DE69222536T2

DE69222536T2 - Koordinierte kursabweichung bei niedrigen geschwindigkeiten für drehflügelflugzeug

Info

Publication number: DE69222536T2
Application number: DE69222536T
Authority: DE
Inventors: Walter Faull; Phillip Gold
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1991-08-28
Filing date: 1992-07-31
Publication date: 1998-02-05
Anticipated expiration: 2012-08-01
Also published as: WO1993005460A1; CA2114551C; IL102970A; CA2114551A1; IL102970A0; AU657359B2; JP3308531B2; ES2110517T3; US5213283A; EP0601016A1; JPH06510003A; AU2474492A; DE69222536D1; EP0601016B1; KR100244834B1

Description

Die Erfindung betrifft Flugsteuersysteme für Drehflügler, insbesondere solche Flugsteuersysteme, die für eine automatische Kurvenflug-Koordinationssteuerung sorgen. Genauer gesagt, betrifft die vorliegende Erfindung ein Niedriggeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinationssystem für einen Hubschrauber nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Ein koordinierter Kurvenflug eines Drehflüglers (z.B. eines Hubschraubers mit einem einzelnen Hauptrotor) ist als Kurvenflug mit Querneigungswinkel definiert, bei dem der Rumpf des Flugzeugs tangential bezüglich einer gekrümmten Flugbahn orientiert ist und die Nettobeschleunigung senkrecht auf dem Boden des Flugzeugs steht (keine Seitenschlupf-Vektoren). Bei dieser Art von Manöver ist die Steuerung der Gierachsenbefehle für den Heckrotor kritisch.
Aus der US-A-5,001,646 ist ein automatisiertes Hubschrauber-Flugsteuersystem bekannt. Die Druckschrift offenbart eine Vorrichtung und ein Verfahren zum Steuern des Flugs eines Hubschraubers, in welchem der Pilot Fahrzeugzustandänderungen vorgibt. Es ist eine Steuerungs-Entkopplung vorgesehen, um unerwünschte Ansprechreaktionen des Hubschraubers in anderen Achsen als der einen, vom Piloten eingegebenen Achse zu verringern, außerdem sind aufgabenorientierte Steuerungsbetriebsarten vorgesehen, die automatisch ausgewählt werden, ferner Beschränkungen bei der automatischen Steuerung des Motordrehmoments und der Rotordrehzahl. Insbesondere enthält dieses bekannte System ein Giersteuersystem. Der sich auf das bekannte System beziehende Prozeß umfaßt den Schritt des Ausschaltens einer Kurvenflugkoordinationssequenz, wenn die Flugzeuggeschwindigkeit unter einen Geschwindigkeitsschwellenwert absinkt, damit die nicht benötigten Berechnungen für die Kurvenflug-Koordination umgangen werden, wenn das Flugzeug sich mit niedriger Geschwindigkeit bewegt. Bei höheren Geschwindigkeiten gibt ein spezieller Schalter ein Kurvenkoordinationssignal aus, welches auf den Ausgang einer Summierfunktion addiert wird, um einen Gesamt- Giergeschwindigkeitsbefehl zu erzeugen. Der Kurvenflugkoordinations- Term ist die vorhergesagte Rumpfachsen-Giergeschwindigkeit, die erforderlich ist, um eine Seitenbeschleunigung von Null aufrechtzuerhalten, und wird berechnet als Schwerkraftbeschleunigung g, dividiert durch die Vorwärtsgeschwindigkeit v und multipliziert mit dem Sinus des Rollwinkels φ. Die genannte Druckschrift offenbart, daß ein Schalter bei höheren Geschwindigkeiten die Kurvenflugkoordination einschaltet.
Bei Steuersystemen mit mechanischen Gestängen erforderte ein koordinierter Kurvenflug, daß der Pilot gleichzeitig (über Seitenruderpedale) den richtigen Betrag für das Gieren eingab, angepaßt an das Maß der Roh-Eingabe, die über den zyklischen Steuerknüppel vorgegeben wird. Die jüngeren sogenannten Fly-By-Wire-Flugsteuersyteme (vgl. z. B. die Schriften US-A-4,003,532; US-A-4,067,517; US-A-4,206,891 und US- A-4,484,283, sämtlich der Anmelderin der vorliegenden Erfindung gehörig) liefern auf automatischem Wege die passende Giereingangsgröße. Das automatische Flugsteuersystem (AFCS) gibt eine koordinierende Giereingabe vor (typischerweise bei Luftgeschwindigkeiten oberhalb von 60 Knoten (etwa 30,8 m/s), basierend auf der gefühlten Geschwindigkeit des Giergeschwindigkeitskreisels. Das koordinierende Giersignal wird dann dazu benutzt, die Befehlssignale für den Haupt- und den Heckrotor so zu modifizieren, wie es notwendig ist, damit die seitliche Beschleunigung des Hubschraubers auf Null gebracht wird.
Die Kurvenflugkoordination bei niedrigen Geschwindigkeiten ist ein besonderes Problem bei Kampfhubschraubern, deren Einsatz es erfordert, daß sie zum Überleben unterhalb der Baumgrenze operieren. Das Operieren in einer solchen Umgebung macht es erforderlich, daß der Pilot den Hubschrauber bei niedrigen Geschwindigkeiten in engen Grenzen um Hindernisse wie Bäume, Gebäude etc. herum manövriert. In solchen engen Grenzen ist der Pilot mit erheblicher Arbeit belastet, da er sicherstellen muß, daß Bug und Heck des Flugzeugs beide auf dem gleichen Bodenweg fliegen, um zu verhindern, daß das Heck irgendwelche Hindernisse streift. Die Arbeitsbelastung erhöht sich zusätzlich, wenn das Wahrnehmungsvermögen des Piloten durch Dunkelheit, Nebel, Rauch oder durch Aufgaben aufgrund der Kampfhubschraubermission beeinträchtigt ist. Um die Gleichheit des Bodenwegs von Bug und Heck zu gewährleisten, mußte der Pilot von Hand sowohl zyklische als auch Giereingaben vornehmen.
Ein Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, ein verbessertes Modellfolge- Flugsteuersystem für einen Drehflügler zu schaffen, welches für eine automatische Kurvenflugkoordination bei geringer Geschwindigkeit sorgt.
Ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Bereitstellung eines verbesserten Modellfolge-Flugsteuersystems für einen Drehflügler, welches eine automatische Kurvenflugkoordination bei niedriger Geschwindigkeit bietet und den benötigten Gierbefehl liefert, damit Bug und Heck des Flugzeugs über dieselbe Bodenbahn fliegen.
Erreicht werden diese Ziele gemäß der Erfindung durch ein Kurvenflugkoordinationssystem für geringe Geschwindigkeiten eines Hubschraubers mit den Merkmalen des Anspruchs 1. Abhängige Ansprüche 2 bis 7 beinhalten weitere Verbesserungen des Gegenstands des Anspruchs 1.
Ein Drehflügler-Flugsteuersystem sorgt für eine automatische Kurvenflugkoordination während niedriger Betriebsgeschwindigkeiten des Flugzeugs in Abhängigkeit von Rollbefehlen, indem an den Heckrotor des Flugzeugs ein Gierbefehl geliefert wird, der basierend auf dem Querneigungswinkel des Flugzeugs und der Luftgeschwindigkeit berechnet wurde, um die gewünschte Kurvenfluggeschwindigkeit vorauszusagen, die - zusammen mit den Seitenbeschleunigungs- und Rollgeschwindigkeitssignalen für das Flugzeug - dazu benutzt werden, den Gierbefehl zu berechnen. Die vorliegende Erfindung reduziert die Arbeitsbelastung des Piloten, da eine Kurvenflugkoordination automatisch in dem Flugsteuersystem bereitgestellt wird, was die Steuerung des Flugzeugs in seiner Flugbahn verbessert aufgrund der dem System eigenen Fähigkeit, als Kurshaltesystem zu füngieren. Insbesondere bei niedrigen Geschwindigkeiten gewährleistet die vorliegende Erfindung, daß Bug und Heck des Flugzeugs über im wesentlichen die gleiche Bodenspur fliegen, was im Betrieb bei niedrigen Geschwindigkeiten in engen Grenzen die Sicherheit erhöht. Die Erfindung hat außerdem den Vorteil, daß die Arbeitsbelastung des Piloten verringert ist, da er nicht mehr von Hand einen Gierbefehl eingeben muß; denn die Erfindung liefert auf automatischem Wege die benötigte Giereingabe.
