DE69217229T2 - System zur vertikalen steuerung für drehflügelflugzeug - Google Patents

Description

• Die Erfindung betrifft Flugsteuersysteme für Drehflügler, nämlich ein Flugsteuersystem für einen Hubschrauber, insbesondere betrifft die Erfindung solche Flugsteuersysteme, die einen mehrachsigen Seitenarm- Steuerknüppel und einen kollektiven Versetzungs-Steuerknüppel zum Steuern der kollektiven Blattsteigung des Fluggeräts verwenden.
• Flugsteuersysteme mit mechanischen Gestänge für Drehflügler, beispielsweise Hubschrauber, beinhalten einen zyklischen Steuerknüppel zum Vorgeben der Inklination oder Nicklage und der Rollage des Flugzeugs, Pedale zum Anweisen der Richtungs-Gierung, und einen schwenkbaren kollektiven Steuerknüppel für die Hubsteuerung. Diese Systeme bedeuten eine beträchtliche Arbeitsbelastung des Piloten, wenn dieser von Hand die Höhe des Fluggeräts steuert. Die in jüngerer Zeit aufgekommenen drahtgesteuerten Steuersysteme (vergleiche z.B. die US 4 420 808) verwenden eine einzelne vierachsige Seitenarmsteuerung, um sämtliche vier Achsen (Nicken, Rollen, Gieren und Kollektiv/Hub) des Fluggeräts anzuweisen.
• Die Seitenarmsteuerung ist ein cine begrenzte Versetzung aufweisender "Kraftknüppel", bei dem der Pilotenbefehl durch eine aufgebrachte Knüppelkraft anstatt einer Knüppel-Versetzung gegeben wird, wie es bei dem kollektiven Schwenkknüppel der Fall ist. Leider liefert aber die nur beschränkte Versetzung der Seitenarmsteuerung kaum fühlbare Rückkopplung für den Piloten. Während dies bei Gier- und zyklischen Manövern, bei denen das Flugzeug praktisch sofort anspricht (es ist wenig Energie aufzubringen, um das Flugzeug in eine Querneigungslage oder zum Gieren zu bringen) kein Problem darstellt, verhindert es möglicherweise, daß der Pilot das Ansprechverhalten der kollektiven Achse (die auf den Hauptrotor wirkende Last) wahrnimmt. Dies resultiert aus der eine lange Zeitkonstante aufweisenden Kennlinie der kollektiven Antwort. Der Verlust des "Steuerknüppelgefühls" bedingt, daß sich der Pilot auf Sekundär-Merkmale verlassen muß, beispielsweise Drehmoment- und Kollektiv-Cockpitanzeigen, um den Hub des Flugzeugs zu überwachen. Dies ist im Notfall und bei bodennahen Manövern (NOE = nap-of-the earth) eine an sich nicht notwendige Ablenkung für den Piloten.
• Die US-A-4 696 445 überwindet dieses Problem der kollektiven Rückkopplung durch selektives "Aufbrechen" des kollektiven Kanals in eine "Nachführbetriebsart" für NOE-Flüge. In der Nachführbetriebsart wird der kollektive Versetzungs-Steuerknüppel mit einer vierachsigen Seitenarmsteuerung kreuzgekoppelt, und es ist eine Einrichtung vorgesehen, um abhängig von dem von dem anderen Gerät ausgegebenen Stellungsbefehl dem jeweiligen Gerät die Autorität über den kollektiven Kanal abwechselnd und langsam abzuschwächen. Im Nachführbetrieb wird der Versetzungssteuerknüppel motorisch von einem Aktuator angetrieben, damit die in die Seitenarmsteuerung eingegebene Kraft nachgeführt wird. Der Pilot kann Kommandoeingaben zwischen dem einen und dem anderen Gerät wechseln; bei NOE-Manövern kann er den Versetzungssteuerknüppel (zwecks taktiler Rückkopplung) wählen, während bei einem Nicht-NOE-Flug er den Kraftsteuerknüppel verwenden kann.
• Allerdings gibt es zwei unterschiedliche Nachteile bei dem System nach der US-A-4 696 445. Das erste Problem ist die zunehmende Arbeitsbelastung des Piloten durch die abwechselnde Verwendung zweier Steuerknüppelgeräte beim Steuern eines Hochgeschwindigkeitsflugzeugs. Das zweite Problem ist die Unfähigkeit des Systems auf Grund der Kennwerte der Nachführbetriebsart, Höheneinstellungen präzise vorzugeben.
• Aus der US-A-5 001 646 sind ein automatisiertes Hubschrauberflugsteuersystem und ein dazugehöriges Verfahren bekanntgeworden. Dieser Stand der Technik offenbart eine Steuerungsentkopplung zwecks Reduzierung unerwünschter Hubschrauberreaktionen in anderen Achsen als in der von dem Piloten eingegebenen einen Achse, ferner aufgabenorientierte Steuerungsbetriebsarten, die automatisch ausgewählt werden, und eine automatische Motordrehmoment-Steuerung sowie Motordrehzalllbeschränkung. Insbesondere handelt es sich bei dem in der genannten Schrift offenbarten System um ein Beschleunigungsbefehls-Steuersystem für die Flugzeug-Längsachse. Die durch das Beschleunigungs-Befehlssystem geschaffene Steuerstrategie nach der US-A-5 001 646 besteht darin, daß der Pilot eine Steuerknüppeleingabe halten muß, um eine lineare Beschleunigung des Flugzeugs zu erreichen, und wenn die gewünschte Geschwindigkeit erreicht ist, wird der Steuerknüppel in eine neutrale Stellung losgelassen, so daß das Flugzeug die Sollgeschwindigkeit beibehält. Bezüglich der Nickachse des Fluggeräts ist diese Art von Steuerung erwünscht, um eine Trimm-Geschwindigkeit zu erreichen.
• Ein Ziel der vorliegenden Erfindung ist die Schaffung eines Vertikalsteuersystems, welches auf ein Vertikalsteuersignal seitens einer mehrachsigen Seitenarmsteuerung anspricht, indem es die Höhe des Flugzeugs dadurch ändert, daß es einen Einstellpunkt für die Vertikaländerungsgeschwindigkeit des Flugzeugs einplant.
• Ein weiteres Ziel der vorliegenden Erfindung ist die Verwendung eines Modells, welches Steuergesetzen innerhalb des Vertikalsteuersystems folgt, die auf das Vertikalsteuersignal in der Weise ansprechen, daß die Höhe des Flugzeugs präzise gesteuert wird.
• Ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Verwendung sowohl eines Vollversetzungs-Steuerknüppels als auch der Seitenarmsteuerung zur selektiven Bereitstellung von Befehlen für das Vertikalsteuersystem, wobei der Versetzungssteuerknüppel eine zeitlich durchgehende vollständige Autorität bei der Steuerung der kollektiven Blattsteigung aufweist, während die Seitenarmsteuerung eine begrenzte Steuerungsautorität über die kollektive Blattsteigung besitzt.
• Erreicht werden diese Ziele erfindungsgemaß durch ein Flugsteuersystem für einen Hubschrauber gemäß den Merkmalen des Anspruchs 1. Die abhängigen Ansprüche 2 bis 6 enthalten weitere Verbesserungen des Gegenstands des Anspruchs 1.
