DE69712399T2

DE69712399T2 - Vorrichtung um die Geschwindigkeit eines Flugzeugs in einem vorgegebenen Bereich zu halten

Info

Publication number: DE69712399T2
Application number: DE69712399T
Authority: DE
Inventors: Claude Maffre; Jean Muller
Original assignee: Aerospatiale Matra
Current assignee: Aerospatiale Matra
Priority date: 1996-04-05
Filing date: 1997-03-24
Publication date: 2002-12-12
Anticipated expiration: 2017-03-25
Also published as: US5884870A; FR2747204A1; ES2173402T3; DE69712399D1; CA2201078A1; FR2747204B1; EP0799766A1; EP0799766B1; CN1173652A; CN1134721C; CA2201078C

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Vorrichtung, die es gestattet, die Geschwindigkeit eines Flugzeugs innerhalb eines Geschwindigkeitsbereichs (Operationsbereichs) zu halten, der durch die je nach technischem Leistungsvermögen des genannten Flugzeugs zulässige Höchst- und zulässige Mindestgeschwindigkeit begrenzt wird, und zwar unabhängig von der gesteuerten Flugbahn.
Es wird darauf hingewiesen, dass die Erfindung sich insbesondere auf ein Flugzeug und namentlich auf ein Transportflugzeug bezieht, das über Steuermittel verfügt, mit deren Hilfe dem genannten Flugzeug ausgehend von empfangenen Steuerwerten eine gesteuerte Neigung und eine gesteuerte Geschwindigkeit auferlegt werden kann.
Auf bekannte Art und Weise sind die genannten Steuermittel entweder in den Autopiloten des Flugzeugs integriert, der
- einerseits über geeignete bekannte Steuerorgane direkt auf die Ruder des Flugzeugs einwirken und dadurch dessen Neigung verändern kann; und
- andererseits indirekt auf das Triebwerk einwirken kann, um den Schub zu verändern. Die Geschwindigkeit des Flugzeugs resultiert aus der Kombination Neigung/Schub;
oder in die Flugkommandoanlage eingebaut, die dem Piloten die Manöver anzeigt, die dieser auf die Steuerung zur Regelung der Nickachse ausüben muss, um die gesteuerte Flugbahn zu erhalten.
Folglich wird bei Verwendung eines Autopiloten der Prozess der Geschwindigkeits- und Neigungssteuerung vollkommen automatisiert, während der Einsatz einer Flugkommandoanlage das Eingreifen des Piloten erforderlich macht.
Trotz dieser Unterschiede und obwohl in der vorliegenden Beschreibung vorrangig auf einen Autopiloten Bezug genommen wird, kann die Erfindung gleichermaßen auf ein mit einem Autopiloten ausgestattetes Flugzeug und ein mit einer Flugkommandoanlage ausgerüstetes Flugzeug angewandt werden.
Außerdem wird das Halten der Geschwindigkeit eines Flugzeugs auf einem vorgeschriebenen Wert für eine einem auferlegten Steuerwert entsprechende Neigung des Flugzeugs durch die Regelung des vom Triebwerk des genannten Flugzeugs erzeugten Schubs gewährleistet, wobei die genannte Regelung erfolgt
- entweder manuell durch den Piloten, und zwar durch eine entsprechende Betätigung des Gashebels;
- oder automatisch mit Hilfe eines automatischen Regelsystems für den Schub.
Unter diesen Bedingungen ist es in den folgenden Situationen unmöglich, die Geschwindigkeit im Operationsbereich zu halten:
- zum einen, wenn bei einer auferlegten positiven Neigung, das heißt einer Neigung, die dem Steigflug des Flugzeugs entspricht, die durch den maximalen Schub, der vom Triebwerk erzeugt werden kann, erhaltene Geschwindigkeit kleiner wird als die vorgeschriebene Mindestgeschwindigkeit; und
- zum anderen, wenn bei einer auferlegten negativen Neigung, das heißt einer Neigung, die dem Sinkflug des Flugzeugs entspricht, die durch den minimalen Schub erhaltene Geschwindigkeit größer wird als die vorgeschriebene Höchstgeschwindigkeit.
Zur Vermeidung dieser kritischen Situationen weist der Autopilot interne Schutzvorrichtungen auf, die auf der Ebene örtlich begrenzter Entscheidungszentren für die unterschiedlichen möglichen Funktionsweisen des Flugzeugs vorgesehen sind und gestatten, entweder die dem Autopiloten auferlegten Steuerwerte zu begrenzen oder die Funktionsweise zu verändern, damit die auferlegte Neigung mit der vorgeschriebenen Bezugs-Höchstgeschwindigkeit beziehungsweise der vorgeschriebenen Bezugs-Mindestgeschwindigkeit kompatibel wird.
