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Gebiet der
Erfindung
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Die
vorliegende Erfindung betrifft Flugzeugsteuerungssysteme und insbesondere
ein Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit
für Autopiloten
und Flugbahnregler.
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Hintergrund
der Erfindung
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Flugzeugsteuerungssysteme
erlauben es einem Piloten, die Orientierung eines Flugzeugs bezüglich dreier
Achsen, nämlich
der Hochachse, der Querachse und der Längsachse zu steuern. Die Querachse
erstreckt sich entlang der Spannweite des Flugzeugs, die Längsachse
erstreckt sich entlang der Flugzeuglänge und die Hochachse steht
sowohl zur Querachse als auch zur Längsachse senkrecht. Die Orientierung
des Flugzeugs bezüglich
der Hochachse wird durch Fußpedale
gesteuert, welche das Seitenruder des Flugzeugs von einer Seite
zur anderen auslenken. Die Orientierung des Flugzeugs bezüglich der
Querachse wird im Allgemeinen durch Drücken des Steuernhorns bzw.
durch Ziehen am Steuerhorn gesteuert, um das Höhenruder des Flugzeugs nach
unten bzw. oben auszulenken. Schließlich wird die Orientierung
des Flugzeugs bezüglich der
Längsachse
im Allgemeinen dadurch gesteuert, dass das Steuerrad in eine Richtung
gedreht wird, um die Querruder auf den Tragflächen des Flugzeugs differenziell
auszulenken.
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Zusätzlich zur
Betätigung
durch den Piloten können
die Flugsteuerungen eines Flugzeugs auch automatisch durch Autopiloten
und Gierdämpfer
gesteuert werden. Autopiloten betätigen die Querruder des Flugzeugs
zur Steuerung der Flugrichtung, um einer Flugrichtung oder einem
Kurs zu folgen, welche bzw. welcher vom Piloten festgesetzt wurde.
Autopiloten betätigen
ebenfalls das Höhenruder
des Flugzeugs, um die Flughöhe
des Flugzeugs in einem „Flughöhenhalte"-Modus zu steuern
oder um die Steigrate oder Sinkrate des Flugzeugs in einem Vertikalgeschwindigkeitsmodus
(vertikale Fuss/Sekunde), Vertikalprofilmodus oder Vertikalnavigationsmodus
(vertikale Fuss/Meile) zu steuern. Gierdämpfer betätigen das Seitenruder, um Gieren
des Flugzeugs in Turbulenzen zu beschränken. Die oben beschriebenen
Autopilotenmodi werden üblicherweise
kombiniert, so dass der Autopilot gleichzeitig sowohl die Querruder
als auch das Höhenruder
steuert. Der Autopilot kann ebenfalls Modi für dieselbe Achse kombinieren,
z.B. wenn der „Flughöhenwechsel"-Modus gewählt wird.
Im Flughöhenwechselmodus
ist der Autopilot im Vertikalgeschwindigkeits- oder Vertikalnavigationsmodus
in Betrieb, um die Sinkrate oder Steigrate zu steuern, bis eine
vorgegebene Flughöhe erreicht
wird. Dann schaltet der Autopilot automatisch in den Flughöhenhaltemodus,
um das Flugzeug bei der vorgegebenen Flughöhe zu halten.
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Obwohl
Flugzeugflugsteuerungen entweder manuell oder automatisch gesteuert
werden können, gibt
es ebenfalls einen halbautomatischen Betriebsmodus unter Verwendung
eines Flugbahnreglers. Ein Flugbahnregler empfängt die Befehlssignale vom
Autopiloten, welche verwendet werden würden, um die Flugzeugflugsteuerungen
zu steuern. Anstatt wirklich die Flugsteuerungen zu steuern, steuern
die Befehlssignale jedoch die Lage eines Flugbahnreglerbalkens auf
dem künstlichen
Horizont des Piloten, um dem Piloten zu sagen, wie die Flugsteuerungen
zu betätigen
sind, damit das Flugzeug nach dem vorgegebenen Flugprofil fliegt.
Daher sagt der Flugbahnregler dem Piloten z.B., die Nase des Flugzeugs durch
Drücken
am Steuerhorn oder Ziehen am Steuerhorn zu senken oder anzuheben,
so dass das Flugzeug eine vorgegebene Steigrate erreicht oder in
einer vorgegebenen Flughöhe
gehalten wird. Ähnlich sagt
der Flugbahnregler dem Piloten, das Flugzeug durch Drehen des Steuerrads
in eine Schräglage
zu bringen, so dass das Flugzeug in eine gewünschte Flugrichtung gelenkt
wird.
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Für eine gegebene
Flugbedingung, kann die Luftgeschwindigkeit stark von mehreren Flugparametern,
einschließlich
der von den Triebwerken gelieferten Schubkraft, abhängen. Der
Autopilot steuert jedoch typischerweise nicht den Schub. Vielmehr wird
der aufgewendete Schub vom Piloten gewählt. Daher kann der Autopilot
oder der Pilot, welcher die Anweisungen des Flugbahnreglers befolgt,
das Flugzeug unbeabsichtigt in einen Zustand mit unsicherer Geschwindigkeit
versetzen, wenn der Autopilot oder Flugbahnregler auf einen neuen
Modus eingestellt wird oder sich die Flugbedingungen des Flugzeugs ändern. Der
Autopilot kann z.B. von einem Vertikalgeschwindigkeitsmodus, in
welchem das Flugzeug steigt, in einen Flughöhenhaltemodus geschaltet werden,
in welchem das Flugzeug in einem Horizontalflug gehalten wird. Der
bei einer gegebenen Luftgeschwindigkeit zum Steigen aufgewendete
Schub ist deutlich größer als
der Schub, welcher nötig
ist, um bei der gleichen Luftgeschwindigkeit im Horizontalflug zu
fliegen. Falls der Schub konstant bleibt, wird daher das Flugzeug
mit einer höheren
Luftgeschwindigkeit fliegen, nachdem der Autopilot oder Flugbahnregler
vom Vertikalgeschwindigkeitsmodus in den Flughöhenhaltemodus geschaltet wird.
In einigen Fällen
kann sich die erhöhte
Geschwindigkeit einer empfohlenen maximalen Betriebsgeschwindigkeit
des Flugzeugs nähern
oder diese sogar überschreiten.
