DE2703565A1

DE2703565A1 - Flugsteuersystem

Info

Publication number: DE2703565A1
Application number: DE19772703565
Authority: DE
Inventors: Jun Thomas William Kennedy
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1976-01-29
Filing date: 1977-01-28
Publication date: 1977-08-04
Also published as: FR2339920A1; IT1112101B; GB1561650A; US4094479A; JPS5295499A

Description

Dipl.-Ing. Curt Wallach Dipl.-Ing. Günther Koch 5" Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach

Dipl.-Ing. Rainer Feldkamp

D -8000 München 2 · Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 24 02 75 · Telex S 29 513 wakai d

D«um: 28. Januar 1977

Unser Zeichen: ^ 75-3 _ _Fk/_Ne

Sperry Rand Corporation New York, USA

Flugsteuersystem

Die Erfindung bezieht sich auf ein FlugSteuersystem und insbesondere auf ein Gierachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungssystem für Luftfahrzeuge. Derartige als SCAS-Systeme finden insbesondere jedoch nicht ausschließlich Anwendung auf Kurzstart- und Lande-Luftfahrzeuge (STOL-Luftfahrzeuge) mit von außen angeblasenen Klappensystemen, wobei das Flugsteuersystem wesentlich die laterale Richtungsstabilität und die Steuereigenschaften von Luftfahrzeugen dieser Art verbessert. Es ist jedoch verständlich, daß, obwohl im folgenden die Erfindung anhand von Kurzstart- und Lande-Luftfahrzeugen beschrieben wird, die Anwendung genauso auf üblichere Typen von Luftfahrzeugen möglich ist.

Die meisten üblichen Hochleistungs-Verkehrs- und Militärluftfahrzeuge sind mit irgendeiner Art von über die gesamte Betriebsdauer wirksamen Gier-Stabilltätserhöhungssystemen (SAS) versehen, deren Hauptaufgabe darin besteht, eine Dämpfung von Querschwingungen mit ausgeprägter Rollkomponente (holländische Rolle) zu erzielen und die in den meisten Fällen eine gewisse

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Art der Kurvenkoordination ergeben. Obwohl diese Art von Gier-Stabilitätserhöhungssystemen gute Betriebseigenschaften bei üblichen Luftfahrzeugen ergibt, hat es sich herausgestellt, daß keine vollständig befriedigenden Ergebnisse über den weiten Bereich von dynamischen Flugeigenschaften von Kurzstart- und Landeluftfahrzeugen erzielt werden, insbesondere im Zustand niedriger Geschwindigkeit und hohem Auftriebs wie dies beim Start und beim Landen erforderlich ist. Einige der dynamischen Steuerschwierigkeiten bei diesen Betriebszuständen ergeben sich aus der verringerten natürlichen Gier-/Roll-Stabilität des Luftfahrzeuges und auf Grund von schwerwiegenden aerodynamischen Gier-ZRoll-Kreuzkopplungsmomenten. Diese Charakteristika von Kurzstart- und-lande-Luftfahrzeugen(und auch einiger üblicher Luftfahrzeuge, die nicht speziell als Kurzstart- und -lande-Luftfahrzeug ausgelegt sind) erschweren die automatische Steuerung der dynamischen Betriebsarten, die mit der Dämpfung von Querschwingungen mit ausgeprägter Rollkomponente (holländische Rolle) bei Triebwerksausfall, bei der Kurvenkoordination, bei Turbulenz und bei Querwindkomponenten auftreten. Das Gier-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungssystem der vorliegenden Erfindung verbessert beträchtlich die automatische Steuerung und die manuellen Steuereigenschaften von Kurzstart- und -lande-Luftfahrzeugen insbesondere bei Plugzuständen mit niedriger Geschwindigkeit.

Ein erfindungsgemäß ausgebildetes Gierachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungssystem für Luftfahrzeuge mit manuell betätigten Rudersteuereinrichtungen und Ruderbetätigungseinrichtungen zur Einstellung des Ruders umfaßt Einrichtungen zur Lieferung eines ersten zum Schiebewinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals, Einrichtungen zur Lieferung eines zweiten Signals entsprechend der Änderungsgeschwindigkeit des Schiebewinkels des Luftfahrzeuges, auf die ersten und zweiten Signale ansprechende Einrichtungen zur Steuerung einer Ruderbetätigungseinrichtung entsprechend der algebraischen Summe dieser Signale, auf die auf die manuelle Rudersteuereinrich-

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tung ausgeübten Kräfte ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines dritten Signals und auf das dritte Signal ansprechende Einrichtungen zur weiteren Steuerung der Ruderbetätigungseinrichtung entsprechend dieses dritten Signals.

Das erfindungsgemäße Gierachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungssystem verwendet als grundlegende Steuerwerte Signale, die proportional zum Schiebewinkel, zur Änderungsgeschwindigkeit des Schiebewinkels und zur Ruderpedalkraft sind. Diese Signale werden maßstäblich verändert, algebraisch summiert, in Abhängigkeit von der berichtigten Fluggeschwindigkeit programmiert verstärkt, verstärkt und der Ruder-Serienbetätigungseinrichtung zugeführt. Ein Stellungssignal der Serienbetätigunge« einrichtung wird zum Verstärkereingang zurückgeführt und stellt eine genaue Einstellung der Serienbetätigungseinrichtung entsprechend dem elektrischen Eingang sicher. Der Ausgang der Serienbetätigungseinrichtung wird mechanisch mit einer direkten mechanischen von dem Piloten ausgeübten Eingangskraft von den Ruderpedalen summiert und die resultierende mechanische Bewegung stellt entsprechend das Ruder über die Ruder-Primärbetätigungseinrichtung ein. Gemäß einem Ausführungsbeispiel der Erfindung wird das Schiebewinkelsignal β mit Hilfe eines Flügels oder einer Sonde erzeugt, während das Schiebewinkel-Knderungsgeschwindlgkeitssignal β von Signalen synthetisiert wird, die proportional zur Gier-Rate, zum Querneigungswinkel und zur lateralen Beschleunigung sind. Das Ruderpedal-Kraftsignal wird von einem Kraftfühler geliefert, der mechanisch mit dem Ruderpedal-Mechanismus gekoppelt ist, der in diesem Ausführungsbeispiel direkt mechanisch mit der Ruderbetätigungseinrichtung verbunden 1st. Die |?> + (i-Gegenkopplungsausdrücke in dem System ergeben eine wesentlich verbesserte Kurveneinleitung und Kurvenausleitung sowie eine Kurvenkoordination im eingeschwungenen Zustand, eine flexiblere Einrichtung zur Dämpfung der Eigenschaften des Luftfahrzeuges hinsichtlich der holländischen Rolle, eine verbesserte Steuerung beim Triebwerksausfall und eine verbesserte manuelle Steuerung des Luftfahrzeuges. Tatsächlich vergrößert der