Allerdings weisen derartige interne Schutzvorrichtungen zahlreiche Unzulänglichkeiten auf, das heißt:
- auf der Ebene jedes geschützten Entscheidungszentrums ist es notwendig, die Schutzvorrichtungen zu verdoppeln; und vor allem
- der Wirkungsbereich einer Schutzvorrichtung ist auf den Wirkungsbereich des entsprechenden Entscheidungszentrums mit seiner eigenen Autorität beschränkt, insbesondere für die Reiseflugfunktion des Flugzeugs, was zu einer wesentlichen und außerordentlich nachteiligen Abweichung der Geschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber dem durch die zulässige Mindest- und die zulässige Höchstgeschwindigkeit begrenzten Bereich führen kann.
Aus dem Dokument WO-8 401 345 ist ein System zur Steuerung eines Flugzeugs bekannt, das es ermöglicht, die Geschwindigkeit des Flugzeugs dadurch zu regeln, indem gleichzeitig und kombiniert auf Neigung und Schub eingewirkt wird.
Dieses bekannte System umfasst im wesentlichen:
- Steuermittel, um dem Flugzeug eine gesteuerte Neigung aufzuerlegen;
- Steuermittel, um dem genannten Flugzeug einen gesteuerten Schub aufzuerlegen;
- Mittel zur Bestimmung der tatsächlichen Geschwindigkeit des genannten Flugzeugs; und
Mittel, die es gestatten, die genannte tatsächliche Geschwindigkeit jeweils mit der Höchst- und der Mindestgeschwindigkeit zu vergleichen.
Bei dem genannten System gelangt eine kombinierte Wirkung zum Einsatz, die sehr komplex ist und es gestattet, gleichzeitig und kombiniert zu erhalten:
- einen Steuerbefehl für den Schub der Motoren des Flugzeugs, der an Servosteuerungsvorrichtungen übertragen wird; und
- einen Steuerbefehl für die Neigung, der ebenfalls an geeignete Servosteuerungsvorrichtungen übertragen wird.
Außerdem sind die Kette zur Berechnung des Steuerbefehls für den Schub und die Kette zur Berechnung des Steuerbefehls für die Neigung stark miteinander verflochten, mit zahlreichen Verbindungen zwischen diesen Ketten, das heißt, dass zahlreiche Parameter, die für eine der Ketten berechnet werden, gleichermaßen für die andere verwendet werden und umgekehrt. Folglich handelt es sich bei dem bekannten System um ein komplexes System.
Ziel der vorliegenden Erfindung ist es, diese Nachteile zu beseitigen. Die Erfindung betrifft eine Vorrichtung, die es gestattet, die Geschwindigkeit eines Flugzeugs, namentlich eines Transportflugzeugs, automatisch in einem Geschwindigkeitsbereich zu halten, der durch die je nach technischem Leistungsvermögen des Flugzeugs zulässige Mindest- und zulässige Höchstgeschwindigkeit begrenzt wird.
Zu diesem Zweck ist die genannte Vorrichtung, die entsprechend der Erfindung umfasst:
- Steuermittel, um dem genannten Flugzeug eine gesteuerte Neigung aufzuerlegen;
- Mittel, um die tatsächliche Geschwindigkeit des genannten Flugzeugs zu ermitteln; und
- Mittel, um die genannte tatsächliche Geschwindigkeit jeweils mit der genannten Höchst- und der genannten Mindestgeschwindigkeit zu vergleichen,
dadurch gekennzeichnet, dass sie außerdem umfasst:
- Mittel, um in Abhängigkeit von den genannten Vergleichen zwei veränderte Steuerwerte zu berechnen, mit denen die genannte tatsächliche Geschwindigkeit durch ausschließliche Veränderung der Neigung jeweils auf die genannte Höchstgeschwindigkeit und die genannte Mindestgeschwindigkeit ausgerichtet werden kann; und
- Mittel mit vorrangiger Wirkung, um - falls eine derartige Aktion erforderlich ist - ausschließlich den genannten Steuervorrichtungen einen der genannten veränderten Steuerwerte aufzuerlegen, damit die Geschwindigkeit des genannten Flugzeugs in dem genannten Geschwindigkeitsbereich gehalten werden kann.
Wird bei einer gesteuerten Neigung die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs entweder kleiner als die zulässige Mindestgeschwindigkeit oder größer als die zulässige Höchstgeschwindigkeit, können dank der Erfindung die vorrangig wirkenden Mittel der erfindungsgemäßen Vorrichtung nun folglich mit einem Phasenvorsprung den Steuermitteln einen veränderten Steuerwert auferlegen, der eine Änderung der Neigung des Flugzeugs nach sich zieht, welche bewirkt, dass die Geschwindigkeit des Flugzeugs in den zulässigen Geschwindigkeitsbereich zurückkehrt.
