DE69532632T2

DE69532632T2 - Flugzeug-Regelsystem für vertikale Position

Info

Publication number: DE69532632T2
Application number: DE69532632T
Authority: DE
Inventors: Guner Bellevue Firuz; Dwight R. Mercer Island Schaeffer
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1995-05-15
Filing date: 1995-11-06
Publication date: 2005-03-10
Anticipated expiration: 2015-11-07
Also published as: DE69532632D1; EP0743584B1; EP0743584A1; US5695156A

Description

Erfindungsgebiet
Diese Erfindung betrifft allgemein Flugregelsysteme für ein Flugzeug und spezieller eine Vorrichtung und ein Verfahren zum Erzeugen eines Höhenleitwerk-Kommandos, um das Flugzeug auf eine gewünschte Vertikalflugbahn zu steuern.
Hintergrund der Erfindunq
Automatische Flugregelsysteme für Flugzeuge haben für viele Jahre die Fähigkeit beinhaltet, zu bewirken, dass das Flugzeug automatisch eine ausgewählte Höhe oder einen ausgewählten Gleitpfad einfängt und hält. Dies wurde typischerweise durch einen Autopiloten bewerkstelligt, welcher Signale berechnet, die bewirken, dass die Flugzeug-Steuerflächen gemäß den innerhalb des Autopiloten implementierten Regelgesetzen arbeiten. Diese Systeme haben mit variierenden Ausmaßen an Erfolg gearbeitet. Einige Autopiloten sind jedoch aufgrund einer Unfähigkeit, bestimmte Anfangseingriffbedingungen zu bewältigen, zumindest etwas unzureichend leistungsfähig. Wenn das Flugzeug beispielsweise außerhalb der gewählten Höheneinfanggrenzen wäre, welche durch das Regelgesetz auferlegt sind, dann würde ein automatisches Einfangen unmöglich sein oder, falls möglich, eine Flugbahn hervorrufen, welche nur in einer verlängerten, oszillatorischen Weise erreicht werden könnte, oder welche wünschenswerte g-Begrenzungen überschreitet.
Daher berechnen derzeitige Autopiloten eine kreisförmige Flugbahn, oder Kommandoflugbahn im Raum, auf welche der Autopilot das Flugzeug steuert. Verwenden einer kreisförmigen berechneten Flugbahn ermöglicht es dem Autopiloten, die Beschleunigungskraft auf das Flugzeug während des Manövers auf eine konstante g-Kraft zu begrenzen und oszillatorisches Verhalten zu unterdrücken. Der Übergang von konstanter g-Kraft auf eine g-Kraft von null ist jedoch am Ende des Manövers abrupt, was Ausgleichvorgänge in der Flugzeugreaktion verursacht.
Ein weiterer Nachteil von derzeitigen Systemen besteht darin, dass separate Berechnungsverfahren (d. h. Regelgesetze) zum Erzeugen einer Kommandoflugbahn und ihrer entsprechenden Steuerkommandos für verschiedene Formen von Flugzeugmanövern, z. B. Höheneinfang und -halten, Gleitpfadeinfang und -halten, und Abfangkontrolle, erforderlich sind. Bei allen diesen Manövern handelt es sich um eine Form von Vertikalpositionsregelung. Verwenden von separaten Regelgesetzen für diese Manöver ist dahingehend ineffizient, dass es zusätzliche Auswertungs- und Durchführungskomponenten erfordert. Ferner verursachen separate Regelgesetze einen Anstieg der Autopilot-Rechenzeit und der Wahrscheinlichkeit von möglichen Ausgleichvorgängen.
Einleitungsteil
Die US-A 5,117,362 offenbart ein Vertikalpositionsregelsystem, welches Eingangssignale aufnimmt, die eine ausgewählte Höhe (h_s), eine ausgewählte Vertikalgeschwindigkeit ( ḣ_s ), eine Momentanhöhe ( h ) und eine Momentan-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ) beinhalten, wobei das Regelsystem (a) einen Kommandoprozessor, welcher eine Kommandoflugbahn in Form einer Kommandohöhe ( h_c ) und eine Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ( ḣ_c ) berechnet, (b) eine erste Kombinationseinheit zum Kombinieren der ausgewählten Höhe ( h_s ) mit der Kommandohöhe ( h_c ), um ein Differenz-Kommandohöhensignal ( Δ h_c ) zu erzeugen, (c) einen ersten Multiplizierer zum Umsetzen des Differenz-Kommandohöhensignals ( Δ h_c ) in ein proportionales Anstellwinkelkommando ( Δθ_c ), (d) einen Glätuungsintegrator, welcher einen Ausgang für ein Anstellwinkelkommando (θ_c) aufweist, (e) eine zweite Kombinationseinheit zum Kombinieren des Anstellwinkelkommandos ( θ_c ) und eines Momentan-Anstellwinkels ( θ ), um einen Anstellwinkelfehler zu bilden, und (f) einen zweiten Multiplizierer zum Filtern des Anstellwinkelfehlers beinhaltet.
Dieses Regelsystem gemäß dem Stand der Technik umfasst ein Filter zweiter Ordnung, von welchem ein Dämpfungsverhältnis ausgewählt werden kann. Ein solches ausgewähltes Dämpfungsverhältnis könnte ausreichen, um die Beschleunigungskraft auf das Flugzeug zu begrenzen, wird jedoch stets Ausgleichvorgänge in der Flugzeugreaktion am Ende eines oder mehrerer Manöver des Flugzeugs hervorrufen.
Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, das obige System gemäß dem Stand der Technik zu verbessern, d. h. bei soviel wie möglich Manövern des Flugzeugs Unbehagen von Passagieren und unerwünschte Belastungen zu vermeiden.
Die vorliegende Erfindung stellt eine Vertikalpositionsregelsystem bereit, welches Eingangssignale aufnimmt, die eine ausgewählte Höhe (h_s), eine ausgewählte Vertikalgeschwindigkeit (ḣ_s), eine Momentanhöhe (h) und eine Momentan-Vertikalgeschwindigkeit (h) beinhalten, wobei das Regelsystem einen Kommandoprozessor, welcher eine Kommandoflugbahn in Form einer Kommandohöhe (h_c) und einer Kommando-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ_c), (b) eine erste Kombinationseinheit zum Kombinieren der ausgewählten Höhe (h) mit der Kommandohöhe (h_c), um ein Differenz-Kommandohöhensignal (Δh_c) zu erzeugen, (c) einen ersten Multiplizierer zum Umsetzen des Differenz-Kommandohöhensignals (Δh_c) in ein proportionales Anstellwinkelkommando (Δθ_c), (d) einen Glättungsintegrator, welcher einen Ausgang für ein Anstellwinkelkommando (θ_c) aufweist, (e) eine zweite Kombinationseinheit zum Kombinieren des Anstellwinkelkommandos (θ_c) und eines Momentan-Anstellwinkels (θ), um einen Anstellwinkelfehlen zu bilden, und (f) einen zweiten Multiplizierer zum Filtern des Anstellwinkelfehlers beinhaltet, welches dadurch gekennzeichnet ist, dass der Kommandoprozessor ein Filter beinhaltet, welches ein Dämpfungsverhältnis aufweist, das abhängig von einer Rückkopplungskomponente, welche aus der Zwischen-Kommando-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ_c) und der Zwischen-Kommando-Vertikalhöhe (h_c) resultiert, variabel ist, wobei die Zwischen-Kommando- Vertikalgeschwindigkeit (ḣ_c) mit einem Faktor multipliziert wird, welcher das Dämpfungsverhältnis beinhaltet, welches auf jede gewünschte Konstante gesetzt werden kann oder eine Variable sein kann, die zur Eingriffzeit oder einer anderen zweckmäßigen Zeit berechnet wird, um die Antwort des Regelsystems bezüglich eines entsprechenden Flugmanövers einzustellen.
Zusammenfassung der Erfindung
