DE3877066T2

DE3877066T2 - Roll- und giersteuerungssystem fuer ein luftfahrzeug.

Info

Publication number: DE3877066T2
Application number: DE8888401530T
Authority: DE
Inventors: Jacques Farineau Jacq Farineau
Original assignee: Airbus Group SAS
Current assignee: Airbus Group SAS
Priority date: 1987-06-24
Filing date: 1988-06-20
Publication date: 1993-05-19
Anticipated expiration: 2008-06-21
Also published as: EP0296951B1; JPH01503697A; WO1988010458A1; DE3877066D1; US4964599A; CA1295038C; ES2037854T3; FR2617120A1; EP0296951A1; FR2617120B1

Description

Diese Erfindung betrifft ein System zur Roll- und Giersteuerung eines Luftfahrzeugs unter Einsatz von elektrischen Flugsteuerungen.
Man weiß, daß die Rollsteuerung eines Luftfahrzeugs mit der Betätigung der Querruder und eventuell der Störklappen mittels eines Steuerknüppels erfolgt, während die Giersteuerung durch Ausschlag des Seitenruders mittels einer Steuersäule erreicht wird.
Man weiß ebenfalls, daß
a) ein Ausschlag der Verwindungsflächen (Querruder und Störklappen) nicht nur das Luftfahrzeug seitlich (Rollsteuerung) neigt, sondern ebenfalls ein seitliches Slippen des Luftfahrzeugs verursacht, was die Flugleistung des Letzteren beeinträchtigt. Um ein solches Slippen zu verhüten, muß man gleichzeitig und auf angemessene Art auf den Ausschlag des Seitenruders reagieren;
b) ein Ausschlag des Seitenruders das Luftfahrzeug nicht nur zum Gieren bringt, sondern einerseits ein seitliches Slippen des besagten Luftfahrzeugs verursacht und andererseits eine Steigerung der seitlichen Trimmung (Rollen) des Luftfahrzeugs verursacht. Eine solche Steigerung der seitlichen Trimmung kann das Luftfahrzeug leicht auf den Rücken kehren, so daß es nötig ist, um die seitliche Trimmung bei sinnvollen Werten zu halten und um der durch den Ruderausschlag eingeleitenden Slippbewegung zu widerstehen, die Verwindungsflächen auf geeignete Weise auszurichten.
c) wenn ein Luftfahrzeug seitlich geneigt ist, obwohl weder seine Verwindungsflächen, noch seine Seitenruder ausgeschlagen sind, nicht neutral gegen das Rollen ist, das heißt, daß es keine konstante seitliche Trimmlage beibehält, im Gegenteil seine seitliche Trimmlage entweder gegen das Innere der Kurve abtreibt (Luftfahrzeug in der Rollbewegung abweichend), oder gegen das Äußere der Kurve (Luftfahrzeug konvergent in der Rollbewegung);
d) wenn seitliche Störungen oder eine Antriebsasymmetrie (Motordefekt) auftreten, das Luftfahrzeug umfangreiche seitliche Trimmlagen einnimmt, die durch Betätigung der Verbindungsflächen und der Seitenruder korrigiert werden müssen.
Das oben gesagte zeigt einerseits, daß die Rollsteuerung und die Giersteuerung eng zusammenhängen und daß, andererseits, bei mechanischem Steuerwerk, der Pilot öfter auf die Rollsteuerung und die Giersteuerung einwirken muß.
Andererseits kennt man elektrische Steuerwerke, welche gestatten, einen oder mehrere Flugrechner bestens zu benutzen und die große Gewichtsgewinne gegenüber den mechanischen Steuerwerke aufweisen.
Gegenstand dieser Erfindung ist ein System zur Roll- und Giersteuerung eines Luftfahrzeugs, speziell entwickelt für elektrische Steuerwerke und dazu bestimmt, die Arbeitsbelastung des Piloten auf diesem Gebiet erheblich zu erleichtern.