• Ein Vertikalsteuersystem für einen Dreliflügler empfängt Eingangssignale von einem kollektiven Versetzungssteuerknüppel sowie einer mehrachsigen Seitenarmsteuerung und plant über ein Flugzeugbefehlsmodell einen Einstellpunkt für die Vertikal-Änderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs als eine Funktion eines Vertikalbefehlssignals seitens der Seitenarmsteuerung, wobei der Einstellpunkt als Referenzgröße für einen Höhenänderungsgeschwindigkeits-Rückkopplungsweg verwendet wird, und ein integrierter Wert des Einstellpunkts für einen Höhen-Rückkopplungsweg verwendet wird, wobei der Einstellpunkt außerdem in einen Vorwärtssteuerungsweg eingegeben wird, der ein Invers-Fahrzeugmodell aufweist, um ein Befehlssignal zu liefern, das bezeichnend ist für denjenigen Befehl für die kollektive Flugzeug-Blattsteigung, der notwendig ist, um den gewünschten Einstellpunkt zu erreichen, wobei Signale aus sämtlichen drei Wegen summiert werden, um ein im Betrag und der Geschwindigkeit begrenztes Befehlssignal zu bilden, welches die Flugzeughöhe steuert, wenn die Flugzeughöhen-Haltefünktion von dem Piloten eingeschaltet wurde.
• Angewiesen wird die Flugzeug-Vertikaländerungsgeschwindigkeit ansprechend auf eine Kraft, die von dem Piloten in der vertikalen Achse der Seitenarmsteuerung aufgebracht wird, und das sich ergebende Geschwindigkeitssollsignal mit begrenzter Autorität wird derart konditioniert/geformt, daß der Pilot einen glatten Übergang vollziehen kann zwischen der Verwendung des über die gesamte Zeit volle Autorität aufweisenden, kollektiven Versetzungssteuerknüppels zum Steuern des vertikalen Flugzeughubs einerseits und der Seitenarmsteuerung andererseits. Wenn der Pilot das Halten der Höhe eingeschaltet hat, kann er die vertikale Flugzeug-Änderungsgeschwindigkeit dadurch steuern, daß er die entsprechende Kraft auf die Seitenarmsteuerung aufbringt, wobei dann der kollektive Versetzungssteuerknüppel die Kraft "nachführend verfolgt".
• Diese und weitere Ziele, Merkmal und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich deutlicher im Lichte der nachfolgenden detaillierten Beschreibung der besten Ausführungsform der Erfindung, wie sie in den begleitenden Zeichnungen dargestellt ist.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
• Fig. 1 ein Blockdiagramm eines Vertikalsteuersystems mit einem automatischen Flugsteuersystem (AFCS) und einem Primärflugsteuersystem (PFCS);
• Fig. 2 ein ganz allgemein gehaltenes Blockdiagramm der digitalen Elektronik des AFCS in Fig. 1;
• Fig. 3 ein Blockdiagramm eines Abschnitts der in dem AFCS nach Fig. 2 befindlichen Steuerlogik zur Bildung eines kollektiven Befehlssignals ansprechend auf einen Vertikalbefehl seitens der Seitenarmsteuerung in Fig. 1;
• Fig. 4 eine Darstellung der Höheneinschalt-/Ausschalt-Logik innerhalb des AFCS zum Steuern, wie das vertikale Steuersystem nach Fig. 1 auf Befehle seitens des AFCS anspricht;
• Fig. 5 eine Darstellung eines Griffs eines kollektiven Verlagerungssteuerknüppels nach Fig. 1 mit einem kollektiven Trimmfreigabeschalter; und
• Fig. 6 eine Darstellung eines Teils der Steuerlogik des PFCS in Fig. 1, der anspricht auf Signale von dem AFCS und dem kollektiven Versetzungssteuerknüppel, um einen Hauptrotor-Blattsteigungsbefehl und einen Befehl zum Positionieren des kollektiven Verlagerungssteuerknüppels bereitzustellen.
BESTER WEG ZUM AUSFÜHREN DER ERFINDUNG
• In Fig. 1 ist ein Vertikalsteuersystem 10 zum Steuern des Hubs 1 (nicht dargestellten) Drehflüglers dargestellt. Kollektive Eingangssignale werden an das Steuersystem von einem Verlagerungssteuerknüppel 11 und einer vierachsigen Seitenarmsteuerung 12 gegeben. Das Steuersystem 10 enthält ein Primäfflugsteuersystem (PFCS) 13 und ein automatisches Flugsteuersystem (AFCS) 14.
• Der Versetzungssteuerknüppel 11 befindet sich typischerweise links beim Pilotensitz und wird um einen Schwenkpunkt 15 verschwenkt. Die Stellung des Versetzungssteuerknüppels wird von einem linearen veränderlichen Differenztransformator (LVDT) 16 erfaßt, der ein für die Stellung des Steuerknüppels repräsentatives elektrisches Signal über eine Leitung 17 an das PFCS gibt.
• Die vierachsige Seitenarmsteuerung 12 ist ein mehrachsiger Krafttyp- Steuerknüppel, von dem ein Beispiel bei Diamond et al offenbart ist. Die Seitenarnisteuerung gibt an das AFCS über eine Leitung 18 ein Vertikalbefehlssignal, welches sich abhängig von dem Betrag der Kraft, mit der der Pilot auf die Seitenarnisteuerung in der vertikalen Achse einwirkt, verändert.
• Signale bezüglich einer Vertikalbeschleunigung, einer Vertikalgeschwindigkeit, einer Radarhöhe und einer barometrischen Höhe werden von Sensoren 19 erfaßt und über Leitungen 20 bis 23 auf das AFCS gegeben. Die typischerweise verwendeten Sensoren beinhalten einen barometrischen und einen Radar-Höhenmesser, einen Vertikalgeschwindigkeitsfühler und einen Vertikalbeschleunigungsmesser. Diese Signale können an das AFCS gemäß Darstellung über speziell reservierte elektrische Leitungen gegeben werden, sie können an das AFCS jedoch auch über einen digitalen Bus geliefert werden (z.B. einen Bus von Typ MIL- STD-1553, ARINC 429 oder 629, oder RS 422). Das AFCS berechnet ein kollektives Befehlssignal als Funktion der Signale auf den Leitungen 18, 20-23 und verschiedener vom Piloten auswählbarer diskreter Signale, die im folgenden noch diskutiert werden, und die über die Leitungen 24- 26 kommen, um das Befehlssignal über eine Leitung 27 an das PFCS zu geben.
• Das PFCS leifert über eine Leitung 28 ein Treibersignal an einen Servo 29, welcher den Versetzungssteuerknüppel derart bewegt, daß dieser dem kollektiven Befehlssignal auf der Leitung 27 folgt, und zwar unter Umständen (d.h. bei eingeschaltetem "Höhehalten"), die im folgenden noch näher erläutert werden. Das PFCS wählt und konditioniert außerdem die Signale auf den Leitungen 17 und 27 und liefert ein kollektives Blattsteigungsbefehlssignal über eine Leitung 30 zu einem Mischer 32, der einen Befehl für einen Hauptrotor 34 des Flugzeugs generiert, um dadurch die kollektive Blattstellung des Flugzeugs einzustellen.
