DE69515990T2

DE69515990T2 - System zur Erhöhung der Stabilität und der Manövrierbarkeit der Längsneigungsachse eines Flugzeuges

Info

Publication number: DE69515990T2
Application number: DE69515990T
Authority: DE
Inventors: Dorr Marshall Anderson; Robert J. Bleeg; Richard S. Breuhaus; Edward E. Coleman; Monte R. Evand; Kioumars Najmabadi; Timothy A. Nelson
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1995-05-15
Filing date: 1995-11-06
Publication date: 2000-08-17
Anticipated expiration: 2015-11-07
Also published as: US5979835A; DE69515990D1; EP0743243A1; US6158695A; US6325333B1; US5722620A; EP0743243B1

Description

Die Erfindung betrifft allgemein Flugüberwachungssysteme für Flugzeuge und bezieht sich insbesondere auf eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Steuerung, Regelung oder Überwachung von Flugzeug-Höhenruderbefehlen, welche ein Querachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungs-System verwenden.
Auf einigen neuen Flugzeugen wurde die statische Stabilität des Flugzeuges absichtlich relaxiert, um Flugzustände und Flugbedingungen einzubeziehen, in welchen das Flugzeug eine neutrale statische Stabilität zeigt.
Ein wesentlicher Vorteil beim Treibstoffwirkungsgrad, bei Gewichtseinsparungen und bei einer Widerstandsverminderung können mit einem solchen System realisiert werden, und zwar aufgrund einer zulässigen Verminderung in der Schwanzgröße. Gleichwohl kann ein Flugzeug mit relaxierter statischer Stabilität einige nicht erwünschte und nicht akzeptierbare Qualitätseigenschaften in der Handhabung aufweisen.
Eine solche Eigenschaft besteht darin, daß ein neutral stabiles Flugzeug nicht auf natürlichem Weg zu seiner vorherigen Luftgeschwindigkeit zurückkehrt, nachdem eine Veränderung in der Neigungsposition aufgetreten ist. Bei einem ausgetrimmten Flugzeug mit einer positiven statischen Stabilität ändert sich die Neigungsposition, wenn der Pilot der Steuerknüppel nach vorne drückt oder nach hinten zieht. Wenn der Steuerknüppel losgelassen wird, fliegt das Flugzeug weiterhin über eine kurze Zeit mit seiner neuen Neigung. Wenn sich die Luftgeschwindigkeit des Flugzeuges vermindert, zeigt das Flugzeug eine natürliche Tendenz, die Nase entweder nach oben oder nach unten zu bewegen, wobei es zu seiner vorherigen Trimmungsgeschwindigkeit zurückkehrt. Diese Tendenz ist eine erwartete Eigenschaft beim Betrieb oder bei der Handhabung eines herkömmlichen kommerziellen Flugzeuges, und es handelt sich dabei um eine Eigenschaft, auf welche Piloten unbewußt automatisch reagieren, wenn sie ihr Flugzeug fliegen.
Neutral stabile Flugzeuge haben keine Tendenz, nach einer Einstellung oder Änderung der Neigung zu ihrer Trimmungsposition und Luftgeschwindigkeit zurückzukehren. Für diese Flugzeuge werden Veränderungen in der Neigung beibehalten, und die Luftgeschwindigkeit ändert sich entsprechend. Während einer Zunahme der Neigung nimmt die Luftgeschwindigkeit ab. Während die Neigung abnimmt, nimmt die Luftgeschwindigkeit zu. Um das Flugzeug zu seiner Trimmungsposition und Geschwindigkeit zurückzubringen, muß der Pilot das Flugzeug zu seiner Trimmungsneigung zurückführen, indem er die Höhenruder mit dem Steuerknüppel neu einstellt.
Eine Eigenschaft, welche Flugzeugen mit oder ohne relaxierter statischer Stabilität gemeinsam ist, besteht darin, daß die Größe des Höhenruderausschlags, welcher erforderlich ist, um eine bestimmte Neigung einzustellen, empfindlich auf Veränderungen im Gewicht sowie auf die Lage des Schwerpunktes in Bezug auf den aerodynamischen Neutralpunkt reagiert. Ein Flugzeug, welches ein geringes Gewicht aufweist und einen Schwerpunkt in der Nähe des aerodynamischen Neutralpunktes hat, erfordert nur eine geringe Veränderung in dem Anstellwinkel des Höhenruders, um eine große Veränderung im Neigungswinkel des Flugzeuges zu erzeugen. Hingegen erfordert ein schweres Flugzeug, welches einen nach vorne verlagerten Schwerpunkt aufweist, einen viel größeren Ausschlag des Höhenruders, um eine gleiche Veränderung in der Neigung des Flugzeuges herbeizuführen. Ohne eine Verstärkung oder Verbesserung der Regelung oder Steuerung muß der Pilot im Falle eines schweren Flugzeuges den Steuerknüppel viel weiter bewegen, um dieselbe Nei gungsreaktion zu bekommen, wie bei einem leichten Flugzeug. Dies kann eine unerwünschte Eigenschaft sein, weil vom Piloten dann verlangt wird, die auf den Steuerknüppel ausgeübte Kraft dem Gewicht und der Lage des Flugzeugschwerpunktes anzupassen, obwohl diese Informationsstücke nicht leicht erkennbar sind.
Eine dritte Eigenschaft, die jedoch nicht im Zusammenhang mit einer relaxierten Stabilität des Flugzeuges steht, betrifft die Art und Weise, in welcher die Piloten erwarten, daß ein Flugzeug reagiert, wenn der Steuerknüppel bewegt wird. Es ist ziemlich gut bekannt, daß bei geringen Luftgeschwindigkeiten Piloten eine Bewegung des Steuerknüppels erwarten, um eine Neigungsgeschwindigkeitsveränderung zu erzeugen. Bei hohen Luftgeschwindigkeiten erwarten Piloten eine Bewegung des Steuerknüppels, um eine Veränderung in der Normalbeschleunigung zu erzeugen. Diese Situation wurde in den 60er Jahren erkannt, und es wurde das C*- Kriterium entwickelt, und zwar als ein Weg, um unter Berücksichtigung dieses Kriteriums eine optimale Flugzeugreaktion auszudrücken. Das C*-Kriterium wird unten im Detail diskutiert.
Es besteht somit eine Notwendigkeit, daß ein besonders leistungsfähiges Neigungspositions-Steuersystem oder -Regelungssystem dazu in der Lage ist, die Steuer- und Handhabungseigenschaften eines Flugzeuges zu verbessern. Es wäre optimal, wenn dieses Neigungspositions-Steuersystem ein solches Flugzeug mit Handhabungseigenschaften ausstatten würde, (vom Standpunkt des Piloten aus), welche ähnlich wären wie die eines idealen herkömmlichen Flugzeuges, welches eine positive statische Stabilität hat, um das Ausmaß der Veränderung in der Technik des Fliegens zu reduzieren. Das ideale Steuersystem sollte dieses Ziel dadurch erreichen, daß die Erwartungen des Piloten im Hinblick auf die kurzzeitigen und die langzeitigen Reaktionen des Flugzeuges auf einen Höhenruderbefehl erfüllt werden und auch dadurch, daß das Flugzeug auf Neigungsbefehle des Piloten in ähnlicher Weise reagiert, und zwar unabhängig vom Gewicht oder Verschiebungen des Schwerpunktes. Das ideale Steuersystem sollte weiterhin auch die Erwartungen des Piloten erfüllen, die Änderungsgeschwindigkeit der Neigung bei der Durchführung von Manövern bei geringer Luftgeschwindigkeit und die Normalbeschleunigung bei der Durchführung von Manövern bei hoher Luftgeschwindigkeit gut steuern und beherrschen zu können. Wie aus der nachfolgenden Beschreibung hervorgeht, ist die vorliegende Erfindung darauf gerichtet, ein solches besonders leistungsfähiges Neigungspositions-Steuersystem zu schaffen.
Die vorliegende Erfindung stellt ein Verfahren zur Verfügung, ein Flugzeughöhenruder-Befehlssignal gemäß Anspruch 1 zu erzeugen, und die Erfindung schafft weiterhin ein Querachsen-Stabilitäts- und Befehlssystem gemäß Anspruch 6, um Höhenruderbefehle zu verbessern oder zu verstärken. Die vorliegende Erfindung verwendet ein Kriterium, welches hier als C*U-Kriterium angesprochen wird, um ideale Eigenschaften des Flugzeuges im Hinblick auf eine Neigungsreaktion sowie im Hinblick auf eine Langzeit-Geschwindigkeitsstabilität in der Querachse zu erreichen. Die Querachse kann auch als Nickachse bezeichnet werden. Das C*U- Kriterium ermöglicht es der vorliegenden Erfindung, die oben erwähnten Ziele zu erreichen, indem die Reaktion bei der Neigungsgeschwindigkeit und der Normalbeschleunigung des Flugzeuges optimal gestaltet wird und indem die erwünschten Eigenschaften hinsichtlich der Geschwindigkeitsstabilität eines herkömmlichen Flugzeuges erzielt werden.
Die vorliegende Erfindung verwendet ein Rückführsystem oder ein Rückkopplungssystem, welches so ausgelegt ist, daß ein Steuerknüppel-Eingangssignal empfangen und in ein Eingangssignal für Höhenruder-Befehlssignale umgewandelt wird. Der Rückführteil oder Rückkopplungsteil des Systems verarbeitet ein Signal, welches für aktuelle Flugzeugdaten repräsentativ ist, die in Reaktion auf einen vorherigen Höhenruderbefehl gebildet wurden. Die Verbesserung oder Verstärkung wird im System dadurch herbeigeführt, daß das Eingangssignal für den Steuerknüppel in ein vom Piloten angefordertes C*U-Befehlssignal umgewandelt und dieses Befehlssignal mit einem berechneten C*U-Befehlssignal verglichen wird, welches auf der Basis des aktuellen Flugzeugzustandes erzeugt wird. Das Fehlersignal, welches den Unterschied zwischen dem, was der Pilot befiehlt und wie das Flugzeug reagiert, repräsentiert, wird integriert, und das Ergebnis wird zu dem Höhenruderbefehlssignal addiert. Daher wird durch das erfindungsgemäße Querachsen- Stabilitäts- und Befehlsverstärkungs-System eine beliebige Differenz zwischen dem, was der Pilot angefordert hat, und dem, was das Flugzeug ausführt, auf null gebracht.
In Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung umfaßt gemäß Anspruch 6 das Querachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungs-System einen Neigungsbefehlsprozessor, welcher ein vom Piloten gegebenes Steuerknüppel-Eingangssignal in ein Vorwärts-Befehlssignal umwandelt, welches eines von zwei Signalen darstellt, die dazu verwendet werden, einen Höhenruderausschlagbefehl zu erzeugen. Die zweite Signalkomponente wird unten diskutiert. Der Befehlsprozessor liefert außerdem ein korrigiertes Höhenruderpositionssignal an einen gesteuerten C*U-Prozessor, welcher das korrigierte Steuerknüppelpositionssignal in ein C*U-Neigungssteuersignal umwandelt, welches für die Bewegung des Steuerknüppels repräsentativ ist, der die Neigungsveränderung fordert.
Gemäß der vorliegenden Erfindung bildet ein berechneter C*U-Prozessor ein berechnetes C*U-Signal, welches auf dem aktuellen Zustand des Flugzeuges basiert. Das berechnete C*U-Signal der gegenwärtig bevorzugten Ausführungsformen umfaßt wenigstens drei Komponenten: eine Normalbeschleunigung, ein Neigungsgeschwindigkeitssignal und ein Geschwin digkeitsfehlersignal. In der bevorzugten Ausführungsform werden die Normalbeschleunigungssignale und die Neigungsgeschwindigkeitssignal auf die Erde bezogen und durch ein Normalbeschleunigungs-Komplementärfilter bzw. durch ein Neigungsgeschwindigkeits-Komplementärfilter geliefert.
Das Geschwindigkeitsfehlersignal wird durch einen Geschwindigkeitsstabilitätsprozessor geliefert. Der Geschwindigkeitsstabilitätsprozessor umfaßt eine Phygoid- Dämpfung bei seiner Bildung des Geschwindigkeitsfehlersignals. Der Geschwindigkeitsstabilitätsprozessor realisiert weiterhin ein Verfahren, welches es dem Piloten erlaubt, durch Verwendung einer Trimmungseinrichtung eine Bezugsluftgeschwindigkeit einzustellen.
Gemäß weiteren Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung werden drei C*U-Kompensations- und Schutzsignale geliefert, um weiterhin die Handhabungs- und Reaktionseigenschaften des Flugzeuges zu verbessern. Ein Untergeschwindigkeits-Schutzsignal wird durch einen Überzieh-Schutzprozessor geliefert, welcher die zusätzlichen Merkmale aufweist, einerseits eine minimale Bezugsluftgeschwindigkeit festzulegen, unter welcher der Pilot keine Trimmung durchführen kann, und andererseits die Flugzeugreaktion und die Handhabungseigenschaften während eines Betriebes mit Untergeschwindigkeit zu verbessern. Ein Flatter- Kompensationssignal wird durch einen Flatter-Kompensationsprozessor geliefert, um das Flugzeug dazu zu bringen, sich so zu verhalten, als ob Bodeneffekte während einer Landung wirkten. Ein Übergeschwindigkeits-Schutzprozessor liefert ein Übergeschwindigkeits-Schutzsignal, um einen Befehl an das Höhenruder zu geben, durch welchen die Nase des Flugzeuges nach oben geht, wann immer das Flugzeug in einem Zustand der -Übergeschwindigkeit betrieben wird. Eine Kombiniereinheit dient dazu, um die Signale des Überziehschutzes, der Flatterkompensation und des Übergeschwindigkeitsschutzes zu kombinieren, damit ein C*U-Kompensations- und Schutzsignal erzeugt werden kann. Das Untergeschwindigkeits- und das Übergeschwindigkeits-Schutzsignal können durch den Piloten übersteuert werden, indem er den Steuerknüppel so bewegt, daß entgegenwirkende Neigungssignale gegeben werden. Somit kann durch eine bewußte Auswahl das Flugzeug im Zustand einer Untergeschwindigkeit oder einer Übergeschwindigkeit bleiben. Außerdem kann ein Konfigurations-Kompensationsmerkmal vorhanden sein, um die Arbeitsbelastung des Piloten während einer Konfigurationsveränderung zu vermindern.
Gemäß noch weiteren Ausführungsformen der Erfindung wird eine weitere Kombiniereinheit vorgesehen, um das subtraktive Eingangssignal des vom Piloten angeforderten C*U- Befehlssignals, das additive Eingangssignal des berechneten C*U-Signals und das substraktive Eingangssignal des C*U-Kompensations- und -Schutzsignals miteinander zu kombinieren. Das resultierende Fehlersignal wird einem Integrator zugeführt, welcher an seinem Ausgang ein integriertes Fehlersignal liefert. Eine weitere Kombiniereinheit empfängt das Integrator-Fehlersignal als ein additives Eingangssignal und summiert es mit einem Signal, welches für den Neigungsgeschwindigkeits-Dämpfungsbefehls repräsentativ ist. Das Neigungsgeschwindigkeits-Dämpfungsbefehlssignal wird dazu verwendet, eine Kurzzeitreaktion zu dämpfen und die Kurzperiodenfrequenz einzustellen. Das Ausgangssignal der Kombiniereinheit ist ein additives Eingangssignal für die Kombiniereinheit, welche ein weiteres additives Eingangssignal des Vorwärtsbefehls aufnimmt. Das daraus resultierende Signal ist das C*U-verstärkte Höhenruderbefehlssignal.
Gemäß weiteren Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung sind Strukturmodusfilter vorgesehen, um den Frequenzanteil des Höhenruderbefehlssignals zu entfernen. Eine Stabilisierer-Lastabschaltfunktion dient dazu, den Stabi lisierer so einzustellen, daß die Wirkung des Höhenruders während des gesamten Fluges gewährleistet ist.
Die Erfindung wird nachfolgend beispielsweise anhand der Zeichnung beschrieben; in dieser zeigen:
Fig. 1 ein Steuerdiagramm eines gesamten Querachsen- Stabilitäts- und Befehlsverstärkungs-Systems, welches gemäß den Lehren der Erfindung ausgebildet ist;
Fig. 2a ein Steuerdiagramm eines Neigungsbefehlsprozessors der Fig. 1;
Fig. 2b ein Steuerdiagramm eines Fühlbefehlssystems der Fig. 2a;
Fig. 2c ein Steuerdiagramm eines Steuerknüppel- Nullvorspannungs-Entferners der Fig. 2a;
Fig. 3 ein Steuerdiagramm eines gesteuerten C*U- Prozessors der Fig. 1;
Fig. 4a ein Steuerdiagramm eines berechneten C*U- Prozessors der Fig. 1;
Fig. 4b ein Steuerdiagramm eines kurvenkompensierten Prozessors;
Fig. 4c ein Steuerdiagramm eines Neigungsgeschwindigkeits-Komplementärfilters;
Fig. 4d ein Steuerdiagramm eines Normalbeschleunigungs- Komplementärfilters;
Fig. 4e ein Steuerdiagramm eines Geschwindigkeitsstabilitätsprozessors der Fig. 4a;
Fig. 5a ein Steuerdiagramm eines Kompensations- und Schutzprozessors der Fig. 1;
Fig. 5b ein Steuerdiagramm eines Überzieh-Schutzprozessors der Fig. 5a;
Fig. 5c ein Steuerdiagramm eines Flatter-Kompensationsprozessors der Fig. 5a;
Fig. 5d ein Steuerdiagramm eines Übergeschwindigkeits- Schutzprozessors der Fig. 5a;
Fig. 6 ein Steuerdiagramm eines Neigungsgeschwindigkeits- Dämpfungsprozessors der Fig. 1 und
Fig. 7 ein Steuerdiagramm eines C*U-Integrators der Fig. 1.
Die Erfindung ist darauf gerichtet, ein Querachsen- Stabilitäts- und Befehls-Sytstem zu schaffen, welches wünschenswerte Regeloberflächen-Reaktionen für ein beliebiges Flugzeug liefert, auch für Flugzeuge mit relaxierter Stabilität, und welches wünschenswerte Steuerungsmerkmale für Piloten beim Fliegen des Flugzeuges hat. Die vorliegende Erfindung erreicht diese Ziele dadurch, daß ein neues Konzept verwirklicht wird, welches als C*U-Kriterium bezeichnet wird (Aussprache: "C Stern U"). Das C*U-Kriterium, wie es oben definiert wurde, basiert auf dem C*-Kriterium, welches in der Mitte der 60er Jahre entwickelt wurde und unten kurz beschrieben wird.

