DE69534781T2

DE69534781T2 - Verfahren zur Erzeugung eines Seitenrudersteuerbefehls zur Kompensation eines unsymmetrischen Schubs für ein Flugzeug

Info

Publication number: DE69534781T2
Application number: DE69534781T
Authority: DE
Inventors: Timothy D. Renton Deck; David W. Bellevue Lochtie
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1995-05-10
Filing date: 1995-11-13
Publication date: 2006-10-19
Anticipated expiration: 2015-11-14
Also published as: EP0742141B1; US5657949A; JPH08301196A; DE69534781D1; EP0742141A1

Description

Die Erfindung betrifft Flugzeugsteuersysteme und insbesondere Flugzeugseitenrudersteuersysteme.
In verschiedenen Fällen ist es für moderne handelsübliche Düsentransportflugzeuge mit zwei Triebwerken gelegentlich notwendig, sich vollständig auf den Schub, welcher durch ein Triebwerk erzeugt wird, zu verlassen. Der Vorgang eines Triebwerksausfalls resultiert im Allgemeinen von einer Beschädigung eines Triebwerks, was während eines Fluges auftritt. Während moderne Flugzeugautopiloten effektiv ein Flugzeug beim Ausfall eines Triebwerks steuern können, erfordert eine Geschwindigkeitssteuerung insbesondere während automatischer Anflüge mit dem Ausfall eines Triebwerks oft Reaktionen mit einer großen Amplitude von dem betriebsfähigen Triebwerk, um eine mittlere bis schwere Turbulenz zu kompensieren. Die sich ergebenden Änderungen bei einem Schub, welcher durch das einzige betriebsfähige Triebwerk erzeugt wird, erzeugen wesentliche Giermomente, welche durch entsprechende Seitenruderauslenkungen ausgeglichen werden müssen. Während Seitenrudersteuerbefehlalgorithmen eines modernen Autopiloten auf die Gierraten- und Steuerkursänderungen reagieren, reagieren sie nicht auf einen sich verändernden Schub oder eine sich verändernde Gashebelstellung. Daher treten Seitenrudersteuerbefehländerungen nicht rasch genug auf, um eine unannehmbare Querabweichung aufgrund von Änderungen bei einem sich ändernden Schub zu verhindern. Die vorliegende Erfindung ist darauf ausgerichtet, ein Verfahren und eine Vorrichtung bereitzustellen, welche dieses Problem überwinden.
Die US-A-4,935,602 offenbart ein Verfahren und eine Vorrichtung, welche einen kompensierenden Seitenrudersteuerbefehl erzeugen, welcher auf Verstärkungs-, Log-Filter- und Washout-Filter-Änderungen eines sich verändernden Triebwerkschubssignals basiert, welche auch unter den vorab genannten Nachteilen leiden.
Es ist eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein verbessertes Verfahren und eine verbesserte Vorrichtung bereitzustellen. Die vorliegende Erfindung stellt ein Verfahren beziehungsweise eine Vorrichtung gemäß Anspruch 1 bzw. 8 bereit.
Erfindungsgemäß wird ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Erzeugung eines Seitenrudersteuerbefehls zur Kompensation eines unsymmetrischen dynamischen Schubs für ein Flugzeug ohne eine direkte Schubmessung offenbart. Eine Schätzung eines überschüssigen Schubs, welche auf einer gemessenen Beschleunigung entlang der Flugbahn des Flugzeugs und einer gemessenen Senkrechtgeschwindigkeit des Flugzeugs basiert, wird tiefpass-gefiltert, um ein Rauschen auf den abgeleiteten Daten zu dämpfen. Die tiefpass-gefilterten Daten, werden dann weiter durch ein Washout-Filter gefiltert, um Daten zu erzeugen, welche sich nur aufgrund von Änderungen bei der Schätzung des überschüssigen Schubs verändern. Die Ausgabe des Washout-Filters wird mit einem Verstärkungsfaktor multipliziert, welcher den überschüssigen Schub in Grad einer Seitenruderbewegung wandelt. Das Ergebnis ist ein Seitenruderkompensationssteuerbefehl, welcher geeignet ist, um den Seitenrudersteuerbefehl eines Autopiloten oder eines anderen Flugzeugsteuersystems in einer Weise zu verändern, dass eine Gierauslenkung erzeugt wird, welche den Schub kompensiert, welcher unterschiedlich erzeugt wird, wenn ein Triebwerk einer zweimotorigen Flugzeugs nicht arbeitet.