Falls der Pilot die Schubkraft nicht verringert oder sonst irgendwie
handelt, indem er z.B. die gewählte
Flugbedingung oder den gewählten
Flugmodus ändert,
könnte
das Flugzeug fortgesetzt oberhalb der empfohlenen maximalen Betriebsgeschwindigkeit
fliegen.
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Um
dieses Problem zu beheben, verwenden Flugzeuge mit Warnsystemen
verbundene Luftgeschwindigkeitsüberwachungsgeräte, um den
Piloten zu warnen, dass das Flugzeug die empfohlene maximale Betriebsgeschwindigkeit überschritten
hat. Derartige Flugzeuge verlassen sich darauf, dass der Pilot aktiv
handelt, indem er z.B. den Schub verringert, um die Luftgeschwindigkeit
unter die empfohlene maximale Betriebsgeschwindigkeit zu verringern.
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Die
WO-A-84/01345 offenbart ein Flugsteuerungssystem auf Basis totaler
Energie, welches ebenfalls einen Schubbefehlsabschnitt beinhaltet. Falls
ein Zustand mit überhöhter Geschwindigkeit auftritt,
verringert der Autopilot automatisch den Schub und verringert dadurch
die Geschwindigkeit des Flugzeugs. Jedoch muss bei vielen Autopiloten der
Schub vom Piloten gewählt
werden, und der Autopilot selbst steuert den Schub nicht.
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Die
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Verfahren und eine
Vorrichtung zur Beschränkung
von überhöhter Geschwindigkeit
bei einem Flugzeug unter Autopilotensteuerung bereitzustellen, wobei
der Autopilot einen Satz von Flugsteuerungsparametern mit einer
bestimmten Beziehung zum Betrieb der Flugzeugsteuerflächen festsetzt.
Diese Aufgabe wird gelöst
durch ein Verfahren nach Anspruch 1, eine Vorrichtung nach Anspruch
10 und ein Flugzeug nach Anspruch 16.
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Zusammenfassung der Erfindung
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Ein
Schutzsystem und Schutzverfahren gegen überhöhte Geschwindigkeit setzt sich über vom Piloten
gewählte
Autopilotenbefehle hinweg, falls die Autopilotenbefehle zu einem
Zustand des Flugzeugs mit überhöhter Geschwindigkeit
führen.
Das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit
wählt eine nominale
maximal erlaubte Geschwindigkeit für das Flugzeug als die empfohlene
maximale Luftgeschwindigkeit. Eine Triggergeschwindigkeit oberhalb der
nominalen maximal erlaubten Geschwindigkeit wird dann gewählt und
mit einer überwachten
tatsächlichen
Geschwindigkeit des Flugzeugs durch Vergleichen eines ersten, der
Triggergeschwindigkeit entsprechenden elektrischen Signals mit einem
zweiten, der tatsächlichen
Geschwindigkeit entsprechenden elektrischen Signal verglichen. Falls
die tatsächliche
Geschwindigkeit des Flugzeugs größer als
die Triggergeschwindigkeit ist, wird ein erstes Übergeschwindigkeitssignal in
ein elektronisches Flugkontrollsystem eingespeist. Als Antwort auf
das erste Übergeschwindigkeitssignal
setzt sich das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit über den gewählten Satz
von Flugsteuerungsparametern hinweg, indem es einen veränderten
Flugsteuerungsparameter bereitstellt, um eine veränderte Flugbedingung
anzustreben, in welcher sich die tatsächliche Geschwindigkeit des
Flugzeugs einer gewählten Kontrollgeschwindigkeit
unterhalb der nominalen maximal erlaubten Geschwindigkeit nähert. Der
veränderte
Flugsteuerungsparameter wird aufrecht erhalten, bis entweder der
Pilot den Autopiloten ausschaltet oder der Pilot einen neuen Satz
von Flugsteuerungsparametern wählt.
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Um
Einflüsse
der Flughöhe
auf die maximale Betriebsgeschwindigkeit des Flugzeugs zu kompensieren,
wird die nominale maximal erlaubte Geschwindigkeit sowohl in tatsächlicher
Luftgeschwindigkeit als auch in Mach spezifiziert. Dann wird die kleinere
der maximal erlaubten Geschwindigkeit auf Luftgeschwindigkeitsbasis
und der maximal erlaubten Luftgeschwindigkeit auf Mach-Basis als
die nominale maximal erlaubte Geschwindigkeit ausgewählt.
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Um
die Eingänge
herkömmlicher
Autopiloten aufzunehmen, wird das erste Übergeschwindigkeitssignal gefiltert,
und ein zweites, ungefiltertes Übergeschwindigkeitssignal
wird erzeugt, um das erste Übergeschwindigkeitssignal
zu ergänzen.
Beide Signale werden in den Autopiloten eingespeist.
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Da
die Steuerung der überhöhten Geschwindigkeit
bei großen
Rollwinkeln unerwünscht
ist, werden das erste und zweite Übergeschwindigkeitssignal als
Funktion des Rollwinkels gewichtet. Für Rollwinkel von 0° bis 30° werden die Übergeschwindigkeitssignale
mit einem Faktor von 1 gewichtet. Für Winkel zwischen 30° und 60° werden die Übergeschwindigkeitssignale
mit einem linear abnehmenden Wert im Bereich von 1 bis 0 gewichtet.
Bei Rollwinkeln von mehr als 60° ist
die Gewichtungsfunktion 0, so dass die Steuerung der überhöhten Geschwindigkeit
nicht aktiv ist.
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Um
die Reaktionsgeschwindigkeit zu verbessern, wird das gefilterte,
erste Übergeschwindigkeitssignal
durch ein aus der Beschleunigung in die Flugrichtung abgeleitetes
Drucksignal erhöht,
wenn sich der Autopilot im Flugbahnwinkelmodus befindet.
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Kurze Beschreibung
der Figuren
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1 ist
eine Draufsicht eines charakteristischen Flugzeugs, welches ein
Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit,
einen Autopiloten/Flugbahnregler und ein Flugsteuerungssystem umfasst.