Die vorliegende Erfindung stellt ein Vertikalpositionsregelsystem bereit, welches ideal geeignet zur Verwendung während verschiedenartiger Vertikalsteuermanöver, welche ein Höheneinfangen und -halten, ein Gleitfpfadeinfangen und -halten und ein Abfangkontrollmanöver beinhalten, ist. Die Flugzeug-Vertikalpositionsregelsystem-Vorrichtung nimmt Eingangssignale einer ausgewählten Höhe, einer ausgewählten Vertikalgeschwindigkeit, einer Momentanhöhe, einer Momentan-Vertikalgeschwindigkeit, eines Momentan-Anstellwinkels, einer Normalbeschleunigung und einer Momentan-Anstellwinkelrate auf. Derartige Eingangssignale werden verarbeitet, um ein Höhenleitwerk-Anstellwinkelkommando zu erzeugen, welches zu einem gleichmäßigen, nichtoszillatorischen Übergang von der Momentan-Flugbahn des Flugzeugs zu der neuen Flugbahn führt. Das System der vorliegenden Erfindung begrenzt außerdem die Beschleunigungskräfte, welchen das Flugzeug ausgesetzt ist, um ein Unbehagen von Passagieren und unerwünschte Belastung auf das Flugzeug zu vermeiden.
In Übereinstimmung mit dem Regelgesetz des Vertikalpositionsregelsystems der vorliegenden Erfindung werden eine optimale Kommandoflugbahnhöhe und -vertikalgeschwindigkeit berechnet und mit der Momentanhöhe und -vertikalgeschwindigkeit des Flugzeugs verglichen, um ein proportionales Anstellwinkelkommando zu bilden. Das proportionale Anstellwinkelkommando wird mit einem integralen Anstellwinkelkommando kombiniert, welches in einem Integralpfad gebildet wird, um ein Gesamtanstellwinkelkommando zu erzeugen. Das Gesamtanstellwinkelkommando wird mit dem Momentan-Anstellwinkel verglichen, um den An stellwinkelfehler zu erhalten. Der Anstellwinkelfehler, die Momentan-Normalbeschleunigung und Momentan-Anstellwinkelrate werden durch geeignete Filter modifiziert und dann kombiniert, um das Höhenleitwerk-Kommando zu erzeugen. Eine Höhenleitwerk-Einstellung, welche auf dem resultierenden Höhenleitwerk-Kommando basiert, verursacht einen gleichmäßigen, nichtoszillatorischen Übergang von der Momentan-Flugbahn des Flugzeugs auf die neue Flugbahn.
Ein Kommandoprozessor berechnet die Kommandoflugbahn in Form einer Kommandohöhe und Kommando-Vertikalgeschwindigkeit, basierend auf den Eingangssignalen des Vertikalpositionsregelsystems. Ein erster Kombinierer subtrahiert die Momentanhöhe von der Kommandohöhe, um ein Differenz-Kommandohöhensignal zu erzeugen. Ein zweiter Kombinierer subtrahiert die Momentan-Vertikalgeschwindigkeit von der Kommando-Vertikalgeschwindigkeit, um ein Differenz-Kommando-Vertikalgeschwindigkeitssignal zu erzeugen. Ein dritter Kombinieren kombiniert das Differenz-Kommandohöhensignal (wie durch einen Höhenstellfaktor modifiziert) mit den Differenz-Kommando-Vertikalgeschwindigkeitssignal (wie durch einen Vertikalgeschwindigkeitsstellfaktor modifiziert), um das proportionale Anstellwinkelkommando zu erzeugen.
In allgemeinere Begriffe gefasst beinhaltet der Kommandoprozessor eine Übertragungsfunktion, welche ein Filter zweiter Ordnung mit ersten und zweiten Führungstermen aufweist, um dadurch einen Dauerzustandsfehler in der Kommandohöhe und der Kommando-Vertikalgeschwindigkeit während Rampeneingaben für die ausgewählte Höhe zu unterdrücken. Diese Merkmale ermöglichen es, dass das Vertikalpositionsregelsystem während verschiedenartiger Vertikalmanöver verwendet wird. Der Kommandoprozessor beinhaltet weiterhin eine Synchronisation der Anfangswerte der Momentanhöhen- und Vertikalgeschwindigkeitslogik, welche die befohlene Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs begrenzen und einstellen, und eine Logik zum Variieren des Dämpfungsverhältnisses. Diese Aspekte dienen dazu, die Beschleunigungskräfte zu begrenzen, welche von dem Flugzeug und den Passagieren erfahren werden.
In Übereinstimmung mit noch weiteren Aspekten der vorliegenden Erfindung wird die Beschleunigung des Flugzeugs gemäß der Eigenfrequenz ω_n variiert, welche eine Funktion von mindestens einem der folgenden Systemparameter ist: Momentanhöhe, Momentan-Vertikalgeschwindigkeit, ausgewählte Höhe und ausgewählte Vertikalgeschwindigkeit. Das Dämpfungsverhältnis wird ebenfalls vorzugsweise als Funktion der obigen Größen eingestellt.
Kurzbeschreibung der Zeichnungen
Die vorangegangenen Aspekte und viele der damit einhergehenden Vorteile dieser Erfindung können leichter eingeschätzt werden, wenn dieselbe durch Bezugnahme auf die folgende detaillierte Beschreibung, im Zusammenhang genommen mit den beigefügten Zeichnungen, besser verstanden wird, wobei:
1a und 1b beispielhafte Kommandoflugbahnen darstellen, welche unter Verwendung eines Vertikalpositionsregelsystems, das gemäß den Lehren der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist, erzeugt sind;
2 ein Diagramm eines in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung ausgebildeten Vertikalpositionsregelsystems ist, welches die Formulierung von proportionalen, integralen und Höhenleitwerk-Kommandos zeigt;
3a, 3b und 3c Regeldiagramme eines Kommandoprozessors sind, welcher gemäß den Lehren der vorliegenden Erfindung ausgebildet ist;
4 verschiedenartige Kommandoflugbahnen darstellt, welche gemäß dem Betriebszustand des Flugzeugs erzeugt werden, wenn eine neue Flugbahn ausgewählt wird; und
5 ein Flussdiagramm ist, welches zum Setzen von Anfangswerten des Kommandoprozessors von 3c verwendet werden kann.
Detaillierte Beschreibung des bevorzugten Ausführungsbeispiels
Wie es üblich ist, wird die Erfindung hierin teilweise in Form eines Regelgesetzes, welches getrennte Blöcke enthält, die zum Bewerkstelligen spezifischer Funktionen ausgestaltet sind, dargestellt und beschrieben. Es versteht sich, dass die Erfindung tatsächlich in verschiedenen Weisen ausgeführt sein kann. Zum Beispiel können die verschiedenartigen Funktionen und Mittel des dargestellten Regelgesetzes durch ein geeignet programmiertes Digitalcomputersystem durchgeführt werden. Alternativ können die Funktionen durch digitale oder analoge Schaltungen durchgeführt werden.
Mit Bezug auf 1a und 1b können während normalen Flugbedingungen eines Flugzeugs 16 Umstände bestehen, in welchen eine sehr große Änderung, oder Stufeneingabe, einer Höhe und/oder Vertikalgeschwindigkeit erforderlich ist. Offensichtlich ist das Flugzeug nicht in der Lage, unverzüglich eine solche große Änderung durchzuführen. Daher wird eine Kommandoflugbahn 22, welche auf einer sich ändernden Kommandohöhe (h_c) und Kommando-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ_c) basiert, festgelegt, um das Flugzeug vertikal zu führen, um einen gleichmäßigen Übergang von der Momentan-Flugbahn 18 auf eine neue Flugbahn 20 durchzuführen. Ein Schlüsselmerkmal der vorliegenden Erfindung besteht in der Formulierung der Kommandohöhe (h_c) und Kommando-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ_c), welche verwendet werden, um ein proportionales Anstellwinkelkommando ( Δθ_c ) zu bestimmen, das zu einer Einstellung der Flugzeugsteuerflächen, wie z. B. Höhenleitwerke, führt, so dass das Flugzeug der gewünschten Flugbahn folgt.