Gemäß weiterer spezieller Ausführungsformen wird die Eingabe zu dem Washout-Filter eingefroren, wodurch die Ausgabe des Washout-Filters auf Null reduziert wird, wenn bestimmte Betriebsarten eines Autopiloten des Flugzeugs oder anderer Flugsteuersysteme des Flugzeugs aktiv sind. Insbesondere wird die Eingabe des Washout-Filters eingefroren und die Ausgabe auf Null reduziert, wenn die Betriebsart Durchstarten oder Abfangen des Autopiloten des Flugzeugs aktiv sind, oder wenn die Kompensationsfunktion für asymmetrischen Schub des primären Flugcomputers scharf geschaltet ist.
Gemäß anderen speziellen Ausführungsformen wird die Ausgabe des Washout-Filters auf Null gesetzt, wenn beide Triebwerke laufen oder entweder mit –1 oder +1 multipliziert, wenn ein Triebwerk ausgefallen ist. Daher ist die vorliegende Erfindung nur aktiv, wenn ein Triebwerk nicht läuft.
Gemäß noch weiteren speziellen Ausführungsformen wird der Seitenrudersteuerbefehl zur Kompensation, welcher durch die Erfindung erzeugt wird, begrenzt, um zu verhindern, dass ein übermäßiger Seitenrudersteuerbefehl zur Kompensation erzeugt wird.
Wie aus der vorab stehenden Beschreibung leicht zu entnehmen ist, stellt die Erfindung ein Verfahren und eine Vorrichtung bereit, um einen dynamischen Seitenrudersteuerbefehl zur Kompensation eines asymmetrischen Schubs ohne eine direkte Schubmessung zu erzeugen. Das Verfahren und die Vorrichtung erzeugen einen Steuerbefehl, welcher geeignet ist, um inkrementell den Seitenrudersteuerbefehl eines Autopilotensystems in einer Weise zu verändern, welche bei dem Ausfall eines Triebwerks eines zweimotorigen Flugzeugs beim Erzeugen eines Schubs kompensiert.
Die vorab stehenden Aspekte und viele der einhergehenden Vorteile dieser Erfindung werden leichter verstanden, wenn dasselbe mit Bezug auf die folgende detaillierte Beschreibung im Zusammenhang mit der beigefügten Figur gesehen wird, welche eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung verdeutlicht.
Detaillierte Beschreibung der bevorzugten Ausführungsform
Während, wie es durch die folgende Beschreibung besser verstanden werden wird, die Erfindung zum Einsatz bei einem drahtgelenkten („Fly-By-Wire") Flugzeugsteuersystem entworfen wurde und in Verbindung mit solch einem System beschrieben wird, sollte klar sein, dass die Erfindung auch in anderen Typen von Flugzeugsteuersystemen enthalten sein kann, wenn es erwünscht ist. Darüber hinaus sollte klar sein, dass, während, wie es herkömmlicherweise üblich ist, die Erfindung in der Form einer Steuerregel verdeutlicht und beschrieben wird, welche separate Blöcke umfasst, die entworfen sind, um spezielle Funktionen auszuführen, die Erfindung tatsächlich in verschiedenen Arten implementiert werden kann. Zum Beispiel können die verschiedenen Funktionen der dargestellten Steuerregel durch ein geeignet programmiertes digitales Computersystem ausgeführt werden. Alternativ können die Funktionen durch digitale oder analoge Schaltungen ausgeführt werden. Während die Erfindung in Verbindung mit einem zweimotorigen Flugzeug entwickelt und beschrieben wird, könnte sie auch bei Flugzeugen mit einer größeren Anzahl von Triebwerken eingesetzt werden.
Die Figur stellt die momentan bevorzugte erfindungsgemäße Ausführung dar, welche ein Tiefpassfilter 11, ein Halteelement 13, ein Washout-Filter 15, ein Verstärkungselement 17, einen Multiplizierer 19, einen Begrenzer 21 und ein ODER-Gatter 23 mit drei Eingängen umfasst.
Das Tiefpassfilter 11 empfängt einen Schätzwert eines überschüssigen Schubs, welcher den Schub der Triebwerke minus dem Luftwiderstand des Flugzeugs dividiert durch das Gewicht des Flugzeugs annähert [(Schub-Luftwiderstand)/Gewicht]. Es gibt viele Verfahren zur Ermittlung einer Schätzung eines überschüssigen Schubs, welche zum Einsatz bei der Erfindung geeignet sind. Für den Fall des Flugzeugs Boeing 777 wird eine Kombination von Trägheits- und Luftdatenmessungen verwendet. Genauer wird bei dem Flugzeug Boeing 777 ein Schätzwert für den überschüssigen Schub abgeleitet, was auf der Formel basiert:
mit:

V *: = Änderungsrate der Geschwindigkeit in ft/sec²
g: = Gravitationskonstante in ft/sec²
H *: = Trägheitshöhenrate in ft/sec
V_tas: = echte Fluggeschwindigkeit in ft/sec

Zurück zu der Figur, ist die Laplace-Transformation des Tiefpassfilters:
wobei T₁ in Sekunden gemessen wird und von Flugzeug zu Flugzeug variieren kann. In dem Fall der Boeing 777 gilt T₁ = 0,5 Sekunden. Das Tiefpassfilter entfernt Sensorrauschen von dem Schätzwert des überschüssigen Schubs.
Die Ausgabe des Tiefpassfilters 11 wird auf den Eingang des Halteelements 13 gebracht. Das Halteelement weist einen Halteeingang auf, welcher mit dem Ausgang des ODER-Gatters 23 mit drei Eingängen verbunden ist. Der entsprechende Eingang des ODER-Gatters 23 mit drei Eingängen hat einen hohen Pegel, wenn irgendeine der drei überwachten Bedingungen zutrifft. Eine überwachte Bedingung heißt „ Betriebsart Durchstarten ist aktiv" („Go_around Mode Active"), die zweite heißt "Betriebsart Abfangen ist eingestellt" („Flare Mode Engaged") und die dritte heißt "Kompensation für asymmetrischen Schub des PFC ist scharf geschaltet" („PFC Thrust Asymmetry Compensation Armed"). Daher ist, wenn die Betriebsart Durchstarten des Autopiloten aktiv ist, der Pegel des entsprechenden Eingangs des ODER-Gatters 23 mit drei Eingängen hoch. Wenn die Betriebsart Abfangen des Autopiloten eingestellt ist, ist der Pegel des entsprechenden Eingangs des ODER-Gatters mit drei Eingängen hoch. Oder wenn die Kompensationsfunktion für den unsymmetrischen Schub des primären Flugcomputers (PFC) scharf ge schaltet ist, ist der Pegel des entsprechenden Eingangs des ODER-Gatters mit drei Eingängen hoch.
Wenn einer oder mehrere der Eingänge des ODER-Gatters mit drei Eingängen einen hohen Pegel aufweisen, wird das Halteelement in einen Haltezustand versetzt. In dem Haltezustand wird der Ausgang des Halteelements 13 gehalten oder eingefroren. Wenn alle Eingänge des ODER-Gatters mit drei Eingängen tiefe Pegel aufweisen, ist der Pegel des Ausgangs des ODER-Gatters 23 mit drei Eingängen tief. Wenn der Pegel des Ausgangs des ODER-Gatters mit drei Eingängen tief ist, verläuft die Ausgabe des Tiefpassfilters 11 durch das Halteelement 13.
Die Ausgabe des Halteelements 13 wird auf den Eingang des Washout-Filters 15 gebracht. Die Laplace-Transformation des Washout-Filters ist:
wobei T₂ in Sekunden gemessen wird und von Flugzeug zu Flugzeug variiert. In dem Fall des Flugzeugs Boeing 777 beträgt T₂ = 5,0 Sekunden.
Das Washout-Filter 15 erzeugt ein Ausgangssignal, welches nur gegenüber Veränderungen bei dem Schätzwert des überschüssigen Schubs empfindlich ist. Die Ausgabe des Washout-Filters bildet im Wesentlichen einen Seitenrudersteuerbefehl, welcher, wenn er mit dem Seitenrudersteuerbefehl des Autopiloten kombiniert wird, die Gierbewegung, welche durch Unterschiede in dem Schub zwischen zwei Triebwerken, d.h. dem unterschiedlichen Schub zwischen den Triebwerken, erzeugt wird, dynamisch ausgleicht. Bevor sie mit dem Seitenrudersteuerbefehl summiert wird, wird die Ausgabe des Washout-Filters zuerst bezüglich der Verstärkung korrigiert, um den überschüssigen Schub in Grad einer Seitenruderbewegung zu wandeln, und dann begrenzt.