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2 ist
ein Blockschaltbild eines Schutzsystems gegen überhöhte Geschwindigkeit, welches einen Übergeschwindigkeitsproportionalbefehlsausgang
und einen Übergeschwindigkeitsintegralbefehlsausgang
aufweist.
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3 ist
ein Blockschaltbild des in 2 verwendeten
Untersystems zur Sollgeschwindigkeitswahl.
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4 ist
ein Signalflussplan einer Steuereinheit für ein Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit
zur Steuerung des Schutzsystems gegen überhöhte Geschwindigkeit von 2.
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5 ist
eine graphische Darstellung einer Rollgewichtung als Funktion des
Rollwinkels.
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6 ist
ein Logikdiagramm für
einen Latch-Schaltkreis im Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit von 2.
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7 ist
ein Detail eines Abschnitts des Blockschaltplans von 2,
welches einen Erhöhungsschaltkreis
zeigt.
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Detaillierte
Beschreibung der Erfindung
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Wie
in 1 dargestellt, arbeitet ein Flugzeug 30 entweder
unter der Steuerung des Piloten oder eines Autopiloten 32.
Der Autopilot 32 ist über einen
Steuerbus 34 an das Flugsteuerungssystem 36 des
Flugzeugs 30 gekoppelt, welches die Flugsteuerflächen 38,
z.B. die Klappen, die Querruder, die Höhenruder und das Seitenruder
betätigt.
Im bevorzugten Ausführungsbeispiel
ist der Autopilot 32 einer von drei Autopiloten (der Hauptautopilot
und zwei Hilfsautopiloten), welche unter Zusammenwirkung miteinander
arbeiten. Der Autopilot 32 umfasst ebenfalls eine Schnittstelle
zum Flugbahnregler, um Anweisungen des Flugbahnreglers für den Piloten
bereitzustellen. Jeder der Autopiloten 32 umfasst ein Schutzsystem
gegen überhöhte Geschwindigkeit 40, wie
unten beschrieben. Mit Ausnahme dessen, was unter Bezugnahme auf 4 unten
erörtert
wird, arbeitet jeder der drei Autopiloten 32 und sein jeweiliges
Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 gleich,
und nur einer bzw. eines wird hier beschrieben.
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Das
Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40,
detaillierter in 2 dargestellt, umfasst einen Übergeschwindigkeitsproportionalsignalgenerator 42 parallel
zu einem Übergeschwindigkeitsintegralsignalgenerator 44,
welche von einem Sollgeschwindigkeitsselektor 46 und einem
entsprechenden Luftgeschwindigkeitsüberwachungsgerät 48 oder 50 gesteuert
werden. Die Signalgeneratoren 42, 44 erhalten
ebenfalls Signale von einer Rollgewichtungsquelle 52, welche
ein den Rollwinkel des Flugzeugs anzeigendes Signal bereitstellt.
Der Übergeschwindigkeitsproportionalsignalgenerator 42 erzeugt
einen Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl,
welcher in einen Proportionalbefehlseingang des Autopiloten 32 eingegeben
wird. Ähnlich
erzeugt der Übergeschwindigkeitsintegralsignalgenerator 44 einen Übergeschwindigkeitsintegralbefehl,
welcher in einen Integralbefehlseingang des Autopilo ten 32 eingegeben
wird. Der Autopilot 32 nimmt den Integral- und den Proportionalbefehl
an und steuert als Antwort die Flugsysteme über einen Steuerbus 56.
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Wie
nachfolgend beschrieben, sind der Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl
und der Übergeschwindigkeitsintegralbefehl
gewichtete Fehlersignale, welche den Differenzen zwischen einer Luftgeschwindigkeit
VAS und einer als Soll festgelegten maximalen
Luftgeschwindigkeit VT entsprechen, wie
nachfolgend beschrieben. Auf Grundlage des Übergeschwindigkeitsproportionalbefehls
und des Übergeschwindigkeitsintegralbefehls
passt der Autopilot 32 die Flugsteuerungssysteme, bevorzugt
das Höhenruder,
zur Änderung
des Flugprofils an, um die Differenzen zwischen der Luftgeschwindigkeit
VAS und der als Soll festgelegten maximalen
Luftgeschwindigkeit VT möglichst klein zu machen und
um dadurch die Größe der Fehlersignale
zu verringern. Die als Soll festgelegte maximale Luftgeschwindigkeit
VT, welche vom Sollgeschwindigkeitsselektor 46 gewählt wird,
wie nachfolgend unter Bezugnahme auf 3 beschrieben,
hängt von
einer empfohlenen maximal erlaubten Geschwindigkeit VMO oder
MMO des Flugzeugs 30 ab.
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Der
Sollgeschwindigkeitsselektor 46, detaillierter in 3 dargestellt,
wählt die
Sollgeschwindigkeit VT. Der Sollgeschwindigkeitsselektor 46 umfasst einen
Mach-Abschnitt 58 und einen „kalibrierte Luftgeschwindigkeit" (CAS)-Abschnitt 60,
welche an einen Minimumselektorschaltkreis 62 gekoppelt
sind. Der CAS-Abschnitt 58 und der Mach-Abschnitt 60 erzeugen
entsprechende Spannungen VT' und VT'', welche einer maximalen Sollluftgeschwindigkeit
entsprechen, welche in den Minimumselektorschaltkreis 62 eingegeben
wird. Ein Fachmann wird verstehen, dass, außer wo der Zusammenhang etwas
anderes anzeigt, Luftgeschwindigkeiten und andere Flugbedingungen
(z.B. Rollwinkel und Staudruck) entweder, wenn das Schutzsystem
gegen überhöhte Geschwindigkeit
durch ein digitales Computersystem ausgeführt ist, als Digitalwörter oder,
wenn das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit ganz
oder teilweise durch ein analoges System ausgeführt ist, durch entsprechende
elektrische Signale dargestellt werden können.
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Für eine übersichtlichere
Darstellung werden die elektrischen Signale hier mit ihren physikalischen Entsprechungen
bezeichnet. Der Minimumselektorschaltkreis 62 wählt die
kleinere der zwei maximalen Luftgeschwindigkeiten VT' und VT'' als maximal erlaubte Luftgeschwindigkeit
VT aus.