Vorteilhafterweise verwenden die genannten Steuermittel zur Veränderung der genannten Neigung als Steuerwert den Wert eines Bezugsparameters. Gemäß der Erfindung kann dieser Bezugsparameter insbesondere sein:
- die Nickgeschwindigkeit des Flugzeugs;
- der Trimmwinkel des Flugzeugs; oder
- der Lastfaktor, der der Differenz zwischen vertikaler Beschleunigung, der das Flugzeug unterworfen wird, und Schwerkraftbeschleunigung entspricht.
Ferner sind in einer besonders vorteilhaften Ausführung der Erfindung die genannten Vergleichsmittel und die genannten Berechnungsmittel in ein und dasselbe Rechensystem integriert.
Des weiteren umfasst das genannte Rechensystem vorteilhafterweise:
- ein erstes Rechenglied, das ausgehend von der genannten tatsächlichen Geschwindigkeit und der genannten Höchstgeschwindigkeit einen ersten Steuerwert berechnet, der dem Wert des genannten Bezugsparameters entspricht, bei dem das Flugzeug auf die genannte Höchstgeschwindigkeit gebracht werden kann;
- ein zweites Rechenglied, das ausgehend von der genannten tatsächlichen Geschwindigkeit und der genannten Mindestgeschwindigkeit einen zweiten Steuerwert berechnet, der dem Wert des genannten Bezugsparameters entspricht, bei dem das Flugzeug auf die genannten Mindestgeschwindigkeit gebracht werden kann;
- ein drittes Rechenglied, das ausgehend von der tatsächlichen Neigung des Flugzeugs einen dritten Steuerwert ermittelt, der dem Wert des genannten Bezugsparameters entspricht, bei dem das Flugzeug in eine Neigung von Null gebracht werden kann;
- ein erstes Auswahlglied, das aus dem genannten ersten und dem genannten dritten Steuerwert als ersten veränderten Steuerwert den Wert auswählt, der den stärksten Sturzflug des Flugzeugs bewirkt; und
- ein zweites Auswahlglied, das aus dem genannten ersten und dem genannten dritten veränderten Steuerwert als zweiten veränderten Steuerwert den Wert auswählt, der das stärkste Hochziehen des Flugzeugs bewirkt.
Außerdem sind die genannten Auswahlmittel so gestaltet, dass der Mittelwert aus dem genannten ersten veränderten Steuerwert und dem genannten zweiten veränderten Steuerwert einerseits und dem Sollsteuerwert andererseits ausgewählt werden kann. Im Rahmen der vorliegenden Erfindung stellt der genannte Sollsteuerwert den vom Piloten (oder vom Autopiloten) vorgegebenen Steuerwert dar.
Ferner ist das genannte erste Auswahlglied vorteilhafterweise so gestaltet, dass der Mittelwert aus dem genannten ersten Steuerwert und dem genannten dritten Steuerwert einerseits und andererseits aus einem Steuerwert ausgewählt werden kann, der einen extremen, vom Flugzeug nicht ausführbaren theoretischen Sturzflug nach sich zieht, während das zweite Auswahlglied so gestaltet ist, dass der Mittelwert aus dem genannten ersten und dem genannten dritten Steuerwert einerseits und andererseits aus einem Steuerwert, der zu einem extremen, vom Flugzeug nicht ausführbaren theoretischen Hochziehen führt, ausgewählt werden kann.
In einer besonders vorteilhaften Ausführungsart der Erfindung, bei der der Lastfaktor als Bezugsparameter eingesetzt wird, sind vorteilhafterweise
- der genannte erste und der genannte zweite Steuerwert des Lastfaktors jeweils den Differenzen zwischen der genannten tatsächlichen Geschwindigkeit und der genannten Höchst- und der genannten Mindestgeschwindigkeit proportional; und
- der genannte dritte Steuerwert des Lastfaktors ist der tatsächlichen Neigung des Flugzeugs proportional.
Außerdem ist vorteilhafterweise der absolute Wert des genannten ersten und des genannten zweiten Steuerwerts auf einen vorbestimmten maximalen Wert begrenzt, zum Beispiel auf 0,3 g, wobei g die Schwerkraftbeschleunigung ist. So kann anhand der von solchen begrenzten Steuerwerten erzeugten Bewegungen eine Änderung der Neigung des Flugzeugs erreicht werden, die einen Kompromiss zwischen dem Komfort für die Passagiere und einem wirksamen Schutz vor Überschreitung der Höchstgeschwindigkeit bzw. Unterschreiten der Mindestgeschwindigkeit gestattet.