• Bei der vorliegenden beispielhaften Ausführungsform der Erfindung gibt der kollektive Versetzungs-Steuerknüppel 11 andauernd vollständige Steuerungsautorität für die Blattsteigung des Hauptrotors 34 (d.h., die kollektive Steuerung ist niemals ausgeschaltet), während die Seitenarmsteuerung 12 ein beschränktes Autoritätsmodell darstellt, welches einem Vertikalgeschwindigkeitsbefehl/ einer Höhen-Halteantwort folgt. Die vorliegende Erfindung läßt sich am besten verstehen, wenn das AFCS und das PFCS getrennt diskutiert werden.
AFCS-BETRIEB
• Fig. 2 zeigt ein Ausführungsbeispiel des AFCS in Form eines elektronischen Steuersystems 34 auf Mikroprozessorbasis. Die Eingangssignale auf den Leitungen 18 und 20-23 werden von einem Eingangsport 38 empfangen, welches einen (nicht dargestellten) Analog-Digital-Wandler, einen (nicht gezeigten) Frequenz-Digital-Wandler oder irgendeine andere Einrichtung zur Signalaufbereitung enthält, die erforderlich ist, um die Eingangssignale in digitale Signale umzusetzen. Das AFCS enthält außerdem einen Mikroprozessor 40 (z.B. einen Intel 80286, Motorola 68020), einen Speicher 42 (z.B. einen RAM, UVPROM, EEPROM) und ein Ausgangsport 44. Das Eingangsport, der Mikroprozessor, der Speicher und das Ausgangsport sind sämtlich untereinander über einen Adressen-/Daten-Bus 46 in an sich bekannter Weise verbunden. Das Ausgangsport kann einen Digital-Analog-Wandler (nicht dargestellt), einen (nicht dargestellten) Parallel-Serien-Umsetzer und einen (nicht dargestellten) diskreten Ausgangstreiber enthalten. Das Ausgangsport liefert das kollektive Befehlssignal auf die Leitung 27.
• Fig. 3 zeigt ein Blockdiagramm eines Teils der Steuerlogik in dem AFCS zum Bilden eines kollektiven Befehlssignals ansprechend auf den von einer Seitenarmsteuerung kommenden Vertikalbefehl. Die Steuerlogik ist innerhalb des Speichers 42 abgespeichert und wird von dem Mikroprozessor 40 ausgeführt. Im Interesse der Klarheit ist die Steuerlogik als Blockdiagramm und nicht als Flußdiagramm dargestellt, wobei allerdings gesehen werden sollte, daß die beste Ausführungsform der Erfindung ein auf Mikroprozessorbasis beruhendes Steuersystem ist, in welchem die Steuerlogik nach Fig. 3 ebenso wie die im folgenden erläuterte Logik als Software ausgebildt ist, die von dem Mikroprozessor ausgeführt wird, wenn nichts anderes angegeben ist.
• Das Vertikalbefehlssignal auf der Leitung 18 von der Seitenarmsteuerung wird in einen Synchronisator 50 eingegeben, um jegliche Bereitschafts- Vorgabewerte zu beseitigen. Der Synchronisator 50 empfängt außerdem über eine Leitung 52 ein diskretes Signal NULLSW, welches festlegt, wann der Synchronisator das Vertikalbefehlssignal speichert. Wenn das Signal NULLSW gesetzt ist, wird von dem Synchronisator das derzeit auf der Leitung 18 anstehende Vertikalbefehlssignal gespeichert. Wenn allerdings NULLSW gelöscht ist, wird zum Dämpfen jeglichen hochfrequenten Rauschens die Differenz zwischen dem gespeicherten Vertikalbefehlssignal und dem auf der Leitung 18 anstehenden Signal in ein Nacheilfilter 54 eingegeben.
• Von der Höhen-Haltelogik 60 nach Fig. 4 werden verschiedene diskrete Signale als Funktion dreier diskreter Signale gesteuert. Die Logik empfängt über eine Leitung 24 ein diskretes Signal LEMSQ von dem Versetzungssteuerknüppel 11, welches bezeichnend dafür ist, wann der Pilot wünscht, daß die Höhen-Haltelogik die Stellung des Steuerknüppels erfaßt. Das diskrete Signal LEMSQ wird invertiert, um auf eine Leitung 63 ein Signal NLEMSQ zu geben. Fig. 5 veranschaulicht den Steuerknüppel 11 in größerer Einzelheit, darüber hinaus den kollektiven Trimm-Freigabeschalter 64 (auch als "Zitronenpresse" bezeichnet), die sich an dem Steuerknüppel befindet, um das diskrete Signal LEMSQ zu bilden. Erneut auf Fig. 4 bezugnehmend, besteht ein zweites diskretes Signal in dem Höhenfreigabe-Signal ALTSW, welches in die Logik über die Leitung 25 eingegeben wird, und welches (z.B. auf "1") gesetzt ist, wenn die Höhen-Haltefunktion von dem Piloten über dem im Cockpit des Flugzeugs befindlichen Schalter ausgewählt ist. Das dritte eingegebene Signal kommt über eine Leitung 26 und ist AFCS-Freigabesignal AFCSSW. Das diskrete Signal AFCSSW wird ebenfalls von einem im Cockpit befindlichen, vom Piloten wählbaren Schalter geliefert, so daß AFCSSW gesetzt ist, wenn die AFCS eingeschaltet ist und gelöscht ist, wenn die AFCS ausgeschaltet ist. Die drei diskreten Signale auf den Leitungen 25-26 und 63 werden auf ein UND-Gatter 74 gegeben, welches ermittelt, ob das Halten der Höhe eingeschaltet ist, und welches ein Signal ALTON über eine Leitung 76 abgibt, welches bezeichnend für diesen Zustand ist. ALTON wird gesetzt, wenn die Höhen-Haltefunktion eingeschaltet ist und wird gelöscht, wenn die Höhen-Haltefunktion ausgeschaltet ist.
• ALTON wird in ein weiteres UND-Gatter 78 eingegeben, welches auf einer Leitung 80 ein Ausgangssignal ALTON 1 bildet, welches dann gesetzt ist, wenn sowohl ALTON gesetzt ist als auch der Betrag der Vertikal-Änderungsgeschwindigkeit kleiner als etwa 1,8 m/s (6 Fuß/Sekunde) ist. Eine Prüffünktion 82 prüft das Signal der Vertikal- Änderungsgeschwindigkeit und setzt ein diskretes Signal auf einer Leitung 84 dann, wenn der Betrag der Geschwindigkeit weniger als etwa 1,8 m/s (6 Fuß/Sekunde) ist. Wenn irgendeines der Signale am Eingang des UND-Gatters 78 gelöscht ist, ist auch ALTON 1 gelöscht. Eine Verzögerungsfünktion 86 für eine Sekunde verzögert jegliche Einschwingvorgänge von ALTON 1 um eine Sekunde, bevor die Änderung des Signals sich über die Ausgangsleitung 88 ausbreiten kann.