Es folgt eine allgemeine Erläuterung des C*-Kriteriums

Vor der Mitte der 60er Jahre wurden die Steuerungsmerkmale eines Flugzeuges für ein beliebiges bestimmtes Längsmanöver allgemein dadurch bewertet, daß die Neigungsgeschwindigkeits-Reaktion verglichen wurde, welche durch eine Steuerknüppel-Bewegung erzeugt wurde, und zwar bei einer vom Piloten abgeleiteten Definition von akzeptierbaren Neigungsgeschwindigkeits-Reaktionen. Wenn sich die Reaktion innerhalb einer bestimmten Toleranz befunden hat, wurde sie als akzeptierbar eingestuft. Diese Art einer Analyse wurde durchgeführt, um das Verhalten eines Flugzeuges sowohl bei hohen als auch bei niedrigen Geschwindigkeiten zu bewerten. Es wurde festgelegt, daß jedoch bei hohen Geschwindigkeiten der bedeutendste Bewegungshinweis für die Piloten die normale Beschleunigung des Flugzeuges war. Deshalb war es wünschenswert, einen Weg zu finden, um ein akzeptierbares Verhalten des Flugzeuges festzulegen, welches die Neigungsgeschwindigkeit und die normale Beschleunigung in Bezug auf die Reaktion des Flugzeuges in Betracht ziehen würde.
Während der 60er Jahre wurde das Verfahren der C*-Analyse als ein Weg entwickelt, um die gesamte Reaktion des Flugzeuges in Längsrichtung zu bewerten und auch derjenigen Merkmale, welche als Hauptbewegungshinweise für den Piloten anzusehen sind, und zwar sowohl für hohe als auch für niedrige Geschwindigkeiten. C* ist ein Maß für die Steuerungsqualität bei einem Flug mit kurzer Periode. Die Variable C* ist definiert als eine Kombination aus der Neigungsgeschwindigkeit und der normalen Beschleunigung.
C* = Nz + Kqq (1)
wobei Nz die normale Flugzeugbeschleunigung ist, wobei Kq der Kombinationsgewinn ist und wobei q die Neigungsgeschwindigkeit des Flugzeuges ist.
Die Variable C* wurde als ein Index gebildet, um die Güte der dynamischen Reaktionsmerkmale eines Flugzeuges in Längsrichtung zu bewerten. Die Neigungsgeschwindigkeit und die normale Beschleunigung wurden ausgewählt, weil sie die bedeutendsten Bewegungshinweise an Piloten bei niedrigen und auch bei hohen Geschwindigkeiten darstellen. Bei der Verwendung des C*-Kriteriums würde man bei einer Analyse den Wert von C*, wie er für ein beliebiges bestimmtes Manöver in Längsrichtung bei einer hohen oder einer niedrigen Geschwindigkeit berechnet wurde, mit einer vom Piloten abgeleiteten Definition von akzeptierbaren C*-Werten vergleichen. Wenn das Ergebnis innerhalb dieser Toleranz lag, ist man davon ausgegangen, daß akzeptierbare Steuerungsmerkmale vorliegen.
Seit das C*-Kriterium entwickelt wurde, haben einige kommerzielle und militärische Flugzeuge das C*-Kriterium als Basis in ihren Steuerungssystemen für die Längsrichtung verwendet. Deshalb wird bei niedrigen Geschwindigkeiten der Pilotenbefehl als eine Anforderung für eine andere Neigungsgeschwindigkeit angesehen, und bei hohen Geschwindigkeiten wird der Pilotenbefehl als eine Anforderung einer anderen normalen Beschleunigung betrachtet. Ein Steuerungssystem, welches ausschließlich auf eine Variable C* gestützt ist, liefert für ein Flugzeug neutrale Geschwindigkeitsstabilitäts-Merkmale (d. h. wenn die Flugzeuggeschwindigkeit sich ändert, wäre keine Tendenz für das Flugzeug vorhanden, zu seiner Trimmungsgeschwindigkeit zurückzukehren). Neutrale Geschwindigkeitsstabilität ist ein Merkmal, welches bei vielen früher gebauten Flugzeugen gegeben war. Während die Arbeitsbelastung für den Piloten in einem Flugzeug mit neutraler Geschwindigkeitsstabilität vermindert ist, wurde das Bewußtsein des Piloten für die Flugzeuggeschwindigkeit aufgrund des Steuerdrucks am Steuerknüppel vermindert.
Die vorliegende Erfindung verwendet eine neue Variable, nämlich C*U, welche definiert ist als eine Kombination des oben beschriebenen C*-Kriteriums und einem Geschwindigkeitsstabilitäts-Term, so daß sich daraus der Name C*U ergibt (U bezieht sich auf die Geschwindigkeitsstabilität).
Die Variable C*U kann mathematisch folgendermaßen bestimmt werden:
c*U C* - KvUERROR (2)
wobei C* wie in der Gleichung (1) definiert ist, wobei Kv der Geschwindigkeitsstabilitätsgewinn ist und wobei Verror der Fehler oder die Abweichung zwischen der Flugzeug- Längsgeschwindigkeit und der C*U-Bezugsgeschwindigkeit ist. Verror ist definiert als:
UERROR VCAS - VREF (3)
wobei VCAS die kalibrierte Luftgeschwindigkeit des Flugzeuges ist und VREF die C*U-Bezugsgeschwindigkeit darstellt. Die Größe UERROR kann aus der äquivalenten Luftgeschwindigkeit, der tatsächlichen Luftgeschwindigkeit, der angezeigten Luftgeschwindigkeit und/oder der Mach-Zahl berechnet werden, wobei in diesen Fällen die numerischen Werte für Kv von den oben beschriebenen Werten unterschiedlich sind.
Mit vereinfachten Worten, das Steuerungsgesetz oder Regelgesetz der vorliegenden Erfindung akzeptiert einen Steuerdruck am Steuerknüppel und erzeugt einen Höhenruderbefehl im Sinne einer Vorwärtsregelung unter Verwendung des Kriteriums C*U. Außerdem wird ein vom Piloten eingegebener C*U-Befehl in Abhängigkeit von der Flugzeugreaktion berechnet. Ein berechnetes C*U-Signal wird in Abhängigkeit von den Größen der Gleichung (2) berechnet, und zwar auf der Basis der aktuellen dynamischen Eigenschaften des Flugzeuges. Das berechnete C*U-Signal wird mit dem vom Piloten eingegebenen Befehl verglichen, und es wird ein Fehlersignal gebildet. Dieser Term wird integriert und mit dem Vorwärts-C*U-Höhenruderbefehl und dem Neigungsgeschwindigkeits-Dämpfungsbefehl verglichen, um das Ausgangssignal eines Höhenruder-Neigungsbefehls zu bilden. Dies wird im Detail unten im Abschnitt 1 erläutert.
Aus der nachfolgenden Beschreibung wird der folgende Sachverhalt besser verständlich. Während die Erfindung auf die Verwendung in einem Steuersystem für ein Flugzeug mit relaxierter Stabilität gerichtet ist, und während die Erfindung im Zusammenhang mit einem solchen System beschrieben wird, ist darauf hinzuweisen, daß die Erfindung auch in Steuersysteme anderer Flugzeugtypen eingebaut werden kann, wenn dies erwünscht ist. Weiterhin wird die Erfindung in der üblichen Weise in der Form eines Steuergesetzes oder eines Regelgesetzes veranschaulicht und beschrieben, welches diskrete Blöcke enthält, die dazu dienen, spezielle Funktionen herbeizuführen, gleichwohl ist darauf hinzuweisen, daß die Erfindung auch auf verschiedenen anderen Wegen realisiert werden kann. Beispielsweise können die verschiedenen Funktionen des veranschaulichten Steuergesetzes oder Regelgesetzes durch ein in geeigneter Weise programmiertes digitales Computersystem in die Tat umgesetzt werden. In einer alternativen Ausführungsform können die Funktionen durch digitale oder analoge Schaltungen in die Praxis umgesetzt werden.
Die folgende Detail-Beschreibung ist in sieben Abschnitte unterteilt. Im ersten Abschnitt wird das insgesamt verbesserte Neigungs-Steuersystem oder -Regelsystem diskutiert und es werden seine Hauptbestandteile erläutert. In den übrigen Abschnitten werden alle wesentlichen Komponenten im Detail erläutert.

1. Diskussion des Querachsen-stabilitäts- und Befehlsverstärkungs-Systems

In der Fig. 1 ist ein Übersichtsdiagramm eines Querachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungs-Systems 19 veranschaulicht, welches gemäß der Lehre der vorliegenden Erfindung aufgebaut ist. Das Ausgangssignal des Querachsen- Stabilitäts- und Befehlsverstärkungs-Systems 19 ist ein Höhenruderbefehl δeFILT, welches schließlich einer Höhenru der-Servoeinrichtung zugeführt wird, um dieser Einrichtung den Befehl zu geben, das Höhenruder einzustellen. Die Fig. 1 ist ein vereinfachtes Diagramm und enthält deshalb nicht alle Eingangssignale. Die übrigen Figuren der Zeichnung bieten weitere Information.
Bevor das Querachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungs- System 19 das Höhenruder-Befehlssignal δeFILT aussendet, wird dieses Ausgangssignal vorzugsweise durch ein Strukturmodusfilter 24 gefiltert, dessen Eingangssignal ein ungefiltertes Höhenruder-Befehlssignal δeUNF ist, welches durch eine erste Kombiniereinheit 20 geformt wird. Das Strukturmodusfilter 24 versucht, den Frequenzanteil des ungefilterten Höhenruder-Befehlssignals δeuNF zu entfernen, welches den jeweiligen Strukturmodus des Flugzeuges stören oder beeinträchtigen könnte. Dies geschieht, um unerwünschte und/oder instabile Flugeigenschaften zu vermeiden und auch weiterhin zu vermeiden, daß das Flugzeug während bestimmter Steuerungsmanöver vibriert oder in Resonanz kommt. Das bevorzugte Strukturmodusfilter 24 hängt von den speziellen bestimmten Strukturfrequenzen des Flugzeuges ab. Es gibt eine große Vielfalt von Wegen, auf denen dieses Filter in das Befehlssystem 19 eingebaut werden kann. Es kann auch anderswo in dem Steuersystem 19 angeordnet sein oder es kann separat in verschiedene Teile eingebaut werden, und an verschiedenen Orten angeordnet sein.
Die erste Kombiniereinheit 20 kombiniert einen C*U- Vorwärtsbefehl C*UFFc mit einem verstärkten Rückführbefehl AFBCOM. Der Vorwärtsbefehl C*UFFC basiert auf einem vom Piloten über den Steuerknüppel eingegebenen Eingangssignal δC, welches durch einen C*U-Neigungsbefehlsprozessor 26 modifiziert wird. Der C*U-Vorwärtsbefehl C*UFFC ist vorzugsweise eine auf den Steuerknüppel bezogene Bewegung, gemäß der vorliegenden Erfindung wird jedoch in Betracht gezogen, ein durch einen Befehl ausgelöstes Höhenruder- Positions-Eingangssignal von einem Autopiloten oder einer anderen Regelungs- oder Steuerquelle zu verwenden, anstatt eines Eingangssignals δC vom Pilot-Steuerknüppel.
Der Neigungsbefehlsprozessor 26 arbeitet vorzugsweise in der Art, daß er vielfältige Aufgaben übernimmt. Dazu gehören die Handhabung des "Fühlens" oder des Steuerdruckes des Steuerknüppels, die Anpassung an ein äußeres Steuersystem, die Beseitigung einer Null-Vorspannung am Steuerknüppel, eine Formgebung für den C*U-Vorwärtsbefehl C*UFFC und eine Umschaltung zum Autopiloten, wenn dieser Modus geeignet erscheint. Der Neigungsbefehlsprozessor 26 berechnet auch ein ordnungsgemäßes Steuerknüppel-Positionssignal δC.COR zur Verwendung in anderen Teilen des Querachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungs-Systems 19. Natürlich mögen nicht alle diese Funktionen für eine bestimmte Anwendung angemessen erscheinen. Die Hauptaufgabe des Neigungsbefehlsprozessors 26 besteht darin, ein vom Piloten kommendes Steuerknüppel-Eingangssignal δC in eine C*U-Höhenruderposition umzuwandeln (hier vorzugsweise C*UFFC in Einheiten von Grad) sowie in ein korrektes Steuerknüppel-Positionssignal δC.COR zur Verwendung in einem gesteuerten C*U-Prozessor 30. Der Neigungsbefehlsprozessor 26 wird unten im Abschnitt 2 beschrieben, und er ist in den Fig. 2a, 2b und 2c dargestellt. Der gesteuerte C*U- Prozessor 30 wird unten im Detail im Abschnitt 3 diskutiert, und er ist in der Fig. 3 dargestellt.
Der verstärkte Rückführbefehl AFBCOM wird allgemein dadurch geformt, daß die Kombination eines C*U-Integralbefehls IC*UCOM und ein Neigungsgeschwindigkeits-Dämpfungsbefehl QCOM modifiziert werden, und zwar durch einen Höhenruder- Schleifenverstärkungsfaktor 29 im Multiplizierer 25. Der C*U-Integralbefehl IC*UCOM repräsentiert das Integral des C*U-Fehlersignals, wobei C*U in der Gleichung (2) oben definiert ist. Der Neigungsgeschwindigkeits-Dämpfungsbefehl QCOM liefert eine Dämpfung für kurzzeitige Reaktion und eine Einstellung der Frequenz mit kurzer Periode. Der Nei gungsgeschwindigkeits-Dämpfungsbefehl QCOM wird unten im Detail im Abschnitt 6 diskutiert, und er ist in der Fig. 6 dargestellt. Die Kombination von IL*U mit QCOM wird in der Kombiniereinheit 23 durchgeführt. Die Modifikation der Kombination erfolgt durch einen Multiplizierer 25. Der Zweck des Höhenruder-Schleifenverstärkungsfaktors 29 besteht darin, ausreichende Stabilitätsgrenzen für einen jeweiligen Flattermodus zu liefern. Er ist vorzugsweise eine Funktion der Luftgeschwindigkeit (z. B. der Mach-Zahl oder einer kalibrierten Luftgeschwindigkeit). In Abhängigkeit von der genauen Anwendung und der Ausführungsform, bei welcher die vorliegende Erfindung angewandt wird, mögen alle diese hier diskutierten Elemente unter Umständen nicht erforderlich sein. In ähnlicher Weise können Modifikationen der Elemente dadurch herbeigeführt werden, daß das Höhenruder-Befehlssignal δe.FILT in einer beliebigen gewünschten Weise geformt wird.
Wie aus der Fig. 1 zu erkennen ist, verwendet die bevorzugte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung auch den verstärkten Rückführbefehl AFBCOM, um ein Trimmungs- Negations-Signal TNS über einen zur Stabilisierung dienenden Lastabschalt-Prozessor 21 zu erzeugen. Der zur Stabilisierung dienende Lastabschalt-Prozessor 21 stellt den Stabilisierer so ein, daß die Höhenruderautorität während des Fluges zur Verfügung steht. Sobald der Verstärkungsrückführ-Signalbefehl AFBcmd eine bestimmte Schwellenposition überschreitet, wird der Stabilisierer bewegt. Wenn der Stabilisierer bewegt wird, tastet der (nicht dargestellte) Stabilisierer-Positionsfühler die Position des zur Stabilisierung dienenden Lastabschalt-Prozessors 21 ab, und es erfolgt eine Multiplikation durch einen Gewinn oder eine Verstärkung und eine Differenzierung, um ein Trimmungs-Negations-Signal TNS zu bilden, welches dem Integrator 28 zugeführt wird, um zu dem Integral-C*U-Befehl addiert zu werden. Auf diese Weise gibt die Stabilisiererbewegung dem Höhenruder zusätzliche Autorität. Eine Entla stung des Höhenruders trägt auch dazu bei, einen schädlichen Widerstand des Flugzeuges zu vermindern. Zur Stabilisierung dienende Lastabschalt-Prozessoren 21 sind bekannt und können bei der vorliegenden Erfindung angewandt werden. Beispielsweise können Trimmungs-Negations-Befehle oft durch Autopiloten-Flugsysteme geliefert werden. Die Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfaßt eine Positionierung des zur Stabilisierung dienenden Lastabschalt- Prozessors 21 in demjenigen Teil des Querachsen- Stabilitäts- und Befehlsverstärkungs-Systems 19, welcher den Verstärkungsteil des Höhenruder-Neigungssteuersignals δe.FILT ausschließlich repräsentiert. Dies ist wichtig, weil es nicht erwünscht ist, die Stabilisierer bei kurzzeitigen Manövern zu bewegen.
Der C*U-Integralbefehl IC*UCOM repräsentiert den Teil der Rückführung des Querachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungs-Systems 19, welcher die Höhenruder steuert, um in ihren getrimmten Zustand zurückzukehren, wenn kein Eingangssignal vom Piloten vorliegt. Wenn ein Steuerknüppel- Eingangssignal δc vom Piloten vorhanden ist, gewährleistet der C*U-Integralbefehl IC*UCOM, daß die Flugzeugreaktion dem Befehl des Piloten folgt. Der C*U-Integralbefehl IC*UCOM wird dadurch gebildet, daß in dem C*U-Integrator 28 ein C*U-Fehlersignal EC*U integriert wird. Der C*U- Integrator 28 wird im Detail unten im Abschnitt 7 diskutiert. Die Integration des Fehlersignals EC*U führt betrieblich dazu, daß das Querachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungs-System 19 kontinuierlich versucht, eine beliebige Differenz einem vom Piloten angeforderten C*U- Befehl C*UpilotCmd und der Summe eines berechneten C*U- Signals C*UComputed mit einem Kompensations- und Schutz-C*U- Signal C*UC & P auszumitteln.
Der vom Piloten angeforderte C*U-Befehl C*UPilotCmd wird in dem gesteuerten C*U-Prozessor 30 gebildet, dessen Grundfunktion darin besteht, das korrigierte Steuerknüppel- Positionssignal δC.COR in eine C*U-Form umzuwandeln, nämlich in einen vom Piloten C*U-Befehl C*UPilotCmd. Der gesteuerte C*U-Prozessor 30 wird unten im Abschnitt 3 diskutiert. Das berechnete C*U-Signal C*UComputed wird in dem gesteuerten C*U-Prozessor 32 gemäß der Gleichung (2) gebildet und wird unten im Abschnitt 4 diskutiert. Das C*U- Kompensations- und Schutzsignal C*UC & P wird in dem Kompensations- und Schutprozessor 34 gebildet und wird unten im Abschnitt 5 diskutiert.
Eine große Vielfalt von Regelungschleifenvariationen ist im Rahmen der Erfindung möglich, um ihre Ziele zu erreichen. Die hier beschriebene und erläuterte Gesamtstruktur sollte daher als Beispiel und nicht als Begrenzung verstanden werden. Obwohl die gegenwärtig bevorzugte Ausführungsform hier beschrieben wird, ist auch zu verstehen, daß bestimmte Anwendungen von der Berücksichtigung aller Elemente profitieren könnten. In ähnlicher Weise könnten bestimmte bekannte Regelungselemente, die nicht beschrieben oder dargestellt sind, hinzugefügt werden, um ein spezielles gewünschtes Ergebnis zu erreichen.
Als Randbemerkung sei hinzugefügt, daß die Konzepte von Verstärkungen und Übertragungsfunktionen an verschiedenen Punkten im System und im Verfahren gemäß der vorliegenden Erfindung verwendet werden, wie es in den bevorzugten Ausführungsformen herausgegriffen wird. Das Konzept einer Übertragungsfunktion, wie es hier verwendet wird, ist breit zu interpretieren, um Vorgänge wie zeitliche Verzögerungen oder zeitliche Vorauseilungen, Verstärkung (lineare oder nicht lineare), Dämpfung, Integration und ähnliche Erscheinungen einzuschließen. Somit umfaßt die Definition auch das Konzept einer Verstärkung. Diese Übertragungsfunktionen in ihren verschiedenen Erscheinungsformen werden oft mathematisch in einer Laplace-Transformation wiedergegeben und können in analoger oder digitaler Form realisiert werden. Beispiele von analogen Einrichtungen umfassen lineare Verstärker, Kondensatoren, Induktoren, Widerstände und Netzwerke, welche einige oder alle dieser Bauteile aufweisen. Beispiele von digitalen Einrichtungen umfassen binäre Addierer-Substrahierer, Vergleicher, Inverter, gesteuerte Zähler und digitale Prozessoren, welche digital codierte Daten nacheinander verarbeiten.
Gemäß der Verwendung in der vorliegenden Anmeldung ist der Begriff "Kombiniereinrichtung" breit zu interpretieren und umfaßt eine Signalkombination im digitalen oder binären Sinn, so daß er Addition, Subtraktion, Multiplikation und Division einschließt. Diese Kombiniereinrichtung kann analoge Einrichtungen, wie Summierverstärker oder Transistoren umfassen, oder sie kann digitale Einrichtungen aufweisen, beispielsweise binäre Addierer-Subtrahierer, Vergleicher oder Schieberegister in einer arithmetischen Logikeinheit einer zentralen Prozessoreinheit.