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Ausdruck beträchtlich die grundlegende Richtungsstabilität-Differentialwirkung des Luftfahrzeuges. Weiterhin werden Gier-Ausschläge, die mit Triebwerksausfällen verbunden sind, beträchtlich verringert und weiterhin werden unter diesen Bedingungen Querneigungswinkelbewegungen auf Grund der natürlichen aerodynamischen Gier-/Roll-Kopplung (d.h. Dihedraleffekte) verringert. Bei niedrigen Pluggeschwindigkeiten, insbesondere bei den sehr niedrigen Fluggeschwindigkeiten von Kurzstart- und -landeluftfahrzeugen sind beträchtliche vom Piloten ausgeübte Ruderkräfte erforderlich, um Kurven zu koordinieren, und zwar insbesondere auf Grund der verringerten Richtungsstabilität bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten, die zu großen Schiebewinkeln führt. Das (i-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungssystem gemäß der vorliegenden Erfindung verringert stark die Schiebewinkelwerte während der Kurveneinleitung und der Kurvenausleitung und weiterhin wird die Dauer des Auftretens dieser Schiebewinkelwerte verringert. Die Beiträge der mechanjsjhen und elektrischen Pedalkraft-Ausdrücke F_niA und F-- in dem ß+ jß¹-System verbessern beträchtlich die manuellen Steuereigenschaften des Kurzstart- und -lande-Luftfahrzeuges, ins* besondere bei der Durchführung von Manövern in der Betriebsart mit niedriger Fluggeschwindigkeit beim Starten und noch wesentlicher beim Anflug und beim Landen unter Bedingungen, bei denen Querwindkomponenten und seitliche Windscherungen auftreten. Diese verbesserte manuelle Steuerung ergibt sich auf Grund der verbesserten Richtungsstabilität des Luftfahrzeuges und aus der Tatsache, daß der Schiebewinkel während eines Vorderstuf enmanövers proportional zur Ruderkraft gehalten wird, d.h. während der Pilot den Gierwinkel und den Querneigungswinkel bestimmt, um Querwindkomponenten zu kompensieren. Die Ruderposition wird durch das erfindungsgemäße Gierachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungssystem aufrechterhalten, um einen zur Ruderpedalkraft proportionalen Schiebewinkel aufrechtzuerhalten, so daß sich ein Schiebewinkelbefehlssystem ergibt.

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Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Die Erfindung wird im folgenden anhand eines in der Zeichnung dargestellten AusfUhrungsbeispiels noch näher erläutert.

In der Zeichnung ist eine schematische Darstellung eines AusfUhrungsbeispiels des Gierachsen-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungssystems zusammen mit einem vereinfachten Schema des Querneigungs-Stabilitäts- und Befehlsverstärkungssystems zur Vervollständigung dargestellt.

Das bevorzugte Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden anhand der Anwendung auf ein großes einen breiten Rumpf aufweisendes Kurzstart- und -lande-Transportluftfahrzeuges mit angeblasenen Klappensystemen beschrieben weil die Vorteile des erfindungsgemäßen Systems für diese Art von Luftfahrzeug leicht erklärbar und verständlich sind. Wie es bereits erwähnt wurde, ist die Erfindung genauso auf andere Arten von StarrflUgel-Luftfahrzeugen vom STOL-Typ als auch auf übliche Luftfahrzeuge anwendbar.

Bei STOL-Luftfahrzeugen mit angeblasenen Klappen wird die Triebwerks-Schubluft mit Hilfe großer ausfahrbarer Klappen nach unten gerichtet, so daß ein erzwungener Auftrieb in der Kurzstart- und -lande-Betriebsweise erzeugt wird. Die Triebwerke können so auf den Tragflächen befestigt sein, daß sie unter die Unterseite der Tragfläche oder über die Oberseite der Tragfläche "blasen"; in jedem Fall ist der Auftriebs-/Schubeffekt der gleiche. Die Erfindung ist genauso auf STOL-Luftfahrzeuge mit Auftriebstragflächen anwendbar, bei denen unter hohem Druck stehende Luft in den Tragflächen erzeugt und durch geschlitzte nach unten ausfahrbare Klappen ausgeblasen wird. Es 1st verständlich, daß bei dieser Art von Luftfahrzeug der Auftrieb nicht vollständig von der Fluggeschwindigkeit abhängt, so daß sehr niedrige Start- und Landegeschwindigkeiten erzielbar sind. Beispielsweise kann

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ein großes STOL-Luftfahrzeug mit einem Gesamtgewicht von über 68 Tonnen eine Landegeschwindigkeit von lediglich 85 Knoten mit voll ausgefahrenen Klappen aufweisen. Das gleiche Luftfahrzeug kann weiterhin eine Anfluggeschwindigkeit von ungefähr 150 Knoten mit teilweise ausgefahrenen Klappen haben während es im "sauberen" Zustand (d*h. ohne ausgefahrene Klappen, bei eingefahrenem Fahrwerk usw.) eine mittlere Reisegeschwindigkeit von 250 Knoten und eine Hochgeschwindigkeits-Reisegeschwindigkeit im Bereich von 350 Knoten oder mehr aufweisen kann. Weiterhin ist zu erkennen, daß im Endanflug- und Landezustand die Triebwerksleistung nicht verringert wird, wie bei üblichen Luftfahrzeugen sondern daß stattdessen die Triebwerksleistung erhöht wird, um den erforderlichen Auftriebsschub zu erzeugen.

Aus dem Vorstehenden ist zu erkennen, daß STOL-Luftfahrzeuge über einen extrem großen Geschwindigkeitsbereich arbeiten, so daß sich schwerwiegende Probleme hinsichtlich der Stabilität und der Steuerung ergeben. Die natürliche Stabilität bei niedrigen Geschwindigkeiten kann durch Vergrößerung der Fläche der Steuerflächen vergrößert werden, beispielsweise der Ruder- und Stabilisatorflächen sowie der Steuerflächen, d.h. beispielsweise Seitenruder, Höhenruder und Querruder. Bei manchen Konstruktionen werden Doppe!steuerflächen verwendet, von denen bei Flügen mit niedriger Geschwindigkeit beide arbeiten, während lediglich eine Steuerfläche beim Flug mit höherer Geschwindigkeit wirksam ist. In den vergangenen Jahren wurden viele spezielle Konstruktionen entwickelt.

Es besteht jedoch offensichtlich eine Grenze, bis zu der ein Luftfahrzeugkonstrukteur gehen kann, um eine natürlichestabilität des Luftfahrzeuges zu erzielen. Diese Grenze kann jedoch sehr stark durch die Schaffung einer künstlichen Stabilität für das Luftfahrzeug erweitert werden. Diese künstliche Stabilität wird durch automatische Steuersysteme erzielt, die die Luftfahrzeugbewegungen um die Hauptachsen mit Hilfe von Bewe-

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gungsmeßfUhlern, wie z.B. Geschwindigkeits- und Beschleunigungsmeßfühlern messen, und die die Steuerflächen des Luftfahrzeuges automatisch über elektromechanische oder elektrohydraulische Betätigungseinrichtungen derart steuern, daß solche Bewegungen unterdrückt werden. Diese Systeme sind als Stabilitätsvergrößerungssysteme oder SAS-Systeme bekannt. In manchen Fällen sind die SAS-Systeme so aufgebaut, daß der Pilot die Luftfahrzeugbewegungen über das SAS-System steuern kann und derartige Systeme werden als Stabilitäts- und Befehleverstärkungssysteme oder SCAS-Systeme bezeichnet. Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein SCAS-System für die Gierachse des Luftfahrzeuges und wird daheifals Gierachsen-SCAS-System bezeichnet.

