzdaten).
Ein Summierpunkt 10 subtrahiert XCOMPVEL auf der Leitung 8 von XFILTRVEL auf der Leitung 4, um ein Rückführungssignal auf einer Leitung 12 an einem Proportionalverstärker 14 und einem Integrator 18 zu erzeugen. Das Ausgangssignal des Integrators 18 wird an einen Begrenzer 20 abgegeben, der ein Ausgangssignal auf einer Leitung 22 liefert, welches durch den Summierpunkt 24 zu dem Ausgangssignal des Verstärkers 14 addiert wird, das auf einer Leitung 16 geliefert wird, um ein Signal auf einer Leitung 26 an einen Summierpunkt 28 abzugeben. Der Summierpunkt 28 addiert das Signal auf der Leitung 26 zu XACCEL auf der Leitung 2, um ein Signal auf einer Leitung 30 an einen Integrator 32 abzugeben. Das Ausgangssignal des Integrators 32 wird an einen Begrenzer 34 abgegeben, der XCOMPVEL auf der Leitung 8 liefert.
XFILTRVEL auf der Leitung 4 wird durch ein Vorhalt-/Verzögerungsfilter 36 geliefert, dessen Eingangssignal auf einer Leitung 38 durch einen Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzer 40 geliefert wird. Der Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzer 40 besteht aus einem Summierpunkt 42, der ein Signal auf einer Leitung 44 an einen Begrenzer 46 abgibt, welcher ein Signal an einen Integrator 48 abgibt, dessen Ausgangssignal auf einer Leitung 38 zu dem Summierpunkt 42 rückgekoppelt wird. Der Summierpunkt 42 subtrahiert die Rückkopplung auf der Leitung 38 von einem Signal auf einer Leitung 52, das durch einen Begrenzer 54 geliefert wird. Der Begrenzerschaltung 54 wird ein Flugzeuglongitudinalgeschwindigkeitssignal (DOPPLER XVEL) auf einer Leitung 56 durch ein Geschwindigkeitsmeßsystem (nicht gezeigt) wie z.B. ein Doppler-Radarsystem geliefert.
Eine Geschwindigkeitstransformationsschaltung 60 transformiert das Signal XCOMPVEL auf der Leitung 8, welches ein auf die Grundebene bezogenes Signal ist, in ein auf Trägheitskoordinaten bezogenes longitudinales, komplementäres Geschwindigkeitssignal (XINERTVEL), das auf einer Leitung 62 geliefert wird, durch Benutzen des Flugzeugkurses gemäß der folgenden Gleichung:
XINERTVEL = XCOMPVEL*COS(Ψ) - YCOMPVEL*SIN(Ψ) wobei:
XINERTVEL = auf Trägheitskoordinaten bezogenes longitudinales, komplementäres Geschwindigkeitssignal;
XCOMPVEL = auf die Grundebene bezogenes, londitudinales, komplementäres Geschwindigkeitssignal, das auf der Leitung 8 geliefert wird;
Ψ = KURS-Signal, das den Flugzeugkurs in bezug auf magnetisch Nord angibt und auf einer Leitung 64 durch eine Kursmeßvorrichtung wie z.B. einen Kompaß geliefert wird;
YCOMPVEL = auf die Grundebene bezogenes, laterales, komplementäres Geschwindigkeitssignal, das auf einer Leitung 66 durch ein komplementäres Filter geliefert wird, welches identisch dem Filter 6 ist, aber laterale Beschleunigungs- und gefilterte laterale Doppler-Geschwindigkeitseingangssignale benutzt.
Ein komplementäres Filter 68 ähnlich dem Filter 6 benutzt XINERTVEL auf der Leitung 62 und ein gefiltertes, longitudinales GPS-Positionssignal (FILTRPOS) auf einer Leitung 72, um ein auf Trägheitskoordinaten bezogenes, longitudinales, komplementäres Positionssignal (XCOMPPOS) auf einer Leitung 70 zu liefern.
Ein Summierpunkt 74 subtrahiert XCOMPPOS auf der Leitung 70 von XFILTRPOS auf der Leitung 72, um ein Rückführungssignal auf einer Leitung 76 an einen Proportionalverstärker 78 anzulegen, welcher ein Ausgangssignal auf einer Leitung 80 liefert, und an einen Integrator 82, welcher ein Ausgangssignal an einen Begrenzer 84 abgibt. Der Begrenzer 84 liefert ein Signal auf einer Leitung 86, welches zu dem Signal auf der Leitung 80 durch einen Summierpunkt 88 addiert wird, um ein Signal auf einer Leitung 90 an einen Summierpunkt 92 abzugeben. Der Summierpunkt 92 addiert das Signal auf der Leitung 90 mit XINERTVEL auf der Leitung 62, um ein Signal auf einer Leitung 94 an einen Integrator 96 abzugeben. Das Ausgangssignal des Integrators 96 wird an einen Begrenzer 98 abgegeben, der XCOMPPOS auf der Leitung 70 liefert.