Zu diesem Zweck ist das erfindungsgemäße System zur Roll- und Giersteuerung eines Luftfahrzeugs, das Verwindungsflächen besitzt, die mit einem ersten willkürlichen Betätigungsorgan (Steuerknüppel) betätigt werden und ein Steuerruder, das mit einem zweiten willkürlichen Betätigungsorgan (Steuersäule) über ein mechanisches Getriebe betätigt wird, wobei das erste und das zweite Betätigungsorgan mit Wandlern verbunden sind,welche jeweils elektrische Signale liefern entsprechend der Stellung besagter Organe, und wobei das besagte Luftfahrzeug weiterhin Mittel aufweist, die elektrische Signale entsprechend der Rollgeschwindigkeit, der Trimmlage, der Giergeschwindigkeit und des Seitwärtsslippens des besagten Luftfahrzeugs liefern, bemerkenswert, da es:
- eine Vorrichtung zum Erzeugen eines einzigen elektrischen Befehls zur Rollsteuerung aus einer linearen Kombination der besagten elektrischen Signale jeweils entsprechend der Stellung des besagten ersten Betätigungsorgans, der Rollgeschwindigkeit, der Trimmlage, der Giergeschwindigkeit, des Seitwärtsslippens und der Stellung des zweiten Betätigungsorgans;
- eine Verteilungsvorrichtung, welche, ausgehend von dem besagten einzigen Befehl zur Rollsteuerung, jede der besagten Verwindungsflächen über Betätigungsmittel steuert;
- eine Vorrichtung zum Erzeugen eines elektrischen Befehls zur Giersteuerung aus einer linearen Kombination der besagten elektrischen Signale jeweils entsprechend der Stellung des besagten ersten Betätigungsorgans, der Rollgeschwindigkeit, der Trimmlage, der Giergeschwindigkeit, des Seitwärtsslippens und der Stellung des besagten zweiten Betätigungsorgans; und
- eine Vorrichtung zum Kombinieren des besagten elektrischen Befehls zur Giersteuerung und eines direkt vom zweiten Betätigungsorgan über das besagte mechanische Getriebe kommenden mechanischen Befehls zum Liefern eines einzigen, kombinierten Befehls zur Giersteuerung, der das besagte Seitenruder über Betätigungsmittel steuert, aufweist.
Man sieht somit, daß in dem erfindungsgemäßen System zur Roll- und Giersteuerung eines Luftfahrzeugs, die Parameter der Giersteuerung berücksichtigt werden für die Erzeugung des einzigen Steuerbefehls zur Rollsteuerung und daß, umgekehrt, die parameter der Rollsteuerung im elektrischen Befehl für die Giersteuerung enthalten sind. Demnach:
- kann, wenn das Luftfahrzeug durch Rollbewegungen beeinflußt wird durch die Betätigung der Verwindungsflächen, dem daraus erfolgenden Slippen mit dem erfindungsgemäßen System, welches das Seitenruder entsprechend ausschlägt, direkt entgegengewirkt werden, so daß der Pilot mit der Steuersäule nicht mehr eingreifen muß;
- können, wenn das Luftfahrzeug durch Gierbewegungen beeinflußt wird durch die Betätigung des Seitenruders, den daraus folgenden Slipp- und Trimmbewegungen mit dem erfindungsgemäßen System, welches die Verwindungsflächen entsprechend steuert, direkt entgegenwirkt werden, so daß der Pilot nicht mehr eingreifen muß, um den Steuerknüppel zu betätigen;
- wenn seitliche Störungen oder ein Motordefekt auftreten, können die entsprechenden Veränderungen der seitlichen Trimmlage gegenüber dem vom Piloten mittels des Knüppels gegebenen Befehls, jeweils über die besagte Vorrichtung zum Erzeugen eines einzigen Befehls zur Rollsteuerung und über die besagte Vorrichtung zum Erzeugen eines elektrischen Befehls zur Giersteuerung, Steuerbefehle erzeugt werden, die auf das Seitenruder einwirken, um diese Veränderungen so gering wie möglich zu halten.
Somit wird, dank der Erfindung, die Arbeitsbelastung des Piloten eingeschränkt dadurch, daß, wenn der Steuerknüppel losgelassen wird, das Luftfahrzeug immer eine gute Fluglage einhält, selbst wenn Störungen auftreten, und dadurch, daß, für ein gegebenes Manöver, der Pilot den aus diesem Manöver resultierenden Nebenbelastungen nicht mehr entgegenwirken muß.
Zusätzlich ist zu bemerken, daß, wenn Störungen im System auftreten sollten, welche die Erzeugung der elektrischen Befehle der Gier- und der Rollsteuerung unmöglich machten, das Luftfahrzeug in Roll- und Gierbewegung steuerbar bliebe, notfalls durch Betätigung des Steuerknüppels, der, über besagtes mechanische Getriebe und der besagten Vorrichtung zur Erzeugung eines einzigen kombinierten Befehls zur Giersteuerung, auf das Seitenruder einwirken würde.