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Das
Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 umfasst
ebenfalls eine Logikschaltung 102, welche auf Basis der
vom Piloten gewählten
Betriebsmodi und der vom Autopiloten 32 empfangenen Signale
verschiedene Befehlssignale erzeugt, z.B. einen Übergeschwindigkeitsschutzbefehl. Die
Logikschaltung 102 wird detailliert unter Bezugnahme auf 4 beschrieben.
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Unter
weiterer Bezugnahme auf 3 verwendet der Mach-Abschnitt 58 drei
konstante Eingänge
und einen Übergeschwindigkeitaktiveingang 64,
um die Sollluftgeschwindigkeit VT' zu erzeugen. Folgt
man dem unteren Arm des Mach-Abschnitts 58, wird der Spielraum
für überhöhte Geschwindigkeit MMAR an einem Addierer 66 zur empfohlenen
maximalen Betriebsgeschwindigkeit MMO addiert,
um die Triggergeschwindigkeit MTR zu erzeugen.
Folgt man dem oberen Arm des Mach-Abschnitts 58, wird ein Korrekturfaktor
CM, welcher gleich dem Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit
MMAR plus dem Sicherheitsspielraum MS ist, in einen Filter/ein Gatter 70 eingegeben.
Der Filter/das Gatter 70 wird vom Übergeschwindigkeitaktiveingang 64 durch
einen Inverter 74 betätigt,
so dass der Filter/das Gatter 70 den Korrekturfaktor CM weitergibt, wenn ein aktiver Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
von der Logikschaltung 102 (2) am Übergeschwindigkeitaktiveingang 64 empfangen
wird. Die Ausgabe des Filters/Gatters 70 wird an einem
zweiten Addierer 78 von der Triggergeschwindigkeit MTR abgezogen. Die Ausgabe des zweiten Addierers 78 ist
daher gleich der Triggergeschwindigkeit MTR minus
dem Korrekturfaktor CM, falls der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
von der Logikschaltung 102 aktiv ist.
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Falls
der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl nicht
aktiv ist, blockiert der Filter/das Gatter 70 den Korrekturfaktor
CM, und die Ausgabe des zweiten Addierers 78 ist
gleich der Triggergeschwindigkeit MTR. Da
der Korrekturfaktor CM gleich dem Spielraum
für überhöhte Geschwindigkeit
MMAR plus dem Sicherheitsspielraum MS ist, ist die Ausgabe des zweiten Addierers 78 gleich
der nominalen maximalen Betriebsgeschwindigkeit MMO minus
dem Sicherheitsspielraum MS, wenn der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
aktiv ist. Die Ausgabe des zweiten Addierers 78 wird dann
vor der Eingabe in den Minimumselektorschaltkreis 62 an
einem Multiplikator 82 zu einer wirklichen Sollluftgeschwindigkeit
VT' normiert.
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Der
Mach-Abschnitt 58 gibt daher als Sollgeschwindigkeit VT' einen
normierten Wert der Triggergeschwindigkeit MTR aus,
bis die Triggergeschwindigkeit MTR erreicht
wird. Nachdem das Flugzeug die Triggergeschwindigkeit MTR überschreitet,
gibt der Mach-Abschnitt 58 eine normierte Sollgeschwindigkeit
MT aus, welche gleich der empfohlenen maximalen
Betriebsgeschwindigkeit MMO minus einem
Sicherheitsspielraum MS ist.
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Der
Betrieb des „kalibrierte
Luftgeschwindigkeit" (CAS)-Abschnitts 60 ist
im Wesentlichen der gleiche wie der oben beschriebene Betrieb des Mach-Abschnitts 58.
So verwendet der CAS-Abschnitt 60 drei konstante Eingänge und
einen Übergeschwindigkeitaktiveingang 64,
um die Sollluftgeschwindigkeit VT'' zu erzeugen. Folgt man dem unteren
Arm des CAS-Abschnitts 60, wird der Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit
VMAR an einem Addierer 68 zu einer
empfohlenen maximalen Betriebsgeschwindigkeit VMO addiert,
um die Triggergeschwindigkeit VTR zu erzeugen.
Folgt man dem oberen Arm des CAS-Abschnitts 60, wird ein
Korrekturfaktor CV, welcher gleich dem Spielraum
für überhöhte Geschwindigkeit
VMAR plus einem Sicherheitsspielraum VS ist, in einen Filter/ein Gatter 72 eingegeben.
Der Filter/das Gatter 72 wird vom Übergeschwindigkeitaktiveingang 64 durch
einen Inverter 76 betätigt,
so dass der Filter/das Gatter 72 den Korrekturfaktor CV weitergibt, wenn ein Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
in einem „aktiven" Zustand (wie unter
Bezugnahme auf 4 beschrieben) am Übergeschwindigkeitaktiveingang 64 empfangen
wird. Die Ausgabe VTU des Filters/Gatters 72 wird
an einem zweiten Addierer 80 von der Triggergeschwindigkeit
VTR abgezogen. Die Ausgabe des zweiten Addierers 80 ist
daher gleich der Triggergeschwindigkeit VTR minus
dem Korrekturfaktor CV, falls der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
aktiv ist.
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Falls
der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl nicht
aktiv ist, blockiert der Filter/das Gatter 72 den Korrekturfaktor
CV und die Ausgabe des zweiten Addierers 80 ist
gleich der Triggergeschwindigkeit VTR. Da
der Korrekturfaktor CV gleich dem Spielraum
für überhöhte Geschwindigkeit
VMAR plus dem Sicherheitsspielraum VS ist, ist die Ausgabe des zweiten Addierers 80 gleich
der nominalem maximalen Betriebs geschwindigkeit VMO minus
dem Sicherheitsspielraum VS, wenn der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
aktiv ist. Die Ausgabe des zweiten Addierers 80 wird dann
vor der Eingabe in den Minimumselektorschaltkreis 62 an
einem Multiplikator 84 zu einer wirklichen Sollluftgeschwindigkeit
VT'' normiert.