• Das Signal ALTON wird außerdem von einem Negator 90 invertiert und an einen Rücksetzeingang 92 eines Zwischenspeicher 94 gegeben, so daß das Ausgangssignal ALTOND des Zwischenspeichers auf einer Leitung 96 immer dann gelöscht wird, wenn ALTON gelöscht ist. Wenn allerdings ALTON gesetzt ist, wird der Zustand von ALTOND durch das Signal auf der Leitung 88 gesteuert, das in den Dateneingang des Zwischenspeichers eingegeben wird. Wenn in diesem Fall ALTOND gelöscht ist, wird es gesetzt, wenn der Datenwert am Eingang auf der Leitung 88 gesetzt ist. ALTOND wird nur dann gelöscht, wenn der Rücksetzeingang gesetzt ist, und wird nur dann gesetzt, wenn sowohl das Signal auf der Leitung 88 als auch ALTON gesetzt sind.
• Das Signal ALTOND wird auf einen Rücksetzeingang 98 eines zweiten Zwischenspeichers 100 gegeben, so daß immer dann, wenn ALTOND gesetzt ist, der Ausgang des zweiten Zwischenspeichers, ALTON2 auf einer Leitung 102 gelöscht ist. Wenn ALTON gelöscht ist, wird ALTON2 dann gesetzt, wenn ALTON gesetzt ist. Die Arbeitsweise des Zwischenspeichers 94 und 102 läßt sich am besten durch folgende Wahrheitstabelle zusammenfassen: TABELLE 1
• wobei x = beliebig.
• Es sollte gesehen werden, daß bei der Darstellung der Betriebsweise der vorliegenden Erfindung bestimmte Zahlenwerte (z.B. die Verzögerung um 1 Sekunde) innerhalb der vorliegenden Beschreibung auftauchen, wobei allerdings diese speziellen Zahlenwerte lediglich beispielhaften Charakter haben und für eine Anzahl beispielhafter Ausführungsbeispiele der Erfindung stehen, so daß der Schutzumfang der Erfindung durch diese speziellen Zahlenangaben nicht eingeschränkt wird. Darüber hinaus ist ersichtlich, daß die hier angegebenen speziellen Zahlenwerte nach Maßgabe der Erfordernisse des jeweiligen Systems variiert werden können, so daß sämtliche hier angegebenen Zahlenwerte ausschließlich beispielhaften Charakter haben, wenn nicht ausdrücklich gesagt ist, daß ein bestimmter Zahlenwert innerhalb eines bestimmten Wertebereichs liegen soll.
• Es soll auf den Umstand hingewiesen werden, daß bei einem im Echtzeitbetrieb arbeitenden Steuersystem wie beispielsweise dem erfindungsgemäßen Flugsteuersystem Mikroprozessor-Verzögerungsfunktionen von einer Sekunde nicht akzeptierbar sind. Während einer eine Sekunde dauernden Verzögerung übernimmt der Mikroprozessor 40 (Fig. 2) also andere, dem Entwickler von Steuersystemen bekannte Aufgaben, bis der Zeitraum der einen Sekunde verstrichen ist.
• Wieder auf Fig. 3 bezugnehmend, bildet das Nacheilfilter 54 ein gefiltertes Signal auf einer Leitung 106 für eine Steuerknüppel-Formgebungskarte 108. Die Formgebungskarte besitzt ein totes Band, um unbeabsichtigte Vertikalgeschwindigkeitsbefehle auf der Leitung 18 zu verringern, die möglicherweise auftreten, wenn der Pilot Nick- oder Rollbefehle gibt, indem er die Seitenansteuerung betätigt. Die Steuerknüppel-Formgebungskarte empfängt das gefilterte Signal und liefert einen planmäßigen Ausgangswert auf eine Leitung 110. Der planmäßige Ausgangswert wird dann in eine Ausblendfünktion 112 eingegeben, deren Betrieb von einem diskreten Signal ATLOND auf der Leitung 96 gesteuert wird. Wenn das Signal ALTOND vom gelöschten in den gesetzten Zustand übergeht (z.B. von 0 auf 1), blendet die Einblendfunktion 110 innerhalb einer kurzen Zeitspanne das Signal von der Formgebungskarte 108 auf die Leitung 114 ein. Während ALTOND gesetzt bleibt, gelangt das Signal von der Formgebungskarte über die Einblendfunktion 112 auf die Leitung 114. Wenn das Signal ALTOND vom gesetzten auf den gelöschten Zustand übergeht (d.h. von 1 auf 0), blendet die Einblendungsfunktion das Signal von der Formgebungskarte derart aus, daß das Signal auf der Leitung 114 allmählich den Zustand Null annimmt.
• Die Einblendfunktion 112 arbeitet im Verein mit einer unten noch zu erläuternden Logik in der Weise, daß die AFCS-Steuerung für die Hauptrotor-Blattsteigung eingeschaltet/ausgeschaltet wird. Das heißt, wenn das Halten der Höhe ausgeschaltet ist (d.h. wenn ALTON gelöscht ist), spricht das AFCS nicht mehr auf das von der Seitenarmsteuerung über die Leitung 18 kommende Vertikalbefehlssignal an, und die Blattsteigung des Hauptrotors wird lediglich über den Versetzungssteuerknüppel 11 gesteuert.
• Das Signal auf der Leitung 114 wird in ein Befehlsmodell 116 angegeben, welches bei dieser beispielhaften Ausführungsform ein Nacheilfilter erster Ordnung ist. Das Befehlsmodell liefert auf eine Leitung 118 ein Signal, welches die vertikale Soll-Änderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs ist. Im allgemeinen bestimmen sich die Kennwerte des Befehlsmodells durch die dynamischen Gegebenheiten der gesteuerten Anlage (z.B. durch die Dynamik des Rotorsystems).
• Das vertikale Soll-Geschwindigkeitssignal wird auf ein inverses Flugzeugmodell 120, einen Integrator 122 und einen Summierpunkt 124 gegeben. Das Inversmodell repräsentiert das Inverse der Flugzeugdynamik und läßt sich als Voreilfilter ausgestalten. Das Modell liefert ein Signal an eine Grenzwertfünktion 125, die ein Signal auf eine Leitung 126 gibt. Die Kennlinie des Voreilfilters, beispielsweise seine Verstärkung, seine Zeitkonstante und sein Dämpfungskoeffizient (falls gegeben) werden ausgewäffit als eine Funktion der Flugzeug-Luftgeschwindigkeit, um die Empfindlichkeit des Steuersystems gegenüber hohen Luftgeschwindigkeiten zu reduzieren.
• Der Integrator 122 integriert zeitlich das vertikale Sollgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 118 und liefert auf eine Leitung 127 ein Ausgangssignal, welches kennzeichnend ist für die Sollhöhe des Flugzeugs. Der Integrator enthält Grenzwerte, um Probleme beim Hochintegrieren in einem diskreten Zeitsteuersystem oder für den Fall zu vermeiden, daß es zu einer Sättigung der Operationsverstärker in einem zeitlich kontinuierlichen Steuersystem kommt. Das Sollhöhensignal auf der Leitung 127 wird auf einen Summierpunkt 128 gegeben, der den Fehler zwischen der Sollhöhe und dem Ist-Flugzeughöhensignal auf einer Leitung ermittelt. Das Abweichungssignal wird über eine Leitung 132 auf einen Proportional-Integral-Kompensator 134 gegeben, der über eine Leitung 136 ein Ausgangssignal auf einen Summierpunkt 138 gibt.