Der Integrator 96 wird durch ein binäres SCHWEBEFLUGHALTEN-Signal (ausführlicher beschrieben in Fig. 2) gesteuert, das auf einer Leitung 100 geliefert wird. Ein SCHWEBEFLUGHALTEN-Signal mit dem Signalwert H zeigt an, daß die Flugparameter des Flugzeuges zum Zuschalten des Schwebeflughaltesystems nach der vorliegenden Erfindung akzeptabel sind. Der Integrator 96 integriert das Signal, das auf der Leitung 94 geliefert wird, wenn SCHWEBEFLUGHALTEN ein Signal mit dem Signalwert H ist, und liefert ein Ausgangssignal der Größe null, wenn SCHWEBEFLUGHALTEN ein Signal mit dem signalwert L ist.
XFILTRPOS auf der Leitung 72 ist ein gefiltertes, longitudinales GPS-Positionssignal, das an dem Ausgang eines Begrenzers 102 abgegeben wird, dem ein Positionsfehlersignal auf einer Leitung 104 durch eine Synchronisierschaltung 108 zugeführt wird. Dem Synchronisierer 108 wird ein Signal auf einer Leitung 114 aus dem Ausgang eines Tiefpaßfilters geliefert, welches Rauschen aus einem Longitudinalpositionssignal (GPS XPOS) herausfiltert, das auf einer Leitung 116 durch ein Positionserfassungssystem (nicht gezeigt) wie z.B. ein GPS- oder ein TACNAV-System geliefert wird. Die Synchronisierschaltung 108 liefert ein Fehlersignal als die Differenz zwischen einer Sollposition und einer Istposition und wird durch das SCHWEBEFLUGHALTEN-Signal gesteuert, das auf der Leitung 100 geliefert wird. Wenn SCHWEBEFLUGHALTEN ein Signal mit dem Signalwert L ist, liefert der Synchronisierer 108 ein Ausgangssignal null. Wenn SCHWEBEFLUGHALTEN ein Signal mit dem Signalwert H ist, liefert der Synchronisierer 108 ein Positionsfehlersignal, das die Differenz zwischen der longitudinalen Position des Flugzeuges bei dem Übergang von SCHWEBEFLUGHALTEN von L auf H und die Istlongitudinalposition angibt.
Das auf Trägheitskoordinaten bezogene, longitudinale, komplementäre Positionssignal XCOMPPOS auf der Leitung 70 wird an eine Synchronisierschaltung 122 angelegt. Der Synchronisierer 122 arbeitet ähnlich wie die Schaltung 108, mit der Ausnahme, daß er durch ein verzögertes SCHWEBEFLUGHALTEN-Signal gesteuert wird, das auf einer Leitung 126 durch deine Verzögerungsschaltung 128 geliefert wird, die Übergänge des auf der Leitung 100 gelieferten SCHWEBEFLUGHALTEN-Signals um eine halbe Sekunde verzögert. Der Synchronisierer 122 liefert deshalb ein auf Trägheitskoordinaten bezogenes, komplementäres, longitudinales Positionsfehlersignal (XPOSERR) auf einer Leitung 130, das die Drift in der Flugzeuglongitudinalposition ab der Position, in welcher das Flugzeug in den Schwebeflug eingetreten ist, angibt.
Das Signal XPOSERR auf der Leitung 130 wird an eine Transformationsschaltung 132 angelegt, die das auf Trägheitskoordinaten bezogene Signal XPOSERR in ein auf die Grundebene bezogenes Signal (XGPERR) transformiert, das auf einer Leitung 134 geliefert wird, indem der Flugzeugkurs gemäß der folgenden Gleichung benutzt wird:
XGPERR = XPOSERR*COS(Ψ) + YPOSERR*SIN(Ψ)
wobei:
XGPERR = auf die Grundebene bezogenes, komplementäres, longitudinales Positionsfehlersignal, geliefert auf der Leitung 134
XPOSERR = auf Trägheitskoordinaten bezogenes, komplementäres, longitudinales Positionsfehlersignal, geliefert auf der Leitung 130
YPOSERR = auf Trägheitskoordinaten bezogenes, komplementäres, laterales Positionsfehlersignal, geliefert auf einer Leitung 136 durch eine Schaltung ähnlich Fig. 1, wobei aber laterale Beschleunigungs-, Geschwindigkeits-, GPS-Positions- und Fluggeschwindigkeitseingangssignale benutzt werden
Ψ = Kurswinkel, geliefert auf der Leitung 64 und vorstehend beschrieben.