Diese und weitere Ziele, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich deutlicher im Licht der nachfolgenden besten Ausführungsform, wie sie in den begleitenden Zeichnungen veranschaulicht ist.
Fig. 1 ist ein Blockdiagramm des verbesserten Modellfolge- Flugsteuersystems gemäß der Erfindung;
Fig. 2 ist eine schematische Darstellung eines Teils der Ausführungsform nach Fig. 1;
Fig. 3 ist ein Blockdiagramm einer Ausführungsform einer Systemkomponente, die in Fig. 2 dargestellt ist;
Fig. 4 ist eine schematische Darstellung der funktionellen Elemente der in Fig. 3 dargestellten Komponente;
Fig. 5 ist eine schematische Darstellung, die weitere funktionelle Einzelheiten aus Fig. 4 veranschaulicht;
Fig. 6 ist eine begleitende schematische Darstellung zu Fig. 5;
Fig. 7 ist ein Flußdiagramm, welches die Ausführung der in den Fig. 5 und 6 dargestellten Funktionen in der Ausführungsform nach Fig. 3 offenbarten Funktionen;
Fig. 8 ist eine schematische Darstellung, die weitere funktionelle Einzelheiten aus Fig. 4 veranschaulicht;
Fig. 9 ist ein Flußdiagramm, welches die Ausführung der in Fig. 8 bei der Ausführungsform nach Fig. 3 offenbarten Funktionen veranschaulicht;
Fig. 10 ist eine schematische Darstellung eines Trimmsteuersystems, welches im Verein mit der Logik nach den Fig. 5 - 9 arbeitet;
Fig. 11 ist eine figürliche Darstellung, die teilweise perspektivisch und teilweise schematisch Einzelheiten einer weiteren Komponente zeigt, die bei der Ausführungsform nach Fig. 1 verwendet wird;
Fig. 12 ist ein alternatives Flußdiagramm bezüglich Fig. 7 zur Aufnahme der Trimmsteuerung nach Fig. 10 in die in den Fig. 5 und 6 dargestellte Flugsteuerfunktion;
Fig. 13 ist ein gegenüber dem in Fig. 9 dargestellten Diagramm alternatives Flußdiagramm für die Steuerung der Schalter innerhalb der LSTC-Logik nach Fig. 8, wenn die Trimmfunktion gemäß Fig. 10 eingebaut ist;
Fig. 14 ist eine detaillierte Darstellung der Rumpf-Euler-Transformation nach Fig. 4;
Fig. 15 ist eine detaillierte Darstellung der Euler-Rumpf-Transformation nach Fig. 4;
Fig. 16 ist eine Darstellung des Proportional- und Integralkompensators nach Fig. 4; und
Fig. 17 ist eine bildliche Darstellung eines Flugzeugs, in welchem die Ausführungsform nach Fig. 1 des Flugsteuersystems eingesetzt werden kann.
Zunächst auf Fig. 17 bezugnehmend, bei der es sich um eine bildliche Darstellung einer Hubschrauberausführungsform 18 eines Drehflüglers handelt, kann dort die Erfindung eingesetzt werden. Der Hubschrauber enthält eine Hauptrotoranordnung 19 und eine Hecktotoranordnung 20.
Nunmehr auf Fig. 1 bezugnehmend, ist das Hubschrauber-Flugsteuersystem gemäß der Erfindung, 21, ein Modellfolge-Steuersystem, welches die Befehle von der Seitenarmsteuerung des Piloten und von dem Verlagerungs-Steuerknüppel über ein "inverses Fahrzeugmodell" formt, um das gewünschte Ansprechverhalten des Flugzeugs zu erreichen. Das System enthält ein Primärflugsteuersystem (PFCS) 22 und ein automatisches Flugsteuersystem (AFCS) 24. Das PFCS empfängt Verlagerungsbefehl-Ausgangssignale von einem kollektiven Verlagerungs-Steuerknüppel 26 über eine Leitung 27, und das AFCS empfängt die diskreten Ausgangssignale des kollektiven Steuerknüppels über eine Leitung 28. Das PFCS und das AFCS empfangen jeweils die Kraftausgangsbefehlssignale von einer Vierachsen-Seitenarmsteuerung 29 über Leitungen 30, ferner die vom Flugzeug sensierten Parametersignale, die von Sensoren 21 über Leitungen 32 kommen. Die Pilotenbefehlssignale auf den Leitungen 27, 28 und 30 und die sensierten Parametersignale auf den Leitungen 32 sind zusammengefaßt in Sammelleitungen 33 und 34 im PFCS bzw. im AFCS dargestellt.
Das PFCS und das AFCS enthalten jeweils Steuerkanallogik zum Steuern der Gier-, Nick-, Roll- und Hubachse des Flugzeugs. In Fig. 1 sind diese Logikmodulen durch Blöcke 35 bis 38 für das PFCS und Blöcke 39 bis 42 für das AFCS dargestellt. Das PFCS liefert Rotorbefehlssignale, und die AFCS-Logik sorgt für die Konditionierung und/oder Trimmung der für vier Achsen vorliegenden PFCS-Logikfunktionen. Die PFCS- und AFCS-Logikmodulen sind miteinander über einen Bus 43 verbunden.
Wie im folgenden ausführlich erläutert wird, verwenden das PFCS und das AFCS einen Modellfolgealgorithmus für jede Steuerachse, um Rotorbefehlssignale über Ausgangsleitungen 44 an eine Hauptrotor-Mischfunktion 45, die die Verlagerung mechanischer Servos 46 und Gestänge 47 veranlaßt, um die Spitzenbahnebene des Hauptrotors 19 zu steuern, liefert. Außerdem werden Rotorbefehlssignale über Leitungen 44 an Servos 48 für den Heckrotor des Hubschraubers geliefert, welche den Vorschub des Heckrotors 20 über Gestänge 49 einstellen. Die von den Sensoren 31 über Leitungen 32 kommenden sensierten Parametersignale versorgen das PFCS und das AFCS mit der Winkelgeschwindigkeit und der Fluglagenantwort des Flugzeugs auf die Rotorbefehlssignale.
Fig. 2 ist eine teilweise schematische Darstellung der Fig. 1 und zeigt die funktionelle Verbindung der Gierlogikmodulen 35 und 39 des PFCS 22 bzw. des AFCS 24. Das PFCS-Gierlogikmodul 35 empfängt über eine Leitung 50 ein Gierachsenbefehlssignal, welches über Sammelleitungen 33 und Leitungen 30 von der Seitenarmsteuerung 29 (Fig. 18) zugeführt wird. Bei der vorliegenden Ausführungsform handelt es sich bei der Seitenarmsteuerung um einen Vierachsen-Kraftsteuerknüppel, in dem das Gierachsenbefehlssignal dadurch erzeugt wird, daß der Pilot die Seitenarmsteuerung seitlich verdreht (Gieren nach links oder nach rechts). Das Gierbefehlssignal wird dem Eingang einer Giergeschwindigkeitsmodell-Schaltung 52 zugeleitet (z. B. ein Nacheilfilter erster Ordnung mit ausgewählter Signalverstärkung für Radian/sec/Volt), die ein Soll-Giergeschwindigkeitssignal über eine Leitung 54 abgibt, welches kennzeichnend ist für die gewünschte Änderungsgeschwindigkeit der Flugzeuglage bezüglich der Gierachse. Die Auswahl des Giergeschwindigkeitsmodells hängt ab von der Dynamik des Flugzeugs und dem gewünschten Gier-Ansprechverhalten.