Die Stabilität und die Steuerung von STOL-Transportluftfahrzeugen mit angeblasenen Klappen wird weiterhin bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten dadurch erschwert, daß derartige Luftfahrzeuge in den meisten Fällen kurz und breit sind, so daß sie eine schlechte natürliche Richtungsstabilität aufweisen, daß sie üblicherweise keine gepfeilten Tragflächen aufweisen, so daß sie ein hohes Ausmaß von Gier-ZRoll-Kreuzkopplung aufweisen und daß, well die Triebwerksleistung bei niedrigen Geschwindigkeiten auf einen hohen Schub eingestellt sind (und auf der Rückseite der Leistungskurve arbeiten) der plötzliche Ausfall eines Triebwerkes extreme Gier-Übergangsbewegungen (und entsprechende QuerneigungsUbergänge) hervorruft und daß weiterhin im Fall eines Ausfalls eines inneren Triebwerks die resultierende differentielie Luftströmung an den Seitenflächen des Rumpfes das Giermoment welter verstärkt. Zusätzlich werden auf Grund der niedrigen Anflug- und Landegeschwindigkeiten von STOL-Luftfahrzeugen Querwindkomponenten, die bei Luftfahrzeugen mit relativ hohen Landegeschwindigkeiten ohne weiteres beherrscht werden können, zu einem schwerwiegenden Problem bei STOL-Luftfahrzeugen. Das Gierachsen-SCAS-System der vorliegenden Erfindung 1st Insbesondere bei der Überwindung dieser speziell bei STOL-Luftfahrzeugen auftretenden Probleme brauchbar.

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In der Zeichnung sind schematisch das Rollachsen- und Gierachsen-SCAS-System für Luftfahrzeuge dargestellt. Der Rollachsen -SCAS -Kanal 10 ist in der Zeichnung lediglich zur Vervollständigung des lateralen Stabilitäts- und Steuersystems des Luftfahrzeuges dargestellt. In der folgenden Erläuterung wird angenommen, daß das Rollachsen-SCAS-System in allen Flugbetriebs zustand en aus noch zu erläuternden Gründen in Betrieb ist und eingerückt ist. Das Rollachsen-SCAS-System 10 ist in üblicher Weise aufgebaut und umfaßt eine Querruder-Primärbetätigungseinrichtung 11, die üblicherweise hydraulisch ist, um das Querruder 12 entsprechend einem Eingangssignal einzustellen. Dieser Eingang ist der Ausgang eines mechanischen Differentialmechanismus 15, der einen Eingang von dem Steuerrad 14 des Piloten über eine direkte mechanische Gestängeverbindung 15 erhält, während der andere Eingang von einer üblichen in den meisten Fällen hydraulischen Serien-Sekundärbetätigungseinrichtung oder Roll-SCAS-Betätigungseinrichtung 16 geliefert wird. Derartige Serien-Sekundärbetätigungseinrichtungen sind in der Technik gut bekannt.

Die Serien-Betätigungseinrichtung 16 wird entsprechend den elektrischen SCAS-Signalen von einem SCAS-Signalsystem 17 über einen Servoverstärker 18 geliefert. Das Rollachsen-SCAS wird hauptsächlich mit Hilfe von Signalen gesteuert, die proportional zur Rollgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges zur Stabilisierung von Rollbewegungen, zur Roll-Lage und/oder zum Steuerkurs zur Erzielung einer Lagen- und/oder Steuerkurs-Haltebetriebsweise zur Entlastung des Piloten und zur Roll-Steuerradkräften sind, daß sich Rollbefehls- oder manuelle Kurvenbetriebs -Möglichkeit en Über das Rollachsen-SCAS-System ergeben. Wie es weiter unten erläutert wird, verbessert das Gierachsen-SCAS-System der vorliegenden Erfindung wesentlich die Kurvensteuerungs-Koordination, die von dem Piloten über das RoIlaohsen-SCAS-System gesteuert wird.

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Ein Gierachsen-SCAS-Kanal 20 umfaßt allgemein einen Betätigungsabschnitt 21 und einen Elektronikabschnitt 22. Der Betätigungsabschnitt 21 umfaßt eine übliche Primär-Ruderbetätigungseinrichtung 22 zur Einstellung eines Seitenruders 24 des Luftfahrzeuges entsprechend einem Eingang, der andererseits der Ausgang eines mechanischen Differentialmechanismus 25 ist, dem als ein Eingang eine direkte mechanische Verbindung mit den vom Piloten betätigten Rudersteuerpedalen, die hier als Ruderpedale 26 dargestellt sind, geliefert wird, während der andere Eingang der mechanische Ausgang einer üblichen normalerweise elektrohydraulischen Serien-Sekundärbetätigungseinrichtung oder einer Gierachsen-SCAS-Betätigungseinrichtung 27 ist. Es sei jedoch bemerkt, daß sowohl die Rollachsen- als auch die Gierachsen-Sekundärbetätigungseinrichtungen vollständig elektrisch ausgebildet sein können, d.h. daß ein Elektromotor mit einem Kabeltrommelausgang vorgesehen ist oder daß dieser Elektromotor einen linearen mechanischen Ausgang aufweist, der mit dem Differentialeingang der Primärbetätigungseinrichtung verbunden 1st. Die Ruderpedale 26 sind mit dem Primärbetätigungseinrichtungseingangs-Differential 25 über ein übliches normalerweise kompliziertes System von Hebeln, Kurbeln, Trimmechanismen, Federn zur Erzielung eines künstlichen Gefühls und/oder elastische Bauelemente verbunden, die eine vorgegebene mechanische Verstärkung ergeben, d.h. einen vorgegebenen Ruderausschlag 5_R pro Krafteinheit, die von dem Piloten auf die Pedale ausgeübt wird. Dieser gesamte übliche Mechanismus ist schematisch durch die mechanischen Verbindungen 28 und die Gestängevers tärkung und das elastische Bauelement 29' angedeutet.

Der Elektronikteil 22 empfängt Eingangsdaten von verschiedenen Datenmeßfühlern und berechnet hieraus ein elektrisches Ausgangssignal, das proportional zum Ruderausschlag S_R ist, der erforderlich ist, damit das Luftfahrzeug dem vorgegebenen SCAS-Steuergesetz folgt, wie es weiter unten erläutert wird. Dieses elektrische Ausgangssignal wird der Sekundär-Betätigungseinrichtung 27 zugeführt, dessen Stellung mit Hilfe eines Ub-

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lichen Servostellungs-Rückführungssignals, das von einem linearen Spannungs-Weg-Wandler (LVDT) 29 abgeleitet wird, so gesteuert wird, daß sie diesem Signal entspricht.