XGPERR auf der Leitung 134 wird an einen Proportionalverstärker 138 und an einen Integrator 140 angelegt. Das Ausgangssignal des Integrators 140 wird an einen Begrenzer 142 abgegeben, der ein Signal auf einer Leitung 144 an eine Abtast-Halteschaltung 146 anlegt. Das Ausgangssignal der Schaltung 146 wird auf einer Leitung 148 an einen Summierpunkt 150 abgegeben.
Die Integratorschaltung 140 wird durch ein verzögertes SCHWEBEFLUGHALTEN-Signal gesteuert, das auf einer Leitung 154 durch eine Verzögerungsschaltung 156 geliefert wird, welche SCHWEBEFLUGHALTEN-Übergänge, die auf der Leitung 100 erfolgen, um eine Sekunde verzögert.
Die Abtast-Halteschaltung 146 wird durch die Ausgangssignale von zwei Invertern 158, 160 gesteuert. Der Inverter 158 invertiert das verzögerte SCHWEBEFLUGHALTEN-Signal auf der Leitung 154 und gibt ein Rücksetzsignal (R) an die Schaltung 146 ab. Der Inverter 160 invertiert das SCHWEBEFLUGHALTEN-Signal auf der Leitung 100 und gibt ein Abtast-Haltesignal (S) an die Schaltung 146 ab.
Wenn das Signal SCHWEBEFLUGHALTEN von dem Signalwert L auf den Signalwert H übergeht, bringt der Inverter 160 die Schaltung 146 in eine "Folgen"-Betriebsart, in der die Schaltung als ein Verstärker mit der Verstärkung eins fungiert. Nach einer Verzögerung von einer Sekunde wird dem integrator 140 durch die Verzögerungsschaltung 156 befohlen, mit dem Integrieren des auf der Leitung 134 gelieferten Signals zu beginnen. Die Verzögerungsschaltung 156 gibt dem Proportionalwegsignal Zeit, die korrekte Größe zu erreichen, bevor der Integrator 140 zu integrieren beginnt, um eine "pendelnde" Bewegung zu verhindern.
Wenn das Signal SCHWEBEFLUGHALTEN auf der Leitung 100 von H auf L übergeht, bringt der Inverter 160 die Schaltung 146 in eine "Abtasten und Halten"-Betriebsart, in der das Signal auf der Leitung 144 abgetastet und der Wert auf der Leitung 148 gehalten wird. Nach einer Verzögerung von einer Sekunde setzt der Inverter 158 die Schaltung 146 auf null zurück, und die Verzögerungsschaltung 156 befiehlt dem Integrator 140, das Integrieren zu stoppen (d.h., das Ausgangssignal geht auf null). Die Abtast- Halteschaltung 146 minimiert transiente Vorgänge, wenn das Flugzeug in den Schwebeflug eintritt und aus demselben austritt.
Der Summierpunkt 150 addiert das Ausgangssignal der Abtast-Halteschaltung, das auf einer Leitung 148 geliefert wird, zu dem Ausgangssignal des Proportionalverstärkers 138, das auf einer Leitung 152 geliefert wird, und gibt das addierte Signal auf einer Leitung 162 an einen Begrenzer 164 ab. Das Ausgangssignal des Begrenzers 164 wird an eine EIN-AUSBLEND-Schaltung 166 angelegt, die ein Signal auf einer Leitung 168 an einen Summierpunkt 170 anlegt.
Die EIN-AUSBLEND-Schaltung 166 wird durch das Signal SCHWEBEFLUGHALTEN auf der Leitung 100 gesteuert. Wenn das Signal SCHWEBEFLUGHALTEN von L auf H übergeht, ändert sich die Verstärkung der EIN-AUSBLEND-Schaltung 166 von null auf eins linear mit der Zeit über einem Intervall von einer Sekunde. Wenn das Signal SCHWEBEFLUGHALTEN von H auf L übergeht, ändert sich die Verstärkung umgekehrt von eins auf null. Die Schaltung 166 blendet infolgedessen das durch den Begrenzer 164 gelieferte Signal ein und aus, wenn das Flugzeug in einen und aus einem Schwebeflug geht, und verhindert, daß große transiente Vorgänge auf der Leitung 168 erscheinen.
Der Summierpunkt 170 addiert das Positionsfehlersignal, das auf der Leitung 168 geliefert wird, mit einem konditionierten Windkompensationssignal, das auf einer Leitung 172 durch eine EINAUSBLEND-Schaltung 174 geliefert wird. Die Schaltung 174 fungiert ähnlich wie die Schaltung 166, wird aber durch ein digitales WINDCOMP-EIN-AUSBLEND-Signal (ausführlich in Fig. 2 beschrieben) gesteuert, das auf einer Leitung 176 geliefert wird. Das Eingangssignal der EIN-AUSBLEND-Schaltung 174 wird durch einen Begrenzer 178 geliefert, der das Signal konditioniert, das auf einer Leitung 180 durch eine Ableitungsfunktionsschaltung 182 geliefert wird, welche einen Summierpunkt 182 umfaßt, der