Das Soll-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 54 wird gleichzeitig eingegeben in: den Eingang eines inversen Gierachsen-Flugzeugmodells 56, einen Summierknoten 58 und den Bus 43 zu dem AFCS-Gierlogikmodul 39. Das inverse Modell empfängt von Sensoren 31 über Leitungen 32 und die Sammelleitung 33 die Ist-Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs als sensiertes Luftgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 60. Das inverse Modell 56 ist eine Z-Modell-Transformation, die ausgeführt werden kann als Voreilfilter erster Ordnung mit sofortiger Spannungsverstärkung und einer Zeitkonstanten-Kennlinie, die sich mit Betrag des sensierten Luftgeschwindigkeitssignals auf der Leitung 60 ändert. Das kaskadierte Giergeschwindigkeitsmodell 52 und das inverse Modell 56 liefern einen Fortschaltweg für das Seitenarmsteuerungssignal auf der Leitung 50.
Die inverse Vorwärts-Z-Modell-Transformation stellt den primären Steuereingang für den Heckrotor 20 (Fig. 1) dar, der den Hubschrauber 18 (Fig. 17) veranlaßt, mit einer Geschwindigkeit zu gieren, die durch das Soll-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 62 eingestellt wird. Dieses Soll-Giergeschwindigkeitssignal repräsentiert denjenigen Heckrotorbefehl, der notwendig ist, um die gewünschte Gierachsen-Änderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs für jedes vom Piloten vorgegebene Manöver zu erreichen.
Die Summierfunktion 58 addiert das befohlene Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 54 (von dem Giergeschwindigkeitsmodell 52) auf die Ist-Giergeschwindigkeit des Flugzeugs, die (über Leitungen 32 und die Sammelleitung 33 von Sensoren 31) als sensiertes Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 64 empfangen wird, um auf die Leitung 65 ein Giergeschwindigkeitsfehlersignal zu geben. Das Geschwindigkeitsfehlersignal wird in einer Geschwindigkeitsverstärkungsstufe 64 verstärkt und an einen Eingang eines zweiten Summierknotens 66 geführt. Der Knoten 66 empfängt außerdem das Soll-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 62 von dem inversen Modell 56, und über eine Leitung 68 ein Gierbefehls-Modifiziersignal von einem Geschwindigkeits- und Betragsbegrenzer 70. Der Begrenzer 70, der eine unbegrenzte Version des Gierbefehls-Modifiziersignals über eine Leitung 84 (durch den Bus 43) von dem AFCS-Gierlogikmodul 39 empfängt, beschränkt das Gierbefehls-Modifiziersignal, wenn Grenzen für Betrag und Änderungsgeschwindigkeit überschritten werden. Das resultierende Summensignal wird über die Ausgangsleitung 72 des PFCS-Gierlogikmoduls 35 gegeben und über die PFCS-Ausgangssammelleitungen 44 an die Heckrotor- Servos (48, Fig. 1) geführt.
Der Betrag und die Änderungsgeschwindigkeit des Gierbefehl-Modifiziersignals von dem AFCS ist eine Funktion des Flugzeugkursfehlers.
Der Flugzeugkursfehler bildet die zweite von zwei Rückkopplungsschleifen um das Heckrotor-Befehlssignal herum; die erste Schleife ist das Gierfehlersignal auf der Leitung 65. Wie im folgenden detailliert beschrieben wird, ist das Gierbefehl-Modifiziersignal ein berechneter Wert, der von einem Modellfolgealgorithmus innerhalb des AFCS geliefert wird, und zwar basierend auf der Ist-Flugzeugantwort auf das Heckrotorbefehlssignal. Das Gierbefehl-Modifiziersignal modifiziert den Signalbetrag und die Änderungsgeschwindigkeit des Heckrotorbefehlssignals, indem es diejenige Komponente aus dem Ist-Giergeschwindigkeitsbetrag (des sensierten Giergeschwindigkeitssignals auf der Leitung 64) auslöscht, die während der Ausfuhrung eines koordinierten Kurvenflugs auftritt. Der Modellfolgealgorithmus des AFCS verarbeitet sensierte Flugzeugparameter (Sensoren 31, Fig. 1), um Befehlsgeschwindigkeits-Modifiziersignal-Kennlinien zu erzeugen, die fur eine Kurvenflugkoordination bei Geschwindigkeiten von oberhalb 60 Knoten (etwa 30,8 m/s) sorgen, wenn der Pilot Roll-Steuerknüppeleingaben gibt. Die vorliegende Erfindung betrifft die Formung und die Konditionierung des Gierbefehl-Modifiziersignals in Abhängigkeit der sensierten Flugzeugparameter bei niedriger Luftgeschwindigkeit.
Wie in Fig. 2 gezeigt ist, empfängt das AFCS-Gierlogikmodul 39 zusätzlich zu dem von dem PFCS-Gierlogikmodul 35 über die Leitung 54 (durch die Sammelleitung 43) empfangenen befohlenen Giergeschwindigkeitssignal noch folgende sensierte Flugzeugparameter über die Sammel leitung 34: die Ist-Luftgeschwindigkeit (Leitung 60), die Ist-Giergeschwindigkeit (Leitung 64), die Nicklage (Leitung 86), den Querneigungswinkel (phi) (Leitung 87), die Rollgeschwindigkeit (Leitung 88), die Querbeschleunigung (Leitung 89), den Kurs (Leitung 90), die Längs- Bodengeschwindigkeit (Leitung 91) und die Quer-Bodengeschwindigkeit (Leitung 92). Die beste Ausführungsform des AFCS ist ein auf Mikroprozessorbasis gefertigtes elektronisches Steuersystem, in welchem die Algorithmen der AFCS-Logikmodulen (39 - 41, Fig. 1) in ausführbaren Programmbefehlen bestehen, die im Speicher abgespeichert sind.
Fig. 3 zeigt die Architektur eines auf Mikroprozessorbasis bestehenden AFCS 24. Das befohlene Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 54 wird von Eingangsleitungen 93 innerhalb der das AFCS mit dem PFCS verbindenden Leitungen 53 empfangen. Die sensierten Flugzeugparametersignale auf den Leitungen 60, 64 und 86 bis 92 werden von der AFCS-Eingangssammelleitung 64 am AFCS-Eingangsport 94 empfangen. Abhängig vom Format der Eingangssignale (analog oder digital) enthält das Eingangsport 94 einen Analog-Digital-Wandler, einen Frequenz- Digital-Umsetzer oder eine andere derartige Signalkonditionierfunktion, die dem Fachmann als notwendig zum Transformieren der Eingangssignale in digitales Signalformat bekannt sind.
Das Eingangsport ist über einen Adressen-/Daten-Bus 95 an einen Mikroprozessor 96 (z. B. Intel 80286, Motorola 68020) angeschlossen, ferner an eine Speichereinrichtung 98 (die ein RAM, UVPROM, EEPROM) und ein Ausgangsport 100 angeschlossen. Das Ausgangsport kann einen Digital-Analog-Wandler, einen Parallel-Serien-Umsetzer, einen diskreten Ausgangstreiber oder eine andere derartige Signalwandlerfunktion beinhalten, die der Fachmann als notwendig für die Transformation des digitalen AFCS-Signalformats in das für das Steuersystem (21, Fig. 1) erforderliche Format kennt. Die Ausgangsport-Leitungen, einschließlich der Leitung 48 zu dem PFCS-Gierlogikmodul 35, werden über Leitungen 101 zu den Verbindungsleitungen 43 geführt.
Fig. 4 ist ein Blockdiagramm der AFCS-Gierlogik 110, die in dem Speicher 98 präsent ist und von dem Mikroprozessor 96 ausgeführt wird. Die Logik beinhaltet sowohl eine Hochgeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinationslogik (HSTC-Logik) 112 als auch eine Niedriggeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinationslogik (LSTC-Logik) 114. Die HSTC- und die LSTC-Logik werden separat diskutiert, zusammen mit einem Kurvenkoordinations-Trimmsystem, welches im folgenden erläutert wird. Man beachte, daß die HSTC-Logik die Logik beinhaltet, die benötigt wird, um die seitens des Piloten über die Seitenarmsteuerung vorgenommenen Giereingaben bei Geschwindigkeiten oberhalb von 60 Knoten (etwa 30,8 m/s) zu konditionieren.