2. Diskussion des Neigungsbefehlsprozessors 26

2a. Neigungsbefehlsprozessor 26

Die Fig. 2a ist ein Blockdiagramm des Neigungsbefehlsprozessors 26, der oben bereits kurz im Zusammenhang mit der Anordnung gemäß Fig. 1 des Gesamtsystems beschrieben wurde. Wie oben bereits bemerkt wurde, bestehen die Hauptfunktionen des Neigungsbefehlsprozessors 26 darin, ein vom Piloten Steuerknüppel-Eingangssignal δc in einen Vorwärtsbefehl C*UFFC umzuwandeln, der einen Teil des Höhenruderbefehls δC.FILT darstellt, und weiterhin auch dazu, ein korrigiertes Steuerknüppel-Positionssignal δC.COR zu erzeugen, welches in dem gesteuerten C*U-Prozessor 30 gemäß Fig. 1 zu verwenden ist. In der in der Fig. 2a dargestellten Anordnung wird das Piloten-Steuerknüppel-Eingangssignal δC einem Fühlsystem 56 zugeführt. Wie nach dem Stand der Technik bekannt ist, baut ein Fühlsystem eine mechanische Kraft auf dem Steuerknüppel auf, welche überwunden werden muß, wenn der Steuerknüppel vorwärts oder nach hinten aus seiner neutralen Lage bewegt werden soll. Wie auch gemäß dem Stand der Technik bekannt ist, werden die Kräfte, welche durch ein Fühlsystem aufgebaut werden, mit zunehmender Auslenkung des Steuerknüppels zunehmen und weiterhin so gestaltet, daß sich die Kennlinien der Steuerknüppelkraft mit der Geschwindigkeit verändern (bei geringen Fluggeschwindigkeiten ist eine kleinere Kraft erforderlich und bei hoher Fluggeschwindigkeit ist eine größere Kraft notwendig).
Obwohl bei der vorliegenden Erfindung Kraftbeziehungen verwendet werden, wie sie im Stand der Technik üblich sind (geliefert durch das Fühlsystem 56 in der Fig. 2a), werden diese Kraftbeziehungen durch die Erfindung ergänzt oder aufgestockt, um die Kennlinien der Steuerknüppelkraft in folgender Weise zu verändern: (1) es wird der Pilot auf Übergeschwindigkeits- und Untergeschwindigkeits-Zustände hingewiesen; (2) es werden vom Piloten erwartete Steuerknüppelreaktionen bei Ausschweben oder Abfangen während der Landungen geliefert; und. (3) es wird ein plötzlicher erheblicher Anstieg in der Steuerknüppelkraft für den Fall erzeugt, daß der Anstellwinkel des Flugzeuges einen Wert (αSS) erreicht und/oder überschreitet, der kritisch ist, weil das Flugzeug überzogen ist und/oder die Strömung abgerissen ist. Die Art und Weise, wie die Erfindung strukturiert ist und während Untergeschwindigkeit, Übergeschwindigkeit und beim Ausschweben während einer Landung arbeitet, wird anhand der Fig. 5a bis 5d beschrieben. Die Vorkehrungen der Erfindung für den Fall, daß die Steuerknüppel-Charakteristik am Steuerknüppel stark ansteigt, wenn sich das Flugzeug dem Zustand nähert oder schon in dem Zustand ist, in welchem das Flugzeug überzogen ist und/oder die Strömung abreißt, ist in der Fig. 2a als ein Fühlbefehlssystem 52 veranschaulicht und wird anhand der Fig. 2b erläutert.
Die Beschreibung fährt nunmehr mit einer Erläuterung der Fig. 2a fort. Das Fühlsystem 56 liefert ein Steuerknüppelbefehls-Verlagerungssignal 58, welches einem Steuerknüppel-Nullvorspannung-Entferner 60 zugeführt wird. Dieser Steuerknüppel-Nullvorspannung-Entferner 60 empfängt ein Ausgangssignal von einem linearen variablen Differentialumformer oder einem anderen Übertrager, welches die Auslenkung des Steuerknüppels aus der neutralen Position anzeigt (in der Fig. 2a durch einen Pfeil 58 angezeigt). Wie anhand der Fig. 2c beschrieben wird, liefert der Steuerknüppel-Nullvorspannung-Entferner 60 eine Kompensation für den Signalversatz oder für Vorspannungsterme, welche in dem Ausgangssignal des Steuerknüppel-Positionsübertragers vorhanden sein können (d. h. in einem von Null verschiedenem Signalpegel, welcher durch den Übertrager geliefert wird, wenn der Steuerknüppel gesperrt ist). Das Merkmal der Steuerknüppel-Nullvorspannung gemäß der Erfindung gewährleistet, daß das Flugzeug in dem Trimmungszustand bleibt (d. h. bei einer Luftgeschwindigkeit von C*U- Bezugsgeschwindigkeit VIF), wenn der Steuerknüppel in der gesperrten Position ist.
Das korrigierte Steuerknüppel-Positionssignal δC.COR, welches durch den Steuerknüppel-Nullvorspannung-Entferner 60 gemäß Fig. 2a gebildet wird, wird einer Übertragereinheit 64 gemäß Fig. 2a zugeführt und zusätzlich, wie es in der Fig. 1 angezeigt ist, dem Befehls-C*U-Prozessor 30, der anhand der Fig. 3 beschrieben wird.
Die Übertragereinheit 64 gemäß Fig. 2a wandelt das korrigierte Steuerknüppel-Positionssignal δC.COR, welches durch den Steuerknüppel-Nullvorspannung-Entferner 60 geliefert wird, in das Signal C*UFFC um, welches einen Teil des Höhenruder-Befehlssignals δe,UNF darstellt. Wie im Stand der Technik bekannt ist, wird die Signaltransformation, welche durch die Übertragereinheit 64 hervorgerufen wird, durch das spezielle Fühlsystem 56 vorgegeben, welches hier ver wendet wird, und auch durch andere Merkmale und Eigenschaften des Flugzeuges. Wie weiterhin aus dem Stand der Technik bekannt ist, kann die Signaltransformation, welche durch die Übertragereinheit 64 bewirkt wird, als eine Funktion der Luftgeschwindigkeit eingestuft werden, und sie ist so anzuordnen, daß eine beliebige erforderliche oder erwünschte Frequenzreaktion berücksichtigt wird.
Wie in der Fig. 2a durch den Sehalter 66 angezeigt ist, wird das Signal, welches durch die Übertragereinheit 64 geliefert wird, der Summiereinheit 20 gemäß Fig. 1 als das C*U-Vorwärtsbefehlssignal C*UFFC zugeführt, wenn der Flugzeug-Autopilot nicht eingeschaltet ist. Wenn ein Autopilot-Einschaltsignal dem Schalter 66 zugeführt wird, liefert der Autopilot 68 seine eigene Version eines C*U- Vorwärtsbefehls in der Form des Signals C*UA/P,FFC. Alternativ kann gemäß der oben niedergelegten Beschreibung der Autopilot ein äquivalentes Signal δC erzeugen oder den Steuerknüppel bewegen. Unter diesen Umständen bleibt der Schalter 66 in der in der Fig. 2a dargestellten Position.

2b. Fühlbefehlssystem 52

Das Fühlbefehlssystem 52, welches in der Fig. 2b dargestellt ist, kombiniert zwei Signalkomponenten, welche durch das Fühlsystem 56 gemäß Fig. 2a dazu verwendet werden, geeignete Steuerknüppelkraft-Gradienten zu erzeugen. Die erste Fühlbefehls-Signalkomponente entspricht den Fühlbefehlen derjenigen Art, die in herkömmlichen Flugzeugfühlsystemen verwendet werden. Speziell werden in der Anordnung gemäß Fig. 2b Signale (die durch den Pfeil 102 angedeutet sind), die für einen oder mehrere Flugdaten- Parameter repräsentativ sind, einer Nachschlagetabelle 100 zugeführt oder einer anderen Anordnung, welche die Flugdatensignale in Fühlbefehlssignale umwandelt, welche die gewünschten Kraftgradienten als eine Funktion der Flugzeuggeschwindigkeit und anderer Parameter wie der Flugzeug- Neigungsgeschwindigkeit darstellen. In der Anordnung gemäß Fig. 2 wird das Fühlbefehlssignal, welches durch die Nachschlagetabelle 100 erzeugt wird, nicht direkt dem Flugzeugfühlsystem zugeführt (z. B. Fühlsystem 56 in der Fig. 1), sondern stattdessen einer Kombiniereinheit 98 zugeführt, wo das Signal mit einer zweiten Fühlbefehl- Signalkomponente kombiniert wird.
Gemäß der Erfindung ändert nach der unten niedergelegten Beschreibung die zweite Fühlbefehl-Signalkomponente diejenige Kraft erheblich, die für den Piloten erforderlich ist, den Steuerknüppel nach einer Sperre (Befehl zur Anhebung der Nase) zu bewegen oder zu halten, und zwar für geringe Luftgeschwindigkeiten (oder einen hohen Anstellwinkel). In der Anordnung der Fig. 2b wird ein Signal, welches für den gefilterten Anstellwinkel des Flugzeuges repräsentativ ist (oder alternativ für die gefilterte Luftgeschwindigkeit) (durch den Pfeil 50 angezeigt) einem Addiereingang einer Kombiniereinheit 90 zugeführt. Einem Subtrahiereingang der Kombiniereinheit 90 wird ein Signal zugeführt (in der Fig. 2b durch den Pfeil 104 dargestellt), welches für einen Anstellwinkel repräsentativ ist, welcher leicht über dem Flugzeug-Steuerknüppelrüttler-Anstellwinkel liegt (oder ein Signal, welches für eine Luftgeschwindigkeit repräsentativ ist, die etwas niedriger ist als die Steuerknüppelrüttler-Luftgeschwindigkeit). Wie aus dem Stand der Technik bekannt ist, sind Signale, welche für den Steuerknüppelrüttler-Anstellwinkel und die Steuerknüppelrüttler-Luftgeschwindigkeit repräsentativ sind, von Systemen zu erhalten, die als elektronisches Warnsystem ausgebildet sind, oder von anderen Systemen, die eine Warnung dafür liefern, daß ein Flugzeug überzogen wird.
Das Ausgangssignal der Kombiniereinheit 90 wird einer Skaliereinheit 92 zugeführt, welche einen Verstärkungsfaktor hat, der konstant sein kann oder in Abhängigkeit von der Flugzeugklappenstellung eingestellt sein kann und/oder eines oder mehrerer von Luftdatensignalen, welche die Flugzeug-Luftgeschwindigkeit angeben. Die Skaliereinheit 92 baut den Kraftgradienten auf, der zu dem nominalen Fühlbefehl-Kraftgradienten addiert wird, wenn das Flugzeug jenseits vom Anstellwinkel-Steuerknüppelrüttler (oder unterhalb der Steuerknüppelrüttler-Luftgeschwindigkeit) betrieben wird. Die Einstellung der Verstärkung der Skaliereinheit 92 in Abhängigkeit von Klappendaten und/oder Luftdaten ist in den meisten Situationen notwendig, kann jedoch auch eingeschlossen sein, um eine genaue Kontrolle über Variationen in der Steuerknüppelkraft zu haben, und zwar als eine Funktion der Luftgeschwindigkeit.
Das Signal, welches von der Skaliereinheit 92 geliefert wird, welches den Unterschied zwischen dem gefilterten Anstellwinkel und einem geeigneten Wert etwas jenseits des Steuerknüppelrüttler-Anstellwinkels darstellt (oder den Unterschied zwischen der gefilterten Luftgeschwindigkeit und einer geeigneten Luftgeschwindigkeit etwas unter der Steuerknüppelrüttlergeschwindigkeit), wird einem Begrenzer 94 zugeführt. Der Begrenzer 94 hat einen oberen Grenzwert von Null, um Signale auszuschalten, die erzeugt werden, wenn der gefilterte Anstellwinkel nicht über dem Steuerknüppelrüttler-Anstellwinkel liegt (minus des kleinen Toleranzbereichs) oder wenn die gefilterte Luftgeschwindigkeit nicht geringer ist als die Steuerknüppelrüttler- Luftgeschwindigkeit (plus dem kleinen Toleranzwert). Die untere Grenze des Begrenzers 92 ist so gewählt, daß die maximale Kraft aufgebaut wird, welche die Anordnung gemäß Fig. 2b auf den Steuerknüppel überträgt, wenn er sich hinter der Sperre befindet, wenn das Flugzeug jenseits von dem Steuerknüppelrüttler-Anstellwinkel ist (oder unterhalb der Steuerknüppelrüttler-Luftgeschwindigkeit).
Es folgt nun die Beschreibung der Anordnung gemäß Fig. 2b. Das Signal, welches von dem Begrenzer 94 geliefert wird, wird dem zweiten Addiereingang der Kombiniereinheit 98 über einen Geschwindigkeitsbegrenzer 96 zugeführt. Der Geschwindigkeitsbegrenzer 96 filtert oder glättet das Signal, welches der Kombiniereinheit 98 zugeführt wird, um plötzliche Veränderungen in dem Signalpegel zu vermeiden, welche bei Flugzeugsignalen auftreten könnten, welche den Flugzeug-Anstellwinkel und die gefilterte Luftgeschwindigkeit repräsentieren. Wie aus dem Stand der Technik bekannt ist, sind verschiedene andere Anordnungen möglich, beispielsweise kann ein Verzögerungsfilter verwendet werden, um ein Signal zu "glätten", und zwar in einer Art und Weise, welche derjenigen Art und Weise ähnlich ist, die von dem Geschwindigkeitsbegrenzer 96 gemäß Fig. 2b angewandt wird. Wie oben bereits bemerkt wurde, wird das Signal, welches durch die Kombiniereinheit 98 gemäß Fig. 2b geliefert wird, als das System-Fühlbefehlssignal 54 zur Verfügung gestellt, und zwar für das Flugzeug-Fühlsystem (56 in Fig. 2a).

2c. Steuerknüppel-Nullvorspannung-Entferner 60

Das gegenwärtig bevorzugte Regelungsgesetz für den Steuerknüppel-Nullvorspannung-Entferner 60 der Fig. 2a ist in der Fig. 2c dargestellt. Wie oben in Bezug auf die Fig. 2a beschrieben wurde, verwendet die Erfindung eine Steuerknüppelpositions-Nullvorgang-Korrektur, um Versatz- oder Vorspannungskomponenten zu kompensieren, welche in dem Signal vorhanden sein können, welches durch die Befehls- Steuerknüppelpositions-Übertrager geliefert wird, wenn die entsprechenden Befehlssteuerknüppel in der neutralen (gesperrten) Position sind.
In der in der Fig. 2c dargestellten Anordnung wird das Signal (durch den Pfeil 58 dargestellt), welches durch den linearen variablen Befehlssteuerknüppel-Differentialumformer (oder einen anderen Übertrager) geliefert wird, an einen Addiereingang einer Kombiniereinheit 82 übertragen, deren Ausgangssignal als das korrigierte Steuerknüppel- Positionssignal δC.COR weitergeleitet wird. Das Kompensationssignal oder Korrektursignal, welches gemäß der Erfindung bereitgestellt wird, wird einer Subtrahiereingangsklemme der Kombiniereinheit 82 zugeführt.
Wie in der Fig. 2c dargestellt ist, wird das Korrektursignal, welches durch die Erfindung bereitgestellt wird, durch einen Integrator 80 geliefert, dessen Ausgangssignal ebenfalls dem Subtrahiereingang einer Kombiniereinheit 72 zugeführt wird. Der Addiereingang der Kombiniereinheit 72 wird mit dem Befehls-Steuerknüppelpositions-Übertragersignal (Pfeil 58) über einen Begrenzer 70 versorgt. Das Ausgangssignal der Kombiniereinheit 72 wird durch einen Verstärkungsfaktor K&sub1; skaliert, und zwar durch die Skaliereinheit 74, und es wird einer Klemme eines Schalters 78 zugeführt. Der bewegliche Kontaktarm des Schalters wird mit dem Eingang des Integrators 80 verbunden. Wie durch den Block 76 dargestellt ist, wird dann, wenn der Schalter 78 nicht aktiviert ist (d. h. sich in der in der Fig. 2c dargestellten Position befindet), kein Eingangssignal an den Integrator 80 geliefert.
Die Anordnung gemäß Fig. 2c arbeitet folgendermaßen: der Sehalter 76 wird aktiviert, um den Eingang des Integrators 80 mit dem Ausgang der Skaliereinheit 74 zu verbinden, wenn der Flugzeug-Autopilot nicht eingeschaltet ist und außerdem nur eine kleine oder überhaupt keine Verlagerung des Steuerknüppels von der Sperre aus vorhanden ist. Wenn der Sehalter 78 aktiviert ist, wird somit das Signal, welches durch den Befehls-Steuerknüppelübertrager geliefert wird, dem Eingang des Integrators 80 über den Begrenzer 70, die Kombiniereinheit 72 und die Skaliereinheit 74 zugeführt, wobei das Ausgangssignal, welches durch den Integrator 80 geliefert wird, an die Subtrahiereingangsklemme der Kombiniereinheit 72 zurückgeführt wird. Wie vom Fachmann erkannt werden sollte, entspricht diese Rückführan ordnung derjenigen eines herkömmlichen Verzögerungsfilters, welches auch als Weichtastfilter bezeichnet werden könnte. Somit ist außer für eine kurze Zeitverzögerung das Nullvorspannungs-Korrektursignal, welches dem Subtrahiereingang der Kombiniereinheit 82 zugeführt wird, gleich dem Signal, welches durch den Befehls-Steuerknüppelrüttler-Übertrager geliefert wird (solange das Befehls- Steuerknüppelrüttler-Übertragungssignal innerhalb von dem Bereich des Begrenzers 70 liegt). Wenn der Steuerknüppel in der gesperrten oder neutralen Position bleibt und das Steuerknüppel-Übertragersignal innerhalb des Bereiches des Begrenzers 70 liegt, ist das korrigierte Steuerknüppelsignal, welches durch die Kombiniereinheit 82 geliefert wird, im wesentlichen gleich null. In dieser Hinsieht ist der Bereich des Begrenzers 70 so eingestellt, daß typische Befehls-Steuerknüppel-Übertragungsvorspannungs- oder -Versatzsignale innerhalb des Begrenzerbereichs liegen, jedoch Signale von größerem Wert nicht innerhalb dieses Bereichs sind.
Wenn der Pilot Kraft auf den Steuerknüppel ausübt, um den Steuerknüppel aus der gesperrten Stellung herauszuführen, wird der Sehalter 78 deaktiviert, so daß kein Eingangssignal an den Integrator 80 geliefert wird (durch den Block 76 dargestellt). Wenn kein Signal an den Integrator 80 geliefert wird, bleibt sein Ausgangssignal konstant. Somit bleibt das Signal, welches dem Subtrahiereingang der Kombiniereinheit 82 zugeführt wird, gleich der Versatz- oder Vorspannungskomponente des Befehls-Steuerknüppel- Übertragers. Dies bedeutet, daß die Vorspannungs- oder Versatzkomponente des Befehls-Steuerknüppel-Übertragersignals in dem korrigierten Steuerknüppelpositionssignal nicht vorhanden ist, welches durch die Kombiniereinheit 82 geliefert wird.
Der Schalter 78 wird betätigt, wenn Kräfte klein sind oder der Kraftfühler anzeigt, daß Kräfte ungültig oder falsch sind. Dies ermöglicht dem Nullvorspannungsentferner zufriedenstellend zu arbeiten, und zwar auch dann, wenn ein Steuerknüppelkraft-Übertragersignal ungültig wird, wodurch der Schalter 78 dazu gebracht wird, aktiviert zu bleiben, wenn der Pilot den Steuerknüppel aus der gesperrten Lage herausführt. In einem solchen fehlerhaften Zustand wird der Signalpfad, welcher die Kombiniereinheit 72, die Skaliereinheit 74 und den Integrator 80 aufweist, dabei bleiben, als Verzögerungsfilter oder Weichtastfilter zu arbeiten. Da jedoch das Eingangssignal, welches durch den Addiereingang der Kombiniereinheit 72 geliefert wird, den Bereich des Begrenzers 70 nicht überschreiten kann, wird nur ein kleiner Betrag des Steuerknüppel-Positionssignals verlorengehen. Insbesondere sind das Versatz- oder Vorspannungssignal der linearen variablen Differentialumformer und anderer Positionssfühler, welche gemäß der Erfindung verwendet werden, typischerweise nicht größer als wenige Prozent des maximalen Steuerknüppel-Auslenkungssignals. Da dies der Fall ist, gibt es nur eine kleine oder überhaupt keine bemerkbare Auswirkung auf den Piloten-Steuerknüppel, welche für die Neigungssteuerung des Flugzeuges erforderlich wäre, wenn der Schalter 78 aktiviert bliebe, wenn der Steuerknüppel aus der gesperrten Stellung herausgeführt werden sollte. Außerdem bleibt die Anordnung dabei, ein Ausgangssignal zu liefern, welches im wesentlichen gleich null ist, wenn der Steuerknüppel tatsächlich im gesperrten Zustand ist.

3. Diskussion des gesteuerten C*U-Prozessors 30

Wie oben bereits anhand der Fig. 1 diskutiert wurde, wird das korrigierte Steuerknüppel-Positionssignal, welches durch den Steuerknüppel-Nullvorspannung-Entferner 60 gemäß Fig. 2 geliefert wird, an einen gesteuerten C*U-Prozessor 30 geliefert, welcher das korrigierte Steuerknüppel- Positionssignal in ein C*U-Neigungsbefehlssignal umwandelt, welches das Piloten-Eingangssignal darstellt (C*UPilotCmd-Signal in Fig. 1). Wie ebenfalls anhand der Fig. 1 diskutiert wurde, wird das C* U-Neigungsbefehlssignal der Kombiniereinheit 22 zugeführt, wo es mit dem C*U-Kompensations- und -Schutzsignal C*UC & P kombiniert wird (anhand der Fig. 5a bis d diskutiert) und mit einem berechneten Wert des C*U-Neigungsbefehlssignals C*UComputed (welches anhand der Fig. 4 diskutiert wird).
In dem gesteuerten C*U-Prozessor 30, der in der Fig. 3 dargestellt ist, wird das korrigierte Steuerknüppel- Positionssignal δC.COR einem Filter 110 oder einer äquivalenten Anordnung zugeführt, welche eine Signalformung in der Weise durchführt, daß das korrigierte Steuerknüppel- Positionssignal δC.COR in ein Neigungssteuersignal umgewandelt wird, welches die gewünschten Eigenschaften hat (d. h. die gewünschte Beziehung zwischen der Steuerknüppelverlagerung und dem Neigungswinkelbefehl). Ein Signal, welches für den Staudruck repräsentativ ist (oder für ein anderes Luftdatensignal, welches die Luftgeschwindigkeit repräsentiert) (durch den Pfeil 120 dargestellt), wird einer Skaliereinheit 112 zugeführt. Der Verstärkungsplan der Skaliereinheit 112 wird so aufgebaut, daß das Ausgangssignal, welches durch die Anordnung gemäß Fig. 3 geliefert wird, zu einem C*U-Signal führt, welches eine verhältnismäßig konsistente Knüppelkraft pro g über die Flughüllkurve darstellt. Ein Multiplizierer 116 kombiniert das Signal, welches durch die Einstelleinheit 112 geliefert wird, und dasjenige Signal, welches durch das Filter 110 geliefert wird, um ein vom Piloten angefordertes C*U-Befehlssignal C*UPilotCmd bereitzustellen. Wie durch den Schalter 118 veranschaulicht wird, wird dasjenige Signal, welches durch den Multiplizierer 116 geliefert wird, der Summiereinheit 22 der Fig. 1 zugeführt, wann immer der Autopilot (68 in der Fig. 3) abgeschaltet ist. Wenn der Autopilot eingeschaltet ist, wird ein C*U-Befehlssignal, welches durch den Autopiloten erzeugt wird, nämlich ein Signal C*UAIP.CMD, der Summiereinheit 22 gemäß Fig. 1 über den Schalter 118 zugeführt. In Situationen, in denen der Autopilotenbefehl in Form eines Steuerknüppelbefehls vorliegt, bleibt der Schalter 118 in der in der Fig. 3 dargestellten Position.