• Der Kompensator 134 enthält typischerweise einen Proportional- oder einen Proportional-Integral-Regler. Allerdings basiert wie bei jedem anderen Steuersystem die Dynamik des Kompensators auf dem speziellen zu steuernden System und ist abhängig von den Erfordernissen dieses Systems zu wählen. Als Beispiel kann der Kompensator ein Proportional-Integral-Differenzial-Regler sein (d.h. ein PID-Regler). Regler sind auf dem Gebiet der Steuersystemtechnik bekannt.
• Die Signale, die kennzeichnend sind für die Flugzeugbeschleunigung, die Flugzeuggeschwindigkeit, die Radarhöhe und die barometrische Höhe, werden sämtlich über die Leitungen 20 bis 23 in die Höhenberechnungslogik 140 eingegeben. Die Berechnungslogik 140 verwendet die vier Signale zum Berechnen von gefilterten Werten der Ist-Flugzeughöhe und der Ist-Flugzeughöhenänderungsgeschwindigkeit, um diese beiden Signale auf den Leitungen 142 bzw. 144 bereitzustellen.
• Das Isthöhensignal auf der Leitung 142 wird in einen Synchronisator 146 eingegeben, dessen Betrieb von dem diskreten Signal ALTOND gesteuert wird. Der Synchronisator 146 liefert das Signal über die Leitung 130. Wenn ALTOND gelöscht ist, speichert der Synchronisator kontinuierlich das Höhensignal, welches sich derzeitig auf der Leitung 142 befindet, wobei das Ausgangssignal Null beträgt, das heißt das Signal auf der Leitung auf dem Wert Null gehalten wird. Wenn das Signal ALTOND vorn gelöschten in den gesetzten Zustand übergeht, hält der Synohronisator das Höhensignal auf der Leitung 142, welches zuletzt gespeichert wurde, und bildet ein Signal bezeichnend für die Differenz zwischen dem gespeicherten Höhenwert und dem derzeit in den Synchronisator über die Leitung 142 eingegebenen Höhenwert. Wenn zum Beispiel das Signal ALTOND gesetzt ist und das Höhensignal auf der Leitung 142 etwa 1.220 m (4.000 Fuß) bedeutet und der Wert, der in dem Synchronisator gespeichert ist, etwa 1.067 m (3.500 Fuß) beträgt, entspricht das Signal auf der Leitung 130 etwa 153 m (500 Fuß). Die Höhe von etwa 1.067 m (3.500 Fuß) wurde deshalb gespeichert, weil es der Wert auf der Leitung 142 war, als das Signal ALTOND vorn gelöschten in den gesetzten Zustand überging. Wenn allerdings ALTOND gelöscht ist und das Signal der Höhe etwa 1.220 m (4.000 Fuß) entspricht, entspricht das Signal auf der Leitung 130 Null Fuß, und der Höhenwert von 4.000 Fuß wird in dem Synchronisator 146 gespeichert.
• Die Höhenberechnungslogik 140 berechnet außerdem die Geschwindigkeit der Höhenänderung, d(ALT)/dt, welches über die Leitung 144 auf einen prelifreien (TF) Schalter 146 gegeben wird. Die Arbeitsweise des TF-Schalters wird von dem diskreten Signal ALTON (Fig. 4) gesteuert. Der prellfreie Schalter (TFS) 146 schaltet um zwischen dem Signal auf der Leitung 144 und Masse (Null), und er liefert auf eine Leitung 148 ein Ausgangssignal.
• Das vertikale Sollgeschwindigkeitssignal von dem Befehlsmodell 116 wird auch in den Summierpunkt 124 eingegeben, der die Abweichung zwischen der Sollgeschwindigkeit, der Flugzeug-Höhenänderung und der Istgeschwindigkeit der Höhenänderung ermittelt. Das Höhengeschwindigkeits-Fehlersignal wird über eine Leitung 150 auf einen Verstärkungsteil 152 gegeben, der über eine Leitung 154 ein Signal auf eine Summierfunktion 138 gibt. Das Verstärkungsteil 152 kann eine Funktion der Luftgeschwindigkeit sein, um die Ernpfindliclikeit des Höhenänderungsgeschwindigkeits-Rückkopplungswegs (144, 148, 150, 154) gegenüber hohen Luftgeschwindigkeiten zu reduzieren. Das Signal auf der Leitung 150 gelangt auch auf ein Verstärkungsteil 204, welches über eine Leitung 206 ein Signal an einen Schalter 207 gibt, der von dem diskreten Signal ALTON2 auf der Leitung 102 gesteuert wird. Wenn ALTON2 gesetzt ist, wird der Schalter 207 geschlossen, und das Signal auf der Leitung 206 gelangt auf eine Leitung 208, so daß ein Vorspannsignal an dem (nicht gezeigten) Integralweg des Proportional-Integral- Reglers 134 gegeben wird. Das heißt: in dem Integralweg des Reglers 134 werden stromaufwärts bezüglich des Integrators die Signale auf den Leitungen 132 und 208 von einer Summierfunktion summiert, die sich stromaufwärts bezüglich des Integrators befindet, und ein für die Summe kennzeichnendes Signal wird in den (nicht gezeigten) Integrator eingegeben.
• Die Summierfünktion 138 summiert das Signal von dem Vorwärtsweg (114, 118, 126), dem Höhenrückkopplungsweg (142, 130, 132, 136) und dem Höhenänderungsgeschwindigkeits-Rückkopplungsweg (144, 148, 150, 154), um ein Signal über eine Leitung 156 an eine Begrenzungsfünktion 158 zu liefern. Die Begrenzungsfunktion liefert ein im Betrag begrenztes Signal an eine prellfreie (TF)-Schalterfunktion 160, deren Betrieb von dem diskreten Signal ALTON gesteuert wird. Der (nicht gezeigte) zweite Eingang zu dem TF-Schalter 160 wird auf Null gehalten, so daß der Schalter ein Ausgangssignal auf der Leitung 27 bildet, welches glatt übergeht in/von dem im Betrag begrenzten Signal seitens der Begrenzungsfunktion 158, wenn ein Übergang von ALTON stattfindet. Der TF-Schalter gewährleistet, daß es keine augenblicklichen Signaländerungen auf der Leitung 27 gibt, wenn sich der Zustand von ALTON ändert.
• Der TF-Schalter 160 arbeitet im Verein mit der Einblendfunktion 112, um die AFCS-Steuerung der Hauptrotor-Blattsteigung auszuschalten, wenn die Funktion des Haltens der Höhe ausgeschaltet ist. Wenn ALTON vom gesetzten (d.h. "1") Zustand übergeht in den gelöschten Zustand (d.h. "0"), wird der Wert auf der Leitung 27 sofort in der TF- Schalterfünktion gespeichert, um dann mit einer vorbestimmten, beschränkten Geschwindigkeit auf den Wert Null äberzugehen. Wenn ALTON gesetzt ist, liefert der TF-Schalter über die Leitung 27 die derzeitige Eingabe seitens der Begrenzungsfunktion 158.