Hochgeschwindigkeits-Kurvenflugkoordination

Wie in Fig. 5 gezeigt ist, empfängt die HSTC-Logik 112 das Querneigungswinkelsignal, das Luftgeschwindigkeitssignal, das Querbeschleunigungssignal und das Rollgeschwindigkeitssignal. Das Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 87 wird in die Logik 116 eingegeben, die folgende Gleichung implementiert:
rhstc = (g * sin(PHI)/(konditionierte Luftgeschwindigkeit)
(Gl. 1)
wobei:
rhstc = die für einen koordinierten Kurvenflug benötigte Giergeschwindigkeit
g = 32,174 Fuß/sec² (etwa 9,8 m/s²)
PHI = Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 87.
Das Luftgeschwindigkeitssignal in Knoten auf der Leitung 60 wird in einer Verstärkung 118 eingegeben, die das Signal in Fuß/Sekunden umwandelt, und die ein Signal an eine Begrenzerfunktion 120 liefert, um zu verhindern, daß ein begrenztes Ausgangssignal auf einer Leitung 122 unter einen gewissen Wert (z. B. 16 ft/sec (etwa 4,9 m/s)) abfällt, so daß eine Division durch Null verhindert wird. Das begrenzte Ausgangssignal wird in ein Nacheilfilter 124 eingeleitet, welches das konditionierte Luftgeschwindigkeitssignal über eine Leitung 126 an die Logik 116 gibt.
Die Logik 116 liefert das Signal über eine Leitung 128 an einen Schalter 132, dessen Arbeitsweise im folgenden detailliert erläutert wird. Das Signal rhstc ist bezeichnend für das Maß des Gierens, welches erforderlich ist für einen koordinierten Kurvenflug bei einem speziellen Flugzeug- Querneigungswinkel und bei spezieller Luftgeschwindigkeit.
Das Querbeschleunigungssignal auf der Leitung 89 wird in einen Betragsbegrenzer 140 eingegeben, der ein Signal an eine Verstärkung 142 gibt, die als Funktion des Luftgeschwindigkeitssignals gesteuert wird. Wenn die Luftgeschwindigkeit von 60 Knoten (etwa 30,8 m/s) auf 80 Knoten (etwa 41,1 m/s) zunimmt, steigt auch das Maß der Verstärkung 142 von Null auf einen von Null verschiedenen Wert an, was zu einem größeren Produkt auf einer Leitung 144 führt. In ähnlicher Weise führt eine abnehmende Luftgeschwindigkeit zu einer Abnahme des Verstärkungsmaßes, und dies führt zu einem geringeren Produkt als Ausgangssignal auf der Leitung 144. Wenn die Luftgeschwindigkeit kleiner ist als 60 Knoten (etwa 30,8 m/s), ist die Verstärkung der Verstärkungsfunktion 142 Null, was auf der Leitung 144 ein Signal von etwa dem Wert Null ergibt. Das Produktsignal auf der Leitung 144 wird in einen zweipoligen Schalter 145 eingegeben, dessen Betrieb von einem diskreten Signal auf einer Leitung 146 gesteuert wird, gebildet durch ein Oder- Gatter 147. Das Oder-Gatter spricht auf zwei diskrete Signale an: pilotenseitige Giereingabe eingeschaltet YAWENG, und ein Hochgeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinations-Einschaltsignal TCENGHS.
Fig. 7 ist ein Flußdiagramm einer Routine 150 zum Steuern von TCENGHS und YAWENG. Die Routine wird im Schritt 152 betreten, wo ein erster Test 154 ermittelt, ob die Luftgeschwindigkeit kleiner oder gleich 60 Knoten (etwa 30,8 m/s) ist. Falls ja, wird das Signal VXBTCS im Schritt 156 gelöscht. Ansonsten ermittelt ein Test 157, ob eine manuelle Giereingabe von der Seitenarmsteuerung ansteht, und falls dies der Fall ist, schaltet ein Schritt 158 die manuelle Giersteuerung ein, indem der diskrete Wert YAWENG gesetzt wird. Liefert der Pilot keine Giereingabe über die Seitenarmsteuerung, ermittelt ein Test 159, ob die Luftgeschwindigkeit größer oder gleich 80 Knoten (etwa 41,1 m/s) ist, und wenn dies der Fall ist, wird in einem Schritt 160 das Signal VXBTCS gesetzt. Diese Schritte und Tests 154, 159 implementieren eine Hysteresefunktion, welche VXBTCS setzt, wenn die Luftgeschwindigkeit oberhalb von 80 Knoten (etwa 41,1 m/s) liegt, und VXBTCS löscht, wenn die Luftgeschwindigkeit unter 60 Knoten (etwa 30,8 m/s) sinkt, wobei angenommen wird, daß keine Giereingabe empfangen wird. Obschon in dieser Beschreibung häufig spezielle Werte angegeben sind, dienen sie lediglich als Beispiel, um das Verständnis der Erfindung zu erleichtern, sie sind jedoch keineswegs als Beschränkung der Erfindung zu verstehen. Wie der Fachmann sehen kann, hängen die aktuellen Werte von den Erfordernissen des jeweiligen Flugzeugs ab.
Als nächstes wird ein Test 162 ausgeführt, um festzustellen, ob der Betrag des Querneigungswinkels PHI kleiner als 2 Grad ist. Wenn ja, wird ein Test 163 ausgeführt, um festzustellen, ob sich das Flugzeug in einem koordinierten Kurvenflug befindet (d. h.: ist die Kurvenflug- und Schlupfanzeigekugel für den Piloten zentriert?). Wenn der Test 163 feststellt, daß sich das Flugzeug in einem koordinierten Kurvenflug befindet, wird ein Test 164 ausgeführt, um festzustellen, ob der Betrag der Giergeschwindigkeit, RSENS kleiner als 2 Grad/sec beträgt, und falls ja, setzt ein Schritt 166 die Variable TEMP. Wenn einer der Tests 162 bis 164 falsch ist, löscht ein Schritt 168 den Wert TEMP. Als nächstes wird eine Unterroutine 170 ausgeführt, um jegliche Übergänge der Variablen TEMP für zwei Sekunden zu verzögern. Es sollte gesehen werden, daß diese zwei Sekunden betragende Verzögerung in die Logik 150 im Interesser der Klarheit eingebaut wurde, daß aber in einem im Echtzeitbetrieb arbeitenden Steuersystem, also einem Flugsteuersystem gemäß der Erfindung, eine Verzögerung der Prozessorfunktionen für zwei Sekunden nicht akzeptabel ist. Während der zwei Sekunden betragenden Verzögerung der Unterroutine führt der Mikroprozessor 96 (Fig. 3) andere Aufgaben durch, bis die zwei Sekunden verstrichen sind, wie der Fachmann erkennt.
Als nächstes wird ein Test 172 ausgeführt, um festzustellen, ob TEMP gesetzt ist, und falls ja, werden in einem Schritt 174 die automatische Kurvenflugkoordination und die manuelle Giersteuerung ausgeschaltet (d. h. beide Werte TCENGHS und YAWENG werden gelöscht). Ansonsten ermittelt ein Test 176, ob der Betrag des Querneigungswinkels PHI größer oder gleich 2 Grad ist, und falls ja, wird als nächstes ein Test 178 ausgeführt. Der Test 178 untersucht, ob der Pilot über die Seitenarmsteuerung ein Rollsignal eingibt, indem das Signal auf der Leitung 58 (Fig. 2) abgefragt wird, und wenn der Pilot ein Rollsignal eingibt, wird als nächstes ein Test 179 ausgeführt, um festzustellen, ob VXBTCS gesetzt ist, und wenn dies der Fall ist, wird die Kurvenflugkoordination durch einen Schritt 180 eingeschaltet. Dann erfolgt als abschließender Schritt in der Routine 150 ein Rückkehrschritt 182.
In der in Fig. 4 dargestellten Logik sollte gesehen werden, daß die Luftgeschwindigkeit nur als ein Kriterium für das Einschalten der HSTC-Logik herangezogen wird, sie aber nicht als Kriterium zum Ausschalten der HSTC-Logik dient. Die beiden Kriterien zum Ausschalten der HSTC-Logik sind der Querneigungswinkel PHI und die Giergeschwindigkeit RSENS. Der Test 163 dient vornehmlich für die manuelle Giersteuerung, wenn die Giereingabe von der Seitenarmsteuerung her erfolgt. Wenn der Betrag sowohl von PHI als auch von RSENS unter den jeweiligen Minimumwert abfällt und das Flugzeug koordiniert ist, werden sowohl das HSTC als auch die manuelle Giersteuerung ausgeschaltet. Dies ermöglicht der HSTC-Logik, während eines gesamten Verzögerungs-Kurvenflugs, innerhalb dessen die Luftgeschwindigkeit unter 60 Knoten (etwa 30,8 m/s) sinkt, jedoch die Giergeschwindigkeit oder der Querneigungswinkel oberhalb des jeweiligen Minimum-Schwellenwerts, der durch Tests 162 und 164 definiert wird, eingeschaltet bleibt.