Außerdem kann die Vorrichtung gemäß der Erfindung vorteilhafterweise Hemmungsmittel umfassen, die in der Lage sind, die vorrangige Wirkung der Mittel zu hemmen, die den veränderten Steuerwert aufzwingen sollen, so dass die Steuermittel direkt und ausschließlich den Sollsteuerwert empfangen.
Auf diese Weise kann die Vorrichtung gemäß der Erfindung durch die Steuerung der genannten Verzögerungsmittel unwirksam gemacht werden. Eine derartige Steuerung kann insbesondere dann ausgeführt werden, wenn sich das Flugzeug in einer Flugphase befindet, in der die Aufrechterhaltung der Flugbahn und folglich die der Neigung den Vorrang gegenüber der Aufrechterhaltung der Geschwindigkeit hat.
Anhand der als Anlage beigefügten Zeichnungen wird die Anwendung der Erfindung verständlich. Auf diesen Abbildungen werden gleiche Elemente mit den gleichen Bezugszeichen bezeichnet.
Abb. 1 ist das Schaltbild einer Vorrichtung gemäß der Erfindung.
Abb. 2 veranschaulicht die Wirkungsweise von Mitteln für die Steuerung der Neigung und der Geschwindigkeit eines Flugzeugs.
Abb. 3 zeigt ein Auswahlglied der Vorrichtung gemäß der Erfindung.
Vorrichtung 1 gemäß der Erfindung, die schematisch auf Abb. 1 dargestellt wird, ist auf ein Flugzeug A montiert, zum Beispiel auf ein Transportflugzeug, das mit einem Autopiloten und/oder einer Flugkommandoanlage, beide nicht dargestellt, ausgerüstet ist, und sie soll dieses Flugzeug A auf einer Geschwindigkeit V halten, die mit dem Operationsbereich des genannten Flugzeugs A kompatibel ist, wie auf Abb. 2 dargestellt wird.
Zu diesem Zweck umfasst die genannte Vorrichtung 1 die folgenden bekannten Mittel:
- Steuermittel 2, um dem genannten Flugzeug A ausgehend von empfangenen Steuerwerten eine gesteuerte Neigung und eine gesteuerte Geschwindigkeit aufzuerlegen. Auf bekannte Art und Weise sind die genannten Steuermittel 2 im Autopiloten von Flugzeug A integriert, und sie können, wie auf Abb. 2 dargestellt, über geeignete und nicht dargestellte Steuerorgane, wie beispielsweise über eine Verbindung 3, auf die Höhenruder 4 von Flugzeug A einwirken, um die Neigung P dieses Flugzeugs zu verändern. Man kann feststellen, dass die Regelung der Geschwindigkeit durch die Regelung des Schubs des Triebwerks 6 gewährleistet wird, und zwar über den nicht dargestellten automatischen Hebel oder aber durch Einwirkung des Piloten auf die ebenfalls nicht dargestellten Gashebel;
- bekannte Mittel 7 zur Ermittlung der tatsächlichen Geschwindigkeit des genannten Flugzeugs A; und
- bekannte Mittel 8 zur Ermittlung der tatsächlichen Neigung P des genannten Flugzeugs A.
Im Rahmen der vorliegenden Erfindung können die genannten Steuermittel 2 gegebenenfalls auch in die nicht dargestellte Flugkommandoanlage des Flugzeugs integriert werden, die dem Piloten auf bekannte Art und Weise die Manöver vorgibt, die auf die Steuerung der Nickachse ausgeübt werden müssen, um die gewünschte Neigung zu erhalten.
In der Praxis kann die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs von der gesteuerten Geschwindigkeit abweichen, wenn beispielsweise Triebwerk 6 nicht in der Lage ist, den erforderlichen Schub zu liefern, wenn die gesteuerte Neigung zu stark ist.
Offensichtlich muss die Geschwindigkeit des Flugzeugs aus Gründen der Sicherheit und der technischen Leistungsfähigkeit des genannten Flugzeugs innerhalb von begrenzten Wertbereichen gehalten werden. Zu diesem Zweck ist der Autopilot generell mit internen Schutzvorrichtungen ausgestattet, die es insbesondere gestatten, die auf den genannten Autopiloten übertragenen Steuerwerte zu begrenzen.
Allerdings ist der Wirkungsbereich dieser Schutzvorrichtungen begrenzt, so dass eine starke Abweichung der Geschwindigkeit gegenüber dem vorgeschriebenen Geschwindigkeitsbereich, die sich sehr ungünstig auswirken kann, möglich ist.
Vorrichtung 1 gemäß der Erfindung soll dazu dienen, eine derartige Abweichung zu verhindern, indem Flugzeug A automatisch auf einer mit dem technischen Leistungsvermögen des genannten Flugzeugs kompatiblen Geschwindigkeit gehalten wird, und sie soll insbesondere dazu dienen, die vorgenannten Unzulänglichkeiten der internen Schutzvorrichtungen zu beseitigen.