ein Signal, das auf einer Leitung 184 durch einen Proportionalverstärker 186 geliefert wird, zu einem Signal auf einer Leitung 188 addiert, das durch eine Vorhalt-Verzögerungs-Änderungsgeschwindigkeitsschaltung 190 geliefert wird. Die Ableitungsfunktionsschaltung 182 "verstärkt" das auf der Leitung 196 gelieferte Signal, wenn es sich schnell ändert, und sorgt deshalb für ein besseres Ansprechen des Flugzeuges im Schwebeflug auf Windböen. Der Summierpunkt 170 verändert deshalb das Flugzeugpositionsfehlersignal, um die Auswirkungen von Wind auf das Flugzeug vorauszubestimmen.
Das Eingangssignal der Schaltungen 186 und 190 wird auf einer Leitung 192 durch ein Tiefpaßfilter 194 geliefert. Das Filter 194 filtert ein berechnetes, longitudinales Windkompensationssignal (XWINDCOMP), das auf einer Leitung 196 durch einen Summierpunkt 198 geliefert wird, welcher XCOMPVEL auf der Leitung 8 von einem longitudinalen Fluggeschwindigkeitssignal XAIRSPEED subtrahiert, das auf einer Leitung 200 durch ein Fluggeschwindigkeitsmeßsystem (nicht gezeigt) wie z.B. das Omnidirectional Air Data System, das von PACER Systems, Inc. hergestellt wird, geliefert wird.
Das Ausgangssignal des Summierpunkts 170 ist ein Nickbefehlssignal (PITCH CMD), das auf einer Leitung 202 geliefert wird und durch ein Flugregelsystem (nicht gezeigt) benutzt wird, um die Flugzeuglongitudinalposition zu steuern.
Eine der Nickbefehlsschaltung 1 ähnliche Schaltung muß benutzt werden, um ein Rollbefehlssignal für das Flugzeugflugregelsystem zum Steuern der Flugzeuglateralposition zu liefern. Die einzigen Unterschiede zwischen der Rollbefehlsschaltung und der Nickbefehlsschaltung 1 sind: a) die Beschleunigungs-, Geschwindigkeits-, Positions- und Fluggeschwindigkeitseingangssignale (die Rollbefehlsschaltungsgegenstücke der Signale auf den Leitungen 2, 56, 116 und 200) geben die Parameter in der lateralen Achse des Flugzeuges an; b) die Lateralgeschwindigkeitstransformationsschaltung (Rollgegenstück der Schaltung 60) berechnet ein auf Trägheitskoordinaten bezogenes, laterales, komplementäres Geschwindigkeitssignal YINERTVEL (Rollgegenstück des Signals auf der Leitung 8) gemäß der Gleichung:
YINERTVEL = XCOMPVEL*SIN(Ψ) + YCOMPVEL*(Ψ);
c) die Positionstransformationsschaltung (Rollgegenstück der Schaltung 132) berechnet ein auf die Grundebene bezogenes, laterales, komplementäres Positionsfiltersignal YGPERR (Rollgegenstück des Signals auf der Leitung 134) gemäß der Gleichung:
YGPERR = - XPOSERR*SIN(Ψ) + YPOSERR*COS(Ψ).
Gemäß Fig. 2, auf die nun bezug genommen wird, wird das SCHWEBEFLUGHALTEN-Signal, das sowohl durch die Nickbefehlsschaltung 1 (Leitung 100) als auch durch die vorgenannte Rollbefehlsschaltung benutzt wird, wird durch eine UND-Schaltung 220 geliefert, die ein Signal mit dem Signalwert H auf der Leitung 100 liefert, wenn das Ausgangssignal einer PILOT SELEKT-Schaltung 221, das auf einer Leitung 222 geliefert wird, und das Ausgangssignal einer HALTESPEICHER-Schaltung 224, das auf einer Leitung 226 geliefert wird, den Signalwert H haben.
Die PILOT SELEKT-Schaltung 221 (die hier nicht im einzelnen gezeigt ist) kann einer der vielen Schalter sein, die im Stand der Technik bekannt sind und dem Piloten ein Mittel an die Hand geben, das automatische Schwebeflughaltesystem nach der vorliegenden Erfindung zu aktivieren.
Die HALTESPEICHER-Schaltung 224 ist eine bistabile Vorrichtung, die einen Setzsteuereingang (S) und einen Rücksetzsteuereingang (R) hat. Der Eingang S der Haltespeicherschaltung 224 wird durch das Ausgangssignal einer UND-Schaltung 228 gesteuert, das auf einer Leitung 230 geliefert wird, und der Eingang R wird durch das Ausgangssignal einer ODER-Schaltung 232 gesteuert, das auf einer Leitung 234 geliefert wird. Wenn das Setzsignal auf der Leitung 230 von dem Signalwert L auf den Signalwert H übergeht, wird das HALTESPEICHER-Ausgangssignal auf der Leitung 226 auf den Signalwert H gesetzt. Ein Übergang des Rücksetzsignals auf der Leitung 234 von dem Signalwert L auf den Signalwert H bewirkt, daß das HALTESPEICHER-Ausgangssignal auf der Leitung 226 auf den Signalwert L rückgesetzt wird.