Nunmehr zurückkehrend zu Fig. 5 mit dem Wissen, wie die HSTC- Logik eingeschaltetlausgeschaltet wird, wird das Signal auf der Leitung 144 in den Schalter 145 eingegeben. Wenn die HSTC-Logik oder die manuelle Giersteuerung eingeschaltet ist (d. h. wenn TCENGHS = 1 oder YAWENG = 1), schließt der Schalter 145, um dem Signal auf der Leitung 144 zu ermöglichen, zu einer Leitung 190 zu gelangen, die sowohl zu einem Nacheilfilter 192 als auch zu einer Summierfunktion 194 führt. Man beachte, daß der Schalter 145 in seiner Offenstellung dargestellt ist. Indem man den Schalter sowohl auf TCENGHS als auch YAWENG ansprechen läßt, wird der Querbeschleunigungsweg (89, 144, 190) aktiviert, wenn entweder die Bedingungen für eine Hochgeschwindigkeits-Kurvenflugkoordination erfüllt sind oder der Pilot über die Seitenarmsteuerung eine manuelle Eingabe vornimmt.
Das Rollgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 88 wird in ein Nacheilfilter 198 eingegeben, welches das hochfrequente Rauschen dämpft, und welches ein Signal über eine Leitung 200 an eine erste Begrenzerfunktion 202 und eine zweite Begrenzerfunktion 204 gibt. Die Grenzen der ersten und der zweiten Begrenzerfunktion 202 und 204 sind so eingestellt, daß über eine Leitung 206 ein Signal geliefert wird, wenn das Flugzeug in eine Richtung rollt (z. B. 0º bis 179º), und in ähnlicher Weise ein Signal über eine Leitung 208 geliefert wird, wenn das Flugzeug in die andere Richtung rollt (z. B. 0º bis -179º). Außerdem sind zwei Verstärkungsfunktionen 210, 212 vorgesehen. Der Betrag der ersten Verstärkung 210 ist kleiner als der Betrag der zweiten Verstärkung 212, um den asymmetrischen Kräften Rechnung zu tragen, die mit dem Rollen des Flugzeugs nach links anders als nach rechts verbunden sind und entstehen als Ergebnis von Kreiselkräften des Hauptrotors. Die Ausgangssignale von der ersten und der zweiten Verstärkung 210, 212 werden beide auf eine Summierfunktion 214 gegeben, die über eine Leitung 216 an eine Verstärkung 218 ein Kurvenflug-Vorwegnahmesignal liefert.
Die Verstärkung 218, die einer Funktion des Luftgeschwindigkeitssignals auf der Leitung 63 ist (ähnlich der Verstärkung 142), liefert ein Signal an eine Begrenzerfunktion 220, die ihrerseits über eine Leitung 222 ein Signal an einen Schalter 224 liefert. Der Zustand des Schalters 224 wird von dem Signal TCENGHS gesteuert, so daß, wenn TCENGHS wahr ist (d. h. gesetzt ist), der Schalter geschlossen ist und das auf der Leitung 222 befindliche Signal auf eine Leitung 226 gibt. Man beachte, daß der Schalter in der Offenstellung dargestellt ist und der Schalter nur auf das diskrete Hochgeschwindigkeitskurvenkoordinationssignal anspricht, nicht aber auf das diskrete manuelle Giersteuersignal YAWENG. Eine Summierfunktion 227 summiert das Signal auf der Leitung 226 mit dem Ausgangssignal von dem Nacheilfilter 192 und liefert ein Signal über eine Leitung 228 auf eine Dividierfunktion 230. Die Dividierfunktion 230 teilt das Signal auf der Leitung 228 durch das Signal auf der Leitung 126 und liefert das Ergebnissignal über eine Leitung 232 auf eine Summierfunktion 234. Das Signal auf der Leitung 126 wird außerdem in noch eine weitere Dividierfunktion 236 eingegeben, in der das Signal von der Summierfunktion 194 geteilt wird durch das Signal auf der Leitung 126, um das Ergebnis über eine Leitung 238 auf eine Summierfunktion 240 zu geben.
Die Summierfunktion 240 empfängt außerdem ein Signal über eine Leitung 242 von einer Summierfunktion 244, welches auf ein Signal von einem Schalter 132 und ein Signal auf einer Leitung 248 von der LSTC 114 (Fig. 4) anspricht. Der Schalter 132 wird von dem HSTC-Einschaltsignal TCENGHS derart gesteuert, daß, wenn TCENGHS wahr (d. h. gesetzt) ist, der Schalter in die Schließstellung gelangt. Wenn TCENGHS falsch (d. h. gelöscht) ist, wird der Schalter in ähnlicher Weise in die gezeigte Offenstellung gebracht. Die Summierfunktion 234 liefert ein Signal über eine Leitung 250, und die Summierfunktion 240 liefert ein Signal auf eine Leitung 252.
Bezugnehmend auf Fig. 6, empfängt der restliche Teil der HSTC-Logik 112 die Signale auf den Leitungen 250, 252, die an Summierfunktionen 254 bzw. 256 gegeben werden. Die Logik empfängt außerdem das Flugzeug-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 70, welches auf eine Summierfunktion 260 gegeben wird. Das Giergeschwindigkeitsbefehlssignal auf der Leitung 62 von dem PFCS wird sowohl in eine Verstärkungsfunktion 261 als auch in einen Multiplizierer 262 eingegeben, der eine von der Luftgeschwindigkeit abhängige Verstärkung von einer Planfunktion 263 empfängt. Die Verstärkungsfunktion 263 liefert ein Signal über eine Leitung 264 an die Summierfunktionen 256 und 260. Die Summierfunktion 260 liefert ein Signal über eine Leitung 265 an einen Multiplizierer 266, der außerdem ein Luftgeschwindigkeits-Verstärkungssignal auf einer Leitung 267 von einem Planer 268 empfängt. Der Planer bildet eine Verstärkung von Null bei weniger als 60 Knoten (etwa 30,8 m/s) mit Rampen der Verstärkung von 60 bis 80 Knoten (etwa 30,8 m/s bis 41,1 m/s). Der Multiplizierer 266 liefert ein Signal über eine Leitung 269 an die Summierfunktion 254. Man beachte die umgekehrte Symmetrie der Verstärkung gegenüber der Luftgeschwindigkeit in den Planern 263 und 268.
Die Verstärkungsfunktion 261 liefert ein Signal über eine Leitung 270 an Begrenzerfunktionen 274, 276. Die Begrenzerfunktion 274 liefert ein Signal an die Summierfunktion 254, die ihrerseits ein Ausgangssignal auf eine Leitung 280 gibt. Die Begrenzerfunktion 276 gibt ein Signal an eine Summierfunktion 284, die außerdem ein Signal auf einer Leitung 286 empfängt und die Summe dieser beiden Signale auf eine Leitung 288 gibt.
Fig. 4 bis 7 zeigen eine detaillierte Darstellung der Regelgesetze fur die HSTC-Legik und die manuelle Giersteuerlogik. Zusammengefaßt: die HSTC berechnet ein Giersignal, welches fur eine koordinierten Kurvenflug bei einem speziellen Flugzeug-Querneigungswinkel und einer speziellen Luftgeschwindigkeit benötigt wird, und sie formt/konditioniert dieses Soll-Giersignal als weitere Funktion der Luftgeschwindigkeit, der Querbeschleunigung und der Rollgeschwindigkeit, um Signale zu bilden, die in der Flugzeug-Giersteuerlogik wirksam sind, um ein verbessertes, automatisches Hochgeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinationssteuersystem zu schaffen. Durch Bereitstellung zweier unterschiedlicher Giergeschwindigkeitsbefehlssignale auf den Leitungen 280 und 288 erreicht die HSTC eine verbesserte automatische Kurvenflugkoordination, teils aufgrund der zusätzlichen Formung/Kondtionierung im Verein mit zwei getrennten Querbeschleunigungswegen, von denen einer mit einem Nacheilfilter 192 ausgestattet ist, der andere nicht.
Die manuelle Giersteuerung ist außerdem in der HSTC-Logik vorhanden. Wie in Fig. 7 gezeigt und im folgenden diskutiert wird, wird, wenn eine Seitenarmsteuerungs-Giereingabe empfangen wird (157), die manuelle Giersteuerung durch Setzen von YAWENG eingeschaltet. Nunmehr auf Fig. 5 bezugnehmend, wird, wenn YAWENG gesetzt ist, der Schalter 145 geschlossen, was den Querbeschleunigungsweg (89, 144, 190) einbezieht, von dem ein synthetisiertes Giergeschwindigkeitssignal berechnet und verglichen wird mit dem Momentanwert des Soll-Flugzeug- Giergeschwindigkeitssignals, wie aus Fig. 6 hervorgeht und oben diskutiert wurde. Durch Vergleichen der Soll-Flugzeuggiergeschwindigkeit mit der aus der Seitenbeschleunigung berechneten synthetisierten Giergeschwindigkeit kann der Pilot die Querbeschleunigung über die Seitenarmsteuerung steuern.
Wenn die Seitenarmsteuerung nur eine Giereingabe liefert, wird ein flacher Kurvenflug angewiesen (d. h. der Querneigungswinkel entspricht Null). Dies ist ein erwünschtes Ansprechverhalten gegenüber Giereingaben bei hohen Geschwindigkeiten.

Niedriggeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinationslogik

Die LSTC-Logik 114 gemäß Fig. 8 empfängt das Querneigungswinkel- Signal PHI, das Längs-Bodengeschwindigkeitssignal und das Quer- Bodengeschwindigkeitssignal. Das Querneigungswinkel-Signal auf der Leitung 87 wird in eine Berechnungslogik 300 eingegeben, die folgende Gleichung ausführt:
rlstc = (g*sin(PHI)/(konditionierte Bodengeschwindigkeit)
(Gl. 2)
wobei:
rlstc = für einen koordinierten Kurvenflug benötigte Giergeschwindigkeit
g = 32,174 Fuß/sec² (etwa 9,81 m/s²)
PHI = Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 87.
Die Variable rlstc kennzeichnet das Maß des Flugzeuggierens, welches für einen speziellen Querneigungswinkel PHI und eine konditionierte Bodengeschwindigkeit erforderlich ist, damit das Flugzeug sich in einem koordinierten Kurvenflug befindet. Die Berechnungslogik 300 implementiert die Gleichung 2 und liefert ein Signal über eine Leitung 302 an eine Ein-/Aus-Blendfunktion 304, deren Betrieb von dem diskreten Signal TCENGLS gesteuert wird. D. h.: wenn TCENGLS gesetzt ist, geht die Blendfunktionsverstärkung auf den Wert Eins über und läßt das Signal auf der Leitung 302 auf die Leitung 306. Die Funktion blendet das Eingangssignal innerhalb einer spezifizierten Zeitspanne abhängig vom Zustand von TCENGLS auf der Ausgangsleitung ein oder aus. Wenn TCENGLS aus dem Lösch- in den Setzzustand übergeht, blendet die Blendfunktion das Eingangssignal ein, und wenn TCENGLS von dem gesetzten in den gelöschten Zustand übergeht, blendet die Funktion das Signal langsam aus. Das Längs-Bodengeschwindigkeitssignal auf der Leitung 91 wird in eine Begrenzerfunktion 308 eingegeben, die gewährleistet, daß das beschränkte Ausgangssignal auf einer Leitung 310 nicht unter einen gewissen Wert abfällt (z. B. 16 Knoten (etwa 8,2 m/s), um eine Division durch Null zu verhindern. Das Längs-Bodengeschwindigkeitssignal wird auch auf einen Verstärkungsplan 311 gegeben. Das begrenzte Ausgangssignal wird auf ein Nacheilfilter 312 gegeben, welches das konditionierte Bodengeschwindigkeitssignal über eine Leitung 314 auf die Logik 300 gibt.
Das Quer-Bodengeschwindigkeitssignal wird über eine Leitung 92 auf ein Nacheilfilter 318 gegeben, welches hochfrequentes Rauschen dämpft und ein gefiltertes Signal an eine Multiplizierfunktion 319 gibt. Die Multiplizierfunktion multipliziert die Signale von dem Verstärkungsplaner 311 und dem Filter 318 und gibt ein konditioniertes Längs-Bodengeschwindigkeitssignal auf eine Leitung 320. Eine Blendfunktion 324 unter Steuerung des diskreten Signals TCENGLS empfängt das konditionierte Bodengeschwindigkeitssignal und liefert ihrerseits ein Ausgangssignal über eine Leitung 326 an eine Dividierfunktion 328. Ähnlich dem Betrieb der Blendfunktion 304 blendet die Blendfunktion 324 das konditionierte Bodengeschwindigkeitssignal ein, wenn TCENGLS gesetzt ist, und blendet das Geschwindigkeitssignal aus, wenn TCENGLS gelöscht ist. Die Dividierfunktion 328 liefert ein Ausgangssignal an eine Summierfunktion 330, die außerdem das Signal auf der Leitung 306 empfängt. Der summierte Wert wird auf eine Multiplizierfunktion 334 gegeben.
Ein Planer 336 ermöglicht es der Multiplizierfunktion 334, ein von Null verschiedenes Signal auf die Ausgangsleitung 338 zu geben, wenn das Längs-Bodengeschwindigkeitssignal auf der Leitung 91 zwischen 0 (0 m/s) und 80 Knoten (etwa 41,1 m/s) liegt. Wie dargestellt, sorgt der Planer 336 für ein von Null verschiedenes Signal, indem er das Multiplikantensignal auf der Leitung 340 rampenförmig zwischen Null und Eins verändert. Aus dem Planer ist also ersichtlich, daß die LSTC-Logik bei dieser Ausführungsform nur zwischen 0 (0 m/s) und 80 Knoten (41,1 m/s) arbeitet, wobei er den vollen Wert zwischen 25 und 60 Knoten (etwa von 12,9 bis 30,8 m/s) bereitstellt und eine begrenzte Größe zwischen 0 bis 25 Knoten (zwischen 0,0 m/s und etwa 12,9 m/s) und 60 bis 80 Knoten (etwa 30,8 m/s bis etwa 41,1 m/s) liefert.
Fig. 9 veranschaulicht eine Routine 350, welche die LSTC-Logik dadurch freigibt/sperrt, daß sie das diskrete Signal TCENGLS steuert. Nach dem Eintritt in die Routine über den Schritt 352 bestimmen Tests 357, 360, ob der Betrag des Querneigungswinkels PHI kleiner als 4 Grad ist bzw. der Betrag der Flugzeug-Giergeschwindigkeit kleiner als zwei Grad/Sekunde ist. Sind beide Bedingungen erfüllt, wird eine Variable TEMP von einem Schritt 362 gesetzt. Wenn einer der Tests 358, 360 negativ verläuft, löscht ein Schritt 364 TEMP. Eine Unterroutine 366 erfolgt anschließend, um die Flanken der Variablen TEMP zu verzögern, ähnlich wie beim Betrieb der Unterroutine 170 (Fig. 7).
Als nächstes erfolgt ein Test 368, der den Zustand von TEMP beurteilt. Wenn TEMP gesetzt ist, erfolgt der Schritt 356, der TCENGLS löscht, ansonsten wird ein Test 370 ausgeführt, um festzustellen, ob der Pilot über die Seitenarmsteuerung eine Rolleingabe ausführt. Tut er dies, und ist der Betrag des Querneigungswinkels PHI größer als oder gleich 4 Grad, was im Test 372 ermittelt wird, und ist die Längs-Bodengeschwindigkeit größer als 16 Fuß/Sekunde (etwa 4,9 m/s) im Test 373, so wird ein Schritt 374 ausgefuhrt, um die LSTC-Logik durch Setzen von TCENGLS freizugeben. Dann wird die Routine 350 über einen Rückkehrschritt 376 verlassen. Indem lediglich die Bodengeschwindigkeit zum Freigeben der LSTC-Logik verwendet wird, kann die Logik während eines verzögerten Kurvenflugs so lange aktiv bleiben, wie der Betrag sowohl der Giergeschwindigkeit als auch des Querneigungswinkels oberhalb des jeweiligen Schwellenwerts verbleibt, entsprechend dem Test 358, 360.