Um dieses Ziel zu erreichen, weist die genannte Vorrichtung 1 gemäß der Erfindung außer den vorgenannten Mitteln 2, 7 und 8 auf:
- ein Rechensystem 9, das - wie nachstehend im Einzelnen erläutert wird - umfasst:
-- Mittel, um die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs jeweils mit zwei Bezugsgeschwindigkeiten zu vergleichen, indem die Differenz zwischen den genannten Werten bestimmt wird. Die genannten Bezugsgeschwindigkeiten werden in Abhängigkeit vom technischen Leistungsvermögen des Flugzeugs definiert und entsprechen der maximalen Operationsgeschwindigkeit und der minimalen Operationsgeschwindigkeit; und
-- Mittel, um in Abhängigkeit von den genannten Vergleichen zwei veränderte Steuerwerte zu berechnen, anhand derer die genannte tatsächliche Geschwindigkeit jeweils auf die genannten Bezugsgeschwindigkeiten ausgerichtet werden kann; und
- Mittel 10 mit vorrangiger Wirkung, um an die genannten Steuermittel 2 einen der genannten veränderten Steuerwerte zu übertragen, falls eine derartige Aktion erforderlich wird, um die Geschwindigkeit von Flugzeug A im zulässigen Geschwindigkeitsbereich zu halten.
Im Rahmen der vorliegenden Erfindung entsprechen, die von den Steuermitteln 2 verwendeten Steuerwerte den Werten eines Bezugsparameters, der namentlich die Nickgeschwindigkeit des Flugzeugs, der Trimmwinkel des genannten Flugzeugs oder der Lastfaktor sein kann, der der Differenz zwischen der vertikalen Beschleunigung, der das Flugzeug unterworfen wird, und der Schwerkraftbeschleunigung entspricht.
In der besonders vorteilhaften Darstellung der Erfindung von Abb. 2 umfasst das genannte Rechensystem 9:
- ein Rechenglied 11, das über einen Zweig 12A einer Verbindung 12 mit den Mitteln 7 verbunden ist und das ausgehend von der über die Mittel 7 empfangenen tatsächlichen Geschwindigkeit V von Flugzeug A und der aufgezeichneten maximalen Bezugsgeschwindigkeit einen ersten Steuerwert ermittelt, der dem Wert des genannten Bezugsparameters entspricht, bei dem Flugzeug A auf die genannte Höchstgeschwindigkeit gebracht werden kann;
- ein Rechenglied 13, das über einen Zweig 12B der Verbindung 12 mit den Mitteln 7 verbunden ist und das ausgehend von der von den Mitteln 7 erhaltenen tatsächlichen Geschwindigkeit V und der aufgezeichneten minimalen Bezugsgeschwindigkeit einen zweiten Steuerwert ermittelt, der dem Wert des genannten Bezugsparameters entspricht, bei dem Flugzeug A auf die genannte Mindestgeschwindigkeit gebracht werden kann;
- ein Rechenglied 14, das über eine Verbindung 15 mit den Mitteln 8 verbunden ist und das ausgehend von der von den genannten Mitteln 8 erhaltenen tatsächlichen Neigung P des Flugzeugs einen dritten Steuerwert ermittelt, der dem Wert des genannten Bezugsparameters entspricht, bei dem Flugzeug A in eine Neigung von Null gebracht werden kann;
- ein Auswahlglied 16, das jeweils über eine Verbindung 17 und einen Zweig 18A einer Verbindung 18 mit den Rechengliedern 11 und 14 verbunden ist und das aus dem genannten ersten und dem genannten dritten Steuerwert als ersten veränderten Steuerwert den Wert auswählt, der den stärksten Sturzflug von Flugzeug A bewirkt; und
- ein Auswahlglied 19, das jeweils über eine Verbindung 20 und einen Zweig 18B der Verbindung 18 mit den Rechengliedern 13 und 14 verbunden ist und das aus dem genannten zweiten und dem genannten dritten Steuerwert als zweiten veränderten Steuerwert den Wert auswählt, der dem stärksten Hochziehen von Flugzeug A entspricht.
In einer vorteilhaften Ausführungsvariante sind die genannten Auswahlglieder 16 und 19 derart gestaltet, dass sie - wie für Auswahlglied 16 auf Abb. 3 dargestellt - den Mittelwert aus drei verschiedenen Werten auswählen und übertragen können.
Was das genannte Auswahlglied 16 anbetrifft, so sind die drei betrachteten Werte folgende:
- der erste von Verbindung 17 empfangene Steuerwert;
- der dritte von Zweig 18A der Verbindung 18 empfangene Steuerwert; und