Die UND-Schaltung 228 hat acht Eingangssignale, die auf Leitungen 240-247 durch Komparatorschaltungen 250-257 geliefert werden. Die UND-Schaltung 228 liefert ein Signal mit dem Signalwert H auf der Leitung 230, wenn die Signale auf den Leitungen 240- 247 den Signalwert H haben. Die Komparatoren 250, 251 liefern Ausgangssignale mit dem Signalwert H, wenn die Flugzeuglongitudinal- bzw. -lateralbeschleunigungen kleiner als fünf Fuß pro Quadratsekunde sind. Die Komparatoren 252, 253 liefern Ausgangssignale mit dem Signalwert H, wenn die Flugzeuglongitudinal- bzw. -lateralgeschwindigkeiten kleiner als drei Fuß pro Sekunde sind. Die Komparatoren 254, 255 liefern Ausgangssignale mit dem Signalwert H, wenn die Flugzeugnick- bzw. -rolländerungsgeschwindigkeiten kleiner als fünf Grad pro Sekunde sind. Die Komparatoren 256, 257 liefern Ausgangssignale mit dem Signalwert H, wenn die Kraft, die durch den Piloten auf den Flugsteuerknüppel in der Nick- bzw. Rollachse ausgeübt wird, für mehr als eine halbe Sekunde null ist.
Die ODER-Schaltung 232 ist für vier Eingangssignale auf Leitungen 264-267 aus Komparatorschaltungen 258-261 vorgesehen. Die ODER-Schaltung 232 liefert ein Signal mit dem Signalwert H auf der Leitung 234 immer dann, wenn irgendeine der Leitungen 264- 267 ein Signal mit dem Signalwert H führt. Die Komparatoren 258, 259 liefern Signale mit dem Signalwert H, wenn die Longitudinal- bzw. Lateralgeschwindigkeit des Flugzeuges größer als 20 Fuß pro Sekunde ist. Die Komparatoren 260-261 liefern Signale mit dem Signalwert H, wenn der Pilot den Flugsteuerknüppel in der Nick- bzw. Rollachse um mehr als ein Prozent seines Gesamthubes in der betreffenden Achse verstellt.
Das WINDCOMP-EIN-AUSBLEND-Signal, das durch die Nick- und Rollbefehlsschaltungen benutzt wird, wird auf der Leitung 176 durch eine UND-SCHALTUNG 272 geliefert, die zwei Eingangssignale hat, welche auf Leitungen 274, 222 durch eine Komparatorschaltung 262 bzw. eine PILOT SELEKT-Schaltung 221 geliefert werden. Das Ausgangssignal der Komparatorschaltung 262 ist eine Signal mit dem Signalwert H, wenn die Vorwärtsgeschwindigkeit des Flugzeuges kleiner als zwanzig Fuß pro Sekunde ist.
Das Schwebeflughaltesystem nach der vorliegenden Erfindung schaltet sich deshalb automatisch zu, wenn der Pilot die PILOT SELEKT-Schaltung zugeschaltet hat und die Bedingungen der Komparatorschaltungen 250-257 erfüllt gewesen sind. Das System schaltet sich weg, wenn das Signal PILOT SELEKT abgeschaltet wird oder irgendeine der Bedingungen der Komparatoren 258-261 erfüllt ist.
Die Komparatorschaltungen 250-262 sind nicht im einzelnen gezeigt, es kann sich aber um irgendwelche im Stand der Technik bekannte Schaltungen handeln, die ein Eingangsparametersignal mit einem vorbestimmten Schwellengrenzwert vergleichen, um ein digitales Ausgangssignal mit dem Signalwert H zu liefern, wenn der Schwellengrenzwert überschritten wird.
Die vorliegende Erfindung kann unter Verwendung einer Analogschaltungsanordnung, einer zweckbestimmten Digitalschaltungsanordnung oder als ein Softwareprogramm unter Verwendung von im Stand der Technik bekannten Schaltungsentwürfen realisiert werden. Die Äquivalenz zwischen einer Analogschaltungsanordnung, einer zweckbestimmten Digitalschaltungsanordnung und Software ist in dem US-Patent Nr. 4 294 162 (Fowler et al) veranschaulicht (in anderem Zusammenhang).
Die Erfindung kann mit einer Vielfalt von Verzögerungszeiten, verschiedenen Arten der Filterung und Begrenzung und mit anderen Entwurfscharakteristiken realisiert werden, um sie irgendeiner Implementierung anzupassen.