Trimmsteuerung für automatische Kurvenflugkoordination

Fig. 10 ist eine funktionelle Darstellung einer Seiten-/Richtungs-Trimmsteuerfunktion 400, die im Verein mit den oben erläuterten automatischen Hochgeschwindigkeits- und Niedriggeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinationssystemen, um eine Kurvenflugkoordination bezüglich einer gespeicherten Trimmung (d. h. einer Flugzeug-Rollachsenlage) zu erreichen. Als Beispiel kann bei Seitenwindbedingungen das Flugzeug auf einen von Null verschiedenen Querneigungswinkel getrimmt werden, um den Windeinfluß zu kompensieren, wobei die Kurvenflugkoordinationsfunktion den Kurvenflug automatisch bezüglich dieser neuen Trimmlage koordiniert. Dies bietet dem Piloten eine automatische Kurvenflugkoordination bezüglich einer einstellbaren, von ihm gewählten Trimmlage, und enthebt ihn damit von dem Erfordernis, von Hand fur eine Seitenwindkompensation zu sorgen.
Bezugnehmend auf Fig. 10 wird das Luftgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 63 an eine Funktion 402 gegeben, die ein Signal über eine Leitung 404 an eine Summierfunktion 406 gibt. Die Summierfunktion empfängt außerdem das Querneigungswinkelsignal über die Leitung 87 und liefert ein Differenzsignal an einen Synchronisator 408. Der Betrieb des Synchronisators 408 wird durch zwei diskrete Signale NTCREL1 und TCON auf den Leitungen 409 bzw. 410 gesteuert, die von dem kollektiven Blattverstellknüppel 26 kommen. Der Synchronisator 408 liefert über eine Leitung 411 an die HSTC-Logik 112 und die LSTC- Logik 114 ein Signal DELPHI. Das Signal DELPHI repräsentiert die Differenz zwischen dem Signal auf der Leitung 407 und dem gespeicherten Querneigungswinkelwert innerhalb des Synchronisators 408. Der gespeicherte Querneigungswinkel innerhalb des Synchronisators 408 repräsentiert den neuen Querneigungswinkelwert, bezüglich dessen die HSTC und LSTC die Steuerung vornehmen.
Das Querbeschleunigungssignal auf der Leitung 89 wird in einen Synchronisator 411 eingegeben, der ein Signal über eine Leitung 412 an die HSTC-Logik 112 gibt. Das Quer-Bodengeschwindigkeitssignal auf der Leitung 92 wird in einen Synchronisator 414 eingegeben, der auf eine Leitung 416 ein synchronisiertes Signal gibt.
Der Betrieb der Synchronisatoren 410 und 411 sowie 414 wird von diskreten Signalen NTCRELI und TCON gesteuert.
Fig. 11 zeigt ein Griffteil 430 des kollektiven Blattverstellknüppels 26, wobei das Griffteil einen drei Stellungen aufweisenden Trimmschalter 432 besitzt. Der Zustand des Drei-Stellungs-Schalters wird definiert durch zwei diskrete Signale TCREL1 und TCON, die von dem Griff auf die Leitungen 409 und 412 gegeben werden. Der Zustand dieser Signale basiert auf der Stellung des Schalters gemäß folgender Tabelle 1: TABELLE 1
Befindet sich der Schalter in der zweiten Stellung, gibt der Pilot die Anweisung, daß sowohl die HSTC-Logik als auch die LSTC-Logik ausgeschaltet sind, so daß er das Gerät in unkoordinierter Weise fliegen kann, wenn er dies wünscht, ohne daß es zu Beeinflussungen seitens der HSTC- und der LSTC-Logik kommt. Wenn die Schalterstellung aus der zweiten Stellung gelöst wird, um in die erste Stellung zurückzugelangen, sprechen die Synchronisatoren 408, 411 und 414 (Fig. 10) darauf an, indem sie das jeweilige Eingangssignal speichern, was sie gerade empfangen. Dies fängt die gewünschte Trimmlage des Flugzeugs ein. D. h.: wenn der Pilot den Wunsch hat, das Flugzeug bezüglich einer neuen Fluglage zu trimmen, bringt der Pilot den Schalter 432 in die zweite Position, um die HSTC- und die LSTC-Logik auszuschalten, und er fliegt das Flugzeug in die gewünschte Fluglage, in der er den neuen Trimmpunkt zu halten wünscht. Nachdem die gewünschte Fluglage eingenommen ist, läßt er den Schalter aus der zweiten Stellung los, so daß der Schalter in die erste Stellung zurückgelangen kann, was die Synchronisatoren triggert, damit sie das Eingangssignal speichern, welches sie gerade empfangen.
Als zusätzliches Merkmal dieses Systems wird die dritte Schalterstellung dazu benutzt, einen Befehl abzusetzen, durch den die derzeitig in den Synchronisatoren gespeicherte Trimmlage über eine Zeitspanne von mehreren (z. B. drei) Sekunden ausgeblendet wird auf die normale Fluglage entsprechend der Nenn-Flügelstellung. Wenn diese mehreren Sekunden verstrichen sind, enthalten die Synchronisatoren jeweils als gespeicherten Trimmwert die Nenn-Trimmung, die kennzeichnend ist für eine ebene Blattstellung. Als alternative Ausführungsform kommt in Betracht, die Funktion des Trimmschalters 432 unter Verwendung von zwei Schaltern zu realisieren, und/oder den Schalter an einer anderen Stelle anzuordnen als an dem kollektiven Steuerknüppel 430. Als ein Beispiel kann der Schalter ein Fußschalter sein, oder er kann sich an der Seitenarmsteuerung befinden.
Der Zustand der diskreten Signale NTCREL1 und TCON dient auch zum Steuern der HSTC-Logik und der LSTC-Logik in einer in Fig. 12 und 13 dargestellten Weise. Fig. 12 veranschaulicht eine Routine 440, bei der es sich um eine modifizierte Version der Routine gemäß Fig. 7 handelt, und mit der gesteuert wird, ob die HSTC-Logik 112 eingeschaltet ist oder nicht (d. h., ob das Signal TCENGHS gesetzt oder gelöscht ist). Aus Gründen der Kürze sollen nur die Unterschiede zwischen den Fig. 7 und 12 erläutert werden, ohne ins Detail zu gehen. Die Schritte, Tests und Unterroutinen, die nicht modifiziert wurden, tragen die gleichen Bezugszeichen wie in Fig. 7.
Gemäß Fig. 12 wurde die Routine 440 modifiziert, indem zunächst die Beurteilungen in den Tests 441 und 442 umgeändert wurden auf DELPHI, bei dem es sich um das Signal auf der Leitung 411 (Fig. 10) handelt. Indem statt PHI nunmehr DELPHI verwendet wird, ist der Querneigungswinkelwert nun der in dem Synchronisator 408 gespeicherte Wert und nicht der Nennwert der Flachstellung der Blätter. Eine weitere Modifikation betrifft die Hinzufügung einer Prüfung des Signals TCREL1 in einem Test 443. Wenn eine der beiden Bedingungen im Test 443 erfüllt ist, sperrt der Schritt 174 das HSTC. Ansonsten, wenn indem er abfragt, ob das Signal TCON gesetzt ist, und falls ja, wird die HSTC-Logik eingeschaltet, indem im Schritt 446 das Signal TCENGHS gesetzt wird. Sämtliche nicht modifizierten Schritte/Tests/Unterroutinen arbeiten in der gleichen Weise, wie dies in Fig. 7 gezeigt ist.
Die LSTC-Logik ist außerdem so modifiziert, daß sie im Verein mit der Trimmlogik arbeitet, indem die Routine 350 in Fig. 9 modifiziert wird, um die in Fig. 13 gezeigte Routine 450 zu erhalten. Nach Fig. 13 besteht eine Modifikation in der Hinzufügung eines Tests 452, die ermittelt, ob der Schalter 432 sich in der dritten Stellung befindet. Falls ja, was durch das Gesetztsein von TCON angezeigt wird, wird die LSTC Logik eingeschaltet, indem in einem Schritt 454 TCENGLS gesetzt wird, anschließend wird die Routine 450 über einen Schritt 376 verlassen. Ansonsten führt die Routine den Test 456 aus. Der Test 456 ermittelt, ob die Bodengeschwindigkeit des Flugzeugs kleiner als 16 Fuß/Sekunde (etwa 4,9 m/s) ist oder TCREL1 gesetzt ist, und wenn eine dieser beiden Bedingungen erfüllt ist, wird die LSTC-Logik durch Löschen von TCENGLS im Schritt 356 gesperrt. Wenn keine der Bedingungen im Test 456 erfüllt ist, wird als nächstes ein Test 457 ausgeführt. Der Test 457 ermittelt, ob der Betrag von DELPHI kleiner als 2 Grad ist, ähnlich dem Test 441 (Fig. 12). Außerdem wird DELPHI anstatt PHI in einem Test 458 beurteilt. Nachdem nun die Arbeitsweise der HSTC- und der LSTC-Logik zusammen mit der Trimmsteuerlogik offenbart sind, kann die Diskussion wieder zu der in Fig. 4 gezeigten AFCS-Giersteuerlogik zurückkehren.
Erneut auf Fig. 4 bezugnehmend, liefert die HSTC-Logik 112 das Signal auf der Leitung 288 an eine Rumpf-Euler-Transformation 459, die das auf die Flugzeugrumpfachsen bezogene Signal transformiert in ein Signal auf einer Leitung 460, welches auf die Trägheitsachsen bezogen ist. Die Transformation 459 empfängt außerdem Signale bezuglich des Flugzeug- Querneigungswinkels, der Nicklage und der Soll-Nickgeschwindigkeit auf der Leitung 87, 86 bzw. 461. Die Einzelheiten darüber, wie die Transformation stattfindet, sind in Fig. 14 gezeigt. Der Fachmann erkennt, daß eine Erläuterung entbehrlich ist, da der Vorgang der Transformation direkt aus Fig. 14 ersichtlich ist.
Das Signal auf der Leitung 460, kennzeichnend für die Soll-Nick-Änderungsgeschwindigkeit, wird in ein Flugzeuglagenmodell eingegeben, bei dem es sich im dargestellten Ausführungsbeispiel um einen Integrator 462 handelt, der das Soll-Nickgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 460 zeitlich integriert und über eine Leitung 464 auf eine Summierfunktion 466 ein Signal gibt, welches bezeichnend ist für den Soll-Flugzeugkurs. Die Summierfunktion empfängt außerdem das Ist-Flugzeugkurssignal über die Leitung 90 und liefert über eine Leitung 468 ein Kursfehlersignal an eine Euler-Rumpf-Transformation 470.
Die Transformation 470 wandelt das Signal auf der Leitung 468, welches auf Trägheitsachsen bezogen ist, zurück auf Flugzeugrumpfachsen. Die Transformation 470 empfängt außerdem Signale bezüglich des Flugzeug-Querneigungswinkels, der Nicklage und des Nicklagenfehlers über Leitungen 87, 86 bzw. 471. Die Einzelheiten der Euler-Rumpf-Transformation 470 sind in Fig. 15 dargestellt, aus dessen Betrachtung ersichtlich ist, daß eine Erläuterung überflüssig ist, da der Betrieb der Transformation durch Betrachtung der Fig. 15 dem Fachmann direkt deutlich wird.
Die Transformation 470 liefert ein transformiertes Kursfehlersignal über eine Leitung 472 an einen Proportional-Integral-Kompensator 474. Der Kompensator liefert ein Signal über eine Leitung 476 an einen Summierer 478, der außerdem das Signal auf der Leitung 280 empfängt, welches von der HSTC-Logik 112 geliefert wird und dann von einer Giergeschwindigkeitsverstärkung 479 verstärkt wird, um das Signal auf die Leitung 84 zu geben. Der Wert der Giergeschwindigkeitsverstärkung 479 gleicht dem der Geschwindigkeitsverstärkungsstufe 64 (Fig. 1) in dem PFCS-Giersteuermodul 35. Indem der gleiche Wert für diese Verstärkungen verwendet wird, kann das Produkt des befohlenen Giergeschwindigkeitssignals und der Giergeschwindigkeitsverstärkung auf der Leitung 480 das Gierrückkopplungssignal in dem PFCS-Gierlogikmodul 35 (Fig. 1) löschen. Dieses Löschen verbessert außerdem die Leistungsfähigkeit des automatischen Kurvenflugkoordinationssystems.
Die Einzelheiten des Kompensators 474 sind in Fig. 16 gezeigt. Die Arbeitsweise des Kompensators ergibt sich direkt aus der Figur, was eine detaillierte Erläuterung erübrigt. Allerdings wird auf den Umstand hingewiesen, daß die Verstärkungen 481 und 482 in den Integral- und Proportional-Wegen eine Funktion des Luftgeschwindigkeitssignals auf der Leitung 60 sind.
Es sollte gesehen werden, daß der Schutzumfang der Erfindung nicht durch die speziellen Verstärkungen, Nacheilfilter, Summierfunktionen und Begrenzungsfunktionen eingeschränkt wird, die hier angegeben sind. Bei der Ausführung der vorliegenden Erfindung kommt es statt dessen darauf an, daß die speziellen Regelgesetze Änderungen unterliegen, basierend auf der Dynamik des zu steuerenden Geräts (z. B. eines Kampfhubschraubers im Gegensatz zu einem zivilen Hubschrauber), und den Besonderheiten des jeweiligen Geräts. Zum Beispiel kann es möglich sein, daß das PFCS-Geschwindigkeitsmodell bei einigen Anwendungsfällen um eine Größenordnung höher sein muß als die hier offenbarte Nacheilung erster Ordnung. In ähnlicher Weise kann das inverse Modell eine höhere als die erste Ordnung aufweisen. Ferner ist es nicht notwendig, daß das Flugsteuersystem aufgeteilt ist in ein PFCS und ein AFCS. Statt dessen kommt auch in Betracht, daß das System in einigen Fällen überhaupt nicht unterteilt ist, während in anderen Fällen eine zusätzliche Unterteilung in Subsysteme möglich ist, basierend auf Kriterien wie Zuverlässigkeit und Wartungsfreundlichkeit.
Wenngleich an sich offensichtlich, soll dennoch erwähnt werden, daß die vorliegende Erfindung nicht beschränkt ist auf ein Steuersystem auf Mikroprozessorbasis. Das System läßt sich mit einem (entweder digitalen oder analogen) elektronischen System ohne Mikroprozessor implementieren. Ferner ist die Erfindung nicht auf einen Kampfhubschrauber beschränkt, sondern jeder Hubschrauber könnte sich für eine automatische Niedriggeschwindigkeits-Kurvenflugkoordination eignen.
Sämtliche oben angegebenen Änderungen und Abwandlungen sind für die Erfindung belanglos, es reicht aus, wenn eine automatische Kurvenflugkoordination die notwendigen Gierbefehle liefert, so daß Bug und Heck des Fluggeräts entlang derselben Bodenspur fliegen, um dadurch zu ermöglichen, daß der Pilot koordinierte Kurvenflüge bei niedriger Geschwindigkeit fliegen kann, indem er lediglich Rollbefehle gibt.