Die Primärmeßfühler, die in dem dargestellten Ausführungsbeispiel des Gierachsen-SCAS-Systems verwendet werden, schließen einen Giergeschwindigkeitsmeßfühler 30, der beispielsweise ein üblicher Wendekreisel sein kann, einen Querneigungswinkelmeßfühler 31, der ein Vertikalkreisel oder eine Kreiselplattform sein kann, einenQuerbeschleunigungsmeßfühler 32, der ein einfaches Pendel oder eine andere Form eines linearen Beschleunigungsmessers sein kann, einen Schiebewinkel-Meßfühler 33, der ein Windflügel oder ein anderer Luftströniungs-Richtungsdetektor sein kann, der auf der oberen oder unteren Oberfläche des Luftfahrzeuges befestigt ist, so daß irgendeine Querkomponente der Luftströmungsrichtung gegenüber der Längs-Mittellinie des Rumpfes gemessen wird (oder dies Signal kann mit Hilfe von an Bord befindlichen Trägheits- und Flugdatenmeßfühlern gewonnen werden), und einen Pedalkraft-Meßfühler 34 ein, der mit dem Ruderpedal-Mechanismus 28 gekoppelt ist, wobei dieser Meßfühler irgendeine Art von Beanspruchungsmeßfühler sein kann, um die Kraft zu messen, die der Pilot auf den Pedalmechanismus ausübt. Alle diese vorstehenden Meßfühler 30 bis 34 schließen elektrische Meßwandler ein, wie sie in üblicher Weise mit derartigen Meßfühlern verbunden sind, um elektrische Signale zu liefern, die nach Richtung und Größe proportional zu dem Parameter sind, die der Meßfühler mißt und jeder dieser Meßfühler stellt daher eine Einrichtung zur Zuführung eines Signals proportional zu dem gemessenen Parameter dar. Sekundärmeßfühler in dem beschriebenen Glerachsen-SCAS-System schießen einen Meßfühler 35 für die wahre Fluggeschwindigkeit und einen Meßfühler 36 für die berichtigte Fluggeschwindigkeit ein und diese Meßfühler liefern elektrische Signale proportional zu diesem Parameter. Übliche Flugdatenrechner berechnen routinemäßig diese Parameter aus pitot-statischen Sonden in der Luft-

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masse, durch die sich das Luftfahrzeug bewegt.

Bevor der Elektronikteil des beschriebenen Ausfuhrungsbeispiels beschrieben wird, wird das Steuergesetz erläutert, das die Betriebsweise des Systems bestimmt. Der Ausgang des Systems ist eine Seitenruderstellung oder ein Ausschlag dieses Seitenruders gegenüber der Bezugs- oder Trimmungsposition, die in der nachfolgenden Diskussion als parallel zur Längs- oder X-Achse des Luftfahrzeuges angenommen wird, d.h. es wird angenommen, daß die aerodynamische Trlmmung 0 1st. Damit 1st das grundlegende System-Steuergesetz durch den Ausdruck:

S_R - [κ f> + K ß + KF 1 ^-2- + K₄F (D R Ll' 21 ^ PgJ V_CAS 4 P_M

gegeben, worin

S_R = Seitenruderstellung • p> = Schiebewinkel

β * Schiebewinkelgeschwindigkeit

Pg » elektrisches Signal der Seitenruderpedalkraft (ohne das V_CAS-Verstärkungsprograiran)

M ^{8 mecnanisches} Seitenruder-Pedalkraftsignal ^VCAS ^{= berlonti}8^te Fluggeschwindigkeit K₀ bis K^ ■ Verstärkungskonstanten.

Der Schiebewinkel-Ausdruck ß> wird von dem Schiebe winke lmeßfühler 5) geliefert. Vorzugswelse ist dieser Meßfühler auf der oberen oder unteren Rumpfoberfläche befestigt und mit der Mittel linie des Rumpfes so nah wie möglich mit dem Schwerpunkt des Luftfahrzeuges ausgerichtet, um irgendwelche O!errateneffekte zu beseitigen, die in Richtung einer EntStabilisierung der holländischen Roll-Betriebsweise des Luftfahrzeuges wirken kennten. Der ß-Verschiebungsausdruok kann weiterhin mit Hilfe von vollständig innerhalb des Luftfahrzeuges angeordneten Meß-

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AU

fühlern für die Winkelposition, die Winkelgeschwindigkeit, die Linearbeschleunigungen, den Anstellwinkel und die Fluggeschwindigkeitsdaten berechnet werden, so daß die Notwendigkeit von außerhalb des Luftfahrzeuges angeordneten Sonden und Meßfühlern vermieden wird. Der Schiebewinkel-Geschwindigkeitsausdruck β kann auf mehrere Arten erzeugt werden. Eine Möglichkeit besteht darin, das (4-Verschiebungssignal durch ein differenzierendes Netzwerk oder durch ein Hochpaß- oder Ausblend-Filternetzwerk zu leiten. Die Verwendung dieser Technik setzt voraus, daß der Verschiebungsausdruck (i gegenüber unerwünschten hochfrequenten Komponenten unempfindlich ist, die durch Beschleunigungen und/oder Schwingungen des Luftfahrzeuges hervorgerufen werden könnten. In dem dargestellten AusfUhrungsbeispiel der Erfindung wird der ά-Ausdruck mit Hilfe der an Bord des Luftfahrzeuges angeordneten Meßfühlern in der vorstehend beschriebenen Weise und entsprechend der folgenden Gleichung berechnet oder synthetisiert:

f> - K₂ (K₅ ^ ₊ K₆ V - K₇r) (2)

β η Schiebewinkelgeschwindigkeit

Ay = Beschleunigung des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges cc
^e entlang der Quer- oder y-Achse des Luftfahrzeuges

0 = Luftfahrzeug-Querneigungswinkel r = Wendegeschwindigkeit um die vertikale oder Z-Achse

des Luftfahrzeuges g = Erdbeschleunigungskonstante

V ■ wahre Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges (TAS) Kc bis K, ■ Verstärkungskonstanten.