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Der
CAS-Abschnitt 60 gibt daher als die Sollgeschwindigkeit
VT'' einen normierten
Wert der Triggergeschwindigkeit VTR aus,
bis die Triggergeschwindigkeit VTR erreicht
wird. Nachdem das Flugzeug die Triggergeschwindigkeit VTR überschreitet,
gibt der CAS-Abschnitt 60 eine normierte Sollgeschwindigkeit
VTU aus, welche gleich der empfohlenen maximalen
Betriebsgeschwindigkeit VMO minus einem
Sicherheitsspielraum Vs ist.
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Ein
Zahlenbeispiel für
die obige Beschreibung ist lehrreich. Im Beispiel ist die nominale
maximale Betriebsgeschwindigkeit VMO gleich
330 kt, der Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit
VMAR ist 20 kt und der Sicherheitsspielraum
VA ist 5 kt. Im unteren Arm des CAS-Abschnitts 60 werden
die nominale maximale Betriebsgeschwindigkeit VMO (330
kt) und der Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit
VMAR (20 kt) am ersten Addierer 68 addiert,
um die Triggergeschwindigkeit VTR (350 kt)
am Ausgang des ersten Addierers 68 zu erzeugen. Wenn der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
nicht aktiv ist, wird die Triggergeschwindigkeit VTR von
350 kt direkt an den Multiplikator 84 weitergegeben, und
die normierte Triggergeschwindigkeit VTR wird
in den Minimumselektorschaltkreis 62 als die Sollluftgeschwindigkeit
VT'' eingegeben.
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Im
oberen Arm des CAS-Abschnitts 60 ist der Korrekturfaktor
CV gleich dem Sicherheitsspielraum VS von 5 kt plus dem Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit
VMAR von 20 kt, was einen Korrekturfaktor
CV von 25 kt ergibt. Wenn der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
aktiv ist, wird der Korrekturfaktor CV (25
kt) am zweiten Addierer 80 von der Triggergeschwindigkeit
VTR (350 kt) abgezogen, was eine Sollgeschwindigkeit
VTU von 325 kt ergibt, welche vom Multiplikator 84 normiert
wird, um die wirkliche Sollluftgeschwindigkeit VT'' bereitzustellen, welche in den Minimumselektorschaltkreis 62 eingegeben
wird. Daher ist die Triggergeschwindigkeit VTR gleich
350 kt (VMO + VMAR)
und die Sollgeschwindigkeit VTU nach der
Triggerung ist 325 kt (VMO + VMAR – (VMAR + VS)).
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Ein ähnliches
Beispiel für
den Mach-Abschnitt 58 verwendet eine nominale maximale
Betriebsgeschwindigkeit MMO von 0.87 Mach,
einen Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit
MMAR von 0.03 Mach und einen Sicherheitsspielraum
MS von 0.01 Mach. In einem solchen Fall
ist der Korrekturfaktor CM gleich 0.04 Mach
und die Sollluftgeschwindigkeit MT ist gleich
0.9 Mach, wenn der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
nicht aktiv ist. Die Sollluftgeschwindigkeit MT ist
gleich 0.86 Mach, wenn der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
aktiv ist. In jedem Fall wird die Sollluftgeschwindigkeit MT zur Eingabe in den Minimumselektorschaltkreis 62 in
eine wirkliche Luftgeschwindigkeit VT' umgewandelt.
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Um
zum Blockschaltbild von 2 zurückzukehren, wird die als Soll
festgelegte maximale Luftgeschwindigkeit VT,
welche vom Sollgeschwindigkeitsselektor 46 aus den Sollluftgeschwindigkeiten VT' und
VT'' ausgewählt wird,
in den Übergeschwindigkeitsproportionalsignalgenerator 42 und
den Übergeschwindigkeitsintegralsignalgenerator 44 eingegeben.
In jedem Fall wird die als Soll festgelegte maximale Luftgeschwindigkeit
VT von der tatsächlichen Luftgeschwindigkeit
VA, welche von den Luftgeschwindigkeitsüberwachungsgeräten 48 oder 50 bestimmt
wird, an einem entsprechenden Addierer 86, 88 abgezogen,
um ein Fehlersignal EP bzw. EI zu
erhalten. Das Luftgeschwindigkeitsüberwachungsgerät 48 stellt
eine vom Autopiloten 32 bestimmte und durch einen Filter 89 geglättete Luftgeschwindigkeit
bereit. Das Luftgeschwindigkeitsüberwachungsgerät 50 stellt
eine Luftgeschwindigkeit bereit, welche von einem an einer Außenoberfläche des Flugzeugs 30 befestigten
Luftgeschwindigkeitsdetektor von der Art einer Pitotröhre abgeleitet
wird.
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Die
Fehlersignale EP und EI von
den Addierern 86, 88 werden dann mit einer Konstante
KP oder KI normiert,
um ein normiertes Fehlersignal EPN oder EIN zu erzeugen. Wie nachfolgend beschrieben,
wird das normierte Proportionalfehlersignal EPN an
einem Filter 90 gefiltert und an einem Addierer 92 um
ein Erhöhungssignal
AP von einem Erhöhungsschaltkreis 94 erhöht, um ein
erhöhtes
Fehlersignal Epa zu erzeugen. Das erhöhte Proportionalfehlersignal
Epa und das normierte Integralfehlersignal
EIN wird dann an entsprechenden Multiplikatoren 96 mit
Gewichtungsfaktoren von der Rollgewichtungsquelle 52 gewichtet,
um den Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl bzw.
den Übergeschwindigkeitsintegralbefehl
zu erzeugen.
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Die
Rollgewichtungsquelle 52 stellt den Gewichtungsfaktor aus
einer Funktionstafel 98 als eine Funktion des Rollwinkels ϕ bereit,
wobei der Rollwinkel ϕ von einem Rollüberwachungsgerät 100 bestimmt
wird. Das Rollüberwachungsgerät 100 verwendet
ein von einer herkömmlichen
Avionikvorrichtung, z.B. einem künstlichen
Horizont, abgeleitetes Signal. Wie in der Funktionstafel 98 festgelegt
und in 5 graphisch dargestellt, ist der Gewichtungsfaktor
gleich 1.0, wenn sich das Flugzeug in einem Rollwinkel zwischen
0 und 30° befindet,
so dass der Gewichtungsfaktor keinen Einfluss auf den Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl
und den Übergeschwindigkeitsintegralbefehl
hat. Für
Winkel oberhalb 30° weisen
Antworten des Autopiloten auf Korrekturen einer überhöhten Geschwindigkeit wegen
der Rolllage des Flugzeugs 30 eine abnehmende Wirksamkeit
auf. Entsprechend wird der Gewichtungsfaktor aus der Funktionstafel 98 für Rollwinkel ϕ von
30° bis
60° linear
verringert. Für
Rollwinkel ϕ größer als
60° weisen
herkömmliche
Zugänge
zum Schutz gegen überhöhte Geschwindigkeit
wegen der schwerwiegenden Rolllage des Flugzeugs 30 eine geringe
oder keine Wirksamkeit auf. Folglich ist für Rollwinkel ϕ größer als
60° der
Gewichtungsfaktor 0, so dass der Übergeschwindigkeitsintegralbefehl
und der Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl
0 ist.