4. Diskussion des berechneten C*U-Prozessor 32

4a. Berechneter C*U-Prozessor 32

Der berechnete C*U-Prozessor 32 ist Bestandteil des Querachsen-Stabilitäts- und Befehlssystems, welches die Größe C*U bestimmt, und zwar aufgrund von ermittelten Werten (hier auch als Rückführung bezeichnet). Eine Kombination aus den Gleichungen (1) und (2) liefert das folgende Kriterium:
C*U = NZ + Kqq - Kv (VCAS - VREF) (4)
Die Signalverarbeitung, welche durch den berechneten C*U- Prozessor 32 durchgeführt wird, setzt diese Gleichung in die Praxis um.
Wie in den Abschnitten 4e und 4d beschrieben wird, sind in der C*U-Realisierung der gegenwärtig bevorzugten Ausführungsform die normale Beschleunigung NZ und die Flugzeug- Neigungsgeschwindigkeit q auf die Erde bezogen, anstatt auf die Zelle oder den Rumpf des Flugzeuges.
Der C*-Teil der Gleichung (4) wird in einer Kombiniereinheit 132 erzeugt, welche als additives Eingangssignal ein Signal der normalen Beschleunigung NZ hat. Ein Neigungsgeschwindigkeitssignal q wird durch die Skaliereinheit 140 durch einen Verstärkungsfaktor Kq skaliert. Das Ausgangssignal der Skaliereinheit 140 wird der Kombiniereinheit 132 als zweites additives Eingangssignal zugeführt. Die Kombiniereinheit 132 liefert das C*-Kriterium. Die Eingangssignale NZ und q werden vorzugsweise ausgebildet oder geformt, wie es anhand der Fig. 4b, 4c und 4d beschrieben wird, wobei das normale Beschleunigungssignal NZ vorzugsweise ein kurvenkompensiertes normales Beschleunigungssignal in Bezug auf die Erde als Bezugssystem ist (Symbol EST in der Fig. 4c). In ähnlicher Weise ist das Neigungsgeschwindigkeitssignal q vorzugsweise ein kurvenkompensiertes Neigungsgeschwindigkeitssignal in Bezug auf die Erde als Bezugssystem (Symbol EST in der Fig. 4d). Die Prozessoren, welche dazu verwendet werden, die Größen EST und EST zu bilden, werden in den Abschnitten 4c und 4d unten diskutiert.
Der zweite Teil der Gleichung (3), das Geschwindigkeits- Stabilitätssignal Kv(VCAS - VREF) wird in dem Geschwindigkeits-Stabilitätsprozessor 150 gebildet. Das C*-Kriterum ist ein additives Eingangssignal für eine Kombiniereinheit 134, wie es das Geschwindigkeits-Stabilitätssignal Kv(VCAS - VREF) darstellt. Die Kombiniereinheit 134 liefert das gesamte berechnete C*U-Signal C*UComputed an die Kombiniereinheit 22, welche in der Fig. 1 verwendet wird, um das Fehlersignal EC*U zu erzeugen, wie es oben im Abschnitt 1 beschrieben wurde.
In der bevorzugten Ausführungsform des berechneten C*U- Signalprozessors 34 ermöglicht ein Sehalter 154, daß der Geschwindigkeits-Stabilitätsprozessor 150 das Geschwindigkeits-Stabilitätssignal Kv(VCAS - VREF) abgibt, es sei denn, daß der Autopilot im Gebrauch ist. Wenn der Autopilot im Gebrauch ist, wird der Schalter aktiviert, um ein Eingangssignal von null zu empfangen. Der Autopilot, welcher mit den gegenwärtig bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung verwendet wird, umfaßt eine Einrichtung zur Steuerung, Regelung oder Überwachung der Luftgeschwindigkeit. Wenn eine spezielle Anwendung der vorliegenden Erfindung ohne einen Autopiloten verwendet wird oder wenn keine Steuerung, Regelung oder Überwachung der Luftge schwindigkeit durchgeführt wird, mag dieser besondere Schalter 154 nicht erforderlich sein.
Die Neigungsgeschwindigkeitsverstärkung Kq ist gemäß dem klassischen C*-Kriterium gleich 0,217. Ein anderer Wert könnte ausgewählt werden, und zwar aufgrund von wünschenswerten Anforderungen des Piloten. Dieser Wert hat jedoch den Vorteil, daß er eine Größe C* erzeugt, welche Beiträge von NZ und q aufweist, die bei einer tatsächlichen Luftgeschwindigkeit von etwa 130 m/sec gleich sind. Die Werte, welche dazu verwendet werden, die Größen NZ, q und Kv(VCAS - VREF) zu bilden, basieren auf der Flugzeug-Normalbeschleunigung, auf der Neigungsgeschwindigkeit und auf einem Geschwindigkeitsfehler. Die Bildung dieser Terme wird unten diskutiert.

4b. Kurvenkompensationsprozessor 200

Die Fig. 4b veranschaulicht einen Kurvenkompensationsprozessor 200, welcher dazu verwendet wird, die Normalbeschleunigung NZ und eine Neigungsgeschwindigkeit q zu erzeugen, somit also Signale, welche in dem berechneten C*U- Prozessor 32 verwendet werden und auch in dem Geschwindigkeits-Stabilitätsprozessor 150. Kurvenkompensationsprozessoren 200 sind auf dem Fachgebiet der Stabilitäts- und Regelsysteme bekannt und werden somit hier nur allgemein beschrieben. Wenn ein Flugzeug in eine Kurvenlage gebracht wird, in welcher es eine Querneigung aufweist, wirkt der Auftrieb auf das Flugzeug weiterhin senkrecht zu seiner Tragflächen-Oberfläche. Dies führt dazu, daß derjenige Betrag des Auftriebes, der senkrecht zu der Erdoberfläche wirkt, abnimmt, so daß das Flugzeug somit an Höhe verliert. Um in derselben Höhe weiterzufliegen, als ob das Flugzeug keine Querneigung hätte, muß das Flugzeug seinen Auftrieb erhöhen, um die Abnahme des Auftriebes zu kompensieren, welche in der Richtung senkrecht zu der Erdoberfläche auftritt.
Eine Kurvenkompensation ist daher vorgesehen, um eine Höhenruderneigung zu addieren, um den erhöhten Auftrieb zu kompensieren, welcher erforderlich ist, um einen Flug in gleicher Höhe zu unterstützen, ohne daß ein zusätzliches Steuerknüppel-Eingangssignal δC vom Piloten erforderlich ist. Die Eingangssignale für den Kurvenkompensationsprozessor 200 umfassen Signale, wie Rollposition 170, Neigungsposition 172, auf den Rumpf bezogene Normalbeschleunigung 174, auf den Rumpf bezogene Neigungsgeschwindigkeit 176, vertikale Flugwegbeschleunigungsabschätzung 152 und Neigungsposition-Geschwindigkeitsabschätzung 150. Die Ausgangssignale des Kurvenkompensationsprozessors 200 umfassen kurvenkompensierte Signale der Normalbeschleunigung NZ und der Neigungsgeschwindigkeit q. In gegenwärtigen Ausführungsformen der Erfindung ist die Kurvenkompensation nur für Kurvenwinkel von weniger als 30 Grad vorgesehen, und sie wird für hohe Kurvenwinkel allmählich abgebaut.
Die vorliegende Erfindung verbessert frühere C*U- Anordnungen, indem verbesserte Eingangssignale verwendet werden, welche für die vertikale Flugwegbeschleunigung 150 und für die Neigungspositionsgeschwindigkeit 152 repräsentativ sind, die auf die Erde bezogen sind, anstatt auf ein Trägheitsbezugssystem. Die Bildung des auf die Erde bezogenen vertikalen Flugweg-Beschleunigungssignals 150 wird im Abschnitt 4c diskutiert und ist in der Fig. 4c dargestellt. Die Bildung eines auf die Erde bezogenen Neigungspositions-Geschwindigkeitssignals 152 wird im Abschnitt 4d diskutiert und in der Fig. 4d dargestellt.

4e. Normalbesehleunigungs-Komplementärfilter 264

Das Normalbeschleunigungs-Komplementärfilter 264 erzeugt ein auf die Erde bezogenes vertikales Flugweg- Beschleunigungssignal 150, welches wiederum zu einem auf die Erde bezogenen Normalbeschleunigungssignal NZ führt. Üblicherweise ist die Normalbeschleunigung NZ die Be schleunigung des Flugzeuges in Bezug auf ein Trägheitsbezugssystem. Das Querachsen-Stabilitäts- und Befehlssystem 19 gemäß der Erfindung unternimmt den Versuch, das Flugzeug in eine Normalbeschleunigung zu steuern oder zu regeln, welche die Erde als Bezugssystem nimmt, anstatt das Flugzeug selbst. Die Verwendung einer auf die Erde bezogenen Normalbeschleunigung, anstatt einer auf ein Trägheitssystem aufgebauten Normalbeschleunigung, führt zu den vorteilhaften Merkmalen in der Handhabung, in der Lage zu sein, bei einer konstanten Vertikalgeschwindigkeit zu fliegen (einschließlich einer Vertikalgeschwindigkeit von null) und zwar um eine runde Erde (d. h. das Flugzeug fliegt um die runde Erde ohne Eingabe von Neigungseingabebefehlen). Eine Steuerung oder Regelung mit einer auf ein Trägheitsbezugssystem gestützten Normalbeschleunigung führt nicht zu einer Flugzeug-Vertikalgeschwindigkeit, die in Bezug auf die Erde konstant ist.
Die auf die Erde bezogene Vertikalgeschwindigkeit z kann differenziert werden, um eine auf die Erde bezogene Normalbeschleunigung zu erreichen, es kann jedoch die Differenzierung von z eine nicht unbedeutende Menge von unerwünschtem Rauschen erzeugen. Gemäß der Darstellung in der Fig. 4c verwendet die vorliegende Erfindung ein komplementäres Filter, um ein erzeugtes Normalbeschleunigungssignal zMFTD mit dem Signal z zu kombinieren, um ein auf die Erde bezogenes Flugweg-Vertikalbeschleunigungs-Schätzsignal zEST zu erzeugen, welches anstatt des Flugweg- Vertikalbeschleunigungssignal 150 verwendet werden kann, und zwar durch den Kurvenkompensationsprozessor 200. Dies führt dazu, daß der Kurvenprozessor 200 ein kurvenkompensiertes und auf die Erde bezogenes Normalbeschleunigungssignal Nz,e liefert. Dieses Signal Nz,e ist dem üblichen Normalbeschleunigungssignal Nz überlegen, weil es dem Flugzeug ermöglicht, ohne Piloten-Eingangssignal um die Erde zu fliegen. Die auf die Erde bezogene Normalbeschleunigung Nz,e kann das Normalbeschleunigungssignal Nz erset zen, welches an den berechneten C*U-Prozessor 30 geliefert wird, sowie auch andere Teile des Querachsen-Stabilitäts- und Befehlverstärkungssystems 19.
Die Erzeugung eines Normalbeschleunigungssignals ZMFTD wird dadurch bewirkt, daß auf das Flugzeug bezogene Beschleunigungen auf die auf die Erde bezogene z-Achse abgebildet werden. Dieses Verfahren ist für Flugzeug-Stabilitäts- und Steuersysteme bekannt und wird in der Fig. 4c durch einen Beschleunigungsprozessor 272 dargestellt. Die auf die Erde bezogene Vertikalgeschwindigkeit z wird typischerweise von einem Luftdatensystem empfangen, welches ein Trägheitsbezugssystem aufweist.
Gemäß der Darstellung in der Fig. 4c wird das auf die Erde bezogene Flugweg-Vertikalbeschleunigungs-Schätzsignal EST durch eine Kombiniereinheit 282 geliefert, welche zwei Signale als additive Eingangssignale empfängt. Das erste Signal ist ein Teil des erzeugten Normalbeschleunigungssignals in der z-y-Ebene N,zy. Das zweite Signal ist ein Vertikalgeschwindigkeitsfehler Ei, welcher durch eine Skaliereinheit 270 geliefert wird, die einen Verstärkungsfaktor KSi aufweist. Das Eingangssignal für die Skaliereinheit 270 wird durch eine Kombiniereinheit 254 geliefert, welche als additive Eingangssignale die auf die Erde bezogene Vertikalgeschwindigkeit z und das Integral desjenigen Signals bekommt, welches durch eine Kombiniereinheit 278 geliefert wird. Die Integration wird durch einen Integrator 268 gemäß Fig. 4c durchgeführt. Das durch die Kombiniereinheit 278 gelieferte Signal wird durch die additiven Eingangssignale des auf die Erde bezogenen Flugweg- Vertikalbeschleunigungs-Schätzsignals EST und eines Teils des erzeugten Normalbeschleunigungssignals in der Längsachse des Flugzeuges N,x erzeugt.
Wie ersichtlich ist, verwendet das Normalbeschleunigungs- Komplementärfilter 264 die auf die Erde bezogene Vertikal geschwindigkeit #, um die für den stetigen Zustand maßgebende Charakteristik des auf die Erde bezogenen Flugweg- Vertikalbeschleunigungs-Schätzsignals EST zu treiben. Das auf die Erde bezogene Flugweg-Vertikalbeschleunigungs- Schätzsignal EST wird in dem berechneten C*U-Prozessor und in dem C*- und/oder dem C*U-Prozeß verwendete. Das kurvenkompensierte und auf die Erde bezogene Normalbeschleunigungssignal Nz,e wird vorzugsweise in dem berechneten C*U- Prozessor verwendet, obwohl es auch möglich ist, das kurvenkompensierte und auf ein Trägheitssystem bezogene unkompensierte Normalbeschleunigungs-Schätzsignal EST oder das unkompensierte auf ein Trägheitssystem bezogene Normalbeschleunigungssignal 150 zu verwenden.

4d. Neigungsgeschwindigkeits-Romplementärfilter

Das Neigungsgeschwindigkeits-Komplementärfilter erzeugt ein Neigungsposition-Geschwindigkeitssignal 152 in Bezug auf den örtlichen Horizont. Obwohl die Neigungsposition- Geschwindigkeit normalerweise die Winkelgeschwindigkeit des Flugzeuges in Bezug auf das Trägheitsbezugssystem ist, steuert oder regelt das Querachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungssystem 19 gemäß der vorliegenden Erfindung das Flugzeug mit einer Neigungspositions-Geschwindigkeit, welche auf die Erde bezogen ist. Die Verwendung einer auf die Erde bezogenen Neigungsgeschwindigkeit anstatt einer auf ein Trägheitssystem bezogenen Neigungsgeschwindigkeit ist vorteilhaft, weil sie die Möglichkeit bietet, mit einem konstanten Flugpegel um eine runde Erde zu fliegen. Eine Steuerung oder Regelung, die mit einer auf das Flugzeug selbst bezogenen Neigungsgeschwindigkeit arbeitet, läßt das Flugzeug nicht von selbst um die Erde fliegen, und der Pilot muß eine Korrektur durchführen.
Die auf die Erde bezogene Neigungsposition θ könnte differenziert werden, um eine auf die Erde bezogene Neigungsgeschwindigkeit zu erreichen, eine Differenzierung von θ kann jedoch eine nicht unbedeutende Menge an unerwünschtem Rauschen erzeugen. Wie es in der Fig. 4d veranschaulicht ist, verwendet die vorliegende Erfindung ein komplementäres Filter, um ein erzeugtes Neigungspositions-Geschwindigkeitssignal MFTD mit dem Signal θ zu kombinieren, um ein auf die Erde bezogenes Neigungspositions-Geschwindigkeits-Schätzsignal EST zu bilden, welches anstatt des Neigungspositions-Geschwindigkeitssignals 152 des Kurvenkompensationsprozessors 200 verwendet werden kann. Dies führt dazu, daß der Kurvenprozessor 200 ein kurvenkompensiertes und auf die Erde bezogenes Neigungspositions-Geschwindigkeitssignal qc liefert. Dieses Signal qc ist dem üblichen Neigungspositions-Geschwindigkeitssignal q überlegen, weil es eine vorteilhafte Langzeit-Flugzeugreaktion liefert. Das auf die Erde bezogene Neigungspositions-Geschwindigkeitssignal qc kann das Neigungspositions-Geschwindigkeitssignal q ersetzen, welches durch den berechneten C*U- Prozessor 30 geliefert wird, und zwar ebenso wie andere Teile des Querachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungs- Systems 19.
Das erzeugte Neigungspositions-Geschwindigkeitssignal MFTD wird dadurch gebildet, daß das auf ein Trägheitssystem gestützte Neigungsgeschwindigkeitssignal q, die Rollgeschwindigkeit γ und die Giergeschwindigkeit p auf das Erdbezugssystem abgebildet werden. Diese Aufgabe ist in der Technik der Flugzeugstabilitäts- und Regelsysteme bekannt und ist in der Fig. 4d durch einen Neigungsgeschwindigkeitsprozessor 330 dargestellt. Das auf die Erde bezogene Geschwindigkeits-Positionssignal θ wird typischerweise von einem Luftdatensystem empfangen, welches mit einem Trägheitsbezugssystem arbeitet.
Gemäß der Darstellung in der Fig. 4d wird das auf die Erde bezogene Neigungspositions-Geschwindigkeits-Schätzsignal EST durch eine Kombiniereinheit 332 geliefert, welche zwei Signale als additive Eingangssignale empfängt. Das erste Signal ist das Neigungspositions-Geschwindigkeitssignal MFTD, welches durch den Neigungsgeschwindigkeitsprozessor 330 geliefert wird. Das zweite Signal ist ein Neigungspositions-Fehlersignal Eθ, welches durch eine Skaliereinheit 324 geliefert wird, die einen Verstärkungsfaktor KEθ aufweist. Das Eingangssignal für die Skaliereinheit 332 wird durch eine Kombiniereinheit 314 geliefert, welche ein additives Eingangssignal des auf die Erde bezogenen Neigungspositionssignals θ und ein subtraktives Eingangssignal hat, welches für das Integral des auf die Erde bezogenen Neigungspositions-Geschwindigkeits-Schätzsignals EST repräsentativ ist. Die Integration wird durch einen Integrator 328 gemäß Fig. 4d durchgeführt.
Wie anzuerkennen ist, verwendet das Neigungsgeschwindigkeits-Komplementärfilter das auf die Erde bezogene Neigungspositionssignal θ, um die für einen stetigen Zustand maßgebliche Charakteristik des auf die Erde bezogenen Neigungspositions-Geschwindigkeits-Schätzsignals EST abzuleiten. Das kurvenkompensierte und auf die Erde bezogene Neigungspositions-Geschwindigkeitssignal ge wird vorzugsweise in dem berechneten C*U-Prozessor verwendet, obwohl es auch möglich ist, das kurvenkompensierte und auf ein Trägheitssystem bezogene Neigungsgeschwindigkeitssignal q, das auf die Erde bezogene unkompensierte Neigungsgeschwindigkeits- Schätzsignal θEST oder das unkompensierte und auf ein Trägheitssystem bezogene Neigungspositions-Geschwindigkeitssignal 152 zu verwenden.