Nach wie vor auf 1a und 1b Bezug nehmend wird ein Flug des Flugzeugs 16 entlang der Flugbahn 18 zum Teil durch eine Gruppe von Vertikalparametern be stimmt, die seine vertikale Ausrichtung charakterisieren, welche Momentan-Flugzeughöhe h und -Vertikalgeschwindigkeit h beinhalten. Wenn ein Signal (d. h. eine neue ausgewählte Höhe h_s und/oder eine neue ausgewählte Vertikalgeschwindigkeit ḣ_s ) erzeugt wird, um den Autopiloten anzuweisen, das Flugzeug 16 auf eine neue Flugbahn 20 zu führen, berechnet das System der vorliegenden Erfindung die Kommandohöhe h_c und -Vertikalgeschwindigkeit ḣ_c, welche zu der Kommandoflugbahn 22 führt. Eine solche Flugbahn ermöglicht es dem Flugzeug, zu der neuen Bahn 20 überzugehen oder sie „einzufangen". Wenn das auslösende Signal erzeugt wird, wird diese Zeit allgemein als Zeit t=0 oder die Eingriffzeit bezeichnet. Durch Berücksichtigen einer Vielfalt von Faktoren, die unten diskutiert werden, wird das Flugzeug 16 veranlasst, einem gleichmäßigen, nichtoszillatorischen Übergang von einer Flugbahn zu einer anderen, nicht belastet durch übermäßige g-Kräfte oder Dauerzustandsfehler, zu folgen.
Es versteht sich, dass das Signal zum Auslösen eines Übergangs zwischen einer Momentan-Flugbahn 18 und einer neuen Bahn 20 extern bezüglich des Vertikalpositionsregelsystems ist und aus verschiedenartigen Quellen kommen kann. Zum Beispiel kann der Pilot die neue Bahn 20 direkt über Cockpit-Bedienelemente (d. h. über einen Höhenauswahlknopf, Annäherungsknopf, die Vertikalgeschwindigkeitsmodusauswahl usw.) befehlen, oder das Signal kann von einem Flugmanagementcomputer kommen oder das Signal kann von anderen Quellen empfangen werden, wie z. B. einer Fernbedienung durch eine Kommunikationsverbindung.
1a stellt ein Beispiel einer Vertikaloperation dar, welche bei einem konstanten Steigflug beginnt und zu einer konstanten Flughöhe übergeht. Die Anfangsbedingungen sind durch die Flugbahn 18 definiert, welche einen Satz von Eigenschaften aufweist, h ist ansteigend und ḣ ist konstant (hierin bezeichnet als ḣ=konstant). Die neue Bahn 20 weist einen anderen Satz von Eigenschaften auf, h_s =konstant und > h , ḣ_s ist konstant (hierin bezeichnet als ḣ_s =0). Diese Art von Vertikaloperation ist häufig während eines Höheneinfangs und nachfolgenden Haltens erforderlich. 1b stellt ein Beispiel einer Vertikaloperation dar, welche bei einer stetigen Vertikalgeschwindigkeit beginnt und zu einer anderen stetigen Vertikalgeschwindigkeit übergeht. Hier sind die Anfangsbedingungen durch die Flugbahn 18, welche einen Satz von Eigenschaften, h ist abnehmend, ḣ =konstant, aufweist, und die neue Bahn 20, bei welcher h_s mit einer unterschiedlichen Rate abnimmt ( ḣ_s =eine unterschiedliche Konstante) definiert. Diese Art von Vertikaloperation ist häufig während eines Gleitpfadeinfangs, eines Gleitpfadhaltens und Abfangmanövern erforderlich.
Mit Bezug auf 2 verarbeitet das Flugzeug-Vertikalpositionsregelsystem 23 in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung Eingangssignale einer ausgewählten Höhe h_s , ausgewählten Vertikalgeschwindigkeit ḣ_s , Momentanhöhe h und Momentan-Vertikalgeschwindigkeit h , um Signale einer Kommandohöhe h_c und Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ_c zu erzeugen. Die Kommando-Höhensignale und -Vertikalgeschwindigkeitssignale werden mit der Momentanhöhe und -Vertikalgeschwindigkeit kombiniert, um ein proportionales Anstellwinkelkommando Δθ_c zu erzeugen. Die Momentan-Vertikalgeschwindigkeits- und Höhenwerte, welche durch das System der vorliegenden Erfindung verwendet werden, können in verschiedenartigen Formen dargestellt sein und können aus verschiedenartigen Quellen kommen, was gespeicherte Daten, unmittelbare Sensordaten, berechnete Trägheits- oder Luftdaten oder eine auf mehreren Quellen basierende Analyse beinhaltet.
Der Kommandoprozessor 24 erzeugt Werte für h_c (Fuß) und ḣ_c (Fuß/Sek.), welche dazu führen, dass das Flugzeug für eine bestimmte Situation der optimalen Kommandoflugbahn 22 folgt. Ein erster Kombinieren 26 subtrahiert die Momentanhöhe h von der Kommandohöhe h_c, um ein Differenz-Kommandohöhensignal Δh_c zu erzeugen. Der Ausdruck „Kombinieren" ist breit zu interpretieren und beinhaltet eine Signalkombination in dem digitalen oder binären Sinn, so dass sie Addition, Subtraktion, Multiplikation und Division beinhaltet. Diese Kombinieren können analoge Vorrichtun gen umfassen, wie z. B. Summationsverstärker oder -transistoren, oder sie können digitale Vorrichtungen umfassen, wie z. B. binäre Addieren-Subtrahieren, Komparatoren oder Schieberegister in einer arithmetischen Logikeinheit einer zentralen Verarbeitungseinheit. Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel sind die Kombinieren Summationsknotenpunkte.
Ein zweiter Kombinieren 28 subtrahiert die Momentan-Vertikalgeschwindigkeit h von der Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ_c , um ein Differenz-Kommando-Vertikalgeschwindigkeitssignal Δḣ_c zu erzeugen. Wie bei Block 29 und 31 angedeutet, werden das Differenz-Kommando-Höhensignal Δh_c und das Differenz-Kommando-Vertikalgeschwindigkeitssignal Δḣ_c entsprechend mit einem Höhenstellfaktor K_h und einen Vertikalgeschwindigkeitsstellfaktor K_ḣ modifiziert (multipliziert). Die Werte von K_h und K_ḣ sollten vorzugsweise, zumindest teilweise, auf einer inversen wahren Fluggeschwindigkeit (1/V_TAS) basieren. Die Werte für K_ḣ und K_h können abhängig von der speziellen Anwendung in einer beliebigen gewünschten Weise miteinander in Beziehung gesetzt sein. Für ein Boeing 777-200 Flugzeug wurde herausgefunden, dass der optimale Wert von K_ḣ mit K_h durch die folgende Gleichung K_ḣ = 0,5K_h + 0,2 in Beziehung steht, wobei K_h = 0,038 + 15/V_TAS ist (wobei V_TAS die wahre Fluggeschwindigkeit ist).
Ein dritter Kombinieren 30 addiert das modifizierte Differenz-Vertikalgeschwindigkeitssignal 61 zu dem modifizierten Differenz-Kommandohöhensignal 33, um ein proportionales Anstellwinkelkommando Δθ_c , vorzugsweise in Einheiten von Grad, zu erzeugen. Wie aus 2 ersichtlich ist, zweigt das modifizierte Differenz-Kommandohöhensignal 33 in einen separaten Pfad ab und wird mit einem Stellfaktor K_i 60 und einem Integrator 62 multipliziert. Das Ergebnis ist das integrale Anstellwinkelkommando ∫Δθ_c , welches mit dem proportionalen An stellwinkelkommando Δθ_c summiert wird, um ein Gesamtanstellwinkelkommando θ_c zu erzeugen. Die Schleife, welche das Differenz-Kommandohöhensignal 33 modifiziert, dient dazu, einen Dauerzustandsfehler von null für die Vertikalposition zu gewährleisten, und wird hierin allgemein als Integralpfad bezeichnet. Es wird nur aus dem Höhenanteil des proportionalen Anstellwinkelkommandos Δθ_c ausgewählt, weil die Höhendauerzustandsregelung bei Höhen-, Gleitpfad- und Abfangmanövern gewünscht wird.