• Das Befehlsmodell bildet einen Teil der dem Modell folgenden Steuerungsgesetze. Das Grundprinzip hinter dem Befehlsmodell besteht darin, daß für jede Steuerknüppeleingabe ein entsprechendes wiederholbares Ansprechverhalten des Flugzeugs gegeben ist. Das in Fig. 3 dargestellte Steuersystem enthält zwei Rückkopplungszweige und einen Vorwärts-Steuerzweig. Der erste Rückkopplungsweg basiert auf der Höhenänderungsgeschwindigkeit, wenn das Höhengeschwindigkeits- Fehlersignal auf der Leitung 150 über das Verstärkungsteil 152 an die Summierfünktion 138 geliefert wird. Der zweite Rückkopplungsweg basiert auf der Flugzeughöhe und liefert das Flugzeughöhen-Fehlersignal über die Leitung 130. Der Vorwärts-Steuerungsweg wird gebildet durch Kaskadierung des Befehlsmodells 116 und des inversen Modells 120, um das Signal auf der Leitung 126 zu bilden. Dieser Vorwärts-Steuerungsweg wird üblicherweise als Modellfolgeweg bezeichnet, weil das Ausgangssignal des Befehlsmodells ein Sollgeschwindigkeits-Ansprechverhalten liefert, welches an das Inversermodell 120 gegeben wird und zu einem Signal führt, mit dem das Flugzeug zu einem Ansprechverhalten gebracht wird, welches dem vertikalen Sollgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 118 entspricht.
• Eine in der vorliegenden Erfindung wichtige Betriebsweise ist der glatte Übergang vom ausgeschalteten Zustand des Haltens der Höhe in den eingeschalteten Zustand des Haltens der Höhe. Das Koppeln der Höhenhaltelogik mit dem kollektiven Trimmfreigabeschalter 64 ermöglicht dem Piloten, das Halten der Höhe einzuschalten/auszuschalten, ohne daß er die Hand von dem kollektiven Steuerknüppel nimmt. Wenn der Pilot den Wunsch hat, eine große Höhenänderung vorzunehmen, indem er den Versetzungssteuerknüppel einsetzt, drückt er den Trimmfreigabeschalter, der das Signal LEMSQ setzt und die Signale ALTON und ALTOND löscht. Dann kann der Pilot einen kollektiven Befehl über den Versetzungssteuerknüppel geben und auf die gewünschte Höhe steigen oder sinken. Wenn das Fluggerät sich in der Nähe der Sollhöhe befindet, läßt der Pilot den Trimmschalter 64 los, um LEMSQ zu löschen und sowohl ALTON als auch ALTON2 zu setzen (unter der Annehme, daß AFCSSW und ALTSW bereits gesetzt sind). Mit dem gesetzten Signal ALTON kann der Vertikalgeschwindigkeitsbefehl auf der Leitung 154 zu dem PFCS gelangen. um jegliche Steig- oder Sinkgeschwindigkeit zu verzögern. Das Vertikalgeschwindigkeits-Fehlersignal auf der Leitung 208 wird von dem Regler 134 integriert, um für einen glatteren Übergang beim Zurücksteigen oder -sinken auf Flügelhöhe (d.h. ebenen Flug) zu sorgen. Wenn der Betrag der Geschwindigkeit unter 6 Fuß/Sekunde abfällt, wird ALTON1 gesetzt, und eine Sekunde später wird ALTOND gesetzt, und ALTON2 wird gelöscht, damit das Flugzeug in einen Flughöhen-Haltemodus zurückgelangt. An dieser Stelle beginnt sowohl der Höhen- als auch der Höhenänderungsgeschwindigkeitsweg mit der Rückkopplung über die Leitung 127. Diese Konfiguration sorgt für einen glatten Übergang von einer Soll-Steiggeschwindigkeit/- Sinkgeschwindigkeit zurück zum ebenen Flug (d.h. zum Höhen-Haltemodus) mit minimalem Unter- oder Überschwingen, wenn der Pilot zum Steuern des Flugzeugs den kollektiven Versetzungssteuerknüppel verwendet.
PFCS-BETRIEB
• Bezugnehmend auf Fig. 6 sind zwei Eingänge für das PFCS 13 vorgesehen: der eine dient für das kollektive Versetzungsstellungssignal auf der Leitung 17, der andere für das kollektive AFCS-Steuersignal auf der Leitung 27. Das kollektive Versetzungs-Positionssignal wird auf ein Ableitungs-/Nacheilfilter (d.h. ein Auslöschfilter) 160 gegeben, welches über eine Leitung 162 ein Signal an eine Einblendfünktion 164 gibt. Der Betrieb der Einblendfünktion 164 wird von dem diskreten Signal NLEMSQ auf der Leitung 63 gesteuert. Die Einblendfünktion dienet dazu, ihr Eingangssignal innerhalb einer spezifischen Zeitspanne ein- oder auszublenden, wenn das diskrete Signal NLEMSQ seinen Zustand ändert, um plötzliche Änderungen zu verhindern.
• Das kollektive Versetzungsstellungssignal wird außerdem an eine Folge- /Halte-Funktion 166 gegeben, deren Betrieb von dem diskreten Signal LEMSQ gesteuert wird. Immer dann, wenn der kollektive Trimmfreigabeschalter 64 (Fig. 5) gedrückt wird, wird LEMSQ gesetzt, und die Steuerknüppelstellung auf der Leitung 17 wird sofort innerhalb der Folge-/Halte-Funktion als neue Trimmposition gespeichert, wobei das Ausgangssignal dem Eingangssignal der Folge-/Halte-Funktion entspricht. Wenn LEMSQ gelöscht ist, hält die Funktion das Ausgangssignal auf dem zuletzt gespeicherten Wert. Das Ausgangssignal der Folge-/Halte-Funktion verfolgt das Eingangssignal, wenn LEMSQ gesetzt ist, und wenn LEMSQ gelöscht ist, wird das Ausgangssignal der Folge-/Halte-Funktion gespeichert.
• Der kollektive AFCS-Befehl auf der Leitung 27 wird auf einen prellfreien (TF)-Schalter 170 gegeben, dessen Betriebsweise von dem diskreten Signal AFCSSW auf der Leitung 70 (Fig. 5) gesteuert wird. Wenn AFCSSW gesetzt ist, (d.h. den logischen Wert "1" hat), was bedeutet, daß der Pilot das AFCS eingeschaltet hat, ermöglicht der Schalter 170, daß das Signal auf der Leitung 27 auf eine Ausgangsleitung 174 gelangt. Wenn hingegen das Signal AFCSSW gelöscht ist, (d.h. den logischen Wert "0" hat), ist das AFCS ausgeschaltet, und das Signal auf der Leitung 176 mit dem Wert Null gelangt über den Schalter auf die Ausgangsleitung 174.
• Das Signal auf der Leitung 174 wird auf einen Begrenzer für den kollektiven Eingang, 178 gegeben, in welchem der Betrag und die Änderungsgeschwindigkeit des Signals begrenzt werden, und ein in der Geschwindigkeit begrenztes, entsprechendes Signal wird auf eine Leitung 180 ausgegeben. Das begrenzte Signal wird dann in einen Synchronisator 182 eingegeben, dessen Betrieb von dem diskreten Signal NLEMSQ derart gesteuert wird, daß, wenn NLEMSQ gesetzt ist, der Synchronisator 182 das Fehlersignal zwischen dem Signal auf der Leitung 180 und dem gespeicherten Trimmwert auf die Leitung 184 ausgibt. Das Ausgangssignal des Synchronisators wird mit dem Signal von der Folge-/Halte-Funktion 166 durch eine Summierfünktion 186 summiert, um auf der Leitung 28 ein Regelsignal zu bilden. Diese Summierung spannt den voller Autorität entsprechenden Befehl seitens des Versetzungssteuerknüppels 11 mit einem in der Geschwindigkeit begrenzten Signal seitens der AFCS-Vertikalsteuerlogik ansprechend auf die Seitensarmsteuerung nach Fig. 3 vor.