Die Synthese des ß-Ausdruckes kann bei manchen Luftfahrzeugkonstruktionen unter Einschluß der vorstehend beschriebenen Konstruktionen dadurch vereinfacht werden, daß der Querbeschleunigungsausdruck fortgelassen wird. Dies ist in vielen Fällen vorteilhaft, weil Beschleunigungsmesser-Signale in vielen Fällen

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sehr große Störkomponenten aufweisen, d.h. sie schließen unerwünschte Hochfrequenzkomponenten auf Grund von strukturellen Schwingungen des Luftfahrzeuges und amIiehem ein. Der Ä-Ausdruck wird daher in der folgenden Weise vereinfacht:

- K_?r) (3)

worin die einzelnen Ausdrücke gleich denen in Gleichung (2) sind, obwohl die Werte für Kg und K₇ geringe Anpassungen erfordern können. Damit wird das Steuergesetz für das Gierachsen-SCAS-System in der folgenden Weise umgeschrieben:

1 ^K0

- ^K7^{r) + 1}S ^ppeJ V^ ⁺ Vpm <⁴>

V/ie es aus der Zeichnung zu erkennen ist, wird das Schiebewinkelsignal von dem Meßfühler 33 einem Glättungsfilter 4o zugeführt, das eine Zeitkonstante von ungefähr 0,2 Sekunden aufweist und es gelangt dann über ein Verstärkungsnetzwerk 41 an eine Summierverbindung 42 und dann an eine weitere Summierverbindung 43. Diese vorstehend beschriebene Anordnung stellt eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals proportional zum Schiebewinkel des Luftfahrzeuges dar.

Die Erzeugung des fVsignals wird durch die Einrichtung durchgeführt, die in dem strichpunktiert angedeuteten Bereich 44 angeordnet ist, wobei diese Einrichtung als fVSynthetisierer bezeichnet ist, dem Signale von dem Giergeschwindigkeitsmeßfühler 30, dem Querneigungswinkelmeßfühler 31 und dem Querbeschleunigungsmeßfühler 32 zugeführt werden. Das Signal des Giergeschwindigkeitsmeßfühlers 30 wird einer Summiereinrichtung 45 über ein Verstärkungsnetzwerk 46 zugeführt. Das Signal des Querneigungswinkel-Meßfühlers 31 wird einem weiteren Summierglied 47 über ein Verstärkungsnetzwerk 48 zugeführt und das Signal des Querbeschleunigungsnießfühlers j52 wird über ein Verstärkungsnetzwerk 49 weitergeleitet und einem Summierglied 47 zugeführt, in dem es mit dem Vertikalkreisel-Rollsignal summiert

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λ*

wird. Wie es in der vorstehenden Gleichung (2) erkennbar ist, werden sowohl die Querneigungswinkel- als auch die Querbeschleunigungsausdrücke in Abhängigkeit von der wahren Fluggeschwindigkeit geändert. Dies wird dadurch erreicht, daß die Summe dieser beiden Signale (d.h. der Ausgang des Summiergliedes 47 einer eine veränderliche Verstärkung aufweisenden Steuerschaltung 50 zugeführt wird, deren Verstärkung in Abhängigkeit von einem Signal von einem Meßfühler 35 für die wahre Fluggeschwindigkeit geändert wird. Der Ausgang der Verstärkungssteuerschaltung 50 wird mit dem Giergeschwindigkeitssignal in dem Summierglied 45 summiert, um den Schiebewinkel-Geschwindigkeitsausgang Λ zu liefern, wie er in der vorstehenden Gleichung (2) definiert ist. Daher stellt die vorstehend beschriebene Einrichtung eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals entsprechend der finderungsgeschwindigkeit des Schiebewinkels des Luftfahrzeuges dar. WLe es weiter oben erläutert wurde, kann die /^-Synthese bei manchen Anwendungen durch Fortlassen des Querbeschleunigungsausdruckes vereinfacht werden. Dies kann dadurch erreicht werden, daß das Verstärkungsnetzwerk 49 so eingestellt wird, daß K₁- = O ist oder daß einfach der Querbeschleunigungsmeßfühler vollständig fortgelassen wird. Daher stellt der Ausgang des Rechners oder Synthetisierers 44 das (?>-Signal der Gleichung (1) oder der Gleichung (2) dar und dieses Signal wird über eine Verstürkungoschaltung 51 als weiterer Eingang dem Cummierglied 43 zugeführt. Iis ist zu erkennen, daß die Verstärkungen Kj-. Xg und K po eingestellt werden können, daß sie die gewünschte Verstärkung II, des |})-Signaleingangs an das Cummierglied 43 liefern oder en kann eine unabhängige Verstarkungsschaltung ^:jl eingefügt -..•erden, um eine zusätzliche konstruktive Flexibilität für üie „inrichtung 44 zur Zuführung eines Signals entsprechend der ^".-hULtwinkelgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges zu erzielen.

Die Wirksamkeit eines Eeitenruderaus^chlages zur Erzielung plnf;·. Drehmomente:; der; Luftfahrzeuges ist eine direkte 7un'.cr'_on Jer •]c jchv/inri igke 11: der Luftströmung über die i'.e i tenrude r jber fLäuhi',

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d.h. je höher die Geschwindigkeit der Luftströmung ist, desto größer ist das Giermoment für einen vorgegebenen Seitenruderausschlag. Um daher die Seitenruderwirksamkeit im wesentlichen über den gesamten Fluggeschwindigkeitsbereich des Luftfahrzeuges konstant zu halten, werden die Rudersteuersignale an die Sekundär- oder SCAS-Betätigungseinrichtung 27 in umgekehrter Punktion zur Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges geändert, wobei diese Fluggeschwindigkeit bei dem beschriebenen Ausführungsbeispiel die berichtigte Fluggeschwindigkeit ist. Zu Erläuterungszwecken wird die Verstärkungsprogrammsteuerung für vier Fluggeschwindigkeitsbetriebsarten betrachtet: Start und Landung &5 kt/h, Anflug 150 kt/h, mittleres Q 240 kt/h und hohes Q 336 kt/h, worin Q der dynamische Druck ist. Um weiterhin die Mechanisierung dieser Parametersteuerung zu vereinfachen, sind die Verstärkungen von K₁ und K₂ so ausgewählt, daß das Verstärkungsverhältnis zwischen β und ,A im wesentlichen konstant ist, so daß die Verwendung eines einzigen eine veränderliche Verstärkung aufweisenden Elementes möglich ist, das auf die Summe der ß-und ^-Signale anspricht, so daß keine getrennten eine veränderliche Verstärkung aufweisenden Elemente für jedes dieser Signale erforderlich sind.

Wie es aus der Zeichnung zu erkennen ist, werden die (!>- und f->-Signale in dem Summierglied kj> summiert und der Ausgang dieses Summiergliedes wird einer eine veränderliche Verstärkung aufweisenden Verstärkungsschaltung 55 zugeführt, die beispielsweise ein eine veränderliche Verstärkung aufweisender Verstärker sein kann, dessen Verstärkung in Abhängigkeit von einem Signal von dem Meßfühler 36 für die berichtigte Fluggeschwindigkeit gesteuert wird, wobei dieser Meßfühler eine Einrichtung darstellt, die auf die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges anspricht und ein Signal in Abhängigkeit hiervon liefert. Die Verstärkungssteuerung ist über den Fluggeschwindigkeitsbereich vorzugsweise kontinuierlich, sie kann Jedoch auch in Abhängigkeit von der speziellen Anwendung schrittweise erfolgen. Bei einer Anwendung für ein bestimmtes STOL-Luft-

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fahrzeug ergaben sich die folgenden Verstärkungen K. und K₂, die Im wesentlichen optimale Ansprecheigenschaften des Systems bei den angegebenen Fluggeschwindigkeitsbetriebsarten gaben:

Landung (85	kt)	kt)	^Kl	- 2,0, K₂	« 2	,5
Anflug (150	let)		^Kl	- 1,13, K₂	> 1	,42
mittleres Q	(240	^Kl	- 0,71, K₂	- 0	,88
hohes Q (336	kt)	^Kl	- 0,51, κ	- 0,63

Die Verstärkungssteuereinrichtung 55 stellt daher eine Einrichtung dar, die auf die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges anspricht, um die Oröße der Schlebewinkel- und Schiebewinkel-Geschwindigkeitssignale entsprechend der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges zu verringern.