Ein vierter Kombinieren 68 bestimmt die Differenz zwischen dem Anstellwinkelkommando θ_c und dem Momentan-Anstellwinkel θ . Die Differenz ist der Anstellwinkelfehler E_θ . Die Differenz zwischen dem optimalen Anstellwinkel θ_c und dem tatsächlichen Anstellwinkel θ wird dann mit einem Stellfaktor ∫_θ multipliziert, um ein Anstellwinkelfehlersignal 73 zu erzeugen, wobei der Zweck des Steilfaktors ∫_θ ist, es zu ermöglichen, die Höhenregelungsbandbreite zu kontrollieren und die Anstellwinkelreaktion des Flugzeugs zu steigern, und ist vorzugsweise eine Funktion eines Staudrucks.
Ein fünfter Kombinieren 74 kombiniert das Anstellwinkelfehlersignal 72 mit einem gefilterten Normalbeschleunigungssignal 79 und einem gefilterten Momentan-Anstellwinkelratensignal 81, um ein Höhenleitwerk-Kommando zu erzeugen. Das Signal 79 ist vorzugsweise durch Modifizieren der Momentan-Normalbeschleunigung N_Z durch eine Funktion
am Multiplizieren 76, welche dazu ausgelegt ist, die Anstellwinkelschwingungsfrequenz und -dämpfung zu vergrößern, erzeugt. Das Signal 81 wird vorzugsweise gebildet, indem die Momentan-Anstellwinkelrate Q durch eine Funktion ∫_Q (s) am Multiplizierer 78 modifiziert wird, welche dazu ausgelegt ist, die Höhenregelbandbreite zu ermöglichen und die Anstellwinkelschwingungsfrequenz und -dämpfung zu vergrößern.
Übertragungsfunktionen und/oder Formungsfilter können an anderen Punkten der vorliegenden Erfindung, wie für eine spezielle Anwendung erforderlich oder für einen speziellen Effekt bevorzugt, angewendet werden.
Wie oben genannt, wird das Höhenleitwerk-Kommando δ_e , welches durch das Vertikalpositionsregelsystem 23 erzeugt wird, verwendet, um die Höhenleitwerkposition einzustellen, was nachfolgend das Neigungsverhalten des Flugzeugs beeinflusst. Analoge oder digitale Sensoren verfolgen die Höhe h und Vertikalgeschwindigkeit h des Flugzeugs und erfassen dadurch Änderungen der Flugzeughöhe und -Vertikalgeschwindigkeit, welche durch die Bewegung der Höhenleitwerke hervorgerufen werden. Auf diese Weise dienen die Eingänge des Vertikalpositionsregelsystems 22 als Systemrückkopplung, wenn sie in das Vertikalpositionsregelsystem 23 zurückgeführt werden.
Die Konzepte von Stellfaktoren und/oder von Übertragungsfunktionen werden an mehreren Punkten überall in dem System und Verfahren der vorliegenden Erfindung verwendet, wie in den bevorzugten Ausführungsbeispielen dargestellt. Das Konzept einer Übertragungsfunktion wie hierin verwendet ist breit zu interpretieren, so dass es Zeitverzögerungen oder Einheitsstufenfunktionen, Verstärkung (linear oder nichtlinear), Abschwächung, Rampenfunktionen, Integration, Steilfaktoren und Ähnliches beinhaltet. Diese Übertragungsfunktionen in ihren verschiedenartigen Formen werden häufig mathematisch in einer Laplace-Transformations-Schreibweise ausgedrückt und können in analoger oder digitaler Form realisiert werden. Beispiele von analogen Mitteln beinhalten lineare Verstärker, Kondensatoren, Induktivitäten, Widerstände und Netzwerke, welche einige oder alle dieser Teile beinhalten. Beispiele von digitalen Mitteln beinhalten binäre Addieren-Subtrahieren, Komparatoren, Inverter, gesteuerte Zähler und Digitalprozessoren, welche digital codierte Daten sequenziell verarbeiten.
Die nachfolgende Diskussion betrifft den bevorzugten Kommandoprozessor des bevorzugten Vertikalpositionsregelsystems 23 und ist in vier Abschnitte aufgeteilt. Der erste Abschnitt diskutiert die grundlegende Struktur und die Regelgesetze des Kommandoprozessors 24 der vorliegenden Erfindung. Der zweite Abschnitt diskutiert die zusätzlichen Abschnitte des Kommandoprozessors zum Unterdrücken eines Dauerzustandsfehlers, welcher andernfalls zu einer Reaktion auf eine Rampenhöheneingabe führen würde. Der dritte Abschnitt behandelt die Auswahl einer Eigenfrequenz, um eine durch den Kommandoprozessor befohlene Maximalbeschleunigung zu steuern, und die Verwendung von geschwindigkeitsbegrenzenden Termen. Der vierte Abschnitt behandelt das Bilden von Anfangsbedingungswerten und wie Größen auf diese Anfangsbedingungswerte gesetzt werden.
1. Grundlegende Struktur des Kommandoprozessors
3a, 3b und 3c sind Regeldiagramme, welche verschiedene Aspekte des Kommandoprozessors 24 veranschaulichen. Speziell zeigt 3c den bevorzugten Kommandoprozessor 24. 3a ist ein Regeldiagramm des Kommandoprozessors 24 in seiner einfachsten oder grundlegenden Form und 3b veranschaulicht die zum Unterdrücken eines Dauerzustandsfehlers ausgestaltete Erfindung. Bei jeder der dargestellten Anordnungen nimmt der Kommandoprozessor 24 den Wert einer ausgewählten Vertikalhöhe h_s auf, um die Kommando-Vertikalhöhe h_c und Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ_c zu bestimmen.
In 3a handelt es sich bei dem Eingang des Kommandoprozessors 24 um die ausgewählte Höhe h_s , welches die Höhe der extrapolierten neuen Flugbahn 20 direkt oberhalb oder unterhalb des Flugzeugs 16 (siehe 1a und 1b) ist. Die ausgewählte Höhe h_s wird einem Kombinieren 32 zugeführt, welcher ein Fehlersignal E erzeugt, indem er eine Rückkopplungskomponente FB von der ausgewählten Höhe h_s subtrahiert. Die Bestimmung von FB wird unten diskutiert. Der Fehler E wird vorzugsweise am Multiplizieren 34 mit dem Quadrat der (ungedämpften) Eigenfrequenz ω_n² multipliziert. Das Ergebnis ist eine Zwischen-Kommando-Vertikalbeschleunigung
. Als nächstes wird
durch einen ersten Integrator 36 integriert, um eine Zwischen-Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ'_c zu erzeugen. Dann wird ḣ'_c durch einen zweiten Integrator 38 integriert, was zu einer Zwischen-Kommando-Vertikalhöhe h'_c führt.
Die Rückkopplungskomponente FB ergibt sich aus der Summe (bereitgestellt durch/am Kombinieren 42) der Zwischen-Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ'_c, wie an einem Multiplizieren 40 modifiziert, mit der Zwischen-Kommando-Vertikalhöhe h'_c . Die bevorzugte Modifikation der Zwischen-Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ'_c ist ihre Multiplikation mit
in Einheiten von Sek./Radian, wobei ω_n die Eigenfrequenz und ζ das Dämpfungsverhältnis des sich ergebenden Regelgesetzes ist.
Es ist erkennbar, dass das Regeldiagramm von 3a mathematisch als Filterfunktion zweiter Ordnung der Form:
dargestellt werden kann.
Durchführen der Laplace-Transformation von Gleichung (1) ergibt die folgende Gleichung:
Der erste Term von Gleichung (2) drückt die Systemreaktion aufgrund der ausgewählten Höheneingabe h_s aus, während der zweite Term von Gleichung (2) eine Systemreaktion ausdrückt, welche den Anfangsbedingungen zugeschrieben werden kann. (h'_c(0) und ḣ'_c(0) sind die Anfangswerte der Kommandohöhe und Kommando-Vertikalgeschwindigkeit bei t=0, welches die Eingriffzeit ist.) z. Beseitigen eines Dauerzustandsfehlers in Reaktion auf eine Rampeneingabe Um einen Übergang des Flugzeugs auf eine neue Bahn 20 während einer Vielfalt von Vertikalmanövern zu ermöglichen, muss ein Vertikalpositionsregelsystem Kommandos zum Übergehen von einer Vertikalgeschwindigkeit zu einer neuen ausgewählten Vertikalgeschwindigkeit sowie Kommandos zum Übergehen zwischen einer momentanen und einer ausgewählten Höhe in Einklang bringen. Jedoch, wenn die eingegebene ausgewählte Vertikalgeschwindigkeit eine Konstante ist, so dass die Höhe eine Rampeneingabe mit einer Steigung von ḣ_s (d. h. h_s (t) = h_s (0) + ḣ_s (t)) ist, beinhaltet die Reaktion der in Gleichungen (1) und (2) dargelegten Übertragungsfunktion einen Dauerzustandsfehler e_ss , welcher für ζ =1 gleich