Claims

1. Hubschrauberpositionshalteregelsystem zum Liefern von Nick- und Rollbefehlssignalen während eines Schwebefluges, mit: einer Beschleunigungserfassungseinrichtung zum Liefern von auf die Grundebene bezogenen Beschleunigungssignalen (2), welche die Longitudinal- und Lateralbeschleunigungen des Hubschraubers angeben;

einer Geschwindigkeitserfassungseinrichtung zum Liefern von auf die Grundebene bezogenen Geschwindigkeitssignalen (56), welche die Longitudinal- und Lateralgeschwindigkeiten des Hubschraubers angeben;

einer Positionserfassungseinrichtung zum Liefern von auf die Grundebene bezogenen Longitudinal- und Lateralpositionsfehlersignalen (104), welche die Differenz zwischen der Position des Flugzeuges und einer vorbestimmten Position angeben;

einer Longitudinal- und Lateralfluggeschwindigkeitserfassungseinrichtung zum Liefern von Longitudinal- und Lateralfluggeschwindigkeitssignalen (200), welche die Longitudinal- und Lateralfluggeschwindigkeit des Hubschraubers angeben; und

einer Kurserfassungseinrichtung zum Liefern eines Kurssignals (64), dessen Größe (Ψ) den Kurs des Hubschraubers in bezug auf einen Punkt angibt;

gekennzeichnet durch:

eine Geschwindigkeitskomplementärfiltereinrichtung (6), die auf die Beschleunigungssignale (2) und die Geschwindigkeitssignale (56) anspricht, um auf die Grundebene bezogene, komplementäre Longitudinal- und Lateralgeschwindigkeitssignale (8) zu liefern, deren Größen (XCOMPVEL, YCOMPVEL) den Hochfrequenzanteil des Integrals der auf die Grundebene bezogenen Beschleunigungssignale (2) und den Niederfrequenzanteil der auf die Grundebene bezogenen Geschwindigkeitssignale (56) angeben;

eine Geschwindigkeitstransformationseinrichtung (60), die auf die komplementären Geschwindigkeitssignale (8) und das Kurssignal (64) anspricht, um die komplementären Geschwindigkeitssignale in auf Trägheitskoordinaten bezogene, komplementäre Geschwindigkeitssignale (62) (XINERTVEL, YINERTVEL) gemäß Gleichungen zu transformieren:

XINERTVEL = XCOMPVEL*COS (Ψ) - YCOMPVEL*SIN (Ψ)