Der Ausgang der Verstärkungssteuerschaltung 55 wird einer übergangs-Elnschalt- oder ElnrUckschaltung 56 zugeführt, die einfach eine Übliche Schaltung mit einer derartigen Charakteristik ist, daß, wenn das SCAS-System zu Anfang eingeschaltet wird. Irgendwelche am Eingang der Übergangsschaltung vorliegenden Befehle rampenförmlg wirksam werden, so daß das Ansprechen der nachfolgenden Einrichtungen gleichmäßiger erfolgt. Beim vorliegenden System sind diese nachfolgenden Einrichtungen der Servoverstärker 57, der die Sekundärbetätigungseinrichtung oder das Servo 27 steuert, wobei das Servostellungssignal von der LVDT-Einrichtung 29 zum Eingang des Verstärkers 57 zurückgeführt wird, um sicherzustellen, daß der Servostellungseingang an das die Seitenruderbetätigungseinrichtung 22 steuernde mechanische Differential 25 proportional zu dem ß- und ^-Summensignal ist. Daher stellen die gerade vorstehend beschriebenen Elemente eine Einrichtung dar, die auf den Schiebewinkel und die Schiebewlnkelgeschwindigkeitssignale anspricht, um die Seitenruder-Betätigungseinrichtung des Luftfahrzeuges zu steuern.

Erfindungsgemäß wird ein weiteres Signal dem bisher beschriebenen System zugefügt und dLeses Signal 1st ein Signal, das in

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Abhängigkeit von der Kraft veränderlich ist« die der Pilot auf die Seltenrudersteuerung oder die Seitenruderpedale 26 ausübt. Die Hinzufügung dieser vom Piloten gelieferten Krafteingangssignale zu den Schiebewinkel- und Schiebewinkelgesohwlndigkeltssignalen wird zu einer Schiebewinkel-Befehlsmöglichkeit, die die manuelle Steuerbarkeit des Luftfahrzeuges und insbesondere eines Luftfahrzeuges vom STOL-Typ stark verbessert. Das Ruderpedalkraft-Signal wird von einem KraftmefifUhler 34 geliefert, der mit den Ruderpedalen 26 gekoppelt ist. Dieses Signal wird einer Totbereichs-Schaltungsanordnung 60 zugeführt, die ein Ausgangssignal proportional zur Ruderpedalkraft (geeicht In Volt pro Kraft) nur dann liefert* wenn diese Kraft irgendeinen vorgegebenen Sohwellwert überschreitet, beispielsweise die angegebenen - 7 englische Pfund. Diese Totbereichsschaltung kann eine übliche Schaltung sein, in der das Eingangskraftsignal auf zwei Zweige unterteilt wird, wobei sich ein Begrenzer In einem Zweig befindet und das begrenzte Signal von dem unbegrenzten Signal subtrahiert wird. Dies ergibt ein Ausgangssignal, das proportional zur Kraft oberhalb des Wertes des Begrenzers ist. Dieser Totbereich ermöglicht es dem Piloten, seine Füße auf den Ruderpedalen ruhen zu lassen und normale Bewegungen im Cockpit auszuführen, ohne«daß ein unerwünschtes Kraftsignal in das System eingegeben wird. Der Meohanismus 29* In dem direkten Ruderpedal-Eingang an das Differential 25 schließt üblicherweise für den gleichen Zweck einen Totbereich ein. Der Ausgang der Schwellwertschaltung 60 wird einer Tiefpaßfilterschaltung 6l zugeführt, die zur Unterdrückung irgendwelcher hochfrequenter Änderungen in dem Signal auf Grund irgendeiner Ungleichförmigkeit des Druckes dient, den der Pilot ungewollt auf die Pedale ausüben kann. Das gefilterte Kraftsignal wird einer Verstärkungsschaltung 62 zur Einstellung des Anfangswertes von K, zugeführt. Bei manchen Anwendungen kann der Ausgang der Verstärkungssohaltung 62 direkt mit dem Summierglied 42 verbunden sein, so daß er ohne irgendeine weitere Verstärkungsänderung zur weiteren Steuerung der Ruderbetätigungseinrichtung 23 verwendet wird. Bei anderen

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Anwendungen kann es wünschenswert sein« eine weitere Verstärkungssteuerung des Kraftsignals als Punktion der Fluggeschwindigkeit durchzuführen und dies kann mit Hilfe einer eine veränderliche Verstärkung aufweisenden Verstärkungssteuerschaltung 63 erfolgen« deren Verstärkung In Abhängigkeit von einem Signal von dem Meßfühler 36 für die berichtigte Fluggeschwindigkeit geändert wird. Diese veränderliche Verstärkungssteuerung würde Insbesondere dann notwendig sein« wenn sich die grundlegenden Ansprecheigenschaften des Luftfahrzeuges hinsichtlich des Schiebe-Winkels zur Ruderkraft mit der Fluggeschwindigkeit ändern. In dem dargestellten Aus fUhrungsbe ispiel wird das Pedalkraftsignal in das System am Summierglied 42 eingegeben« in dem es mit dem Sohiebewlnkel-Signal summiert wird. Die Verstärkung dieses Signals wird daher in Abhängigkeit von der berichtigten Fluggeschwindigkeit mit Hilfe der Verstärkungssteuerschaltung 55 verändert. Die vorstehend beschriebene Einrichtung stellt daher eine Einrichtung zur Lieferung eines Signals entsprechend der Kraft dar« die der Pilot auf die Seitenruder-Steuereinrichtungen ausübt« so daß die Seitenruderbetätigungseinrichtung entsprechend dieses Signals gesteuert wird.

Das Schlebewinkel-Stabilitäts- und Befehleverstärkungssystem gemäß der vorliegenden Erfindung 1st besonders in den folgenden Betriebsweisen eines Luftfahrzeuges« Insbesondere eines STOL-Luft fahrzeuges wirksam: Dämpfung von Quer schwingungen mit ausgeprägter Rollkomponente (holländische Rolle) Kurvenkoordination« Triebwerksausfall und Betriebseigenschaften bei Querwindkomponenten und Querwindscherungen« Insbesondere beim Anflug und bei der Landung«wenn der Flugweg genau gesteuert werden muß. In der folgenden Beschreibung sei angenommen« daß das RoIl-SCAS-System 10 eingeschaltet und eingerückt ist.