ist.
3b veranschaulicht eine Anordnung, durch welche die Erfindung den Dauerzustandsfehler e_ss aus der Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ_c eliminiert. In 3b wird die Zwischen-Kommando-Vertikalbeschleunigung
am Multiplizieren 43 durch einen ersten Führungsterm modifiziert und an einem Kombinieren 44 mit der Zwischen-Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ'_c kombiniert, um die Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ_c zu bilden. Daher unterscheidet sich die Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ_c von 3b von der Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ'_c von 3a dahingehend, dass ḣ_c einen Term beinhaltet, welcher die Änderungsrate einer Kommandogeschwindigkeitsänderung beinhaltet, d. h. die Zwischen-Kommando-Vertikalbeschleunigung
. Bei den derzeit bevorzugten Ausführungs beispielen ist der erste Führungsterm des Multiplizierers 43 gleich
(in Einheiten von Sekunden).
In einer ähnlichen Weise wird, um e_ss aus der Kommando-Vertikalhöhe h_c zu eliminieren, die Zwischen-Kommando-Vertikalgeschwindigkeit am Multiplizieren 46 durch einen zweiten Führungsterm modifiziert und am Kombinieren 48 mit der Zwischen-Kommando-Vertikalhöhe h'_c kombiniert, um die Kommando-Vertikalhöhe h_c zu erzeugen. Der zweite Führungsterm des Multiplizierers 46 ist ebenfalls bevorzugt gleich
(in Einheiten von Sekunden). Beim Vergleich der grundlegenden Anordnung von 3a mit 3b ist erkennbar, dass das Kommando-Vertikalhöhensignal h_c von 3b sich von dem Kommando-Vertikalhöhensignal h'_c von 3a durch Einbeziehung einer Signalkomponente, welche mit der Zwischen-Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ'_c in Beziehung steht, unterscheidet.
Wenn die ersten und zweiten Führungsterme der Multiplizieren 43, 46 gleich
sind und ζ gleich 1 ist, sind die Zeitbereichsgleichungen, welche eine durch den Kommandoprozessor von 3b bewerkstelligte Signalverarbeitung beschreiben, wie folgt:
Diese Gleichungen definieren das Profil der Kommandoflugbahn 22, welcher das Flugzeug 16 folgt, wenn es durch das Vertikalpositionsregelsystem 23 der vorliegenden Erfindung geführt wird.
Die Laplace Transformation von Gleichung (3) kann wie folgt ausgedrückt werden:
Der Ausdruck ζ ist das Dämpfungsverhältnis und steht im Allgemeinen in Beziehung dazu, wie schnell das Vertikalpositionsregelsystem 23 auf die Kommando-Vertikalposition regelt. Das Dämpfungsverhältnis kann auf eine beliebige gewünschte Konstante gesetzt werden oder kann eine Variable sein, welche zur Eingriffzeit oder einer anderen zweckmäßigen Zeit berechnet wird. Für die Boeing 777-200 kann der optimale Wert für das Dämpfungsverhältnis ζ für das Vertikalmanöver eines Höheneinfangs und nachfolgenden Haltens unter Verwendung des folgenden Ausdrucks:
berechnet werden.
Der optimale Wert für das Dämpfungsverhältnis ζ für einen Gleitpfadeinfang und nachfolgendes Halten ist:
Der optimale Wert für das Dämpfungsverhältnis ζ für eine Abfangkontrolle ist:
Der Kommandoprozessor empfängt ein Signal des speziellen Vertikalmanövers, welches von der Autopilotmoduslogik (2) gewünscht wird, und setzt das Dämpfungsverhältnis entsprechend. Typischerweise sendet die Autopilotmoduslogik auch das Eingriffsignal.
Natürlich sind die obigen Werte darstellend; andere Werte können ausgewählt werden.
3. Auswählen der ungedämpften Eigenfrequenz ω_n
Die Beschleunigung, welche erforderlich ist, eine neu ausgewählte Höhe h_s einzufangen und zu halten, entspricht der zuvor diskutierten Zwischen-Kommando-Vertikalbeschleunigung
(vom Multiplizieren 34 in 3a, 3b und 3c). Wenn das Flugzeug 16 einen erheblichen Abstand oberhalb oder unterhalb einer ausgewählten Höhe h_s ist, sollte es nur einer minimalen Beschleunigung ausgesetzt sein, da ein allmählicher und konstanter Steigflug oder Sinkflug verwendet werden kann, um das Flugzeug 16 auf die ausgewählte Höhe zu bringen. Solche Abstände definieren einen Bereich 1, welcher in 4 gezeigt ist.
Wenn das Flugzeug einen Punkt näher der ausgewählten Höhe erreicht, ist das Flugzeug größeren Beschleunigungen ausgesetzt, während die Flugbahn geändert wird und versucht wird, die ausgewählte Höhe h_s einzufangen. Bereich 2 von 4 stellt diese Abstände dar.
Näher an der ausgewählten Höhe h_s kann es für das Flugzeug 16 unmöglich sein, eine ausgewählte Höhe einzufangen, ohne zunächst über sie hinauszuschießen, ohne dass unannehmbare g-Kräfte ausgeübt werden. Solche Abstände definieren einen Bereich 3 von 4.
Weil übermäßige Beschleunigung, d. h. ein schneller Übergang zu einer neuen Flugbahn, Unbehagen für diejenigen, welche innerhalb des Flugzeugs 16 fliegen, und übermäßige Belastung auf eine Vielzahl von Flugzeugkomponenten verursachen kann, ist es notwendig, das Ausmaß der durch ein Vertikalpositionsregelsystem hervorgerufenen Beschleunigung zu begrenzen. Das Ziel ist es, sich der neuen Flugbahn mit einer Vertikalgeschwindigkeit anzunähern, welche exponentiell abnimmt, und daher eine maximale Kommando-Vertikalbeschleunigung einzuhalten. Der Wert am Multiplizierer 34, welcher vorzugsweise in Beziehung zur Eigenfrequenz ω_n steht, ist der Schlüssel zum Steuern der sich ergebenden Beschleunigung, da er der Multiplizieren des Fehlerterms E ist, welcher zu dem Zwischen-Kommando-Vertikalbeschleunigungsterm
führt.
Die vorliegende Erfindung verwendet eine Kombination von Techniken, um den Wert des Zwischen-Kommando-Vertikalbeschleunigungstenns
einzustellen, welche ein Variieren der Eigenfrequenz ω_n und eine absolute Begrenzung beinhalten. Beide dieser Techniken werden unten im Detail diskutiert und werden zur Eingriffzeit ausgeführt. Im Allgemeinen wird die Eigenfrequenz ω_n des Kommandoprozessors entsprechend der Position des Flugzeugs innerhalb der verschiedenartigen Bereiche bestimmt, welche wiederum gemäß der ausgewählten Höhe h_s und/oder ausgewählten Vertikalgeschwindigkeit ḣ_s definiert sind. Wenn die Eigenfrequenz in der hiernach beschriebenen Weise bestimmt wird, wird der Zwischen-Vertikalbeschleunigungsterm
ingestellt, um wirkungsvoll eine ausgewählte Höhe einzufangen, ohne geeignete Grenzen der Vertikalbeschleunigung zu überschreiten.
Die Herleitung der nachstehenden Gleichungen ist hierin nicht enthalten, kann jedoch gemäß allgemein bekannten Grundsätzen der Mathematik und Regelungstechnik errechnet werden, wenn die folgenden Definitionen und Anfangsbedingungen (Randbedingungen) eingehalten werden:

h(0) = Flugzeughöhe (Fuß) zur Eingriffzeit,
h_c(0) = h(0),
ḣ(0) = Flugzeugvertikalgeschwindigkeit (Fuß/Sekunde) zur Eingriffzeit,
h_c (0) = h(0),
und
ḣ'_c (0) = ḣ(0) – 2ω_n [h_s – h(0)] , wobei ω_n wie folgt berechnet wird und ζ der Einfachheit halber auf 1 gesetzt ist.

Bereich 1 ist ein Bereich mit einem linearen Eingriffbeginn. Wenn dem Autopiloten signalisiert wird, ein Vertikalmanöver durchzuführen, und das Flugzeug sich innerhalb von Bereich 1 befindet, erzeugt das Vertikalpositionsregelsystem mittels des Kommandoprozessors ein Höhenleitwerk-Kommando, welches dazu führt, dass sich die auftretende Flugzeugbeschleunigung zwischen einer unteren Maximalbeschleunigungsgrenze
und einer oberen Maximalbeschleunigungsgrenze
, befindet. Die Höhen, welche Bereich 1 begrenzen, entsprechen somit dem vertikalen Abstand, welcher erforderlich ist, um zu der neuen Flugbahn überzugehen, während Vertikalbeschleunigungen von zwischen
und
, auftreten.
Mathematisch liegt der Bereich 1 innerhalb der folgenden Höhen:
wobei e der natürliche Logarithmus ist (ungefähr 2,781),
vorzugsweise eine auf ± 0,05g (d. h. ± 1,6 Fuß/s²) gesetzte Konstante und
vorzugsweise eine auf ± 0,1 g (d. h. ± 3,2 Fuß/s²) gesetzte Konstante ist, wobei das Vorzeichen der beiden Maximalbeschleunigungen davon abhängt, ob das Flugzeug aufsteigt oder absinkt, um die neue Flugbahn einzufangen.
Wenn sich die Position des Flugzeugs innerhalb von Bereich 1 befindet, wird die Eigenfrequenz ω_n des Kommandoprozessors 24 wie folgt gesetzt:
Gleichermaßen kann Bereich 2 von 4 mathematisch als zwischen den folgenden Höhen liegend ausgedrückt werden:
Wenn sich die Position des Flugzeugs zur Eingriffzeit innerhalb von Bereich 2 befindet, dann ist die Zwischen-Kommando-Vertikalbeschleunigung
vorzugsweise auf die höhere maximal wünschenswerte Vertikalbeschleunigung begrenzt.
Dieses Begrenzen der Zwischen-Kommando-Vertikalbeschleunigung wird von dem Kommandoprozessor bewerkstelligt, indem der Wert der Zwischen-Kommando-Vertikalbeschleunigung auf gleich
gesetzt wird, wenn ein Höhenänderungskommando ausgelöst wird und sich das Flugzeug im Betriebsbereich 2 befindet. Dies ist in 3c schematisch durch einen Schalter 50 mit zwei Stellungen angedeutet. Wenn der Schalter 50 seinen Zustand ändert, um dem ersten Integrator 36 ein
-Signal zuzuführen, werden zusätzliche Schalter 52 und 54 von 3c aktiviert, so dass das dem Kombinieren 44 zugeführte Signal null ist (anstelle des von dem Multiplizierer 43 gelieferten Signals) und das der Kombinationseinheit 48 zugeführte Signal ebenfalls null ist (anstelle des durch den Multiplizierer 46 gelieferten Signals). Dem Wert von ω_n wird es ermöglicht, mit seinem vorherigen Wert fortzufahren, da die Übertragungsfunktion durch die Schalter 50, 52 und 54 unterbrochen ist und ω_n, h_c oder ḣ_c nicht mehr beeinflusst. Die obigen Handlungen bewirken, dass der Kommandoprozessor eine konstante maximale Vertikalbeschleunigung befiehlt und ein Vertikalgeschwindigkeitskommando ḣ_c und Höhenkommando h_c befiehlt, welches auf ersten bzw. zweiten Integralen der befohlenen Maximalbeschleunigung basiert.
Sobald die folgende Bedingung
erfüllt ist, wird die Eigenfrequenz ω_n des Kommandoprozessors 24 wie folgt gesetzt:
wobei t^* = die Zeit, zu welcher Gleichung (14) erfüllt ist, (15) und die Schalter 50, 52 und 54 werden zurückgesetzt, so dass das System 3b entspricht und ein linearer Betrieb beginnt.
Bereich 3 von 4 kann mathematisch als zwischen den folgenden Höhen liegend ausgedrückt werden:
Wenn sich die Position des Flugzeugs zur Eingriffzeit innerhalb von Bereich 3 befindet, dann wird die Zwischen-Kommando-Vertikalbeschleunigung
auf die obere maximale wünschenswerte Vertikalbeschleunigung begrenzt und die Schalter 50, 52 und 54 werden angeschaltet.
Um ein beim Einfangen der ausgewählten Höhe h_s auftretendes Überschwingen zu minimieren, bleiben die Schalter 50, 52, 54 an, bis die folgende Bedingung erfüllt ist:
zu welcher Zeit die Schalter 50, 52 und 54 ausgeschaltet werden und die Eigenfrequenz auf
gesetzt wird.
Wiederum wird es bis zu dieser Zeit ω_n ermöglicht, mit seinem vorherigen Wert fortzufahren, da die Übertragungsfunktion durch die Schalter 50, 52 und 54 unterbrochen ist und ω_n h_c oder ḣ_c nicht mehr beeinflusst.
Es versteht sich jedoch, dass die Vertikalbeschleunigung des Flugzeugs unter Verwendung eines beliebigen einer Vielzahl von verschiedenen Verfahren manipuliert werden kann. Ein Teil der Neuheit der vorliegenden Erfindung liegt in der Verwendung einer variablen Eigenfrequenz und nicht lediglich in der Verwendung dieses speziellen bevorzugten Verfahrens zum Berechnen einer variablen Eigenfrequenz, obwohl das hierin beschriebene ebenso neu ist und das derzeitig bevorzugte Ausführungsbeispiel darstellt.
4. Setzen von Anfangsbedingungswerten
Zum Eingriffzeitpunkt folgt der Kommandoprozessor 24 der Logik, welche in dem bevorzugten Ausfühnmgsbeispiel eines Flussdiagramms von 5 dargestellt ist. Das Flussdiagramm ist zum Bestimmen und Setzen von Anfangsbedingungswerten für Größen des Kommandoprozessors 24 nutzbar. Am Anfang 100 werden die folgenden Anfangswerte gesetzt:

h(0) = Flugzeughöhe (Fuß) zur Eingriffzeit,
h_c(0) = h(0),
ḣ(0) = Flugzeug-Vertikalgeschwindigkeit (Fuß/Sek.) zur Eingriffzeit,
ḣ_c(0) = ḣ(0),
und
ḣ'_c (0) = ḣ'(0) – 2ω_n [h_s – h(0)] ,

102

104

18

1

106

_n

7

124

3c

_c

_e

Wenn das Flugzeug 18 sich nicht im Bereich 1 befindet, dann überprüft der Kommandoprozessor in Block 108, ob sich das Flugzeug innerhalb von Bereich 2 befindet. Wenn dem so ist, ermöglicht es Block 110 der Eigenfrequenz ω_n an ihrem vorherigen Wert zu verbleiben und setzt das Dämpfungsverhältnis ζ gemäß Gleichungen (7), (8) oder (9). Zusätzlich wird die Kommando-Vertikalbeschleunigung
durch den Schalter 50 in 3c auf die obere maximale wünschenswerte Beschleunigung
gesetzt, und Schalter 52 und 54 gehen auf null. Der Kommandoprozessor überprüft kontinuierlich in Block 112, ob Gleichung (14) erfüllt ist und, wenn dem so ist, ermöglicht Block 114, die Eigenfrequenz ω_n gemäß Gleichung (15) zu setzen, und Schalter 50, 52 und 54 werden ausgeschaltet. In jedem Fall kehrt der Kommandoprozessor 24 bei Block 124 zurück, um Werte für die Kommandohöhe h_c und die Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ_c zu berechnen. Das Vertikalpositionsregelsystem 19 verwendet diese Werte, um das Höhenleitwerk-Kommando δ_e zu berechnen.
Wenn sich das Flugzeug 18 weder im Bereich 1 noch im Bereich 2 befindet, dann nimmt der Kommandoprozessor 24 an, dass sich das Flugzeug 18 innerhalb von Bereich 3 befindet. Block 116 setzt das Dämpfungsverhältnis ζ gemäß Gleichungen (7), (8) oder (9), ermöglicht es der Eigenfrequenz ω_n an ihrem vorherigen Wert zu verbleiben, setzt die Zwischen-Kommando-Vertikalbeschleunigung
gemäß Gleichung (15) und stellt Schalter 50, 52 und 54 auf AN. Der Kommandoprozessor 24 überprüft in Block 118 kontinuierlich, ob Gleichung (17) erfüllt ist und, wenn dem so ist, ermöglicht es Block 120, die Eigenfrequenz gemäß Gleichung (18) und die Schalter 50, 52 und 54 auf AUS zu setzen. In jedem Fall kehrt der Kommandoprozessor 24 am Block 124 zurück, um Werte für die Kommandohöhe h_c und Kommando-Vertikalgeschwindigkeit ḣ_c zu berechnen. Das Vertikalpositionsregelsystem 19 verwendet diese Werte, um das Höhenleitwerk-Kommando δ_e zu berechnen.
Auf die obige Weise initialisiert der Kommandoprozessor Werte und berechnet die geeigneten Variablen zum Eingriffzeitpunkt und während des gesamten Vertikalmanövers.
Während das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt und beschrieben worden ist, versteht es sich, dass verschiedenartige Änderungen darin vorgenommen werden können, ohne von dem Umfang der Erfindung abzuweichen.