YINERTVEL = XCOMPVEL*SIN (Ψ) + YCOMPVEL*COS (Ψ);

eine Positionskomplementärfiltereinrichtung (68), die auf die auf Trägheitskoordinaten bezogenen Geschwindigkeitssignale (62) und die Positionsfehlersignale (104) anspricht, um auf Trägheitskoordinaten bezogene, komplementäre Longitudinal- und Lateralpositionssignale (70) zu liefern, die den Hochfrequenzanteil des Integrals der auf Trägheitskoordinaten bezogenen Geschwindigkeitssignale und den Niederfrequenzanteil der Positionsfehlersignale angeben;

eine Synchronisationseinrichtung (122), die auf die komplementären Positionssignale (70) anspricht, um komplementäre Longitudinal- und Lateralpositionsfehlersignale (130) zu liefern, deren Größen (XPOSERR, YPOSERR) die Differenz zwischen der Istkomplementärposition und einer vorbestimmten Komplementärposition angeben;

eine Positionstransformationseinrichtung (132), die auf die komplementären Positionsfehlersignale (130) und das Kurssignal (64) anspricht, um die komplementären Positionsfehlersignale in auf die Grundebene bezogene, komplementäre Longitudinal- und Lateralpositionfehlersignale (XGPERR, XGPERR) gemäß den Gleichungen zu transformieren:

XGPERR = XPOSERR*COS(Ψ) + YPOSERR*SIN(Ψ)

YGPERR = YPOSERR*SIN(Ψ) + YPOSERR*COS(Ψ); und

eine Nick- und Rollbefehlssignaleinrichtung (170), die auf die auf die Grundebene bezogenen, komplementären Positionsfehlersignale (130) anspricht, um die Nick- und Rollbefehlssignale (202) zu liefern.

2. Hubschrauberschwebeflughalteregelsystem zum Liefern von Nick- und Rollbefehlssignalen während eines Schwebefluges nach Anspruch 1, weiter mit:

einer Winderfassungseinrichtung (198), die auf Fluggeschwindigkeitssignale (200) und die auf Trägheitskoordinaten bezogenen Geschwindigkeitssignale (8) anspricht, um Longitudinal- und Lateralwindgeschwindigkeitssignale (196) zu liefern, welche die Windgeschwindigkeit in der longitudinalen und lateralen Achse des Hubschraubers angeben;

wobei die Nick- und Rollbefehlssignaleinrichtung (170) auf die auf die Grundebene bezogenen, komplementären Positionsfehlersignale (XGPERR, YGPERR) und die Windgeschwindigkeitssignale (196) anspricht, um die Nick- und Rollbefehlssignale (202) zu liefern.

3. Hubschrauberschwebeflughalteregelsystem nach Anspruch 1, weiter mit:

einer Nick- und Rolländerungsgeschwindigkeitserfassungseinrichtung (254, 255) zum Liefern von Nick (244)- und Roll (255)- Änderungsgeschwindigkeitssignalen, welche die Nick- und Rolländerungsgeschwindigkeiten des Hubschraubers angeben;

einer Steuerknüppelkrafterfassungseinrichtung (256, 257, 260, 261) zum Liefern eines Steuerknüppelkraftsignals (246, 247; 266, 267), das die Kraft angibt, die auf den Hubschraubersteuerknüppel ausgeübt wird; und

einer Verknüpfungseinrichtung (228, 232, 224, 220), die auf die Beschleunigungssignale (130), die Geschwindigkeitssignale (56), die Nick- und Rolländerungsgeschwindigkeitssignale (244, 255) und die Steuerknüppelkraftsignale (246, 247; 266, 267) anspricht, um die Nick- und Rollbefehlssignale (202) automatisch Zu- und Wegzuschalten.

4. Hubschrauberschwebeflughalteregelsystem nach Anspruch 1, wobei:

die Geschwindigkeitskomplementärfiltereinrichtung (6) aufweist: a) eine erste Summierpunkteinrichtung (10) zum Liefern eines ersten summierten Signals (12), das die Summe des Geschwindigkeitssignals (56) und des komplementären Geschwindigkeitssignals (8) angibt; b) eine erste Proportionalverstärkungseinrichtung (14) zum Liefern eines ersten Verstärkungssignals (16), das zu dem ersten summierten Signal (12) proportional ist; c) eine erste Integratoreinrichtung (18) zum Liefern eines ersten Integralsignals, welche das Integral des ersten summierten Signals (12) angibt; d) eine erste Begrenzereinrichtung (20) zum Liefern eines ersten Begrenzungssignals (22), welches das erste Integralsignal, begrenzt innerhalb einer vorbestimmten Funktionskurve, angibt; e) eine zweite Summierpunkteinrichtung (24) zum Liefern eines zweiten summierten Signals (26), das die Summe des ersten Begrenzungssignals (22) und des Verstärkungssignals (16) angibt; f) eine dritte Summierpunkteinrichtung (28) zum Liefern eines dritten summierten Signals (30), das die Summe des zweiten summierten Signals (26) und des Beschleunigungssignals (2) angibt; g) eine zweite Integratoreinrichtung (32) zum Liefern eines zweiten Integralsignals, welches das Integral des dritten summierten Signals (30) angibt; h) eine zweite Begrenzereinrichtung (34) zum Liefern des komplementären Geschwindigkeitssignals (8), welches das zweite Integralsignal, begrenzt innerhalb einer vorbestimmten Funktionskurve, angibt; und