- ein eingetragener Steuerwert E, der einen extremen, vom Flugzeug nicht ausführbaren theoretischen Sturzflug bewirkt.
Das Auswahlglied 19 verwendet den zweiten und den dritten Steuerwert sowie einen eingetragenen Wert, der ein extremes, vom Flugzeug nicht ausführbares theoretisches Hochziehen bewirkt.
Auch die Mittel 10 sind derart gestaltet, dass ein Mittelwert gewählt werden kann aus:
- dem ersten veränderten Steuerwert, der von Auswahlglied 16 über eine Verbindung 21 empfangen wird;
- dem zweiten veränderten Steuerwert, der von Auswahlglied 19 über eine Verbindung 22 empfangen wird; und
- dem Sollsteuerwert in Abhängigkeit von der vom Piloten getroffenen Auswahl, der über eine Leitung 23 von bekannten, nicht dargestellten Mitteln empfangen wird und der es ermöglicht, Flugzeug A auf dem vom Piloten vorgegebenen Sollwert zu halten.
Im üblichen Fall, das heißt wenn die erfindungsgemäße Vorrichtung 1 nicht vorhanden ist, wird der genannte Sollsteuerwert unverändert direkt an die Steuermittel 2 übertragen, die ihn an Flugzeug A weiterleiten.
Der von den Mitteln 10 ausgewählte Mittelwert wird an die Steuermittel 2 übertragen, die folglich steuern:
- entweder ein Halten des Sollsteuerwerts, wenn dieser letzte Wert ausgewählt worden ist, das heißt wenn die tatsächliche Geschwindigkeit V von Flugzeug A zwischen der vorgeschriebenen Mindest- und der vorgeschriebenen Höchstgeschwindigkeit liegt;
- oder eine Änderung des Steuerwerts, wenn einer der veränderten Steuerwerte ausgewählt worden ist.
Eine derartige Änderung des Sollsteuerwerts wird in folgenden Fällen vorgenommen:
- wenn bei einer positiven Neigung die tatsächliche Geschwindigkeit V von Flugzeug A kleiner wird als die vorgeschriebene Mindestgeschwindigkeit, bei einem gegebenen Schub von Triebwerk 6, so dass der ausgewählte Wert der zweite Steuerwert ist, der eine Verringerung der tatsächlichen Neigung (und damit eine Erhöhung der Geschwindigkeit) bewirkt;
- wenn bei einer negativen Neigung die tatsächliche Geschwindigkeit V von Flugzeug A größer wird als die vorgeschriebene Höchstgeschwindigkeit, bei einem gegebenen Schub, so dass der ausgewählte Wert der erste Steuerwert ist, der eine geeignete Veränderung der tatsächlichen Neigung erzeugt (die eine Verringerung der Geschwindigkeit bewirkt); oder
- wenn die von den Mitteln 7 und 8 gelieferten Steuerwerte nicht kompatibel sind oder bei Ausfall eines wesentlichen Glieds von Vorrichtung 1 oder des Autopiloten, so dass der ausgewählte Wert dann der dritte Steuerwert ist, der das Flugzeug in die Horizontale bringt, das heißt in eine Steigung von Null.
So wird die Geschwindigkeit des Flugzeugs immer im zulässigen Geschwindigkeitsbereich gehalten, und im Extremfall wird das Flugzeug in Normalfluglage gebracht (das heißt in eine Neigung von Null).
Außerdem umfasst Vorrichtung 1 Hemmungsmittel 24, die über eine Verbindung 25 mit dem Ausgang der Mittel 10 verbunden sind, über eine Verbindung 26 mit Verbindung 23, die den Sollsteuerwert überträgt, und über Verbindung 27 mit dem Eingang der Steuermittel 2. Die genannten Hemmungsmittel 24 können:
- entweder in eine inaktive Position gebracht werden, in der sie Verbindung 25 mit Verbindung 27 verbinden, so dass Vorrichtung 1 aktiviert wird;
- oder in eine aktive Position gebracht werden, in der sie Verbindung 26 mit Verbindung 27 verbinden, so dass die Wirkung von Vorrichtung 1 gehemmt wird und die Steuermittel 2 noch immer direkt den Sollsteuerwert empfangen. Diese Verzögerungsposition kann insbesondere dann erzeugt werden, wenn sich das Flugzeug in einer Flugphase befindet, in der das Einhalten der Flugbahn und folglich der Neigung den Vorrang vor dem Halten der Geschwindigkeit hat.
Das Umschalten der genannten Hemmungsmittel 24 zwischen den genannten Wirk- und Hemmungspositionen kann über eine Verbindung 28 vorgenommen werden:
- entweder manuell durch den Piloten, wenn er eine derartige Umschaltung für notwendig oder nützlich erachtet;
- oder automatisch mit Hilfe eines geeigneten, nicht dargestellten Mittels, das die Umschaltung in Abhängigkeit von der Arbeitsweise des Autopiloten steuert.