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Wie
oben erörtert,
reagiert das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 auf
eine Zahl von Befehlssignalen einschließlich des von der Logikschaltung 102 erzeugten Übergeschwindigkeitsschutzbefehls.
Wie in 4 dargestellt, wird die Logikschaltung 102 hauptsächlich von
einem Aktivmodusabschnitt 106 und einem Übergeschwindigkeitsdetektor 108 gesteuert,
welche jeweils an einen zentralen Latch 110 gekoppelt sind.
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Die
Ausgabe des Übergeschwindigkeitsdetektors 108 wird
in einen Initialisierungseingang I des Latch eingegeben. Der Übergeschwindigkeitsdetektor 108 erzeugt
eine „1", falls der Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl
von dem Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 größer als
0 ist (d.h. die überwachte
Luftgeschwindigkeit VA ist größer als
die Sollluftgeschwindigkeit VT). Der Aktivmodusabschnitt 106 erzeugt
eine „1", falls irgendeiner aus
einer ausgewählten
Gruppe von Autopilotenmodi aktiv ist. Im bevorzugten Ausführungsbeispiel
sind die ausgewählten
Autopilotenmodi Vertikalgeschwindigkeit, Flugbahnwinkel, Flughöhenwech sel,
Flughöhenhalten
und Vertikalnavigation. Falls einer der ausgewählten Modi aktiv ist, wird
eine „1" an einem entsprechenden
Eingang 112 des Aktivmodusabschnitts 106 bereitgestellt
und durch ein entsprechendes Verzögerung-AN-Element 114 an
einen Eingang eines ODER-Gatters 116 gekoppelt. Das ODER-Gatter 116 erzeugt
eine „1" falls einer der
ausgewählten
Modi aktiv ist. Die Ausgabe des ODER-Gatters 116 wird an einem
der drei Latcheingänge
L1 in den Latch 110 eingegeben. Die übrigen zwei Latcheingänge L3,
L2 sind an eine „in
der Luft"-Leitung
und eine „lokaler Autopilot
aktiv"-Leitung gekoppelt,
um sicherzustellen, dass der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
nur aktiv wird, wenn der lokale Autopilot eingeschaltet ist und
sich das Flugzeug 30 in der Luft befindet.
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Der
Betrieb des Latch 110 kann am besten hinsichtlich der Logiktafel
von 6 beschrieben werden. Wie aus der Logiktafel ersichtlich,
ist die Ausgabe des Latch „0" bis der Initialisierungseingang und
die drei Latcheingänge
alle auf „1" stehen. Unter der
Annahme, dass das Flugzeug 30 keinen Zustand mit überhöhter Geschwindigkeit
erreicht hat, seit es „in
der Luft" ist oder
seit der Autopilot aktiviert worden ist, ist die Ausgabe des Latch 110 „0". Nur wenn der Übergeschwindigkeitsdetektor 108 bestimmt,
dass das Flugzeug die Sollluftgeschwindigkeit VT (zu
diesem Zeitpunkt die kleinere der Triggergeschwindigkeiten VTR oder MTR) überschritten
hat, wird er eine „1" für den Initialisierungseingang
des Latch 110 bereitstellen. Falls der Autopilot eingeschaltet
ist, ist der Latcheingang L2 eine „1", und falls das Flugzeug sich im Flug
befindet, steht der Latcheingang L3 auf „1". Falls einer der ausgewählten Modi
aktiv ist, steht der letzte Latcheingang (Latch L1) auf „1". Wenn alle diese
Bedingungen erfüllt
sind, gibt der Latch 110 eine „1" an ein Ausgabe-UND-Gatter 118 ab
(4).
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Der
zweite Eingang des UND-Gatters 118 ist mit einem Ausgang
eines Abstimmungsabschnitts 120 verbunden. Wie im Folgenden
beschrieben wird, stellt der Abstimmungsabschnitt 120 sicher,
dass entweder eine Mehrheit der drei Schutzsysteme gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 des
Flugzeugs oder das zum Hauptschutzsystem bestimmte Schutzsystem
gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 bestimmt hat,
dass der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
aktiv werden soll.
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Kehrt
man zum Logikdiagramm von 6 zurück, wird
die Ausgabe des Latch 110, sobald sie hoch wird, hoch bleiben,
bis eine der drei Latcheingaben L1, L2 oder L3 niedrig wird. Dies
wird passieren, wenn der lokale Autopilot 32 ausgeschaltet
wird, falls das Flugzeug nicht länger „in der
Luft" ist oder falls die
Ausgabe des Aktivmodusabschnitts 106 niedrig wird. Wie
oben erörtert,
gibt der Aktivmodusabschnitt 106 in seinem Gleichgewichtszustand
eine „1" aus, falls einer
der ausgewählten
Modi aktiv ist. Falls alle ausgewählten Modi nicht aktiv sind,
gibt der Aktivmodusabschnitt 106 eine „0" aus.