Claims

Vertikalpositionsregelsystem, welches Eingangssignale aufnimmt, welche eine ausgewählte Höhe ( h_s ), eine ausgewählte Vertikalgeschwindigkeit (ḣ_s), eine Momentanhöhe ( h ) und eine Momentan-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ) beinhalten, wobei das Regelsystem beinhaltet: (a) einen Kommandoprozessor (24), welcher eine Kommandoflugbahn in Form einer Kommandohöhe (h_c) und einer Kommando-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ_c) berechnet; (b) eine erste Kombinationseinheit (26), welche in ihrer Wirkung mit einem Ausgang des Prozessors verbunden ist, zum Kombinieren von ausgewählter Höhe ( h_s ) mit Kommandohöhe (h_c), um ein Differenz-Kommandohöhensignal ( Δh_c ) zu erzeugen; (d) einen ersten Multiplizieren (29), welcher in seiner Wirkung mit einem Ausgang der ersten Kombinationseinheit verbunden ist, zum Umsetzen des Differenz-Kommandohöhensignals (Δh_c) in ein proportionales Anstellwinkelkommando ( Δθ_c ); (d) einen Glättungs-Integrator (62), welcher in seiner Wirkung mit einem Ausgang des ersten Multiplizierers verbunden ist und einen Ausgang aufweist, der ein Anstellwinkelkommando ( θ_c ) darstellt; (e) eine zweite Kombinationseinheit (68), welche in ihrer Wirkung mit einer Kombination des Ausgangs des Integrators und des Ausgangs des ersten Multiplizierers verbunden ist, zum Kombinieren des Anstellwinkelkommandos (θ_c) und eines Momentan-Anstellwinkels (θ), um einen Anstellwinkelfehler (E_θ) zu bilden; und (f) einen zweiten Multiplizieren (72), welcher in seiner Wirkung mit dem Ausgang der zweiten Kombinationseinheit verbunden ist, zum Filtern des Anstellwinkelfehlers, dadurch gekennzeichnet, dass der Kommandoprozessor ein Filter beinhaltet, welches ein Dämpfungsverhältnis aufweist, das abhängig von einer Rückkopplungskomponente, welche aus der Zwischen-Kommando-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ'_c) und der Zwischen-Kommando-Vertikalhöhe (h'_c) resultiert, variabel ist, wobei die Zwischen-Kommando- Vertikalgeschwindigkeit (ḣ'_c) mit einem Faktor multipliziert wird, welcher das Dämpfungsverhältnis beinhaltet, welches auf jede gewünschte Konstante gesetzt werden kann oder eine Variable sein kann, die zur Eingriffzeit oder einer anderen zweckmäßigen Zeit berechnet wird, um die Antwort des Regelsystems bezüglich eines entsprechenden Flugmanövers einzustellen.
Vertikalpositionsregelsystem gemäß Anspruch 1, wobei der Kommandoprozessor ferner das Momentan-Vertikalgeschwindigkeitseingangssignal (ḣ) aufnimmt und das Dämpfungsverhältnis während eines Höheneinfangmanövers gemäß der Gleichung
bestimmt wird.
Vertikalpositionsregelsystem gemäß Anspruch 1 oder 2, wobei das Dämpfungsverhältnis während eines Gleitpfadeinfangmanövers ungefähr gleich 1,0 ist.
Vertikalpositionsregelsystem gemäß einem der Ansprüche 1-3, wobei das Dämpfungsverhältnis während eines Abfangkontrollmanövers ungefähr gleich 1,05 bis 1,07 ist.
Vertikalpositionsregelsystem gemäß einem der Ansprüche 1-4, darüber hinaus umfassend eine dritte Kombinationseinheit (28), welche in ihrer Wirkung mit einem Ausgang des Prozessors verbunden ist, zum Subtrahieren der Momentan-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ) von der Kommando-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ_c), um eine Differenz-Kommando-Vertikalgeschwindigkeit (Δḣ_c) zu erzeugen.
Vertikalpositionsregelsystem gemäß Anspruch 5, darüber hinaus umfassend einen dritten Multiplizieren (31 ), welcher in seiner Wirkung mit einem Ausgang der dritten Kombinationseinheit verbunden ist, zum Umsetzen der Differenz-Kommando-Vertikalgeschwindigkeit (Δḣ_c) in ein modifiziertes Differenz-Vertikalgeschwindigkeitssignal (61 ).
Verfahren zur Erzeugung eines Flugzeughöhenleitwerk-Kommandosignals unter Verwendung von Eingangssignalen, welche eine ausgewählte Höhe ( h_s ), eine ausgewählte Vertikalgeschwindigkeit ( ḣ_s ), eine Momentanhöhe ( h ) und eine Momentan-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ) beinhalten, wobei das Verfahren umfasst: (a) Berechnen einer Kommandoflugbahn in Form einer Kommandohöhe (h_c) und einer Kommando-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ_c) durch einen Kommandoprozessor (24); (b) Kombinieren der gewählten Höhe (h_s) mit der Kommandohöhe (h_c) in einer ersten Kombinationseinheit (26), welche wirkend mit einem Ausgang des Prozessors verbunden ist, um ein Differenz-Kommandohöhensignal ( Δh_c ) zu erzeugen; (c) Anwenden eines Höhenstellfaktors ( K_h ) auf das Differenz-Kommandohöhensignal durch einen ersten Multiplizierer (29), welcher in seiner Wirkung mit einem Ausgang der ersten Kombinationseinheit verbunden ist, um ein proportionales Anstellwinkelkommando ( Δθ_c ) zu erzeugen; (d) Integrieren des Ausgangs des ersten Multiplizierers durch einen Glättungs-Integrator (62), welcher einen Ausgang aufweist, der ein Anstellwinkelkommando ( θ_c ) darstellt; (e) Kombinieren des Ausgangs des Integrators und des Ausgangs des ersten Multiplizierers zum Kombinieren des Anstellwinkelkommandos (θ_c) und eines Momentan-Anstellwinkels (θ) durch eine zweite Kombinationseinheit (68), um einen Anstellwinkelfehler (E_θ) zu bilden; und (f) Multiplizieren des Ausgangs der zweiten Kombinationseinheit durch einen zweiten Multilplizierer (72) zum Filtern des Anstellwinkelfehlers (E_θ); dadurch gekennzeichnet, dass der Kommandoprozessor ein Filter beinhaltet, welches ein Dämpfungsverhältnis aufweist, das abhängig von einer Rückkopplungskomponente, welche aus der Zwischen-Kommando-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ'_c) und der Zwischen-Kommando-Vertikalhöhe (h'_c) resultiert, variabel ist, wobei die Zwi schen-Kommando-Vertikalgeschwindigkeit (ḣ'_c) mit einem Faktor multipliziert wird, welcher das Dämpfungsverhältnis beinhaltet, welches auf jede gewünschte Konstante gesetzt werden kann oder eine Variable sein kann, die zur Eingriffszeit oder einer anderen zweckmäßigen Zeit berechnet wird, um die Antwort des Regelsystems bezüglich eines entsprechenden Flugmanövers einzustellen.