In einer vorteilhaften Ausführungsart enthält die Vorrichtung zur Erzeugung eines einzigen elektrischen Befehls zur Rollsteuerung eine Vielzahl von Verstärkern, deren Eingänge jeweils die besagten elektrischen Signale jeweils entsprechend der Stellung des besagten ersten Betätigungsorgans, der Rollgeschwindigkeit, der Trimmlage, der Giergeschwindigkeit, dem Seitwärtsslippen und der Stellung des besagten zweiten Betätigungsorgans aufweisen und deren Ausgänge gemeinsam mit einem Summierglied verbunden sind, das den besagten einzigen elektrischen Befehl zur Giersteuerung liefert. Es ist ebenfalls vorteilhaft, daß die Vorrichtung zur Erzeugung des elektrischen Befehls zur Giersteuerung eine Vielzahl an Verstärkern enthält, deren Eingänge jeweils die besagten elektrischen Signale jeweils entsprechend der Stellung des besagten ersten Betätigungsorgans der Rollgeschwindigkeit, der Giergeschwindigkeit, des Seitwärtsslippens und entsprechend der Stellung des zweiten Betätigungsorgans, und deren Ausgänge gemeinsam mit einem Summierglied verbunden sind, den besagten elektrischen Befehl zur Giersteuerung erzeugt.
Vorzugsweise ist jeder der besagten Verstärker der besagten Vorrichtung zum Erzeugen des einzigen elektrischen Befehls zur Rollsteuerung oder der Vorrichtung zum Erzeugen des elektrischen Befehls zur Giersteuerung derart, daß die Verstärkung zwischen mehreren verschiedenen Werten ausgewählt werden kann. So ist es, in Abhängigkeit der Flugkonfiguration und der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs, möglich, jedem der besagten Verstärker die zweckentsprechenste Verstärkung (mit positivem oder negativem Vorzeichen) zu geben und demnach dem Signal, das er verstärkt, die optimale Bedeutung in der linearen Kombination der elektrischen Signale zu geben. Die verschiedenen Typen können jeweils zum Beispiel für die Landung, den Start, dem Flug mit Tragwerk mit Längsversteifung, usw. ... unterschiedlicher Konstitution sein, und für jede Konstitution kann man mehrere Verstärkungswerte in Abhängigkeit der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs vorsehen. Jede Konstitution ergibt sich aus einem Befehl des Piloten und wird über einen Konfigurationsrechner gewährleistet. Demnach kann die Verstärkung der besagten Verstärker vom besagten Konfigurationsrechner gesteuert werden in Verbindung mit den Mittel zur Messung der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs.
Die besagte Verteilungsvorrichtung des einzigen elektrischen Befehls zur Rollsteuerung kann eine Zahlentafel sein, die jedem Wert des besagten einzigen elektrischen Befehls einen Ausschlagswert für jede Verwindungsfläche zuordnet. So hat diese Zahlentafel eine Vielzahl möglicher Verteilungen gespeichert. In Abhängigkeit der Amplitude des besagten einzigen elektrischen Befehls und der augenblicklichen Konfiguration des Luftfahrzeugs, liefert die Zahlentafel die optimale Verteilung, die sie speichert. Selbstverständlich kann, bei einer gegebenen Verteilung, der Ausschlag von einigen der besagten Verwindungsflächen eventuell Null sein.
Andererseits kann die besagte Vorrichtung zur Erzeugung eines einzigen kombinierten Befehls zur Giersteuerung aus einer Hebelanordnung bestehen, die ein verformbares Parallelogramm bildet, von dem ein Gelenk fest ist, wobei der besagte elektrische Befehl und der besagte mechanische Befehl zur Giersteuerung jeweils auf die beiden um besagtes festes Gelenk drehbaren Seiten des besagten Parallelogramms angelegt sind, während der einzige, kombinierte Befehl zur Giersteuerung auf einer der anderen Seiten des besagten Parallelogramms abgegriffen wird.
Die Vorrichtung zur Erzeugung des einzigen elektrischen Befehls zur Rollsteuerung und die Vorrichtung zur Erzeugung des elektrischen Befehls zur Giersteuerung können von der Trägheitszentrale an Bord, ebenfalls System für Trägheitsbezugspunkte genannt, die entsprechenden Signale für die Rollgeschwindigkeit, die Trimmgeschwindigkeit und die Giergeschwindigkeit erhalten. Dagegen wird das Seitwärtsslippen im allgemeinen an Bord der Luftfahrzeuge nicht gemessen.