4e. Geschwindigkeitsstabilitätsprozessor 150

Der Geschwindigkeitsstabilitätsprozessor 150 liefert ein Geschwindigkeitsstabilitäts-Rückführsignal KvUerror, welches ein direktes Trimmungssignal 372 und ein Phygoid- Dämpfungs-Rückführsignal 400 einschließt. Zusätzlich bestimmt ausschließlich der Geschwindigkeitsstabilitätsprozessor 150 die C*U-Bezugsgeschwindigkeit VREF, und zwar auf der Basis der aktuellen Position der Neigungstrimmungseinrichtung 354.
In der dargestellten Anordnung wird die Bezugsgeschwindigkeit VPEF mit einer Neigungstrimmungseinrichtung 354 aufgebaut, beispielsweise mit einem Daumenschalter oder mit einem Schwenkhebel, der drei Positionen hat. Bei der normalen (nicht aktivierten) Position der Trimmungseinrichtung 354 wird ein Neigungstrimmungssignal 364 erzeugt, welches gleich null ist.
Wenn der Pilot die Trimmungseinrichtung 354 einstellt, wird das Neigungstrimmungssignal 364 erzeugt, welches entweder -1 oder +1 darstellt, in Abhängigkeit davon, ob der Pilot die Nase nach oben oder nach unten trimmt. Das Neigungstrimmungssignal 364 wird in einem Multiplizierer 364 mit einem Verstärkungsfaktor Kt multipliziert, wodurch das Signal in eine Änderungsgeschwindigkeit des Luftgeschwindigkeits-Bezugssignals (Signal 378) umgewandelt wird. Solange der Pilot die Neigungstrimmungseinrichtung 354 einstellt, wird die Änderungsgeschwindigkeit des Luftgeschwindigkeits-Bezugssignals 378 dabei bleiben, weiterhin in dem Integrator 376 integriert zu werden, so daß dadurch ein neues Bezugsgeschwindigkeitssignal 382 gebildet wird. Wenn es erwünscht ist, kann der Wert von Kt eine Funktion von Luftdaten sein.
Die Positionen 374, 375 und 380 in der Fig. 4e beziehen sich auf die Einstellung eines Ausgangswertes für VREF. Bei 374 ist ein Auslöse- und Synchronisierprozessor dargestellt, welcher ein Ausgangs-Triggersignal 375 hat, welches dann, wenn in die Position "wahr" gestellt wird, dem Integrator 376 signalisiert, daß er als Eingangssignal das laufende und gefilterte Luftgeschwindigkeitssignal Vcas verwenden soll, welches in der Fig. 4e mit einer gestrichelten Linie 380 dargestellt ist. Wenn das Ausgangstriggersignal 375 in die Stellung "falsch" gebracht wird, ver wendete der Integrator 376 die Änderungsgeschwindigkeit des Luftgeschwindigkeits-Bezugssignals 378, welches oben beschrieben wurde.
Die Logik, welche durch den Auslöse- und Sychronisierprozessor 374 verwendet wird, setzt das Ausgangstriggersignal 375 vorzugsweise auf "wahr", und zwar dann, wenn eine der beiden folgenden Bedingungen erfüllt ist:
(1) Das Ausgangstriggersignal 375 wird nach dem Start für eine vorgegebene Zeitperiode T auf "wahr" gesetzt, es sei denn, daß die Flugzeuglängsbeschleunigung für eine vorgegebene Zeitspanne während der vorgenannten Zeitperiode T auf einen Wert abgesunken ist, der geringer ist als ein vorgegebener Wert.
(2) Das Ausgangstriggersignal 375 wird auf "wahr" gesetzt, wenn die Luftgeschwindigkeitsdifferenz Verror zu der Zeit innerhalb eines vorgegebenen Bereiches liegt, zu welcher die Trimmungseinrichtung auf den Wert null zurückgesetzt wird.
Die erste Bedingung dient dazu, daß eine Anfangsbezugsgeschwindigkeit nach dem Start festgelegt wird. Die zweite Bedingung hat den Zweck, die Arbeitsbelastung des Piloten zu vermindern, die erforderlich ist, um das Flugzeug zu trimmen.
Das anfängliche Bezugsgeschwindigkeitssignal 382 wird durch einen Begrenzer 384 begrenzt, welcher minimale und maximale Geschwindigkeitsgrenzen hat. Diese Grenzen basieren auf der Flughöhekurve für das Flugzeug, welche durch seine besondere Konfiguration bestimmt wird. Die Minimum- Grenzen werden in dem gegen ein Überziehen des Flugzeuges vorhandenen Schutzprozessorteil des Abschnittes 5 beschrieben. Die Maximum-Geschwindigkeitsgrenzen werden so festgelegt, daß sowohl die resultierende Bezugsgeschwin digkeit Vref und ihre entsprechende Mach-Zahl bei oder unter der maximalen Betriebsgeschwindigkeit Vmo und der maximalen Betriebs-Mach-Zahl Mmo liegen.
Obwohl der Pilot die Bezugsgeschwindigkeit VIF unter Verwendung der Neigungstrimmungseinrichtung 354 einstellen kann, ist es nicht möglich, das Flugzeug auf Geschwindigkeiten außerhalb desjenigen Geschwindigkeitsbereichs zu trimmen, welcher durch den Begrenzer 384 festgelegt ist. Dieses Merkmal ist wünschenswert, weil es dazu führt, daß der Pilot den Steuerknüppel in einer nicht neutralen Position halten muß, um eine Übergeschwindigkeit oder eine Untergeschwindigkeit des Flugzeuges herbeizuführen, so daß der Pilot dadurch auf den Zustand einer Übergeschwindigkeit oder einer Untergeschwindigkeit aufmerksam gemacht wird.
Die resultierende Bezugsgeschwindigkeit VIF wird dann in der Kombiniereinheit 398 mit der aktuellen gefilterten kalibrierten Luftgeschwindigkeit Vcas kombiniert, um die Luftgeschwindigkeitsdifferenz Verror zu bilden. Die gefilterte kalibrierte Luftgeschwindigkeit, die auf Vcas basiert, wird durch eine Luftdateneinheit dem Geschwindigkeits-Stabilitätsprozessor 150 zugeführt. Vorzugsweise wird Vcas angemessen gefiltert, bevor dieses Signal dem Prozessor 150 zugeführt wird, um Signalanteile zu eliminieren, welche durch Turbulenz verursacht werden. Andere Luftgeschwindigkeitssignale können gegebenenfalls verwendet werden, z. B. die Mach-Zahl oder die ungefilterte kalibrierte Luftgeschwindigkeit, unter der Annahme, daß die entsprechenden Verstärkungen und Einstufungen ordnungsgemäß aufgebaut sind.
In einer Kombiniereinheit 396 wird das Signal Verror mit einem direkt Trimmungssignal 372 kombiniert, um ein gesteigertes oder verbessertes Signal Verror zu bilden (Signal 404). Das Direkttrimmungssignal 372 wird in einem Direkttrimmungssignal-Prozessor 356 berechnet. Die Funktion des Direkttrimmungssignals 373 besteht darin, einen zusätzlichen Höhenruderbefehl zu liefern, um die sofortige Reaktion des Höhenruders in einem herkömmlichen Flugzeug in Bezug auf die Aktivierung der Trimmungseinrichtung zu emulieren. Luftgeschwindigkeits-Luftdaten oder eine Klappenposition wird dazu verwendet, das Direkttrimmungssignal 372 zu erzeugen, welchem das zugehörige Vorzeichen gegeben wird, in Abhängigkeit davon, ob das Flugzeug nach oben oder nach unten getrimmt werden soll, was durch das Eingangssignal 364 angezeigt wird.
Das gesteigerte oder verbesserte Signal Verror, nämlich das Signal 404, wird durch einen Luftgeschwindigkeits- Verstärkungsfaktor Kv im Multiplizierer 406 multipliziert. Dies führt zu einem vorläufigen Geschwindigkeitsstabilitäts-Rückführsignal 408. Der Luftgeschwindigkeits-Verstärkungsfaktor Kv wird dazu verwendet, die Steuerknüppelkraft einzustellen, wobei die Krafteinheit pro Geschwindigkeitseinheit der Abweichung der Flugzeuggeschwindigkeit von einer Bezugsgeschwindigkeit berücksichtigt wird. Gegebenenfalls kann der Wert von Kv eine Funktion von Luftdaten sein.
Schließlich kombiniert die Einheit 410 das vorläufige Geschwindigkeitsstabilitäts-Rückführsignal 408 mit einem Phygoid-Dämpfungs-Rückführsignal 400, welches von einem Phygoid-Dämpfungs-Rückführprozessor 344 empfangen wird. Der Zweck dafür, das Phygoid-Dämpfungssignal in das Geschwindigkeitsstabilitäts-Rückführsignal KvVerror einzubeziehen, besteht darin, eine angemessene Dämpfung im Phygoid-Modus zu erreichen. Solche Prozessoren 344 sind im Stand der Technik bekannt, wenn es darum geht, ein Flugzeugstabilitäts- und Kontrollsystem zu bauen. Das daraus resultierende Signal ist das Geschwindigkeitsstabilitäts- Rückführsignal KvUerror, welches in dem berechneten C*U- Prozessor 32 verwendet wird, der oben beschrieben wurde.
Eine tote Zone kann auf Verror untergebracht werden, so daß eine Geschwindigkeitsstabilität nur dann gegeben ist, wenn Verror größer ist als ein vorgegebener Wert. Solch ein totes Band liefert eine neutrale Geschwindigkeitsstabilität für ein Band von Geschwindigkeiten, welches die Trimmungsgeschwindigkeit einschließt.

5. Diskussion des Kompensations- und Schutzprozessors 34

Wie oben bereits im Zusammenhang mit der Fig. 1 erwähnt wurde, umfaßt die Erfindung einen Kompensations- und Schutzprozessor (34 in der Fig. 1), der ein Kompensations- und Schutzsignal C*UC & P liefert, welches mit der Differenz zwischen dem berechneten C*U-Signal C*UComputed und dem vom Piloten angeordneten C*U-Neigungsbefehl C*UPilotCmd kombiniert wird, um das C*U-Fehlersignal EC*U zu erzeugen.

5a. Überzieh-Schutzprozessor 416

Gemäß der Darstellung in der Fig. 5a umfaßt der Kompensations- und Schutzprozessor 34 der gegenwärtig bevorzugten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung einen Überzieh- Schutzprozessor 416, welcher ein C* U-Untergeschwindigkeits-Schutzsignal (C*UUS) liefert, weiterhin einen Ausschweb-Kompensationsprozessor 414, der ein C*U-Ausschweb- Kompensationssignal (C*UFL) liefert und schließlich einen Übergeschwindigkeits-Schutzprozessor 414, der ein C*U- Übergeschwindigkeits-Schutzsignal (C*UOS) liefert. Diejenigen Signale, welche durch den Überzieh-Schutzprozessor 416, den Ausschweb-Kompensationsprozessor 414 und den Übergeschwindigkeits-Schutzprozessor 412 geliefert werden, werden den Eingangsklemmen der Kombiniereinheit über die Signalwege 422, 420 bzw. 418 zugeführt. In der dargestellten Anordnung wird das Ausgangssignal der Kombiniereinheit 424 einem Schalter 428 zugeführt, der aktiviert sein mag oder auch nicht, und zwar durch das Flugzeug-Autopiloten- Einschaltsignal, welches von der Systemkonstruktionsauswahl abhängt.
Der Überzieh-Schutzprozessor 416 funktioniert so, daß der (1) eine untere Grenze für den Wert von C*UVREF festlegt, welcher durch die Besatzung des Flugzeuges eingestellt werden kann, und (2) die Größe der Systemgeschwindigkeits- Stabilitätsrückführung erhöht, während das Flugzeug mit Untergeschwindigkeit fliegt, wodurch ein größerer Befehl zur Korrektur gegeben wird, um die Nase nach unten zu drücken, und wobei der Pilot auf die Untergeschwindigkeit aufmerksam gemacht wird.
Die gegenwärtig bevorzugte Ausführungsform des Überzieh- Schutzprozessors 416, welcher in der Fig. 5B dargestellt ist, hat zwei Betriebszustände. Der erste Betriebszustand ist ein Startmodus, welcher ein Untergeschwindigkeits- Schutzsignal C*UUs liefert und eine untere Grenze für die C*U-Bezugsgeschwindigkeit VREF(MIN), und zwar nur während der Anfangsphase für den Flugzeugstartvorgang. Insbesondere werden während der anfänglichen Startphase sowohl das C*U- Untergeschwindigkeits-Schutzsignal als auch der Minimalwert der C*U-Bezugsgeschwindigkeit aufgebaut, um zu Merkmalen beim Neigungsverhalten zu kommen, welche es dem Piloten erlauben, eine geeignete Aktivität auszulösen, wenn ein Triebwerk ausfallen sollte. Die zweite Betriebsart des in der Fig. 5b dargestellten Überzieh-Schutzprozessors ist der nach dem Start auftretende Betriebsmodus, bei welchem der Prozessor ein C*U-Untergeschwindigkeits- Schutzsignal und einen Minimalwert der C* U-Bezugsgeschwindigkeit liefert, wobei diese Signale dem Betrieb des Flugzeuges in normalen Flugbereichen angepaßt sind. In beiden Betriebsarten werden der Wert des Untergeschwindigkeits- Schutzsignals und der Minimalwert der C* U-Bezugsgeschwindigkeit in Bezug auf den Schutzbandwert für zu niedrige Geschwindigkeit eingestellt, wobei dieses Band allgemein als Obergrenze oder als Gipfel des Schutzbandes oder Si cherheitsbandes bezeichnet wird. Wie aus dem Stand der Technik bekannt ist, entspricht die Obergrenze oder der Gipfel des Schutzbandes oder Sicherheitsbandes derjenigen Geschwindigkeit, bei welcher das Flugzeug eine 40-Grad- Kurve fliegen kann, ohne daß der Anstellwinkel so groß wird, daß der Steuerknüppelrüttler ausgelöst wird oder eine Flatter-Warnung gegeben wird, d. h. ohne daß ein Flugzustand erreicht wird, in welchem die Flugzeugbesatzung davor gewarnt wird, daß ein Überziehen oder ein Abreißen der Strömung oder ein Flattern drohen könnte.
Die Anordnung der Fig. 5b schaltet automatisch zwischen der Anfangsphase des Startmodus und der Endphase des Startmodus um, wobei die zugehörige Signalumschaltung durch herkömmliche Sehalter S1-A, S1-B und S1-C angezeigt wird, von denen jeder in dem reduzierten Trimmungsbegrenzungsmodus dargestellt ist. In der gegenwärtig bevorzugten Ausführungsform der Erfindung wird nur in die Endphase des Startmodus umgeschaltet, wenn drei Bedingungen erfüllt sind. Es erfolgt insbesondere ein Umschalten, (1) wenn eine vorgegebene Zeit seit dem Start verstrichen ist (z. B. 15 Sekunden) und (2) wenn die Flugzeuggeschwindigkeit größer ist als es an der Obergrenze des Sicherheitsbandes vorgegeben ist, und zwar um einen vorgegebenen Betrag (z. B. vier Knoten) und außerdem (3) wenn die C*U- Bezugsgeschwindigkeit C*U VREF, welche durch die Flugzeugbesatzung eingestellt wird, die Obergrenze des Schutzbandes oder Sicherheitsbandes um einen vorgegebenen Betrag (z. B. vier Knoten) übersteigt.
Wenn die Schalter S1-A, S1-B und S1-C in der in der Fig. 5b dargestellten Position sind (Startmodus), wird die untere Grenze für die C*U-Bezugsgeschwindigkeit VREF(MIN) auf einen Wert gesetzt, der unterhalb von der Obergrenze des Sicherheitsbandes oder Schutzbandes liegt. Insbesondere wird gemäß Fig. 5b ein Signal, welches für den Steuerknüppelrüttler VSS repräsentativ ist, durch das Flugzeug- Warnelektronik-System oder eine ähnliche Quelle an eine Klemme 434 geführt. Im Block 436 wird VSS durch eine konstante KVS1 skaliert, um ein Signal zu liefern, welches unterhalb der Obergrenze des Schutzbandes oder Sicherheitsbandes liegt, und zwar um einen gewünschten Wert (z. B. eine Hälfte des Schutzband-Geschwindigkeitswertes), und zwar an eine Klemme des Schalters S1-A. Während das Signal durch den Schalter S1-A geht, wird das Signal gefiltert (durch einen Geschwindigkeitsbegrenzer oder ein Weichtastfilter 438), um plötzliche Veränderungen in dem Steuerknüppelrüttler-Geschwindigkeitssignal VSS zu eliminieren, wobei die gegenwärtig bevorzugte Ausführungsform der Erfindung eine Geschwindigkeitsbegrenzung von etwa vier Knoten pro Sekunden verwendet. Wenn sich das System in dem reduzierten Trimmungsbegrenzungsmodus befindet, wird das Signal, welches durch den Geschwindigkeitsbegrenzer (oder das Weichtastfilter) 436 geliefert wird, über den Schalter S1-B als die C*U-Minimalbezugsgeschwindigkeit C*U VREF(MIN) übertragen. Somit ist zu bemerken, daß während der frühen Startphase die minimale C*U-Bezugsgeschwindigkeit unterhalb von der Obergrenze des Schutzbandes liegt, und dies ist ein Merkmal, welches es dem Piloten ermöglicht, unterhalb von der Obergrenze des Schutzbandes zu trimmen, d. h. eine C*U-Bezugsgeschwindigkeit C*U VIF einzustellen, welche unterhalb der Obergrenze des Schutzbandes liegt. Dieses Merkmal ist nur erforderlich, wenn die Geschwindigkeit für einen Triebwerksausfall, die ungefähr festgelegt wird, innerhalb des Schutzbandes liegt.
Es wird nunmehr weiterhin auf die Fig. 5b Bezug genommen. Während des Betriebes der dargestellten Überzieh-Schutzprozessors in dem reduzierten Trimmungsbegrenzungsmodus wird das Signal, welches durch den Geschwindigkeitsbegrenzer 438 geliefert wird, auch als Überziehschutz- Untergeschwindigkeits-Bezugssignal verstanden, welches einer subtraktiven Eingangsklemme einer Kombiniereinheit 440 über den Schalter S1-C zugeführt wird. Die Kombinierein heit 440 subtrahiert das Überziehschutz-Untergeschwindigkeits-Bezugssignal von einem Signal, welches für die gefilterte Flugzeug-Luftgeschwindigkeit repräsentativ ist, welches einer Klemme 442 in der Fig. 5b zugeführt wird und weiterhin einem additiven Eingang der Kombiniereinheit 440. Das Ausgangssignal der Kombiniereinheit 440 ist somit repräsentativ für die Differenz zwischen dem gefilterten Luftgeschwindigkeitssignal und der für den Überziehschutz festgesetzten Geschwindigkeit für das Untergeschwindigkeitssignal. Dieses Geschwindigkeitssignal, welches durch die Kombiniereinheit 440 geliefert wird, wird durch einen Verstärkungsfaktor KVS3 im Block 444 skaliert und einem additiven Eingang einer Kombiniereinheit 446 zugeführt.
Der Verstärkungsfaktor KVS3 wird gewählt, um eine gewünschte Veränderung in der Kraft zu erreichen, die erforderlich ist, um den Steuerknüppel zu bewegen oder zu halten, nachdem er seine neutrale Positionssperre überwunden hat, wenn das Flugzeug-Luftgeschwindigkeitssignal geringer ist als das Untergeschwindigkeits-Bezugssignal, d. h. wenn die Flugzeug-Luftgeschwindigkeit kleiner ist als ein ausgewählter Untergeschwindigkeits-Bezugswert. Wie unter Bezugnahme auf die Fig. 4e beschrieben wurde, wird beispielsweise durch das Geschwindigkeits-Stabilitäts-Rückführmerkmal der Erfindung ein vorgegebener Steuerknüppel- Kraft-Gradient aufgebaut, welcher den Piloten dazu veranlaßt, einen zusätzlichen Steuerknüppelbefehl zu geben, um diejenige Luftgeschwindigkeit aufrechtzuerhalten, welche oberhalb oder unterhalb von der C*U-Bezugsgeschwindigkeit (C*U VREF) liegt. Bei der gegenwärtig bevorzugten Ausführungsform der Erfindung liegt der Steuerknüppelkraft- Gradient, der erforderlich ist, um bei Geschwindigkeiten oberhalb oder unterhalb der C*U-Bezugsgeschwindigkeit zu fliegen, bei etwa 1,5 kp/Knoten. Bei diesen Ausführungsformen addiert der Verstärkungsfaktor KVS3 der dargestellten Untergeschwindigkeits-Schutzanordnung einen zusätzlichen Betrag von etwa 6 kp/Knoten des Kraftgradienten, was zur Wirkung kommt, wenn die Luftgeschwindigkeit kleiner ist als eine ausgewählte Untergeschwindigkeit (etwa die Hälfte der Obergrenze des Schutzbandes, wobei die Anordnung der Fig. 5b im Startmodus arbeitet, und die Obergrenze des Schutzbandes, wenn die Anordnung im Post- Startmodus arbeitet). Das Erfordernis der zusätzlichen Steuerknüppelkraft macht den Piloten darauf aufmerksam, daß ein Untergeschwindigkeitszustand vorliegt, verhindert jedoch nicht, daß der Pilot eine bewußte Entscheidung trifft, um das Flugzeug bei niedriger Geschwindigkeit zu manövrieren.
Weiterhin ergibt sich aus der Anordnung gemäß Fig. 5b, daß die Kombiniereinheit 446 eine Dämpfung des C*U- Untergeschwindigkeitssignal C*UUS als eine Funktion der Flugzeug-Neigungsgeschwindigkeits-Kurvenkompensation liefert. In der Anordnung gemäß Fig. 5b wird ein Signal, welches für die Neigungsgeschwindigkeits-Kurvenkompensation repräsentativ ist, einer Klemme 448 zugeführt, durch einen geeigneten Verstärkungsfaktor KVS2 skaliert (im Block 450 angezeigt) und einer subtraktiven Eingangsklemme der Kombiniereinheit 446 zugeführt. Das Signal, welches durch die Kombiniereinheit 446 geliefert wird, wird dann durch einen Begrenzer 452 verarbeitet und als das reduzierte Trimmungsbegrenzungsmodus-C* U-Untergeschwindigkeits-Befehlssignal weitergeführt. Die obere Grenze des Begrenzers 452 wird vorzugsweise auf null gesetzt. Dies bedeutet, daß in der bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ein C*U- Untergeschwindigkeitssignal nicht bereitgestellt wird (d. h. gleich null ist), sobald die gefilterte Luftgeschwindigkeit größer ist als der Bezugswert für die Überziehschutz-Untergeschwindigkeit. Somit hat der Überziehschutz-Prozessor 416 keine Wirkung auf das C*U-Schutz- und -Kompensationssignal, wenn die Flugzeuggeschwindigkeit oberhalb eines vorgegebenen Wertes liegt (etwa bei der Hälfte der Obergrenze des Schutzbandes für die gegenwärtig bevorzugte Ausführungsform der Erfindung, wenn sie im Startmodus arbeitet, und bei der Obergrenze des Schutzbandes, wenn sie in dem Post-Startmodus arbeitet).
Die untere Grenze des Begrenzers 452 stellt den maximalen Betrag des Nase-runter-Neigungssignals dar, welches von dem Untergeschwindigkeits-Schutzprozessor geliefert werden kann. Gemäß der Erfindung wird diese obere Grenze auf einen Wert festgelegt, welcher die Erzeugung von Untergeschwindigkeitsschutz-Nase-runter-Befehlssignalen verhindert, welche nicht dadurch übersteuert werden können, daß der Pilot den Steuerknüppel kraftvoll betätigt.
Wie vorher bereits bemerkt wurde, wird durch den Überzieh- Schutzprozessor gemäß Fig. 5b während des Startvorgangs automatisch die Betriebsart verändert, wenn keine Notwendigkeit mehr besteht, dem Piloten zu erlauben, daß er die Geschwindigkeitstrimmung zu bewerten hat (Einstellen der C*U-Bezugsgeschwindigkeit VpEF), und zwar unterhalb der Obergrenze des Schutzbandes. Wenn die Anordnung gemäß Fig. 5b aus dem reduzierten Trimmungs-Begrenzungsmodus ausgeschaltet wird (d. h. in den Post-Startmodus), wird ein Signal, welches für die Obergrenze des Schutzbandes repräsentativ ist, dem Eingang des Geschwindigkeitsbegrenzers 438 über die Klemme 437 und den Schalter S1-A zugeführt. Ebenso wie das Steuerknüppelrüttler-Geschwindigkeitssignal, welches durch das System in dem reduzierten Trimmungsbegrenzungsmodus verwendet wird, kann auch dasjenige Signal, welches die Obergrenze des Schutzbandes repräsentiert, aus dem elektronischen Warnsystem des Flugzeuges oder aus einer ähnlichen Quelle erreicht werden. Außerdem kann das Signal, welches für die Obergrenze des Schutzbandes repräsentativ ist, aus der Steuerknüppelrüttler- Geschwindigkeit abgeleitet werden und umgekehrt, ohne daß die Leistungsfähigkeit des Systems nennenswert beeinträchtigt würde. In dieser Hinsicht kann das Eingangssignal für den Schalter S1-A entweder auf die Obergrenze des Schutzbandes (welches für einen Lastfaktor kompensiert ist) oder auf die Steuerknüppelrüttler-Geschwindigkeit gestützt werden oder aber auf diese beiden Größen zugleich.
Es ist zu bemerken, daß dann, wenn die Anordnung gemäß Fig. 5b in dem Post-Startmodus arbeitet, das Untergeschwindigkeits-Bezugssignal, welches dem subtraktiven Eingang der Kombiniereinheit 440 zugeführt wird, nicht identisch ist mit demjenigen Signal, welches durch den Geschwindigkeitsbegrenzer 438 geliefert wird. Dies bedeutet, während des Betriebes im Post-Startmodus wird das Signal, welches durch den Geschwindigkeitsbegrenzer 438 geliefert wird, multipliziert (am Block 454 angezeigt) mit einer Untergeschwindigkeitsrückführ-Bezugsverstärkung (am Block 456 angezeigt), wobei das Ausgangssignal, welches durch den Multiplizierer 454 geliefert wird, der subtraktiven Eingangsklemme der Kombiniereinheit 440 über den Schalter S1-C zugeführt wird. Die Untergeschwindigkeitsrückführ-Bezugsverstärkung 456 ist eine Funktion der Flugzeuggeschwindigkeit (z. B. Mach-Zahl) und wird so aufgebaut, daß das Untergeschwindigkeits-Bezugssignal relativ konstant ist (z. B. gleich eins) und zwar bei einer relativ geringen Luftgeschwindigkeit, und bei höherer Luftgeschwindigkeit abnimmt.
Der Zweck dafür, die Untergeschwindigkeitsrückführ-Bezugsverstärkung als eine Funktion der Luftgeschwindigkeit einzustufen, besteht darin, die erhöhte Steuerknüppelkraft- Charakteristik teilweise zu versetzen, welche sich bei erhöhter Geschwindigkeit durch das Flugzeugfühlsystem aufgebaut hat, welches anhand der Fig. 2a beschrieben wurde. Das spezielle Ziel besteht darin, ein Erfordernis einer Steuerknüppelkraft beim Steuerknüppelrüttler-Anstellwinkel (αSS) zu erreichen, welches für alle Flugzustände verhältnismäßig gleichmäßig ist (erwünschter Bereich von etwa 7 bis 12 kp) und zwar bei den gegenwärtig bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung.
Wie bereits im Zusammenhang mit dem Betrieb im Startmodus diskutiert wurde, erzeugt die Kombiniereinheit 440 ein Signal, welches für die Differenz zwischen der gefilterten Flugzeug-Luftgeschwindigkeit und dem Untergeschwindigkeits-Bezugssignal repräsentativ ist. Das Geschwindigkeitsdifferenzsignal wird im Block 444 durch KVS3 skaliert, um bei Geschwindigkeiten unter der Untergeschwindigkeits- Bezugsgeschwindigkeit eine erwünschte Zunahme in dem Steuerknüppel-Kraftgradienten zu erreichen. Eine Neigungsgeschwindigkeits-Kurven-Kompensationsdämpfung wird in der Kombiniereinheit 446 durchgeführt. Das daraus resultierende Signal wird (durch den Begrenzer 452) begrenzt und als ein C*U-Untergeschwindigkeits-Schutzsystem geliefert, welches dann, wenn es nicht durch den Piloten übersteuert wird, zu einem Nase-runter-Neigungsbefehlssignal umgewandelt wird.
Wenn die Untergeschwindigkeits-Schutzanordnung gemäß Fig. 5b in der Post-Startmodus-Betriebsart ist, wird das Minimalwert-C*U-Bezugsgeschwindigkeitssignal VREF(MIN) nicht direkt von dem Ausgang des Geschwindigkeitsbegrenzers 438 geliefert. Stattdessen wird gemäß der Darstellung in der Fig. 5b das Signal, welches durch den Geschwindigkeitsbegrenzer 438 geliefert wird, (im Multiplizierer 458) mit einer Mach-Zahl-Geschwindigkeitstrimmung-Sperrverstärkung (bei 460 angezeigt) multipliziert, wobei das Produkt als die Minimal-V*U-Bezugsgeschwindigkeit VREF(MIN) über den Sehalter S1-B weitergeführt wird. Ebenso wie die oben beschriebene Untergeschwindigkeits-Rückführ-Bezugsverstärkung wird auch die Mach-Zahl-Geschwindigkeitstrimmung- Sperrverstärkung als eine Funktion der Luftgeschwindigkeit eingestuft. Diese Größe zeigt eine im wesentlichen konstante Verstärkung (z. B. gleich eins) über einen niedrigen Geschwindigkeitsbereich und nimmt für Geschwindigkeiten über einer vorgegebenen Mach-Zahl (z. B. Mach 0,6). Somit wird die Minimal-C*U-Bezugsgeschwindigkeit, welche durch die Anordnung gemäß Fig. 5b während des Post-Startmodus- Betriebes aufgebaut wurde, etwa gleich der Obergrenze des Schutzbandes bei Flugzeuggeschwindigkeiten unter einer vorgegebenen Mach-Zahl, und sie nimmt bei höheren Mach- Zahlen ab. Diese Beziehung wird erstellt, um die Verstärkungsvariation bei einer Untergeschwindigkeits-Rückführverstärkung zu unterstützen, um für im wesentlichen alle Flugzustände ein verhältnismäßig gleichmäßiges Befehls- Steuerknüppelkraft-Erfordernis bei αSS zu erreichen.