Während die Verstärkungskorrektur von Flugzeug zu Flugzeug variiert, beträgt die Verstärkungseinstellung für eine Boeing 777 86,0, wie es in dem Verstärkungselement 17 in der Figur dargestellt ist. Die Ausgabe des Verstärkungselements 17 wird auf einen Eingang eines Multiplizierers 19 aufgebracht.
Die zweite Eingabe des Multiplizierers 19 ist als eine Triebwerksausfallanzeige definiert. Die Triebwerksausfallanzeige ist Null, wenn beide Triebwerke laufen und entweder +1 oder –1, wenn ein Triebwerk ausgefallen ist. Ob die Eingabe +1 oder –1 ist, wird dadurch bestimmt, welches der zwei Triebwerke ausgefallen ist. Da die Triebwerksausfallanzeige Null ist, wenn beide Triebwerke laufen, ist der Algorithmus oder die Steuerungsregel, welche in der Figur dargestellt ist, nur aktiv, wenn ein Triebwerk nicht läuft, d.h. wenn ein Triebwerk ausgefallen ist.
Die Ausgabe des Multiplizierers 19 wird an den Eingang des Begrenzers 21 angelegt. Der Begrenzer begrenzt den Seitenruderkompensationssteuerbefehl, um zu verhindern, dass ein übermäßiger Seitenruderkompensationssteuerbefehl erzeugt wird. Während verschiedene Grenzen eingesetzt werden können, ist der Seitenruderkompensationssteuerbefehl vorzugsweise auf 5,0 Grad begrenzt.
Wie es aus der vorab stehenden Beschreibung leicht zu verstehen ist, sorgt die Erfindung für einen Seitenruderkompensationssteuerbefehl, welcher verwendet werden kann, um den Seitenrudersteuerbefehl, der durch ein Autopiloten-Steuersystem erzeugt wird, inkrementell derart einzustellen, dass dynamisch die Gierbewegung, welche durch die Unterschiede in dem Schub zwischen zwei Triebwerken erzeugt wird, wenn eins der Triebwerke ausgefallen ist, ausglichen wird. Die Erfindung erfordert keine direkte Messung des Triebwerkschubs oder eines sich verändernden Schubs. Vielmehr verwendet die Erfindung einen Schätzwert des überschüssigen Schubs in Kombination mit der Kenntnis, dass ein Triebwerk nicht betriebsfähig ist. Das heißt, die Erfindung setzt einen Schätzwert des überschüssigen Schubs ein, welcher von einem Autopiloten abgeleitet ist, um einen Steuerbefehl zu erzeugen, welcher verwendet werden kann, um inkrementell den Seitenrudersteuerbefehl des Autopiloten in einer Weise zu ändern, dass die Gierbewegung, welche durch die Unterschiede in dem Schub zwischen zwei Triebwerken eines Flugzeugs erzeugt wird, dynamisch ausgeglichen wird.
Die Erfindung ist nur aktiv, wenn ein Triebwerk ausgefallen ist. Darüber hinaus wird der Seitenruderkompensationssteuerbefehl nur auf Null herabgesetzt, wenn bestimmte Funktionen aktiv sind. Der Seitenruderkompensationssteuerbefehl wird auf Null herabgesetzt, wenn diese Funktionen aktiv sind, da das Halteelement die Eingabe des Washout-Filters einfriert, wodurch die Ausgabe des Washout-Filters auf Null herabgesetzt wird.
Während eine bevorzugte erfindungsgemäße Ausführungsform verdeutlicht und beschrieben worden ist, sollte nachzuvollziehen sein, dass die Erfindung auch anders, als hier speziell beschrieben, ausgeführt werden kann, ohne den Geltungsbereich der Ansprüche zu verlassen. Da zum Beispiel das Verfahren und die Vorrichtung in den Ansprüchen im Wesentlichen linear sind, können die verschiedenen Elemente (oder ihre Funktionen) in einer anderen Reihenfolge als der einen dargestellten ausgeführt werden.