Claims

1. Eine automatische Vorrichtung, um die Geschwindigkeit eines Flugzeugs (A) in einem Bereich zu halten, der durch die je nach technischem Leistungsvermögen des genannten Flugzeugs (A) zulässige Mindest- und Höchstgeschwindigkeit begrenzt wird, wobei die genannte Vorrichtung umfasst:

- Steuermittel (2), um dem genannten Flugzeug (A) eine gesteuerte Neigung zu verleihen;

- Mittel (7), um die tatsächliche Geschwindigkeit (V) des genannten Flugzeugs (A) zu ermitteln; und

- Mittel (11, 13), um die genannte tatsächliche Geschwindigkeit (V) jeweils mit der genannten Höchst- und der genannten Mindestgeschwindigkeit zu vergleichen,

dadurch gekennzeichnet, dass sie ferner aufweist:

- Mittel (9), um in Abhängigkeit von den genannten Vergleichen zwei veränderte Steuerwerte zu berechnen, mit denen die genannte tatsächliche Geschwindigkeit jeweils auf die genannte Höchst- und die genannte Mindestgeschwindigkeit ausgerichtet werden kann, und zwar ausschließlich durch Änderung der Neigung; und

- Mittel (10) mit vorrangiger Wirkung, um ausschließlich an die genannten Steuermittel (2) einen der genannten veränderten Steuerwerte zu übertragen, wenn eine derartige Aktion erforderlich wird, um die Geschwindigkeit des genannten Flugzeugs (A) in dem genannten Geschwindigkeitsbereich zu halten.

2. Vorrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die genannten Steuermittel (2) als Steuerwert den Wert eines Bezugsparameters verwenden.

3. Vorrichtung nach einem beliebigen der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die genannten Vergleichsmittel (11, 13) und die genannten Rechenmittel (9) in ein und dasselbe Rechensystem (9) integriert sind.