Das hier beschriebene jb-SCAS-System dient hauptsächlich zur Vergrößerung des grundlegenden Richtungsstabilltätsdifferentialquotlenten des Luftfahrzeuges« das der Stabilitätsdifferentialquotient ist« der am stärksten mit der Frequenz der Schwingungen

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bei der hollandischen Rolle verknüpft ist. Eine übliche Giergeschwlndigkeits-DSmpfungseinrichtung liefert lediglich eine begrenzte Steuerung der Frequenz der holländische Rollbetriebsweise während ein Schiebewinkel-Geschwindigkeitssystem eine wirksamere Steuerung der holländischen RoIl-Betriebsweisen und eine größere Flexibilität bei der Auswahl des optimalen Dämpfungsverhältnisses für die holländische Rollschwingungsfrequenz über den weiten Fluggeschwindigkeitsbereich des Luftfahrzeuges ergibt.

Eine äußerst wünschenswerte Kurvenkoordinations-S teuer charakteristik ergibt sich durch das beschriebene ß-SCAS-System Insbesondere bei den niedrigen Fluggeschwindigkeiten« bei denen ein STOL-Luftfahrzeug betrieben werden kann well es die Anstrengungen des Piloten bei der Erzielung einer guten Kurvenkoordination beträchtlich verringert. Bisher mußte der Pilot beträchtliche Anstxengungen aufwenden, um einen gesteuerten Kurvenflug zu koordinieren, weil das Luftfahrzeug bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten eine geringe Riohtungastabilität aufweist und sich entsprechend große Werte des SchiebewinkeIe bei der Einleitung und beim Ausleiten der Kurve ergaben« d.hv wenn der Querneigungswinkel festgelegt werden mußte. Bei der Anwendung des beschriebenen Systems, bei dem der Schiebewinkel direkt das Seltenruder steuert, werden Spitzen-Schiebewinkel wie sie beim Einleiten und Ausleiten einer Kurve auftreten, wesentlich gegenüber den Werten verringert, die sie bei einer üblichen Glergeschwlndigkeits-Rudersteuerung errelohen würden. Well weiterhin die Phasenlage des Sohiebewinkelsignals derart ist, daß ein positiver Querneigungswinkel ein positives Schieben hervorruft, kann der Pilot genau die Kurve dadurch koordinieren, daß er eine Seitenruderpedalkraft mit einem entsprechenden Schiebewinkelbefehl in der Richtung gibt, die er normalerweise zur Koordinierung der Kurve verwenden würde.

Wenn ein Triebwerk ausfällt, insbesondere während des Startvorganges oder bei d er Landung, liefert das beschriebene |2>-SCA8·

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System ausgezeichnete Abhilfeeigenschaften. Ein Triebwerksausfall bei niedrigen Geschwindigkeiten erzeugt unmittelbar relativ große Werte des Schiebewinkels, die normalerweise entsprechend große Rollmomente beispielsweise auf Grund der Dihedralwirkung hervorrufen, so daß die Neigung besteht, daß das Luftfahrzeug in Richtung auf das ausgefallene Triebwerk rollt, so daß das Rollmoment verstärkt wird, das durch den fehlenden nach unten gerichteten Schub des ausgefallenen Triebwerkes bei einem STOL-Luftfahrzeug mit angeblasenen Klappen hervorgerufen wird. Auch bei dieser Art von Luftfahrzeug kann die differentiale Schiebe-Strömungskraft auf den Seiten des Rumpfes, die durch einen Ausfall eines innen liegenden Triebwerkes hervorgerufen wird, beträchtlich sein, so daß die Schiebe-Neigung verstärkt wird. Obwohl das Roll-SCAS-System in Richtung einer Verringerung des Rollmomentes wirkt, ist dieses System doch zu Anfang unwirksam und es können beträchtliche Querneigungswinkel auftreten. Bei dem beschriebenen ^-Gierachsen-SCAS-System verringertdie durch das Schiebeweinkelsignal hervorgerufene Seitenruderkorrektur den Schiebewinkel beträchtlich, so daß die Rollbewegung und der resultierende unerwünschte Querneigungswinkel verringert wird. Beispielsweise wurde bei einem Triebwerksausfall bei eingeschaltetem ß-SCAS-System der Querneigungswinkel-Aufschlag beträchtlich verringert. Zusätzlich stieg die Arbeitsbelastung des Piloten unmittelbar nach einem Triebwerksausfall ohne das beschrieben ß-SCAS-System untragbar an und dieser versucht^ die Ubergangsbewegungen auf Grund des Triebwerksausfalls so weit wie möglich zu verringern, während bei Verwendung des beschriebenen ß-SCAS-Systems die schnellen Ubergangsbewegungen automatisch unterdrückt wurden, so daß der Pilot ausreichend Zeit hatte, einen gesteuerten Schiebeflug über das Ruderkraftsignal einzuleiten, um den Triebwerksausfall zu kompensieren.

Das beschriebene Schiebewinkel-Befehlssystem ergibt eine ausgezeichnete Luftfahrzeugsteuerung unter Quer- oder Seitenwind-

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und Querwindscherungsbedingungen und insbesondere während des Anflugs und des LandeVorganges ermöglicht es das System dem Piloten, einen Flugweg mit größerer Genauigkeit und mit verringerter Arbeitsbelastung zu steuern. Dies ergibt sich sowohl aus den verbesserten Gierdämpfungseigenschaften des Systems als auch aus der Tatsache, daß der Pilot einen Schiebeflug proportional zur Ruderkraft steuern kann. Diese letztere Möglichkeit ist insbesondere bei der Durchführung eines Vorwärts-Schiebemanövers während des Endanfluges und kurz vor dem Ausschweben nützlich. Bei einem derartigen Manöver führt der Pilot eine Querneigungsbewegung des Luftfahrzeuges in den Wind aus und gibt eine entgegengesetzte Ruderbewegung. Durch die Anwendung des erfindungsgemäßen Systems wird der Schiebewinkel genau proportional zur Ruderpedalkraft gehalten, während der Pilot den Querneigungswinkel einstellt. Es ist insbesondere bei Windscherungen nützlich, bei denen die Schiebewinkel gegebenenfalls fortschreitend geändert werden müssen. Das auto matische System modifiziert den Ruderausschlag um den befohlenen Schiebewinkel bei Vorhandensein aller anderen externen Störungen aufrechtzuerhalten wenn der Pilot eine konstante Kraft auf die Ruderpedale ausübt.