Claims

Verfahren zur Erzeugung eines Seitenrudersteuerbefehls zur Kompensation eines unsymmetrischen Schubs für ein Flugzeug, die Schritte umfassend: – Ableiten eines Signals für einen geschätzten überschüssigen Schub von einem ersten Wert, welcher die Beschleunigung des Flugzeugs entlang seiner Flugbahn repräsentiert, und einem zweiten Wert, welcher die Senkrechtgeschwindigkeit des Flugzeugs repräsentiert; wobei das Signal dann nacheinander durch jeden der folgenden Vorgänge egal in welcher Reihenfolge bearbeitet wird: – Tiefpassfiltern des Signals, um unerwünschtes Rauschen zu entfernen; – Washout-Filtern des Signals; und – Verstärkungseinstellung, wobei das Signal in Grad einer Seitenruderbewegung umgesetzt wird; – wobei das Ausgangssignal, welches durch das Bearbeiten geliefert wird, das erforderliche Seitenrudersteuerbefehlssignal zur Kompensation eines unsymmetrischen Schubs ist.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei der tiefpassgefilterte Signalwert vor dem Washout-Filtern beibehalten wird, wenn vorbestimmte Flugzeugsteuerfunktionen aktiv sind.
Verfahren nach Anspruch 2, wobei das Flugzeug einen Autopilot umfasst und wobei die vorbestimmten Flugzeugsteuerfunktionen umfassen, dass die Betriebsart Durchstarten des Autopiloten aktiv ist.
Verfahren nach Anspruch 2 oder 3, wobei die vorbestimmten Flugzeugsteuerfunktionen auch umfassen, dass die Betriebsart Abfangen des Autopiloten eingestellt ist.
Verfahren nach Anspruch 3 oder 4, wobei das Flugzeug auch einen primären Flugcomputer umfasst und wobei die vorbestimmten Flugzeugsteuerfunktionen auch umfassen, dass die Kompensationsfunktion für asymmetrischen Schub der primären Flugsteuerung scharf geschaltet ist.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1-5, wobei der Signalbearbeitungsschritt weiter den Vorgang eines Multiplizierens des Signals mit einer Triebwerksausfallangabe umfasst, wobei die Triebwerksausfallangabe drei Zustände aufweist, Null, +1 und –1, wobei Null anzeigt, dass alle Triebwerke des Flugzeugs laufen, +1 anzeigt, dass eins der Triebwerke des Flugzeuges nicht läuft und –1 anzeigt, dass ein anderes Triebwerk des Flugzeugs nicht läuft.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1-6, welches ein Begrenzen des Ausgangssignals umfasst.
Vorrichtung zur Erzeugung eines Seitenruderkompensationssteuerbefehls in Reaktion auf einen übermäßigen Schub in einem Flugzeug, umfassend: Beschleunigungsmessmittel zur Verwendung, um eine Beschleunigung entlang der Flugbahn eines Flugzeugs zu messen und ein erstes Signal bereitzustellen, welches die Größe davon repräsentiert; – Geschwindigkeitsmessmittel zur Verwendung, um eine Senkrechtgeschwindigkeit eines Flugzeugs zu messen und ein zweites Signal bereitzustellen, welches die Größe davon repräsentiert; – Schätzmittel, welche das erste und das zweite Signal aufnehmen, um so ein Signal davon abzuleiten, welches eine Schätzung des übermäßigen Schubs repräsentiert; und – eine Signalaufbereitungsanordnung, um das Signal des übermäßigen Schubs zu bearbeiten, damit sich ein Ausgangssignal ergibt, welches den erforderlichen Seitenrudersteuerbefehl zur Kompensation des asymmetrischen Schubs repräsentiert, wobei sich das Ausgangssignal kumuliert aus dem Signal des übermäßigen Schubs, welches durch jede der drei folgenden Signalverarbeitungsvorrichtungen bearbeitet worden ist, ergibt: – ein Tiefpassfilter (11), um unerwünschtes Rauschen von dem Ausgangssignal zu entfernen; – ein Washout-Filter (15); und – eine Verstärkungsjustiervorrichtung (17), um das Ausgangssignal in Grad einer Seitenruderbewegung umzusetzen.
Vorrichtung nach Anspruch 8, welche ein Halteelement umfasst, um den Ausgang des Tiefpassfilters zu halten, wenn der Autopilot des Flugzeugs in einer vorbestimmten Betriebsart ist.
Vorrichtung nach Anspruch 8 oder 9, wobei die Signalaufbereitungsanordnung eine weitere Signalbearbeitungsvorrichtung umfasst, welche arbeitet, um das Ausgangssignal zu maskieren, wobei eine Triebwerksausfallangabe als Multiplikator verwendet wird, wobei die Triebwerksausfallangabe drei Zustände aufweist, Null, +1 und –1, wobei Null anzeigt, dass alle Triebwerke des Flugzeugs laufen, +1 anzeigt, dass eins der Triebwerke des Flugzeuges nicht läuft und –1 anzeigt, dass ein anderes Triebwerk des Flugzeugs nicht läuft.