4. Vorrichtung nach Anspruch 3,

dadurch gekennzeichnet, dass das genannte Rechensystem (9) umfasst:

- ein erstes Rechenglied (11), das ausgehend von der genannten tatsächlichen Geschwindigkeit (V) und der genannten Höchstgeschwindigkeit einen ersten Steuerwert ermittelt, der dem Wert des genannten Bezugsparameters entspricht, bei dem das Flugzeug auf die genannte Höchstgeschwindigkeit gebracht werden kann;

- ein zweites Rechenglied (13), das ausgehend von der genannten tatsächlichen Geschwindigkeit (V) und der genannten Mindestgeschwindigkeit einen zweiten Steuerwert ermittelt, der dem Wert des genannten Bezugsparameters entspricht, bei dem das Flugzeug auf die genannte Mindestgeschwindigkeit gebracht werden kann;

- ein drittes Rechenglied (14), das ausgehend von der tatsächlichen Neigung (P) des Flugzeugs einen dritten Steuerwert ermittelt, der dem Wert des genannten Bezugsparameters entspricht, bei dem das Flugzeug in eine Neigung von Null gebracht werden kann;

- ein erstes Auswahlglied (16), das aus dem genannten ersten und dem genannten zweiten Steuerwert als ersten veränderten Steuerwert den Wert auswählt, der den stärksten Sturzflug des Flugzeugs (A) bewirkt; und

- ein zweites Rechenglied (19), das aus dem genannten zweiten und dem genannten dritten Steuerwert als zweiten veränderten Steuerwert den Wert auswählt, der das stärkste Hochziehen des Flugzeugs (A) bewirkt.

5. Vorrichtung nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die genannten Mittel (10) mit vorrangiger Wirkung derart gestaltet sind, dass sie den Mittelwert aus dem genannten ersten und dem genannten zweiten veränderten Steuerwert und dem vom Piloten des Flugzeugs vorgegebenen Sollsteuerwert auswählen.

6. Vorrichtung nach einem beliebigen der Ansprüche 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass das erste Auswahlglied (16) derart gestaltet ist, dass es den Mittelwert aus dem genannten ersten und dem genannten dritten Steuerwert sowie einem Steuerwert, der einen extremen, vom Flugzeug nicht ausführbaren theoretischen Sturzflug bewirkt, auswählt.

7. Vorrichtung nach einem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass das zweite Auswahlglied (19) derart gestaltet ist, dass es den Mittelwert zwischen dem genannten zweiten und dem genannten dritten Steuerwert sowie einem Steuerwert, der ein extremes, vom Flugzeug nicht ausführbares theoretisches Hochziehen bewirkt, auswählt.

8. Vorrichtung nach einem beliebigen der Ansprüche 2 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Bezugsparameter die Nickgeschwindigkeit des Flugzeugs ist.

9. Vorrichtung nach einem beliebigen der Ansprüche 2 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Bezugsparameter der Trimmwinkel des Flugzeugs ist.

10. Vorrichtung nach einem beliebigen der Ansprüche 2 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte Bezugsparameter der Lastfaktor ist, der der Differenz zwischen der vertikalen Beschleunigung, der das Flugzeug unterworfen wird, und der Schwerkraftbeschleunigung entspricht.

11. Vorrichtung nach den Ansprüchen 4 und 10, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte erste und der genannte zweite Steuerwert des Lastfaktors jeweils den Differenzen zwischen der genannten tatsächlichen Geschwindigkeit (V) und der genannten Höchst- bzw. der genannten Mindestgeschwindigkeit proportional sind.

12. Vorrichtung nach den Ansprüchen 4 und 10, dadurch gekennzeichnet, dass der genannte dritte Steuerwert des Lastfaktors der tatsächlichen Neigung (P) von Flugzeug (A) proportional ist.

13. Vorrichtung nach einem beliebigen der Ansprüche 4 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass der absolute Wert des genannten ersten und des genannten zweiten Steuerwerts auf einen vorgegebenen Höchstwert begrenzt ist.

14. Vorrichtung nach einem beliebigen der Ansprüche 1 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass sie Hemmungsmittel (24) aufweist, die die vorrangige Wirkung der Mittel (10) hemmen können, die dazu dienen, einen veränderten Steuerwert zu übertragen, so dass die Steuermittel (2) direkt und ausschließlich den vom Piloten des Flugzeugs vorgegebenen Sollsteuerwert empfangen können.