• Angenommen, die im Cockpit angeordneten Schalter, die das Halten der Höhe steuern, und das AFCS seien eingeschaltet (d.h. die diskreten Signale AFCSSW und ALTSW sind gesetzt), und der Pilot schaltet das Halten der Höhe ein, indem er den kollektiven Trimmschalter losläßt, wodurch LEMSQ gelöscht wird. Dies ermöglicht, daß Signale auf der Leitung 168 von dem AFCS durch die Summierfünktion 190 von anderen Signalen subtrahiert werden.
• Der Begrenzer für den Kollektiveingang liefert ein in der Geschwindigkeit begrenztes Signal, welches die in der Geschwindigkeit begrenzte Version des Signals auf der Leitung 188 ist, über die Leitung 180 sowohl an den Synchronisator 182 als auch an das Nacheilfilter 183. Der Betrieb des Synchronisators 182 wird von dem diskreten Signal NLEMSQ gesteuert. Das Ausgangssignal des Synchronisators wird über eine Leitung 184 auf eine Summierfünktion 186 gegeben, in der es mit dem Signal von der Folge-/Halte-Funktion 166 summiert wird, um über die Leitung 28 ein summiertes Ausgangssignal an den Versetzungssteuerknüppel zu liefern.
• Der AFCS Befehl auf der Leitung 188 wird auch in eine Summierfunktion 190 eingegeben. Signale auf den Leitungen 168 (gelöschte Kollektivstellung) und 194 (verzögerter, in der Geschwindigkeit begrenzter AFCS-Befehl) werden von dem Signal auf der Leitung 188 subtrahiert, um den Fehler zwischen dem AFCS-Befehl und dem gesamten in der Geschwindigkeit begrenzten Signal zu bilden. Die Verzögerungs- und Löschfilter machen es möglich, daß die Signale auf den Leitungen 180 und 17 mit einer Verstärkung von Eins kombiniert werden, während die hohen dynamischen Frequenzanteile gelöscht werden, die mit dem Zurücktreiben des kollektiven Versetzungssteuerknüppels verbunden sind, und jegliche Bereitschaftszustands-Folgefehler aus dieser Rücktreibfunktion beseitigen. Das Ausgangssignal der Summierfunktion 190 geht auf die Leitung 196. Dieses Signal wird von einer Funktion 198 in seiner Autorität beschränkt und auf eine Leitung 200 gegeben. Das in seiner Autorität beschränkte Ausgangssignal des Begrenzers für den Kollektiveingang auf der Leitung 200 wird mit der kollektiven Versetzungsstellung auf der Leitung 17 von einer Summierfunktion 202 summiert, um über die Leitung 30 auf die Mischfünktion 32 (Fig. 1) gegeben zu werden.
• Es versteht sich, daß der Schutzumfang der vorliegenden Erfindung nicht auf die spezifischen Verstärkungen, Verzögerungsfilter, Zeitkonstanten, Summierfunktionen und Begrenzungsfunktionen beschränkt ist, die hier genannt wurden. Vielmehr unterliegen in der Ausführung der vorliegenden Erfindung die speziellen Steuerungsgesetzmäßigkeiten Änderungen, die auf den dynamischen Eigenschaften der zu steuernden Anlage beruhen, (z.B. bei einem Kampfhubschrauber im Gegensatz zu einem zivilen Hubschrauber), sowie auf den Besonderheiten der jeweiligen Anlage. Beispielsweise kann das Invers-Modell von größerer als der ersten Ordnung sein. Ferner ist es nicht notwendig, daß das Flugsteuersystem aufgeteilt wird in ein PFCS und ein AFCS. Stattdessen braucht das System in einigen Fällen überhaupt nicht aufgetrennt zu sein, während in anderen Anwendungsfällen das System zusätzlich in weitere Untersysteme unterteilt sein kann, abhängig von Kriterien wie Zuverlässigkeit und Wartungsfreundlichkeit.
• An sich überflüssig zu sagen, daß die vorliegende Erfindung nicht auf ein Steuersystem auf Mikroprozessorbasis beschränkt ist. Das System läßt sich auch ohne Mikroprozessor als elektronisches System (entweder digital oder analog) ausgestalten.
• All die vorstehend genannten Abänderungen und Modifizierungen sind für die Erfindung nicht relevant, es reicht aus, wenn ein Vertikalsteuersystem für einen Drehflügler Eingangsgrößen von einem kollektiven Versetzungssteuerknüppel und einer mehrachsigen Seitenarmsteuerung empfängt und über ein Flugzeugbefehlsmodell einen Einstellpunkt für die vertikale Änderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs als Funktion eines Vertikalbefehlssignals seitens der Seitenarmsteuerung plant. Der Einstellpunkt dient als Referenzgröße für einen Höhenänderungsgeschwindigkeits-Rückkopplungsweg, und ein integrierter Wert des Einstellpunkts dient als Höhenrückkopplungsweg. Außerdem wird der Einstellpunkt in einen Vorwärts-Steuerweg eingegeben, der ein inverses Fluggerätmodell aufweist, um einen Befehlssignal zu liefern, der bezeichnend ist für denjenigen Befehl für die kollektive Flugzeug-Blattsteigung die notwendig ist, um den Soll-Einstelipunkt zu erreichen. Signale von sämtlichen drei Wegen werden summiert, um ein im Betrag und in der Geschwindigkeit begrenztes Befehlssignal zu bilden, welches die Flugzeughöhen-Änderungsgeschwindigkeit dann steuert, wenn die Flugzeughöhen-Haltefunktion von dem Piloten eingeschaltet ist.
• Die vorliegende Erfindung bildet eine Anweisung für die vertikale Flugzeugänderungsgeschwindigkeit in Abhängigkeit der Kraft, die von dem Piloten auf die vertikale Achse der Seitenarmsteuerung ausgeübt wird, und sie konditioniert/formt das sich ergebende in der Autorität begrenzte Geschwindigkeitsbefehlssignal in der Weise, daß der Pilot einen glatten Übergang vollziehen kann zwischen der Verwendung des jederzeit die volle Autorität aufweisenden kollektiven Versetzungssteuerknüppel zum Steuern des Vertikalhubs des Flugzeugs einerseits und der Seitenarm steuerung andererseits. Wenn der Pilot das Halten der Höhe eingeschaltet hat, kann er die Vertikal-Flugzeugänderungsgeschwindigkeit dadurch steuern, daß er die entsprechende Kraft auf die Seitenarmsteuerung ausübt, wobei der kollektive Versetzungssteuerknüppel diese Kraft dann "verfolgt".