Claims

1. Niedriggeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinationssystem für einen Hubschrauber (18), umfassend:

a) eine Steuerung (29) zum Bereitstellen eines Befehlssignals (50);

b) eine Einrichtung, die für jeden ihr angebotenen Wert des Gierachsenbefehlssignals (50) ein entsprechendes Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignal bereitstellt, welches bezeichnend ist für die Soll-Hubschrauber-Änderungsgeschwindigkeit bezüglich der Hubschrauber-Gierachse;

gekennzeichnet durch:

c) eine Kurvenflugkoordinationseinrichtung (114), die jeden Wert des ihr angebotenen Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignals mit einem Giergeschwindigkeits-Vorsignalwert vorbeaufschlagt, um einen konditionierten Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignalwert zu bilden, damit der Giergeschwindigkeits- Vorsignalwert berechnet wird als eine Funktion des Hubschrauber-Querneigungswinkels, der Quer-Bodengeschwindigkeit und der Längs-Bodengeschwindigkeit;

d) eine Einrichtung (459) zum Transformieren jedes Werts des konditionierten Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignals aus seiner Basis bezüglich der Hubschrauber-Rumpfachsen in eine neue Basis bezüglich Euler-Trägheitsachsen, und zum Bereitstellen eines dafür kennzeichnenden, transformierten Signals;

e) eine Einrichtung (462) zum Integrieren des transformierten Signalwerts, um einen Soll-Hubschrauberkurs-Einstellpunktsignalwert zu bilden;

f) eine erste Einrichtung (466) zum Berechnen eines Differenzsignalwerts zwischen dem Soll-Hubschrauberkurs-Einstellpunktsignalwert und dem sensierten Kurssignalwert, um ein für den Differenzwert kennzeichnendes Kursfehlersignal bereitzustellen;

g) eine Einrichtung (470) zum Zurücktransformieren jedes Werts des Kursfehlersignals aus seiner Basis bezüglich der Euler- Trägheitsachsen zurück auf die Basis bezüglich der Hubschrauber-Rumpfachsen, um einen diesbezüglichen transformierten Kursfehlersignalwert bereitzustellen;

h) eine Einrichtung (58) zum Berechnen eines zweiten Differenzwerts zwischen dem Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignalwert und der Giergeschwindigkeit des Hubschraubers, um ein für den zweiten Differenzwert bezeichnendes Giergeschwindigkeitsfehlersignal zu bilden;

i) eine Inversmodell-Einrichtung (56), um für jeden Wert des Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignals einen Vorwärts- Giereinstellpunktsignalwert bereitzustellen, der bezeichnend ist für das Gier-Maß, welches erforderlich ist, damit der Hubschrauber sich bezüglich seiner Gierachse mit einer Geschwindigkeit dreht, die durch den Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignalwert eingestellt wird;

j) eine Einrichtung zum Summieren des transformierten Kursfehlersignalwerts, des Giergeschwindigkeitsfehlersignalwerts und des Vorwärts-Gier-Einstellpunktsignalwerts, um als Summenwert daraus einen Koordinations-Gierbefehlssignalwert bereitzustellen; und

k) eine Einrichtung zum Ausgeben des koordinierenden Gierbefehlssignalwerts an den Hubschrauber-Heckrotor.

2. System nach Anspruch 1, bei dem die Kurvenflugkoordinationseinrichtung (114) außerdem aufweist:

a) eine Einrichtung (300) zum Berechnen des Sinus' des sensierten Querneigungswinkelsignals, um ein dafür kennzeichnendes Signal zu liefern;

b) eine Einrichtung (500), die den Sinus des Querneigungswinkelsignals multipliziert mit einem konstanten Wert, der kennzeichnend ist für die Erdbeschleunigung, und zum Dividieren des daraus entstehenden Produkts durch den Längs-Bodengeschwindigkeits-Signalwert, um einen koordinierenden Giergeschwindigkeitssignalwert zu bilden; und

c) eine Einrichtung zum Konditionieren jedes Werts des koordinierenden Giergeschwindigkeitssignals als eine Funktion der sensierten Signale, die bezeichnend sind für die Quer-Bodengeschwindigkeit und die Längs-Bodengeschwindigkeit, um den dafür bezeichnenden Giergeschwindigkeits-Vorsignalwert bereitzustellen.

3. System nach Anspruch 2, bei dem die Kurvenflugkoordinationseinrichtung (114) eine Einrichtung (334, 336) aufweist, um den Giergeschwindigkeits-Vorsignalwert bei Luftgeschwindigkeiten unterhalb eines Schwellenwerts auf Null zu setzen, so daß die automatische Niedriggeschwindigkeits-Kurvenflugkoordination nur bei Luftgeschwindigkeiten unterhalb des erwähnten Schwellenwerts bereitgestellt wird.

4. System nach Anspruch 2, bei dem

a) die Inversmodell-Einrichtung (56) ein Voreilfilter mindestens erster Ordnung enthält; und

b) die Einrichtung (52) zum Bereitstellen ein Nacheilfilter beinhaltet.

5. System nach Anspruch 4, bei dem

a) die Kurvenflugkoordinationseinrichtung (114) außerdem aufweist: eine Einrichtung zum Berechnen eines Vorsignalwerts als Funktion von sensierten Signalen, die kennzeichnend sind für den Querneigungswinkel, die Längs-Bodengeschwindigkeit, die Quer-Bodengeschwindigkeit und die Ist-Hubschraubergiergeschwindigkeit, wobei

b) die Summiereinrichtung außerdem den Vorsignalwert auf den transformierten Kursfehlersignalwert, den Giergeschwindigkeitsfehlersignalwert und den Vorwärts-Gier-Einstellpunktsignalwert addiert, um den Giergeschwindigkeits-Vorsignalwert zu liefern.

6. System nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Kurvenflugkoordinationseinrichtung (114) eine Einrichtung (334, 336) aufweist, um sowohl den Giergeschwindigkeits-Vorsignalwert als auch den Vorsignalwert bei Luftgeschwindigkeiten oberhalb eines Schwellenwerts auf Null zu setzen, so daß die automatische Niedriggeschwindigkeits-Kurvenflugkoordination bei Luftgeschwindigkeiten unterhalb des erwähnten Schwellenwerts bereitgestellt wird.

7. System nach Anspruch 6, bei dem die Berechnungseinrichtung (58) einen Geschwindigkeitsverstärkungsmultiplizierer (67) enthält, um den zweiten Differenzwert zu multiplizieren mit einem Verstärkungswert, um dadurch als Produktwert den Giergeschwindigkeits- Fehlersignalwert zu liefern.