5c. Ausschweb-Kompensationsprozessor 414

Die Fig. 5c veranschaulicht schematisch die Ansschweb- Kompensationsanordnung gemäß der gegenwärtig bevorzugten Ausführungsform der Erfindung. In der Anordnung gemäß Fig. 5c wird ein Signal, welches für die Höhe des Fahrwerkes über dem Boden repräsentativ ist, einer Nachschlagetabelle 462 oder einer anderen Einrichtung zugeführt, welche ein Ausschweb-Befehlssignal (Nase runter) liefert, welches sich als eine Funktion der Fahrwerkshöhe des Flugzeuges verändert (ansteigt). Es sind im Stand der Technik verschiedene Signale bekannt, welche dazu dienen, die Höhe eines Flugzeug-Fahrwerkes anzuzeigen, und es werden solchen Signale allgemein von dem Flugzeug-Funk-Höhenmesser abgeleitet. Vorzugsweise wird das für die Fahrwerkshöhe repräsentative Signal gefiltert und verarbeitet, um eine Korrektur für die Flugzeug-Neigungshöhe durchzuführen.
Die Nachschlagetabelle 462 erstellt eine Beziehung zwischen der Flugzeug-Fahrwerkshöhe einerseits und dem ausgegebenen Ausschweb-Befehlssignal andererseits, welches wirksam Bodeneffekte emuliert, welche von dem Flugzeug angetroffen werden, während die Landung ausgeführt wird. Die Emulation der Bodeneffekte durch den Ausschweb- Kompensationsprozessor versetzt das C*U-System in die Lage, Ausschweb-Handhabungscharakteristiken zu liefern, welche denjenigen eines nichtverstärkten oder nichtverbesserten Flugzeuges ähnlich sind.
Nunmehr wird weiterhin auf die Fig. 5c Bezug genommen. Das Ausschweb-Kompensationssignal, welches durch die Nachschlagetabelle 462 geliefert wird, wird einem Begrenzer 467 über einen Schalter 466 zugeführt, welcher das Ausschweb-Kompensationssignal dem Begrenzer 467 zuführt, solange ein gültiges Fahrwerkshöhensignal dem Ausschweb- Kompensationsprozessor zugeführt wird. Der untere Grenzwert des Begrenzers 467 ist null (um zu gewährleisten, daß Nase-hoch-Kompensationssignale nicht durch den Ausschwebe- Kompensationsprozessor geliefert werden), wobei die obere Grenze (0,54 g bei den bevorzugten Ausführungsform der Erfindung) gleich dem gewünschten Ausschwebbefehl beim Aufsetzen aufgebaut wird. Das Ausgangssignal, welches durch den Begrenzer 467 geliefert wird, wird als das C*U- Ausschweb-Kompensationssignal C*UFR über einen Schalter 468 abgegeben.
Der Schalter 468 wird aktiviert, um ein C*U-Ausschweb- Kompensationssignal FC*UFL zu liefern, welches mit demjenigen Signal identisch ist, welches durch den Begrenzer 467 geliefert wird, und zwar nur dann, wenn das Flugzeug im Anflugmodus betrieben wird und eine Fahrzeughöhe erreicht, bei welcher das Ausschweb-Manöver eingeleitet wird. Bei den gegenwärtig bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung erfordert die verwendete Logik zur Aktivierung des Schalters 468, daß verschiedene Bedingungen erfüllt sind. (1) Das Flugzeug ist für mindestens 60 Sekunden in der Luft gewesen (um eine Ausschweb-Kompensation während des Starts zu verhindern). (2) Die Flugzeugklappen sind ausgefahren. (3) Das Fahrwerkshöhensignal zeigt eine Fahrwerkshöhe von weniger als etwa 15 m über zumindest eine Sekunde an. (4) Das Fahrwerkshöhensignal ist gültig (d. h. es wird an die Klemme 460 des dargestellten Ausschweb-Kompensationsprozessors gelegt). (Als Option kann vorgesehen sein, daß der Fahrwerks-Ausfahrschalter zu den oben genannten Bedingungen hinzukommen kann). Für den Fall, daß eine diese Bedingungen nicht erfüllt ist, wird der Schal ter 468 nicht aktiviert, und es wird dann gemäß der Anzeige im Block 470 das C*U-Ausschweb-Kompensationssignal C*UFL auf null gesetzt (keine Kompensation). Sobald jedoch der Schalter 468 aktiviert wird, bleibt er aktiviert, wenn das Fahrwerkshöhensignal verlorengeht oder anderweitig ungültig wird. Wie unten beschrieben wird, erlaubt dies, daß der Ausschweb-Kompensationsprozessor in einer Art und Weise arbeitet, die nicht zur plötzlichen Veränderung in dem Ausschweb-Kompensationssignal führt, wenn das Fahrwerkshöhensignal ungültig wird, während eine Ausschweb- Kompensation erzeugt wird.
In die Anordnung gemäß Fig. 5c ist auch ein Geschwindigkeitsbegrenzer 472 eingeschlossen, welcher die Arbeitsweise des Ausschweb-Kompensationsprozessors überwacht, wenn der Funk-Höhenmesser oder eine andere Quelle des Fahrwerkshöhensignals versagt, während der Ausschweb- Kompensationsprozessor ein Kompensationssignal liefert. In diesem Fall dient der Geschwindigkeitsbegrenzer 472 als eine alternative Quelle für ein Ausschweb-Kompensationssignal, wobei das Ausgangssignal, welches durch den Geschwindigkeitsbegrenzer 472 geliefert wird, dem Begrenzer 467 über den Schalter 466 zugeführt wird, wenn ein alternatives Ausschweb-Kompensations-Einschaltsignal dem Ausschweb-Kompensationsprozessor zugeführt wird (in Block 474 in der Fig. 5c dargestellt). Das alternative Ausschweb-Kompensations-Triggersignal kann ein Signal sein, welches anzeigt, daß das Funk-Höhenmessersignal ungültig ist oder auch ein anderes verfügbares Signal, welches anzeigt, daß das Fahrwerkshöhensignal nicht als zuverlässig anzusehen ist.
Während des normalen Betriebes (d. h. der Schalter 466 befindet sich in der dargestellten Position) wird das C*U- Ausschweb-Kompensationssignal, welches durch den Begrenzer 467 geliefert wird, dem Geschwindigkeitsbegrenzer 472 zugeführt, wodurch ein Ausgangswert oder ein Vorspannungspe gel erzeugt wird. Wenn ein alternatives Ausschweb- Kompensationssystem-Einschaltsignal den Schalter 466 aktiviert, wird der aktuelle Wert desjenigen Signals, welches durch den Begrenzer 472 geliefert wird, als das Eingangssignal (Anfangsbedingung) des Geschwindigkeitsbegrenzers 467 aufgebaut, in der Annahme, daß das Flugzeug nicht durchstartet, und es wird dann ein Signal, welches für das Ausschweb-Kompensationssignal beim Aufsetzen repräsentativ ist, über einen Schalter 474 an den Begrenzer 472 geführt. Weil das Ausgangssignal des Begrenzers 472 dann linear als Funktion der Zeit ansteigt, bis die Maximalgrenze erreicht ist (0,54 g bei der vorliegenden Ausführungsform), emuliert der Geschwindigkeitsbegrenzer 472 schließlich das Ausschweb-Befehlssignal, welches normalerweise durch die Nachschlagetabelle 472 bereitgestellt wird, (im Betrieb als Funktion der Zeit anstatt der Fahrwerkshöhe).
Für den Fall, daß ein Durchstarten ausgelöst wurde, bevor das Fahrwerkshöhensignal verlorenging, wird der Schalter 476 aktiviert, um die untere Grenze des Geschwindigkeitsbegrenzers 472 bei einem Wert von null festzulegen (im Block 478 dargestellt). Die Festlegung der unteren Grenze des Geschwindigkeitsbegrenzers 472 bei einem Wert von null während eines Durchstart-Manövers bedeutet, daß der Geschwindigkeitsbegrenzer 472 ein C* U-Ausschweb-Kompensationssignal liefert, welches linear auf null abnimmt, wenn das Fahrwerkshöhensignal ungültig wird, während ein Ausschweb-Kompensationssignal aufgebaut wird.
Für den Fachmann ist ersichtlich, daß ein C*U-Ausschweb- Kompensationssignal auch durch andere Anordnungen als den in der Fig. 5c dargestellten Ausschweb-Kompensationsprozessor erzeugt werden kann. Beispielsweise kann die Nachschlagetabelle-462 gemäß Fig. 5c durch eine Schaltung oder eine andere Anordnung ersetzt werden, welche getriggert oder ausgelöst wird, wenn das Flugzeug eine Höhe von weniger als etwa 16 m erreicht und ein Ausschweb- Befehlssignal erzeugt, welches eine Funktion der Zeit ist (anstatt der Fahrwerkshöhe). Außerdem kann der Geschwindigkeitsbegrenzer 472 durch andere Anordnungen ersetzt werden, welche dasjenige Signal weich und glatt vermindern, welches dem Begrenzer 467 zugeführt wird, und zwar auf einen geeigneten Grenzwert für den Fall, daß dasjenige Signal, welches normalerweise an den Begrenzer 467 geliefert wird, unterbrochen wird oder seine Zuverlässigkeit oder Gültigkeit anderweitig in Frage gestellt wird.