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Um
es dem Piloten zu ermöglichen,
die Steuerung der überhöhten Geschwindigkeit
zu verlassen ohne den Autopiloten 32 auszuschalten oder
das Flugzeug 30 zu landen, stellt das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 einen
dritten oder „instationären" Zustand zur Verfügung. Insbesondere bewirken
die Verzögerung-AN-Blöcke 114,
dass der Aktivmodusschaltkreis 106 als Antwort auf die
Auswahl eines neuen aktiven Modus eine „vorübergehende 0" erzeugt. Ein Beispiel
für Schalten
zwischen Modi verdeutlicht die Entwicklung der „vorübergehenden 0". Falls anfangs der
Flughöhenwechselmodus
aktiv ist, ist die Ausgabe des zweiten Verzögerung-AN-Blocks 114 eine „1". Falls der aktive
Modus von Flughöhenwechsel
auf Vertikalnavigation geschaltet wird, wird die Ausgabe des zweiten
Verzögerung-AN-Blocks 114 sofort
niedrig werden, da eine Verzögerung
nur bei einem Übergang
von AUS nach AN auferlegt wird. Die Eingabe in den vierten Verzögerung-AN-Block 114 (Vertikalnavigation)
wird sofort hoch werden; jedoch wird die Ausgabe des vierten Verzögerung-AN-Blocks 114 als
Antwort auf das Aktivwerden der Vertikalnavigation bis nach dem
Ende eines gewählten
Verzögerungsintervalls τ nicht hoch werden.
Die Ausgabe aller Verzögerung-AN-Blöcke 114 wird
0 sein, bis die Ausgabe des vierten Verzögerung-AN-Blocks 114 am
Ende des Verzögerungsintervalls τ hoch wird.
Folglich wird die Ausgabe des ODER-Gatters 116 (und somit
der Latcheingang L1) für
das kurze Verzögerungsintervall τ niedrig
sein, nachdem der neue aktive Modus gewählt wird. Als Antwort darauf
kehrt die Ausgabe des Latch 110 in den logischen Zustand „0" zurück, bis
die obigen Bedingungen (überhöhte Geschwindigkeit
entdeckt, Autopilot eingeschaltet, in der Luft und ausgewählter Modus
aktiv) erfüllt
sind. Um den Schutz gegen überhöhte Geschwindigkeit
zu verlassen, kann der Pilot daher einfach zwischen ausgewählten Modi
umschalten.
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Die
Methode, zwischen verschiedenen Modi umzuschalten, funktioniert
aufgrund der Einbeziehung eines ODER-Gatters 122 vor dem
ersten Verzögerung-AN-Block 114 in
dem einen Fall nicht, in welchem der Pilot zwischen dem Vertikalgeschwindigkeitsmodus
und dem Flugbahnwinkelmodus schaltet. Das ODER-Gatter 122 verbindet
sowohl den Vertikalgeschwindigkeitsmoduseingang 112 als
auch den Flugbahnwinkelmoduseingang 112 mit dem gleichen Verzögerung-AN-Block 114,
so dass der Aktivmodusabschnitt ein Umschalten zwischen dem Vertikalgeschwindigkeitsmodus
und dem Flugbahnwinkelmodus nicht als eine Pilotenhandlung erkennt,
welche den Schutz gegen überhöhte Geschwindigkeit
beendet.
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Zusätzlich zur
Erzeugung des Übergeschwindigkeitsschutzbefehls
an ihrem Ausgang 104 erzeugt die Logikschaltung 102 ebenfalls
ein Übergeschwindigkeitsschutzflugbahnreglersignal
an einem Ausgang 124, indem sie die Ausgabe des Aktivmodusabschnitts 106,
die „in
der Luft"-Leitung
und die Ausgabe des Übergeschwindigkeitsdetektors 108 an einem
UND-Gatter 126 vereinigt. Das UND-Gatter setzt das Übergeschwindigkeitsschutzflugbahnreglersignal
nur dann auf hoch, wenn ein ausgewählter Modus aktiv ist, das
Flugzeug in der Luft ist und die überwachte Geschwindigkeit die
Sollgeschwindigkeit VT überschreitet.
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Zusätzlich zu
den vorhergehend beschriebenen Signalen erzeugt die Logikschaltung 102 ebenfalls
ein MY-Übergeschwindigkeitaktivsignal
an einem MY-Ausgang 128 und
ein MY-Stimmsignal an einem MY-Stimmausgang 130, wobei
das Präfix
MY bezeichnet, dass das Signal im betrachteten Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 selbst seinen
Ursprung hat. Nach dieser Konvention stellen die Präfixe ML
und MR das links benachbarte („mein linkes") und das rechts
benachbarte („mein
rechtes") Schutzsystem
gegen überhöhte Geschwindigkeit dar.
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Das
MY-Übergeschwindigkeitaktivsignal
ist schlichtweg die Ausgabe des Latch 110 und bezeichnet,
dass das betrachtete Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 bestimmt
hat, dass der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
aktiv sein sollte. Das MY-Stimmsignal ist eine logische UND-Verknüpfung des
MY-Übergeschwindigkeitaktivsignals
an einem ersten Eingang 132 eines Abstimmungs-UND-Gatters 134,
eines Bestätigungssignals an
einem zweiten Eingang 136 des Abstimmungs-UND-Gatters 134,
zwei Hilfs-NICHT-Signalen an einem dritten und vierten Eingang 138, 140 und
einem Ausnahmesignal für
Vertikalnavigation an einem fünften
Eingang 142.
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Das
Bestätigungssignal
am zweiten Eingang 136 ist eine ODER-Verknüpfung der
von den übrigen zwei
Schutzsystemen gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 bereitgestellten
ML- und MR-Übergeschwindigkeitaktivsignale.
Falls eines der ML- oder MR-Schutzsysteme gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 zustimmt,
dass der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
aktiv sein sollte, ist das Bestätigungssignal
eine „1". Die Haupt-NICHT-Signale
kommen von den Autopiloten 32 und sind beide nur dann „1", wenn der betrachtete
Autopilot 32 der Hauptautopilot ist (d.h. der ML- und MR-Autopilot ist nicht
der Hauptautopilot).
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Die
Ausgabe des Abstimmungs-UND-Gatters 134 wird daher nicht „1" sein, wenn nicht
die Logikschaltung 102 dem Hauptautopiloten zugeordnet ist
(Leitungen 138, 140), die Logikschaltung 102 bestimmt,
dass der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl aktiv
sein sollte (Leitung 132), und eines der benachbarten Schutzsysteme
gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 bestätigt, dass
der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
aktiv sein sollte (Leitung 136).