wobei die Positionskomplementärfiltereinrichtung (68) aufweist: a) eine vierte Summierpunkteinrichtung (74) zum Liefern eines vierten summierten Signals (76), welches die Summe des komplementären Positionssignals (70) und des Positionsfehlersignals (104) angibt; b) eine zweite proportionale Verstärkungseinrichtung (78) zum Liefern eines zweiten Verstärkungssignals (76), das zu dem vierten summierten Signal (76) proportional ist; c) eine dritte Integratoreinrichtung (82) zum Liefern eines dritten Integralsignals, welches das Integral des vierten summierten Signals (76) angibt; d) eine dritte Begrenzereinrichtung (84) zum Liefern eines dritten Begrenzungssignals (86), welches das dritte Integralsignal, begrenzt innerhalb einer vorbestimmten Funktionskurve, angibt; e) eine fünfte Summierpunkteinrichtung (88) zum Liefern eines fünften summierten Signals (90), welches die Summe des dritten Begrenzungssignals (86) und des zweiten Verstärkungssignals (80) angibt; f) eine sechste Summierpunkteinrichtung (92) zum Liefern eines sechsten summierten Signals (94), welches die Summe des fünften summierten Signals (90) und des trägheitsbezogenen Geschwindigkeitssignals (62) angibt; g) eine vierte Integratoreinrichtung (96) zum Liefern eines vierten Integralsignals, welches das Integral des sechsten summierten Signals (94) angibt; h) eine vierte Begrenzereinrichtung (98) zum Liefern des komplementären Positionssignals (70), welches das vierte Integralsignal, begrenzt innerhalb einer vorbestimmten Funktionskurve, angibt.

5. Hubschrauberschwebeflughalteregelsystem nach Anspruch 2, weiter mit:

einer Einrichtung (166, 174) zum Ein- und Ausblenden der auf die Grundebene bezogenen Positionsfehlersignale (XGPERR, YGPERR) und der Windgeschwindigkeitssignale (196) als eine Funktion der Zeit.

6. Verfahren zum Bestimmen von Nick- und Rollbefehlen für einen Hubschrauber während eines Schwebefluges, beinhaltend die Schritte:

Erfassen der Longitudinal- und Lateralbeschleunigungen des Hubschraubers;

Erfassen der Longitudinal- und Lateralgeschwindigkeiten des Hubschraubers; und

Vergleichen der laufenden Longitudinal- und Lateralhubschrauberpositionen mit vorbestimmten Longitudinal- bzw. Lateralpositionen;

gekennzeichnet durch die Schritte:

Vereinigen des Hochfrequenzanteils des Integrals der Hubschrauberlongitudinal- und -lateralbeschleunigungen mit dem Niederfrequenzanteil der Longitudinal- bzw. Lateralgeschwindigkeiten; Transformieren der vereinigten Longitudinal- und Lateralgeschwindigkeiten in auf Trägheitskoordinaten bezogene Longitudinal- und Lateralgeschwindigkeiten unter Verwendung des Hubschrauberkurses;

Vereinigen des Hochfrequenzanteils des Integrals der auf Trägheitskoordinaten bezogenen Longitudinal- und Lateralgeschwindigkeiten mit dein Niederfrequenzanteil der verglichenen Longitudinal- bzw. Lateralpositionen;

Vergleichen der vereinigten Positionen mit vorbestimmten vereinigten Positionen; und

Transformieren der verglichenen vereinigten Positionen mit auf die Grundebene bezogenen Nick- und Rollbefehlen unter Verwendung des Hubschrauberkurses.

7. Verfahren zum Bestimmen von Nick- und Rollbefehlen für einen Hubschrauber während eines Schwebefluges nach Anspruch 6, beinhaltend den weiteren Schritt:

Summieren der Longitudinal- und Lateralwindgeschwindigkeit mit den Nick- bzw. Pollbefehlen.