5d. Übergeschwindigkeits-Schutzprozessor 412

Die Fig. 5d veranschaulicht ein Regelungsgesetz oder Steuergesetz, welches durch den gegenwärtig bevorzugten Übergeschwindigkeits-Schutzprozessor verwirklicht wird (412 in der Fig. 5a). Die Anordnung der Fig. 5d liefert ein C*U-Übergeschwindigkeits-Schutzsignal C*UOS, welches dann, wenn es nicht übersteuert wird, zu einem Nase-hoch- Neigungsbefehls-Signal führt, wann immer das Flugzeug in einem Übergeschwindigkeitszustand betrieben wird. Als Ergebnis des C*U-Übergeschwindigkeitssignals muß der Pilot sicherstellen, daß eine größere Kraft als normal auf den Steuerknüppel ausgeübt wird, um die Übergeschwindigkeit aufrechtzuerhalten oder zu erhöhen. Gemäß der Erfindung wird der Wert des C*U-Übergeschwindigkeit-Neigungsbefehls- Signals so aufgebaut, daß die Vorwärtsbefehl-Steuerknüppelkraft, welche erforderlich ist, um die Übergeschwindigkeit aufrechtzuerhalten, den Piloten ausreichend davon in Kenntnis setzt, daß eine Übergeschwindigkeit vorliegt, ihm jedoch die Möglichkeit läßt, daß er diesen Zustand bewußt übersteuern kann, wenn der Pilot die Entscheidung trifft, in dieser Weise zu verfahren.
Grundsätzlich bestimmt die Anordnung gemäß Fig. 5d die Existenz und das Ausmaß einer Übergeschwindigkeit im Hinblick auf ein erstes Übergeschwindigkeits-Schutzsignal, welches auf einer kalibrierten Flugzeug-Luftgeschwindig keit basiert, und im Hinblick auf ein zweites Übergeschwindigkeits-Schutzsignal, welches auf der Mach- Geschwindigkeit basiert. Diese zwei Übergeschwindigkeitssignale werden dann miteinander verglichen, um das größere dieser zwei Signale herauszufinden, welches dann begrenzt wird, um die Erzeugung von Nase-runter-Neigungsbefehls- Signalen auszuschließen und das Signal auf einem geeigneten Wert zu halten, der für einen Roll-Zustand kompensiert wird. Das begrenzte Signal wird dann einer Summiereinheit 424 gemäß Fig. 5a als das C*U-Übergeschwindigkeits- Schutzsignal C*Uos zugeführt.
Es wird gemäß Fig. 5d ein Signal, welches für die gefilterte Flugzeuggeschwindigkeit repräsentativ ist, einer additiven Klemme einer Kombiniereinheit 500 über eine Klemme 502 zugeführt. Dem subtraktiven Eingang der Kombiniereinheit 500 wird ein Signal zugeführt, welches für eine Luftgeschwindigkeit repräsentativ ist, die etwas höher liegt als die maximale Betriebsluftgeschwindigkeit für das Flugzeug (VMO). In den gegenwärtig bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung ist das Signal, welches dem subtraktiven Eingang der Kombiniereinheit 500 zugeführt wird, für eine Geschwindigkeit von 6 Knoten über VMO repräsentativ. Das Ausgangssignal der Kombiniereinheit 500, welches die Differenz zwischen der gefilterten Flugzeug-Luftgeschwindigkeit und VMO darstellt, plus dem angegebenen Toleranzbereich, wird durch eine Skaliereinheit 504 durch einen konstanten Verstärkungsfaktor skaliert, um die Größe eines beliebigen resultierenden Übergeschwindigkeitssignals zu überwachen, und zwar auf der Grundlage eines Überschreitens von VMO in Bezug auf die Größe der Übergeschwindigkeitssignale, welche eine übermäßige Maximal-Mach- Geschwindigkeit repräsentieren.
Das skalierte Luftgeschwindigkeits-Differenzsignal, welches am Block 504 bereitgestellt wird, wird einer additiven Klemme einer Kombiniereinheit 506 zugeführt. Einer zweiten Eingangsklemme wird ein Signal zugeführt, welches für die gefilterte Flugzeug-Luftgeschwindigkeit repräsentativ ist (d. h. für die Zeit der Veränderung der gefilterten Luftgeschwindigkeit), und welches somit einer Klemme 508 zugeführt und in der Skaliereinheit 510 durch einen konstanten Verstärkungsfaktor skaliert wird. Der Verstärkungsfaktor der Skaliereinheit 510 wird so eingestellt, daß in geeigneter Weise das berechnete Übergeschwindigkeits-Schutzsignal des Luftgeschwindigkeitsbefehls vergrößert wird, welcher durch die Summiereinheit 506 erzeugt wird, wenn sich das Flugzeug VMO nähert oder oberhalb von VMO arbeitet, und es wird zusätzlich die Luftgeschwindigkeit erhöht. Dies bedeutet, der Verstärkungsfaktor der Skaliereinheit 510 wird im Hinblick auf den Verstärkungsfaktor der Skaliereinheit 504 so aufgebaut, daß der relative Beitrag desjenigen Signals überwacht oder gesteuert wird, welches eine übermäßige Luftgeschwindigkeit darstellt (von der Kombiniereinheit 500 geliefert) und auch der Beitrag desjenigen Signals überwacht wird, welches für die Luftgeschwindigkeitsveränderung repräsentativ ist, welche eine Beschleunigung dargestellt.
In der Anordnung gemäß Fig. 5d wird das Übergeschwindigkeitsschutz-Mach-Befehlssignal durch eine Kombiniereinheit 512 geliefert und in einer Art und Weise erzeugt, welche der Erzeugung des berechneten Übergeschwindigkeitsschutz- Befehlssignals ähnlich ist. Genauer gesagt, es wird ein Signal, welches die gefilterte Flugzeug-Mach-Geschwindigkeit darstellt, einer additiven Klemme einer Summiereinheit 520 (über die Klemme 514) zugeführt, wobei die subtraktive Eingangsklemme in der Kombiniereinheit 520 ein Signal empfängt, welches für die maximale Flugzeugbetriebs-Mach-Geschwindigkeit (MMO) plus einem gewünschten Toleranzbereich (z. B. 0,01) repräsentativ ist (im Block 516 dargestellt). Das Signal, welches durch die Kombiniereinheit 520 geliefert wird, wird (im Block 518) skaliert und der additiven Eingangsklemme der Kombinierein heit 512 zugeführt. Einem zweiten additiven Eingang der Kombiniereinheit 512 wird ein Signal zugeführt, welches für die Veränderung der Mach-Geschwindigkeit repräsentativ ist (der Klemme 524 zugeführt), welches durch einen geeigneten Faktor im Block 522 skaliert wird.
Das kalibrierte Übergeschwindigkeitsschutz-Luftgeschwindigkeits-Befehlssignal, welches durch die Summiereinheit 506 erzeugt wird, sowie das Übergeschwindigkeitsschutz- Mach-Befehlssignal, welches durch die Kombiniereinheit 512 geliefert wird, werden durch einen Vergleicher 526 gemäß Fig. 5d miteinander verglichen. Das größere dieser zwei Signale wird dann einem Begrenzer 528 zugeführt. Wie im Block 530 dargestellt ist, hat der Begrenzer 528 einen Minimalwert von null. Der Maximalwert des Begrenzers 528 ist nicht konstant, sondern wird auf der Basis des Flugzeug- Rollzustandes aufgebaut.
Genauer gesagt, es wird ein Signal, welches für den Flugzeug-Rollzustand repräsentativ ist (in Grad) einer Klemme 532 zugeführt. Die Größe (der absolute Wert) dieses Signals wird in Block 534 festgelegt, und das daraus resultierende Signal wird in einer Skaliereinheit skaliert, welche eine Verstärkungsroll-Zustandsbeziehung derjenigen Art zeigt, die im Block 536 dargestellt ist. Genauer gesagt, der Verstärkungsfaktor der Skaliereinheit 536 ist im wesentlichen gleich eins, wenn der absolute Wert des Flugzeug-Rollzustandes innerhalb des Bereiches von 0 bis 30º liegt und über den Rollwinkelbereich von 30º bis 60º auf 0 linear abnimmt. Das Ausgangssignal der Skaliereinheit 536 wird dann durch eine Konstante skaliert (im Block 538), welche den maximalen Befehls-Steuerknüppelkraft-Gradienten darstellt, welcher durch den dargestellten Übergeschwindigkeits-Schutzprozessor entwickelt werden kann. Dies bedeutet, daß der Skalierfaktor, welcher in Block 538 verwendet wird, eine obere Grenze für die Größe des C*U- Übergeschwindigkeitsschutz-Signals aufbaut, welches durch die dargestellte Anordnung geliefert wird, so daß dadurch der maximale Wert des nach oben gerichteten Neigungszustands-Befehls aufgebaut wird, der jedoch durch den Piloten übersteuert werden kann, wenn eine Entscheidung getroffen wird, das Flugzeug in einem Übergeschwindigkeitszustand zu fliegen.
Die Erstellung einer unteren Grenze des Begrenzers 528 bei null gewährleistet, daß der Übergeschwindigkeits-Schutzprozessor keine Befehlssignale für einen Zustand mit nach unten gerichteter Nase erzeugt, welcher dann, wenn es nicht überwunden würde, die Geschwindigkeit des Flugzeuges weiter erhöhen würde. Eine Skalierung des maximalen Grenzwertes für den Begrenzer 528 in der oben beschriebenen Weise vermindert den Wert des Übergeschwindigkeits- Schutzbefehl-Signals während mit hoher Geschwindigkeit und einer bestimmten Neigung durchflogenen Kurven, in welcher der absolute Wert des Rollzustandes zwischen 30 und 60º liegt. Wenn ein Rollzustand eines Flugzeuges 60º erreicht oder übersteigt, wird das Signal, welches durch die Skaliereinheit 536 erzeugt wird, zu null, wodurch wiederum der maximale Grenzwert für den Begrenzer 528 auf null gesetzt wird. Somit wird kein Übergeschwindigkeits- Schutzsignal für hohe Winkel einer Schräglage geliefert. Während das Flugzeug mit Übergeschwindigkeit fliegt, so daß sich das Flugzeug in einem typischen Rollzustand befindet, wird das Signal, welches durch den Begrenzer 528 geliefert wird, im Block 520 skaliert, um ein C*U- Übergeschwindigkeits-Schutzsignal C*UOS bei geeigneten Pegeln zu liefern (z. B. Umwandlung eines Signals, welches durch den Begrenzer 528 geliefert wird, welches die C*U- Einheiten pro Krafteinheit darstellt, in ein Signal, welches die C*U-Einheiten pro g darstellt.
Es ist zu bemerken, daß das oben beschriebene C*U- Übergeschwindigkeits-Schutzsystem bei der Flugzeugbesatzung ein verstärktes Bewußtsein einer Übergeschwindigkeit hervorruft, indem der Wert der Vorwärtsbefehls- Steuerknüppelkraft erhöht wird, der erforderlich ist, um das Flugzeug im Übergeschwindigkeitsbetrieb zu halten. Ebenso wie es vorher bei den beschriebenen Schutz- und Kompensationsprozessoren der Fall war, baut die hierin beschriebene Anordnung Befehls-Steuerknüppelkraft-Beziehungen auf, welche es erlauben, daß der Pilot wertet, ob der Befehls-Steuerknüppeldruck ausreicht, um die Schutz- und Kompensationssignale zu überwinden, welche gemäß der Erfindung bereitgestellt werden. Für diesen Fall und in Bezug auf die gegenwärtig bevorzugten Ausführungsformen der Erfindung ist eine maximale Kraft in der Größenordnung von etwa 18 kp erforderlich, um den Übergeschwindigkeitsschutz bei oder in der Nähe von der maximalen Auslege- Geschwindigkeit des Flugzeuges zu übersteuern (Vdive) und für eine Luftgeschwindigkeit in der Nähe von oder bei der maximalen Auslege-Mach-Geschwindigkeit (Mdive).

6. Diskussion des Neigungsgeschwindigkeits-Dämpfungsprozessors 36

Der Neigungsgeschwindigkeits-Dämpfungsprozessor 36 funktioniert so, daß er einen Neigungsgeschwindigkeits- Dämpfungsbefehl QCOM erzeugt, welcher dann, wenn er zu dem C*U-Integralbefehl IC*UcOM addiert wird, die Höhenruderbefehls-Kurzzeitreaktion dämpfen wird und die Kurzperioden- Frequenz einstellen wird. Es gibt zwei grundlegende Merkmale des bevorzugten Neigungsgeschwindigkeits-Dämpfungsprozessors 36. Das erste Merkmal ist ein Abschalt-Modifizierer 631, das zweite ist eine Kombiniereinheit 630, um ein verzögertes Neigungsgeschwindigkeits-Rückführsignal 628 und ein proportionales Neigungsgeschwindigkeits-Rückführsignal 626 zu kombinieren.
Der Abschalt-Multiplizierer 631 schaltet die Neigungsgeschwindigkeits-Dämpfungsverstärkung ab, wenn das Flugzeug auf dem Boden ist. Der Abschalt-Multiplizierer 631 multi pliziert den Neigungsgeschwindigkeits-Dämpfungsbefehl QCOM mit einem Wert im Bereich von 0,0 bis 1,0, der von einer Recheneinheit 638 geliefert wird. Die Recheneinheit akzeptiert ein auf dem Boden-Signal von einem (nicht dargestellten) Luft/Boden-Status-Bestimmungsprozessor. Wenn man von einem Zustand auf dem Boden ausgeht und in einen Zustand in der Luft übergeht, wird das auf dem Boden-Signal von falsch auf richtig umgeschaltet. Dies bringt die Recheneinheit 638 dazu, daß sie von einem Zustand, in welchem ein Ausgangssignal mit dem Wert null geliefert wird, in einen Zustand umschaltet, in welchem ein Wert von eins geliefert wird. Die bevorzugte Recheneinheit 638 bildet jedoch ein rampenförmiges Signal aus dem Ausgangswert über eine relativ kurze Zeitperiode (normalerweise weniger als 10 Sekunden) anstatt eine stufenförmige Struktur zu erzeugen. Die umgekehrte Situation bringt die Recheneinheit 638 dazu, von einem Zustand, in welchem ein Signal mit dem Wert eins erzeugt wird, in einen Zustand umzuschalten, in welchem ein Signal mit dem Wert null erzeugt wird, und zwar bei einer Rampenstruktur des Signals. Durch die Erzeugung einer Rampenstruktur des Ausgangswertes wird der Neigungsgeschwindigkeits-Dämpfungsbefehl QCOM allmählich vermindert. Dies führt dazu, daß der Übergang von einem verstärkten zu einem nichtverstärkten System in Form einer glatten und nicht merkbaren Veränderung vollzogen wird.
Das verzögerte Neigungsgeschwindigkeits-Rückführsignal 628 und das proportionale Neigungsgeschwindigkeits-Rückführsignal 626 sind die additiven Eingangssignale für eine Kombiniereinheit 630. Das Ausgangssignal der Kombiniereinheit 630 entspricht dem Neigungsgeschwindigkeits- Dämpfungsbefehl QCOM, und zwar vor der Multiplikation durch den oben beschriebenen Abschalt-Multiplizierer 638. Die zwei Signale 626 und 628 werden miteinander kombiniert, um den Neigungsgeschwindigkeits-Dämpfungsbefehls QCOM zu erzeugen.
Das verzögerte Neigungsgeschwindigkeits-Rückführsignal 628 wird über ein Weichtastfilter 618 zugeführt, welches eine Übertragungsfunktion in der Form von Kql(τ s + 1) aufweist, wobei Kql und τ gemäß dem in Block 614 dargestellten Plan geliefert werden. Das Eingangssignal zum Filter 618 ist das kurvenkompensierte Neigungsgeschwindigkeitssignal q. Die Werte von Kql und von τ hängen vorzugsweise von der Klappenposition ab oder auch von der Luftgeschwindigkeit, wobei der Zustand "Klappen hoch" für Kql den Wert von 1,0 erzeugt und für τ den Wert von 1,5 hervorbringt, während für den Zustand "Klappen runter" für Kql der Wert von 1,5 und für τ der Wert von 1,0 erzeugt werden. Dieser Übergang zwischen den ausgefahrenen und eingefahrenen Klappen führt dazu, daß die entsprechenden Werte sich allmählich über eine vorgegebene Zeitperiode ändern (normalerweise über 10 bis 30 Sekunden). Das Weichtastfilter 618 erfüllt Funktionen, um ein verzögertes Neigungsgeschwindigkeits-Rückführsignal 628 zu erzeugen, und zwar auf der Basis des kurvenkompensierten Neigungsgeschwindigkeitssignals q, welches als ein Rückführsignal verwendet werden kann, um die Kurzperioden-Frequenz einzustellen.
Das proportionale Neigungsgeschwindigkeits-Rückführsignal 626 wird durch ein Formgebungsfilter 624 geliefert. Das Formgebungsfilter 624 hat eine Übertragungsfunktion, welche den Frequenzanteil des Neigungsgeschwindigkeitssignals entfernt, welcher bei den natürlichen Betriebszuständen des Flugzeuges stören könnte. Das Eingangssignal zu dem Formgebungsfilter 624 ist das kurvenkompensierte Neigungsgeschwindigkeitssignal q, wie es durch ein Verstärkungsglied 620 geliefert wird, welches einen Verstärkungsdämpfungsfaktor Kq aufweist, und zwar gemäß der Darstellung im Block 619. Gemäß der Darstellung in der Fig. 6 hängt der Term Kq vorzugsweise von der Klappenposition ab, wobei ausgefahrene Klappen zu einem Wert von Kq von 1,0 führen und eingefahrene Klappen zu einem Wert von Kq von 1,35 führen. Der Verstärkungsdämpfungsfaktor Kq liefert eine angemessene Kurzperioden-Dämpfung für hohe Geschwindigkeit und für niedrige Geschwindigkeit, wie es durch die Klappeneinstellung vorgegeben ist. Wiederum erfolgt der Übergang zwischen den Positionen mit ausgefahrenen Klappen einerseits und mit eingefahrenen Klappen andererseits in der Weise, daß die Verstärkungswerte einen relativ allmählichen Übergang zeigen.
In der bevorzugten Ausführungsform wird die Klappeneinstellung dazu verwendet, die Werte von Kql und von Kq zu bestimmen, wobei der Status mit eingefahrenen Klappen zuerst durch Luftgeschwindigkeitsdaten bestätigt wird. Die Verwendung der Klappeneinstellung zur Bestimmung von Kql und Kq schließt Verstärkungsveränderungen aus, die auf fehlerhaften Luftdaten basieren könnten, wie es der Fall sein könnte, wenn eine Aschenwolke auftritt, während bei der Verwendung der Luftgeschwindigkeit ein Verstärkungsanstieg ausgeschlossen wird, wenn die Klappendaten fehlerhaft sind. Es kann ein anderer Triggermechanismus als die Klappenposition verwendet werden, um Kql und Kq einzustellen, und zwar in Abhängigkeit von den verfügbaren Daten und auch davon, welchem System der Konstrukteur den Vorzug einräumt (z. B. andere Kombinationen einer Logik, welche die Klappenposition und/oder die Luftgeschwindigkeit verwendet).
Grundsätzlich wird das kurvenkompensierte Neigungsgeschwindigkeitssignal q dem Neigungsgeschwindigkeits- Dämpfungsprozessor 36 zugeführt und mit einem Verstärkungsdämpfungsfaktor Kq multipliziert, der von der Klappeneinstellung abhängt. Das daraus resultierende Signal wird durch ein Formgebungsfilter 624 in seiner Form gestaltet und zu einem verzögerten Neigungsgeschwindigkeits- Rückführsignal 628 addiert, welches durch das Weichtastfilter 618 geliefert wird, welches so geschaltet ist, daß es das kurvenkompensierte Neigungsgeschwindigkeitssignal q aufnimmt.
Es ist zu bemerken, daß der Neigungsgeschwindigkeits- Dämpfungsprozessor 36 auf ein Neigungspositionssignal θ gestützt werden könnte, anstatt von oder in Verbindung mit einem kurvenkompensierten Neigungsgeschwindigkeitssignal q. Eine solche Veränderung würde eine geeignete Revision der Verstärkungen 620 und 618 sowie des Filter 624 erfordern. Das bevorzugte Eingangssignal ist das kurvenkompensierte Neigungsgeschwindigkeitssignal q, wie es im Abschnitt 4 oben diskutiert wurde und in der Fig. 4b dargestellt ist.