Es sei darauf hingewiesen, daß bei manchen Luftfahrzeugen der Pedalkraftgradient, d.h. fi> in Grad pro Krafteinheit, der durch dIe mechanischen Seitenruder-ZBetätigungseinrichtungsverbindungen erzielt wird, nicht für alle Flugbedingungen, beispielsweise bei sehr niedrigen STOL-Fluggeschv;ind Lgke Lten ausreichend sein kann. Der Pedalkraft-MeßfUhler des beschriebenen Systems wird dazu verwendet, diesen Nachteil zu beseitigen. Weiterhin ist bei einigen Arten von STOL-Lu ft fahrzeugen die Seitenruderoteuerflache unterteilt und beide Steuerflächen werden bei niedrigen Gesohv/indigke iten verwendet während nur eine Steuerfläche im Bereich hoher Geschwindigkeiten verwendet wird, wobei diese Konstruktion weiter den direkten mechanischen Seitenruder-Steuerkraft-/SchiebewLukelgradlenten begrenzt. Das elektrische ueitenruderkrat'tsitfna 1 des beschriebenen Systems 1st

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auch bei der Vergrößerung des mechanischen Seitenruderkraftsignals nützlich, so daß auf diese Weise der optimale Seitenruderkraft -/Schiebewinkelgradient über den gesamten Geschwindigkeitsbereich des Luftfahrzeuges aufrechterhalten wird. V/eiterhin kann das erfindungsgemäße System mit Vorteil bei ausschließlich elektrischen Systemen verwendet werden, bei

denen keine direkten mechanischen Verbindungen zwischen den Steuerorganen des Piloten und den Steuerflächen vorgesehen sind, In diesem Fall stellt das elektrische Seitenruder-Pedalkraftsignal den einzigen manuellen Seitenruder-Steuerausdruck dar.

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Claims

Patentansprüche

lugsteuersystem und insbesondere Gierachsen-Stabllitäts- und Befehlsverstärkungssystem für Luftfahrzeuge mit manuell betätigten Seitenruder-Steuereinrichtungen und Seitenruder-Betätigungseinrichtungen zur Einstellung des Seitenruders, dadurch gekennzeichne t , daß das System Einrichtungen O3) zur Lieferung eines ersten zum Schiebewinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals, Einrichtungen (44) zur Lieferung eines zweiten Signals in Abhängigkeit von der Änderungsgeschv.'indigkeit des Schiebewinkels des Luftfahrzeugs, Einrichtungen (43, 27), die auf die ersten und zweiten Signale ansprechen und die Seitenruderbetätigungseinrichtung entsprechend der algebraischen Summe dieser Signale steuern, auf die auf die manuellen Seitenruder-Steuereinrichtungen ausgeübte Kraft ansprechende Einrichtungen 34 zur Lieferung eines dritten Signals in Abhängigkeit von dJe ser Kraft und Einrichtungen (42) umfaßt, die auf das dritte Signal ansprechen und die Seitenruderbetätigungseinrichtung weiterhin In AbhängteIt hiervon steuern.
2. Flugsteuersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet ,daß die Einrichtungen zur Lieferung des ersten Signals einen Luftströmungsrichtungs-Detektor einschließen, der an dem Rumpf des Luftfahrzeuges so befestigt ist, daß er die Querkomponente der Luftströmungsrichtung relativ zum Rumpf feststellt.
3. Flugsteuersystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch g e k e η η zeichnet, daß die Einrichtungen zur Lieferung des zweiten Signals auf die Giergeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen (30) zur Lieferung eines

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Signals In Abhängigkeit hiervon, auf den Querneigungswinkel des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen (31) zur Lieferung eines Signals in Abhängigkeit hiervon und Einrichtungen (45) einschließen, die auf die algebraische Summe des Giergeschwindigkeitssignals und des Querneigungswinkelssignals ansprechen und das zweite Signal liefern.
4. Flugsteuersystem nach Anspruch 3* dadurch gekennzeichnet , daß auf die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen (35) zur Lieferung eines Signals in Abhängigkeit hiervon und auf das Fluggeschwindigkeitssignal ansprechende Einrichtungen (50) zur Änderung der Größe des Querneigungswinkelsignals in Abhängigkeit hiervon vorgesehen sind.
5. Flugsteuersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennze lehne t ,daß die auf die ersten und zweiten Signale ansprechenden Einrichtungen Einrichtungen (43) zur algebraischen Summierung der ersten und zweiten Signale, auf die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen (36) zur Lieferung eines Signals in Abhängigkeit hiervon und Einrichtungen (55) einschließen, die auf das Fluggeschwindigkeitssignal ansprechen und die Größe des Ausganges der algebraischen Summiereinrichtungen verändern.
6. Flugsteuersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die auf das dritte Signal ansprechenden Einrichtungen Einrichtungen (42) zur algebraischen Summierung der ersten und dritten Signale

und zur Zuführung des resultierenden Signals an die auf die ersten und zweiten Signale ansprechenden Einrichtungen 27) einschließen.
7. Flugsteuersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet , daß die auf das dritte Signal ansprechenden Einrichtungen (42) eine Tot-

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bereichsschaltung (60) zur Zuführung des Signals nur dann einschließen, wenn die auf die Seitenruder-Steuereinrichtung ausgeübte Kraft einen vorgegebenen Wert überschreitet.
8. Flugsteuersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennze lehne t , daß die auf das dritte Signal ansprechenden Einrichtungen (42) eine Tiefpaßfilterschaltung (6l) mit einer derartigen Zeitkonstante einschließen, daß Hochfrequenz-Stör-Seitenruder-Steuereinrichtungskraftsignale unterdrückt werden.
9. Flugsteuersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennze lehnet, daß Einrichtungen (36) vorgesehen sind, die auf die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ansprechen und ein hiervon abhängiges Signal liefern und daß die auf das dritte Signal ansprechenden Einrichtungen (42) Einrichtungen (63) einschließen, die auf das Fluggeschwindigkeitssignal ansprechen und die Größe des dritten Signals in Abhängigkeit hiervon steuern.
10. Flugsteuersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen (33) zur Zuführung des ersten Signals eine Tiefpaßfilterschaltung (40) mit einer derartigen Zeitkonstante einschließen, daß störende hochfrequente Schiebewinkelsignale unterdrückt werden.
11. Flugsteuersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennze lehnet, daß die Seitenruder-Betätigungseinrichtungen eine Primärbetätigungseinrichtung (23) zur Einstellung des Seitenruders und eine Sekundär-Betätigungselnrichtung (27) sowie mechanische Einrichtungen (28) einschließen, die auf die manuell betätigte Steuereinrichtung und die Sekundär-Betätigungseinrichtung (27) ansprechen, um die Primär-Betätigungseinr ichtung zu steuern und daß die auf die ersten, zweiten und dritten Signale

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ansprechenden Einrichtungen Einrichtungen (57) zur Steuerung d er Sekundär-Betätigungseinrichtung (27) einschließen.
12. Plugsteuersystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet , daß die auf das dritte Signal ansprechenden Einrichtungen (42) Einrichtungen (29¹) zur Einstellung der Verstärkung des dritten Signals einschließen, so daß
d ie relativen Beiträge der Sekundär-Betätigungseinrichtung (27) und der manuell betätigbaren Steuereinrichtung an die Primärbetätigungseinrichtung einstellbar sind.

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