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Eine
weitere Bedingung an das MY-Stimmsignal wird durch den übrigbleibenden
Eingang des Abstimmungs-UND-Gatters 134 auferlegt. Die
Bedingung kommt von einem beschränkenden
UND-Gatter 135 und beschränkt den Abstimmungsvorgang auf
die bestimmte Situation, in welcher der ausgewählte Modus Vertikalnavigation
ist und mehr als ein einzelner Autopilot 32 aktiv ist.
Man beachte, dass ein einzelner Autopilot 32 nicht vom
Piloten eingeschaltet werden kann. Ein einzelner Autopilot 32 kann
nur aktiv sein, wenn mehrere Autopiloten eingeschaltet worden sind
und ein Autopilot oder mehrere Autopiloten ausgefallen ist bzw.
sind, wodurch nur ein einzelner Autopiloten 32 aktiv belassen
worden ist. Wenn mehrere Autopiloten 32 eingeschaltet sind
und das Flugzeug 30 im Vertikalnavigationsmodus ist, gibt
das beschränkende
UND-Gatter 135 eine „1" aus. Das Abstimmungs-UND-Gatter 134 wird
dann freigegeben. Die Ausgabe des Abstimmungs-UND-Gatters 134 stellt
eine Eingabe in ein Ausgabe-ODER-Gatter 144 bereit, welches
als zwei seiner übrigen
Eingaben die ML- und MR-Stimmen der Logikschaltungen 102 der übrigen zwei
Au topiloten aufweist. Die Ausgabe des beschränkenden UND-Gatters 135 kann
ignoriert werden, da der entsprechende Eingang des ODER-Gatters 144 eine „0" sieht.
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Wenn
der Autopilot 32 in einem anderen Modus ist oder wenn nur
ein einzelner Autopilot eingeschaltet ist, wird das Abstimmungs-UND-Gatter 134 gesperrt
und MY-Stimme ist nicht aktiv. Der Übergeschwindigkeitsschutzaktivbefehl
ist jedoch aktiv, da die Ausgabe des ODER-Gatters 144 immer
eine „1" für das Ausgabe-UND-Gatter 118 bereitstellt,
falls der Autopilot 32 nicht im Vertikalnavigationsmodus
ist oder nur ein einzelner Autopilot 32 eingeschaltet ist.
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Wie
aus der obigen Erläuterung
der Haupt-NICHT-Signale 138 und 140 ersichtlich
ist, ist, falls die vorliegende Logikschaltung 102 dem
Hauptautopiloten 32 zugeordnet ist, die Stimmausgabe der übrigen zwei
(Hilfs-) Autopiloten 32 gleich 0. Falls jedoch die vorliegende
Logikschaltung 102 einem Hilfsautopiloten 32 entspricht,
muss einer der übrigen zwei
Autopiloten der Hauptautopilot 32 sein. In diesem Fall
ist, falls die dem Hauptautopiloten zugeordnete Logikschaltung 102 dafür stimmt,
den Übergeschwindigkeitsschutzbefehl
zu aktivieren (das MY-Stimmsignal des übrigen Hilfsautopiloten ist „0", da es ein Hilfsautopilot
ist, welcher oben für
die Master-NICHT-Signale 138, 140 erläutert wurde),
die Ausgabe des Ausgabe-ODER-Gatters 144 eine „1", wodurch es möglich wird,
dass das Ausgabe-UND-Gatter 118 eine „1" ist.
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Um
die Antwort des Autopiloten 32 auf den Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl
zu verbessern, wird der Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl
mit einem Erhöhungssignal
von dem Erhöhungsschaltkreis 94 erhöht. Der
Erhöhungsschaltkreis 94 ist
in 7 detaillierter dargestellt und umfasst als sein
zentrales Element einen Filter/ein Gatter 146. Der Filter/das
Gatter 146 ist ein Tiefpassfilter mit einem Steueranschluss,
welcher einen Signaleingang 148, einen Signalausgang 150 und
einen Rücksetzeingang 152 aufweist.
Der Signaleingang 148 wird von einer festen Steuerfunktion 154 gesteuert,
welche einer Flugbahnbeschleunigungskonstante KFP entspricht.
Vor Eingabe in den Filter/das Gatter 146 wird die Steuerfunktion 154 an
einem Multiplikator 156 mit einem Paar von Verstärkungen
G1, G2 gewichtet. Die Verstärkungen
G1, G2 sind veränderliche
Verstärkungen,
welche von der gemessenen Flugbahnbeschleunigung von dem Autopiloten 32 und
von einer Anströmung von
einer (nicht gezeigten) Pitotröhre
abhängen,
welche an einer Außenoberfläche des
Flugzeugs 30 befestigt ist. Die Ausgabe des Multiplikators 156 bildet
somit eine veränderliche
Steuerfunktion für
die Eingabe in den Filter/das Gatter 146. Der Filter/das
Gatter 146 ist ein Tiefpassfilter, welcher eine Transferfunktion
H(s) = 1/[τs
+ 1] aufweist, wobei τ eine
Funktion des Staudrucks in der Pitotröhre ist.
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Der
Betrieb des Filters/Gatters 146 wird vom Eingabesignal
in den Rücksetzeingang 152 gesteuert.
Wenn das Eingabesignal in den Rücksetzeingang 152 eine „1" ist, was einem nicht
aktiven Autopiloten 32 entspricht, gibt der Filter/das
Gatter 146 die Steuerfunktion vom Multiplikator 156 unverändert weiter.
Wenn die Eingabe in den Rücksetzeingang 152 eine „0" ist, was einem aktiven
Autopiloten 32 entspricht, filtert der Filter/das Gatter 146 die
Steuerfunktion. In beiden Fällen
stellt der Erhöhungsschaltkreis 94 ein
gefiltertes oder ungefiltertes Erhöhungssignal Ap am
Addierer 92 bereit, um das normierte gefilterte Luftsignal
EPN zu erhöhen.
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Während in
dieser Anmeldung verschiedene Ausführungsbeispiele zur Illustration
beschrieben worden sind, sind die Ansprüche nicht auf die hier beschriebenen
Ausführungsbeispiele
beschränkt. Äquivalente
Vorrichtungen oder Schritte können
die beschriebenen ersetzen, nach den Grundsätzen der vorliegenden Erfindung
wirken und in den Umfang der Ansprüche fallen.