7. C*U-Integrator 28

Der C*U-Integrator 28 integriert das Fehlersignal Ec*U, um kontinuierlich einen Teil des Fehlersignals EC*U zu dem Höhenruder-Neigungsbefehl δe.FILT zu addieren. Schließlich wird der C*U-Integrator 28 das Fehlersignal EC*U auslöschen, weil der Höhenruder-Neigungsbefehl 8e.FILT das Höhenruder in Bewegung setzt, wodurch die Eingangssignale zu dem berechneten C*U-Signal C*UComputed verändert werden, wodurch die Differenz zwischen dem vom Piloten angeforderten C*U-Befehl C*UpilotCmd einerseits und der Summe des berechneten C*U-Signals C*UComputed mit dem Kompensations- und Schutz-C*U-Signal C*UC & P andererseits auf null gebracht wird.
Es gibt sechs Merkmale in der bevorzugten Form des C*U- Integrators 28: eine Verstärkung K, einen Abschalt- Multiplizierer 642, einen Aufzieh-Verhinderer 648, eine Auslösch-Verstärkung 666, eine Kombiniereinheit 654 und einen Integrator 662. Jedes dieser Merkmale liefert eine wünschenswerte Modifikation zu dem Querachsen-Stabilitäts- und Befehlssystem, obwohl das einzige wesentliche Merkmal der Integrator 662 ist. Die Grundstruktur des C*U- Integrators 28 ist derart beschaffen, daß das Fehlersignal EC*U und der Trimmungs-Negationsbefehl TNS die additiven Eingangssignale zu der Kombiniereinheit 654 sind, wobei das Ausgangssignal dieser Kombiniereinheit 654 einem Integrator 662 zugeführt wird. Das daraus resultierende Signal ist der integrale C*U-Befel IC*UCOM, der im Abschnitt 1 diskutiert wurde. Bevor das Fehlersignal EC*U in die Kombiniereinheit 654 eingegeben wird, müssen eine Anzahl von verschiedenen Bedingungen erfüllt sein, welche bewirken könnten, daß ein anderer Wert in die Kombiniereinheit 654 eingegeben wird, anstatt des Fehlersignals EC*U. Diese Bedingungen werden unten diskutiert.
Das Fehlersignal EC*U wird in dem Verstärkungsglied 632 skaliert, und zwar durch einen integralen Verstärkungsfaktor K, gemäß dem im Block 631 dargestellten Plan. Das Skalieren des Fehlersignals EC*U durch K liefert eine erwünschte Kurzperioden-Reaktion für hohe Geschwindigkeiten und für niedrige Geschwindigkeiten (wie es durch die im Block 631 dargestellte Klappenposition angezeigt). Der Block 631 setzt K = 5 für ausgefahrene Klappen und K = 8 für eingefahrene Klappen, wobei der Übergang zwischen den ausgefahrenen Klappen und den eingefahrenen Klappen dafür sorgt, daß die entsprechenden Werte allmählich ineinander übergehen. Es können andere Aspekte wie Luftdaten dazu verwendet werden, gegebenenfalls den Zustand einer hohen Geschwindigkeit oder einer niedrigen Geschwindigkeit zu bestimmen. Das Fehlersignal EC*U, welches durch die Verstärkung K durch das Verstärkungsglied 632 modifiziert ist, wird in der Fig. 7 als Signal 634 veranschaulicht.
Das zweite Merkmal der C*U-Integrators 28 ist der Abschaltmultiplizierer 642 (oder Verstärkungsverminderer), welcher die C*U-Verstärkung abschaltet, wenn das Flugzeug auf dem Boden ist. Der Abschalt-Multiplizierer 642 multipliziert das Ausgangssignal des Verstärkungsgliedes 632 mit einem Wert im Bereich zwischen 0,0 und 1,0, welcher von einer Recheneinheit 638 geliefert wird. Die Recheneinheit 638 schaltet grundsätzlich den Wert, welcher durch den Multiplizierer 642 verwendet wird, zwischen 0,0 und 1,0 um, und zwar mit einer Rampenstruktur. Die Recheneinheit 638 wird oben im Abschnitt 6 beschrieben. Indem dem Ausgangswert eine Rampenstruktur verliehen wird, wird die C*U-Verstärkung allmählich vermindert. Dies führt dazu, daß der Übergang von einem verstärkten System zu einem nichtverstärkten System glatt und als nicht bemerkbare Veränderung gestaltet wird.
Das dritte Merkmal des C*U-Integrators 28 ist die Aufziehverhinderer-Logik 646, welche den Integrator daran hindert, den Höhenruder-Neigungsbefehl δe.FILT und die entsprechende Verstärkung zu addieren, wenn die Höhenruder (oder das Flugzeug) nicht in der Lage sind oder wenn es nicht erforderlich ist, daß eine Reaktion erfolgt. Ein Schalter 648 ist in dem C*U-Integrator 28 vorhanden, welcher in seiner normalen geschlossenen Position das Ausgangssignal des Multiplizierers 642 nicht stört. Dieser Schalter ist normalerweise geschlossen, es sei denn daß ein spezieller Satz von Kriterien erfüllt ist. Die Logik, welche dafür maßgebend ist zu bestimmen, wann der Schalter 648 öffnet, ist in der Fig. 7 dargestellt, und sie wird von der Einheit 646 realisiert. Die bevorzugte Logik der Einheit 646 öffnet den Schalter, wenn eine der folgenden Bedingungen erfüllt ist: (1) das Flugzeug ist auf dem Boden, (2) der Schwanz des Flugzeuges ist in der Nähe des Bodens, und das Fehlersignal EC*U verlangt ein stärkeres Anheben der Nase, (3) das Flugzeug befindet sich in einem großen Anstellwinkel, und das Fehlersignal EC*U verlangt ein stärkeres Anheben der Nase oder (4) das Höhenruder hat seine maximale Grenze der Zulässigkeit erreicht, und das Fehlersignal EC*U verlangt eine weitere Höhenruderbewegung in der begrenzten Richtung. Unter einer beliebigen dieser Bedingungen ist es nicht erwünscht, dem Integrator zu erlauben, daß der in Betrieb ist, da die Anforderung einer weiteren Neigung nicht dazu führt oder nicht erlaubt, eine weitere Veränderung in dem Neigungszustand herbeizuführen. Eine Öffnung des Schalters 648 führt dazu, daß ein Wert von 0,0 an den additiven Eingang der Kombiniereinheit 662 geführt wird, anstatt von dem Ausgangssignal des Multiplizierers 642.
Das vierte Merkmal ist die Kombiniereinheit 662 zum Kombinieren der additiven Eingangssignale des Fehlersignals EC*U (oder von null, wenn der Schalter 648 offen ist) und des Trimmungs-Negationsbefehls TNC, welcher im Abschnitt 1 oben diskutiert wurde und in der Fig. 1 veranschaulicht ist. Das bevorzugte Trimmungs-Negationssignal wird von der Veränderungsgeschwindigkeit der Stabilisatorposition abgeleitet, und zwar im Zuge einer Umwandlung in Grad - des Höhenruders pro Sekunde. Die Erzeugung eines Trimmungs- Negationssignals ist in dem Betrieb der gegenwärtig verfügbaren Autopilotensysteme eingearbeitet. Die Addition des Trimmungs-Negationsbefehls TNC zu dem Ausgangssignal des Multiplizierers 642, während eines lastfreien Betriebes, bewegt das Höhenruder in seine ausgeglichene Position in Bezug auf den Stabilisierer, ohne daß eine nennenswerte Flugzeugreaktion erzeugt würde.
Das fünfte Merkmal des C*U-Integrators 28 ist das Vorhandensein eines Lösch-Verstärkungsgewebes 666, welche eine Zerfall-Verstärkung Kd hat und das Ausgangssignal des Integrators 662 dazu bringt, daß es allmählich zu null zerfällt, und zwar über eine vorgegebene Periode. Das Lösch- Verstärkungsglied 666 eliminiert allmählich eine Verstärkung, wenn das Flugzeug auf dem Boden ist. Dies ist ein wünschenswertes Merkmal, weil das integrale C* U-Befehlssignal IC*UCOM auf null gesetzt werden sollte, bevor der nächste Flug erfolgt. Vorzugsweise sollte dieser Zerfall des Signals in einer kurzen Zeitperiode erfolgen und nach einer kurzen Zeitverzögerung, nachdem das Flugzeug auf dem Boden aufgesetzt hat. Gemäß der Fig. 7 wird das Lösch- Verstärkungsglied 666 mit dem integralen C*U-Befehl IC*UCOM versorgt, indem das entsprechende Signal zugeführt wird, und dieses Glied multipliziert es mit der Zerfallsverstär kung Kd. Ein Schalter 652, welcher in dem Ausgangssignalweg der Lösch-Verstärkungseinheit 666 angeordnet ist, öffnet dann, wenn das Flugzeug auf dem Boden ist, um das Ausgangssignal des Lösch-Verstärkungsgliedes 666 der Kombiniereinheit 654 zuzuführen. Die bevorzugte Zerfallsverstärkung Kd ist kleiner als eins.
Das sechste Merkmal ist der Integrator 662. Dieser Integrator 662 berechnet einen Teil des Fehlersignals EC*U und liefert den integralen C*U-Befehl IC*UCOM, welcher in der Weise verwendet wird, wie es im Abschnitt 1 diskutiert wurde. Grundsätzlich wird das Fehlersignal EC*U, welches dem C*U-Integrator 28 zugeführt wird, durch eine integrale Verstärkung K modifiziert und dann mit dem Trimmungs- Negatioinsbefehl TNT kombiniert und schließlich integriert, um den C*U-Integralbefehl IC*UCOM zu erzeugen.
Während die bevorzugte Ausführungsform der Erfindung veranschaulicht und beschrieben wurde, ist anzuerkennen, daß verschiedene Veränderungen darin vorgenommen werden können, ohne den Bereich der beanspruchten Erfindung zu verlassen. Dieses C*U-Regelungsgesetz oder Steuergesetz oder Überwachungsgesetz wurde für statisch relaxierte Flugzeuge entwickelt. Es ist jedoch verständlich, daß auch andere Flugzeuge, die nicht statisch relaxiert sind, ebenso aus der vorliegenden Erfindung Nutzen ziehen können.

Claims

1. Verfahren zum Erzeugen eines Flugzeughöhenruderbefehlssignals, umfassend die folgenden Schritte:

- Erzeugen eines Signals, das für die Normalbeschleunigung des Flugzeugs repräsentativ ist;

- Erzeugen eines Signals, das für die Flugzeugsteigungsrate bzw. -geschwindigkeit repräsentativ ist;

- Multiplizieren des Signals, das für die Flugzeugsteigungsrate bzw. -geschwindigkeit repräsentativ ist, mittels einer Konstanten K, um ein angepaßtes Steigungsraten- bzw. -geschwindigkeitssignal zu bilden;

- Summieren des für die Normalbeschleunigung des Flugzeugs repräsentativen Signals mit dem angepaßten Steigungsraten- bzw. -geschwindigkeitssignal, um ein Steigungsbefehlssignal bereitzustellen;

- Erzeugen eines Signals, das für die Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs repräsentativ ist;

- Erzeugen eines Signals, das für eine gewünschte Eigengeschwindigkeit repräsentativ ist;

- Kombinieren des für die gewünschte Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs repräsentativen Signals mit dem für die Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs repräsentativen Signals, um ein Flugzeugeigengeschwindigkeitsfehlersignal zu erzeugen, das die Differenz zwischen der gewünschten Eigengeschwindigkeit und der Flugzeugeigengeschwindigkeit repräsentiert;

- Multiplizieren des Flugzeugeigengeschwindigkeitsfehlersignals mit einer zweiten ausgewählten Konstante K&sub1;, um ein Geschwindigkeitsvergrößerungssignal zu bilden;

- Subtrahieren des Geschwindigkeitsvergrößerungssignals von dem Steigungsbefehlssignal, um das Höhenruderbefehlssignal zu erzeugen; und

- wiederholtes Erzeugen des Steigungsbefehlssignals und des Eigengeschwindigkeitsvergrößerungssignals, um das Höhen ruderbefehlssignal mit einer periodischen Rate vorzusehen die einen kontinuierlichen bzw. fortlaufenden Befehl der Flugzeuglängsneigung erlaubt.

2. Verfahren nach Anspruch 1, worin die Schritte für das Erzeugen des Geschwindigkeitsvergrößerungssignals weiter die folgenden Schritte umfassen:

- Erzeugen eines Signals, das für einen drohenden überzogenen Flugzustand des Flugzeugs repräsentativ ist;

- Erzeugen eines Signals, das für den Zustand des Flugzeugs relativ zum Überziehen bzw. zum überzogenen Flugzustand repräsentativ ist;

- Kombinieren des Signals, das für den drohenden überzogenen Flugzustand des Flugzeugs repräsentativ ist, mit dem Signal, das für den Zustand des Flugzeugs relativ zum Überziehen bzw. zum überzogenen Flugzustand repräsentativ ist, um ein Überziehschutzfehlersignal bereitzustellen, das die Differenz zwischen dem Signal repräsentiert, welches für den drohenden überzogenen Flugzustand des Flugzeugs repräsentativ ist, und dem Signal, welches für den Zustand des Flugzeugs relativ zum Überziehen bzw. zum überzogenen Flugzustand repräsentativ ist;

- Detektieren, ob die Größe des Überziehschutzfehlersignals geringer als ein vorbestimmter Wert ist, und ob das Überziehschutzfehlersignal angibt, daß das für den Zustand des Flugzeugs relativ zum Überziehen bzw. zum überzogenen Flugzustand repräsentative Signal geringer als das Signal ist, welches für einen drohenden überzogenen Flugzustand des Flugzeugs repräsentativ ist, und wenn das so ist, Bereitstellen bzw. Zuführen des Überziehschutzfehlersignals als ein Überziehschutzsignal; und

- Kombinieren des Überziehschutzsignals mit dem Geschwindigkeitsvergrößerungssignal.

3. Verfahren nach Anspruch 2, worin das für einen drohenden überzogenen Flugzustand des Flugzeugs repräsentative Signal ein Signal ist, das für die Flugzeugsteuerknüppelrüttlerge schwindigkeit repräsentativ ist, und worin das für den Zustand des Flugzeugs relativ zum Überziehen bzw. zum überzogenen Flugzustand repräsentative Signal das für die Flugzeugeigengeschwindigkeit repräsentative Signal ist.

4. Verfahren nach Anspruch 2 oder 3, worin das für einen drohenden überzogenen Flugzustand des Flugzeugs repräsentative Signal ein Signal ist, das für den Steuerknüppelrüttleranstellwinkel repräsentativ ist und worin das für den Zustand des Flugzeugs relativ zum Überziehen bzw. zum überzogenen Flugzustand repräsentative Signal ein Signal ist, das für den gegenwärtigen Flugzeuganstellwinkel repräsentativ ist.

5. Verfahren nach irgendeinem der Ansprüche 1-4, worin die Schritte zum Erzeugen des Geschwindigkeitsvergrößerungssignals weiter die folgenden Schritte umfassen:

- Erzeugen eines ersten Übergeschwindigkeitssignals, wenn die Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs oberhalb eines vorbestimmten Werts ist;

- Erzeugen eines zweiten Übergeschwindigkeitssignals, wenn die Mach-Geschwindigkeit des Flugzeugs eine vorbestimmte Mach-Geschwindigkeit übersteigt;

- Vergleichen des ersten und zweiten Übergeschwindigkeitssignals, um ein drittes Übergeschwindigkeitssignal bereitzustellen, das im wesentlichen gleich dem größeren aus dem ersten und zweiten Übergeschwindigkeitssignal ist;

- Bestimmen, ob das dritte Übergeschwindigkeitssignal größer als eine untere Grenze ist und geringer als eine obere Grenze ist;

- Multiplizieren des dritten Übergeschwindigkeitssignals mit einem vorbestimmten Wert, wenn das dritte Übergeschwindigkeitssignal größer als der genannte untere Grenzwert ist und geringer als der genannte obere Grenzwert ist, um ein Übergeschwindigkeitsschutzsignal vorzusehen; und

- Einbeziehen des Übergeschwindigkeitsschutzsignals als eine Komponente des Geschwindigkeitsvergrößerungssignals, worin das Erzeugen des Geschwindigkeitsvergrößerungssignals weiter den Schritt des Bestimmens, ob die Rollfluglage des Flugzeugs innerhalb eines vorbestimmten Bereichs ist, umfaßt, und worin die genannte obere Grenze basierend auf dem Signal eingerichtet wird, das dafür repräsentativ ist, ob die Flugzeugrollfluglage innerhalb eines vorbestimmten Bereichs ist.

6. Flugzeughöhenruderbefehlssystem, umfassend:

- eine Steuersäule, die aus einer Arretier- bzw. Rastposition in der Richtung nach vorn und hinten bewegbar ist;

- einen Positionssensor zum Erzeugen eines Säulenpositionssignals (δc), das für die Verlagerung der Steuersäule aus der Arretier- bzw. Rastposition repräsentativ ist;

- eine erste Signalkombiniereinrichtung (20), die einen ersten und zweiten Eingang und einen Ausgang hat;

- eine Steigungsbefehlsverarbeitungseinrichtung (26), die zum Empfangen des Säulenpositionssignals (δc) verbunden ist, wobei die Steigungsbefehlsverarbeitungseinrichtung ein Vorkopplungs- bzw. Parallelhöhenruderbefehlssignal zu dem ersten Eingang der ersten Signalkombiniereinrichtung (20) zuführt, wobei die Steigungsbefehlsverarbeitungseinrichtung weiter ein Signal (δC, COR) zuführt bzw. bereitstellt, das für die Position der Steuersäule relativ zu der Arretierung bzw. Rast repräsentativ ist;

- eine Befohlenes-Höhenrudersignal-Verarbeitungseinrichtung (30), die zum Empfangen des Signals δ(C, COR), das für die Position der Säule repräsentativ ist, verbunden ist, wobei die Befohlenes-Höhenrudersignal-Verarbeitungseinrichtung das Signal, welches für die Verlagerung der Steuersäule repräsentativ ist, in ein Pilotenbefohlenes-Steigungssteuer- bzw. -regelsignal (C*UPILOTCMD) umwandelt;

- eine Berechnete-Steigungssteuerung- bzw. -regelung- Verarbeitungseinrichtung (32), die Signale empfängt, welche für die Flugzeugnormalbeschleunigung (Nz) und die Flugzeugsteigungsrate bzw. -geschwindigkeit (q) repräsentativ sind, um ein erstes Steigungsbefehlssignal (C*) zu erzeugen, wobei die Berechnete-Steigungsteuerung- bzw. -regelung-Verarbeitungseinrichtung weiter Signale verarbeitet, die für die Ei gengeschwindigkeit (VCAS) des Flugzeugs und eine gewünschte Eigengeschwindigkeit (VREF) repräsentativ sind, um ein Eigengeschwindigkeitsvergrößerungssignal (UERROR) zu erzeugen, wobei die Berechnete-Steigungssteuerung- bzw. -regelung-Verarbeitungseinrichtung ein Mittel (396) zum Bereitstellen bzw. Zuführen eines berechneten Steigungssignals (C*UCOMPUTED), das für die Differenz zwischen dem ersten Steigungssteuer- bzw. -regelsignal (C*) und dem Eigengeschwindigkeitsvergrößerungssignal (UERROR) repräsentativ ist;

- eine dritte Signalkombiniereinrichtung (22), die zum Empfangen des berechneten Steigungssignals (C*UCOMPUTED) und des Pilotenbefohlenen-Steigungssteuer- bzw. -regelsignals (C*UPILOTCMD) und zum Bereitstellen bzw. Zuführen eines Fehlersignals (EC*U), das für die Differenz zwischen dem berechneten Steigungssignal und dem Pilotenbefohlenen-Steigungssteuer- bzw. -regelsignal repräsentativ ist, verbunden ist;

- ein Integratormittel (28), das zum Empfangen des genannten Fehlersignals (EC*U) und zum Bereitstellen bzw. Zuführen eines integrierten Fehlersignals (IC*UCOM) verbunden ist;

- eine vierte Signalkombiniereinrichtung (23), die zum Empfangen des integrierten Fehlersignals (IC*UCOM) und eines Signals, das für die Flugzeugsteigungsrate bzw. -geschwindigkeit (q) repräsentativ ist, verbunden ist, wobei die vierte Signalkombiniereinrichtung ein Rückkopplungsvergrößerungssignal (AFBCOM) zu dem zweiten Eingang der ersten Signalkombiniereinrichtung (20) zuführt, wobei die Ausgangsgröße der genannten Signalkombiniereinrichtung als ein Höhenrudersteuer- bzw. -regelsignal (δe, FILT) des Systems bereitgestellt bzw. zugeführt wird.

7. System nach Anspruch 6, weiter umfassend eine Kompensations- und Schutzverarbeitungseinrichtung zum Erzeugen eines Untergeschwindigkeitssignals, wenn die Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs unter einem vorbestimmten Wert ist, wobei das Untergeschwindigkeitssignal einem Eingang der dritten Signal kombiniereinrichtung für die Einbeziehung als eine Komponente des genannten Fehlersignals zugeführt wird.

8. System nach Anspruch 7, worin die Kompensations- und Schutzverarbeitungseinrichtung ein Übergeschwindigkeitssignal erzeugt, wenn das Flugzeug außerhalb eines vorbestimmten Betriebsbereichs betrieben wird, wobei die Übergeschwindigkeit einem Eingang der dritten Signalkombiniereinrichtung zum Beitragen zu dem genannten Fehlersignal zugeführt wird.

9. System nach Anspruch 7, worin die genannte Steigungsbefehlsverarbeitungseinrichtung weiter ein Vorspannungssignalkorrekturmittel aufweist, das zum Empfangen des Säulenpositionssignals und zum Bereitstellen bzw. Zuführen eines korrigierten Säulenpositionssignals als das genannte Signal, welches für die Position der Steuersäule repräsentativ ist, zu bzw. mit der Befohlenes-Höhenrudersignal-Verarbeitungseinrichtung verbunden ist, wobei das Vorspannungssignalkorrekturmittel konfiguriert und angeordnet ist zum Bestimmen der Amplitude des Säulenpositionssignals, wenn die genannte Steuer- bzw. Befehlssäule in der Arretierung bzw. Rast ist, und zum Subtrahieren eines Signals, das im wesentlichen gleich der genannten Amplitude des Säulenpositionssignals ist, wenn die Steuersäule in Arretierung bzw. Rast ist, von den Säulenpositionssignalen, die zugeführt werden, wenn die genannte Steuer- bzw. Befehlssäule aus der Arretierung bzw. Rast wegbewegt wird bzw. ist.

10. System nach irgendeinem der Ansprüche 6-9, worin die Steigungsbefehlsverarbeitungseinrichtung weiter ein Vorspannungssignalkorrekturmittel aufweist, das verbunden ist zum Empfangen des Säulenpositionssignals und zum Zuführen eines korrigierten Säulenpositionssignals als das genannte Signal, welches für die Position der Steuersäule repräsentativ ist, zu der Befohlenes-Höhenrudersignal-Verarbeitungseinrichtung, wobei das Vorspannungssignalkorrekturmittel konfiguriert und angeordnet ist zum Bestimmen der Amplitude des Säulenpositi onssignals, wenn die genannte Steuer bzw. Befehlssäure in Arretierung bzw. Rast ist, und zum Subtrahieren eines Signals, das im wesentlichen gleich der Amplitude des Säulenpositionssignals ist, wenn die Steuersäule in Arretierung bzw. Rast ist, von den Säulenpositionssignalen, die zugeführt werden, wenn die genannte Steuer- bzw. Befehlssäule von der Arretierung bzw. Rast wegbewegt ist bzw. wird, und weiter umfassend eine Kompensations- und Schutzverarbeitungseinrichtung zum Erzeugen eines Untergeschwindigkeitssignals, wenn die Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs unter einem vorbestimmten Wert ist, wobei das Untergeschwindigkeitssignal einem Eingang der genannten dritten Signalkombiniereinrichtung zur Einbeziehung als Komponente des genannten Fehlersignals zugeführt wird, worin die genannte Kompensations- und Schutzverarbeitungseinrichtung ein Übergeschwindigkeitssignal erzeugt, wenn das Flugzeug außerhalb eines vorbestimmten Betriebsbereichs betrieben wird, wobei das Übergeschwindigkeitssignal einem Eingang der dritten Signalkombiniereinrichtung zum Beitragen zu dem genannten Fehlersignal zugeführt wird.