Claims (6)

1. Flugsteuersystem (10) für einen Hubschrauber des Typs mit:

a) Sensoren (19), die Signale bzgl. der Ist-Hubschrauberhöhe und der Ist-Höhenänderungsgeschwindigkeit liefern,

b) einer Seitenarmsteuerung (12), die ein Vertikalhub-Befehlssignal liefert, welches bezeichnend ist für den gewünschten Hub entlang der vertikalen Achse, und

c) einem kollektiven Steuerknüppel (11), der ein kollektives Befehls signal liefert, welches bezeichnend ist für eine kollektive Soll-Blattsteigung;

d) wobei das Flugsteuersystem (10) den vertikalen Hub des Hubschraubers dadurch steuert, dass es an den Hauptrotor (34) des Hubschraubers einen Einstellpunktwert liefert, der bezeichnend ist für die kollektive Soll-Blattsteigung der Hubschrauber-Hauptrotorblätter,

dadurch gekennzeichnet, dass es außerdem aufweist:

e) eine Einrichtung (116), die für jeden Wert des ihr angebotenen Vertikalhub-Befehlssignals einen entsprechenden Sollwert für die Vertikal- Änderungsgeschwindigkeit des Hubschraubers bereitstellt;

f) eine Einrichtung zum Integrieren (122) des Soll-Signalwerts für die Vertikal-Änderungsgeschwindigkeit, um einen Sollhöhensignalwert bereitzustellen;

g) eine erste Einrichtung (128) zum Berechnen eines ersten Differenzwerts zwischen dem besagten Sollhöhensignalwert und dem Isthöhensignalwert des Hubschraubers und zum Bereitstellen eines Höhenfehlersignals, der bezeichnend ist für den ersten Differenzwert;

h) eine zweite Einrichtung (124) zum Berechnen eines zweiten Differenzwerts zwischen dem Sollsignalwert für die vertikale Änderungsgeschwindigkeit und dem Istsignalwert für die Höhenänderungsgeschwindigkeit des Hubschraubers, um ein Höhenänderungsgeschwindigkeits- Fehlersignal bereitzustellen, welches bezeichnend ist für den zweiten Differenzwert;

i) eine Invers-Modelleinrichtung (120, 125), um für jeden Wert des Sollsignals für die vertikale Geschwindigkeitsänderung einen kollektiven Vorwärts-Einstellpunktsignalwert bereit zu stellen, der bezeichnend ist für diejenige kollektive Blattsteigung, die erforderlich ist, damit der Hubschrauber aerodynamisch entlang seiner vertikalen Achse mit einer Geschwindigkeit anspricht, die durch den Solisignaiwert für die vertikale Geschwindigkeitsänderung eingestellt wird;

j) eine Einrichtung (138) zum Summieren des Höhenfehlersignalwerts, des Höhenänderungsgeschwindigkeits-Fehlersignalwerts und des kollektiven Vorwärts-Einstellpunktsignalwerts, um daraus als Summe einen modifizierenden kollektiven Blattsteigungsbefehlssignalwert zu bilden;

k) eine Einrichtung zum Summieren des kollektiven Befehlssignalwerts mit dem modifizierenden kollektiven Blattsteigungsbefehlssignalwert, um als Summe daraus den gewünschten kollektiven Blattsteigungs-Einstellpunktsignalwert zu erhalten; und

l) eine Ausgabeeinrichtung, um den gewünschten kollektiven Blattsteigungseinstellpunktsignalwert dem Hubschrauber-Hauptrotor (39) zu präsentieren, so dass durch Anweisen, dass die kollektive Blattsteigung der Hauptrotorblätter des Hubschraubers dem gewünschten kollektiven Blattsteigungseinstellpunktsignalwert gleicht, der Hubschrauber aerodynamisch entlang seiner vertikalen Achse in einer Weise anspricht, dass die Werte für das besagte Höhenfehlersignal und das besagte Höhengeschwindigkeitsfehlersignal dem Wert null nahekommen.

2. Flugsteuersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass

a) die Einrichtung zum Bereitstellen ein Nacheilfilter erster Ordnung (116) aufweist, welches auf jeden Wert des Vertikalhub-Befehlssignals anspricht; und

b) die Invers-Modell-Einrichtung (120, 125) ein Voreilfilter erster Ordnung (120) enthält, welches auf jeden der Sollwerte des Vertikaländerungsgeschwindigkeits-Signals anspricht.

3. Flugsteuersystem nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch

a) eine Einrichtung zur Betrags- und Geschwindigkeitsbegrenzung der modifizierenden kollektiven Blattsteigungsbefehlssignalwerte, um ein dafür bezeichnendes begrenztes Signal zu liefern; und

b) eine Einrichtung zum Bewegen des kollektiven Steuerknüppels ansprechend auf den Wert des begrenzten Signals derart, dass die Stellung des kollektiven Steuerknüppels die kollektive Steigung der Hauptrotorblätter (34) anweist.

4. Flugsteuersystem nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch eine Einrichtung (112) zum Einblenden und Ausblenden des befohlenen Modifiziersignals in die/aus der zweiten Summiereinrichtung in der Weise, dass die kollektive Blattsteigung der Hubschrauber-Hauptrotorblätter (34) ausschließlich ansprechend auf Werte des kollektiven Befehlssignals gesteuert wird, wenn das das Befehlssignal modifizierende Signal ausgeblendet wird und beim Einblenden das Befehls-Modifiziersignal ein Vorwert für das kollektive Befehlssignal ist.

5. Flugsteuersystem nach Anspruch 4, gekennzeichnet durch:

a) eine Einrichtung zum Verfolgen des kollektiven Befehlssignalwerts durch Bereitstellung eines Signalwerts, der gleich ist dem Wert des kollektiven Befehlssignals, wenn ein erstes diskretes Signal wahr ist, und zum Speichern des kollektiven Befehlssignalwerts, wenn das erste diskrete Signal falsch ist;

b) eine Einrichtung zur Betrags- und Geschwindigkeitsbegrenzung der modifizierenden kollektiven Blattstellungsbefehlssignalwerte, um ein dafür bezeichnendes begrenztes Signal bereitzustellen;

c) eine Synchronisiereinrichtung (146) zum Speichern jedes Werts des begrenzten Signals, wenn das erste diskrete Signal falsch ist, um ein Synchronisierausgangssignal gleich null bereitzustellen, wenn das erste Signal falsch ist, und um das Synchronisierausgangssignal mit einem Wert bereitzustellen, welcher gleich ist dem laufenden Wert des begrenzten Signals und dem gespeicherten Wert des begrenzten Signals; und

d) eine Bewegungseinrichtung zum Bewegen des kollektiven Steuerknüppels ansprechend auf den Wert des Synchronisierausgangssignals derart, dass die Stellung des kollektiven Steuerknüppels die kollektive Blattsteigung der Hauptrotorblätter vorgibt.

6. Flugsteuersystem nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Invers-Modelleinrichtung (120, 125) ein Voreilfilter (120) mindestens erster Ordnung enthält, welches den kollektiven Vorwärts-Einstellpunktsignalwert bereitstellt.