Nach einer anderen Eigenschaft dieser Erfindung, enthält das System für die Roll- und die Giersteuerung ebenfalls Mittel zur Erzeugung des besagten elektrischen Signals für das Seitwärtsslippen, ausgehend einerseits von der Rollgeschwindigkeit und der Giergeschwindigkeit und eines Signals zur seitlichen Beschleunigung, welche von der besagten Trägheitszentrale gegeben sind, und, andererseits von Informationen über den Ausschlag des Seitenruders und der Verwindungsflächen. Diese letzteren Informationen über den ausschlag des Seitenruders und der Verwindungsflächen können von Wandlern ausgehen oder jeweils aus den durch die besagte Vorrichtung zur Erzeugung des elektrischen Befehls zur Giersteuerung und die besagte Verteilungsvorrichtung des einzigen elektrischen Befehls zur Rollsteuerung ausgehenden elektrischen Signals bestehen.
Vorteilhafterweise enthält das erfindungsgemäße System einen Wandler der bekannten Art, der gewöhnlich auf den modernen Flugfahrzeugen benutzt wird und der das Kippen des besagten ersten Betätigungsorgans in eine gewünschte Rollgeschwindigkeit umwandelt, sowie eine Integrationsvorrichtung, welche die gewünschte besagte Rollgeschwindigkeit in einen Sollwert für die Trimmlage umwandelt. Außerdem ist es von Vorteil, wenn die besagte Integrationsvorrichtung einen Integrator und einen Phasenvoreilungsverstärker enthält, deren Eingänge einen gemeinsamen Punkt haben, der die besagte gewünschte Rollgeschwindigkeit empfängt und deren Ausgänge an einem Summierglied vereinigt sind. Somit ist das Luftfahrzeug rollneutral. In der Tat, wenn der Pilot nach Betätigung des besagten ersten Betätigungsorgans einen gewünschten Wert für die Trimmlage des Luftfahrzeugs erhalten hat, dieses erste Betätigungsorgan freiläßt, geht dieses selbsttätig auf die bekannte Art in die neutrale Stellung, welche einer gewünschten Rollgeschwindigkeit Null entspricht, zurück. Wenn keine äußeren Störungen vorliegen, behält demnach das Luftfahrzeug die Solltrimmlage, die es erreicht hat, im Augenblick, wo der Pilot das besagte erste Betätigungsorgan losgelassen hat.
Um zu vermeiden, daß im Falle einer Sättigung der Verwindungsflächen, die vom Luftfahrzeug eingenommene reelle Trimmlage verspätet auf die vom Piloten geforderte Lage reagiert, ist es von Vorteil, wenn zwischen dem besagten gemeinsamen Punkt des Integrators und des Verstärkers und dem Eingang des besagten Integrators ein angesteuerter Schalter zur Verbindung des Eingangs des besagten Integrators entweder mit dem gemeinsamen Punkt oder einem ein Signal der Änderungsgeschwindigkeit der tatsächlichen Trimmlage aussendenden Generator angeordnet ist, wobei der besagte Schalter von der Sättigung der Verwindungsflächen gesteuert wird, wenn der Befehl des Steuerknüppels nicht Null ist. Vorteilhafterweise sendet der besagte Generator, um eine Phasenvoreilung einzuleiten, ein Signal, das eine lineare Kombination des ersten Abtreibens und des zweiten Abtreibens der seitlichen Trimmlage ist. Selbstverständlich werden diese Geschwindigkeit und diese Beschleunigung der Änderung der tatsächlichen Trimmlage durch die Trägheitszentrale an Bord geliefert.
Es kann von Vorteil sein, wenn das Luftfahrzeug anstatt rollneutral für jeden Trimmlagenwert zu sein, wie es oben beschrieben ist, rollstabil ist, wenn die Trimmlage in Absolutwert eine gewisse Schwelle überschreitet, und rollneutral bleibt, wenn der Absolutwert der Trimmlage diese Schwelle unterschreitet. Wenn also die Trimmlage die Schwelle übersteigt und der Pilot den Knüppel losläßt, geht die Trimmlage automatisch auf einen Wert, der gleich der besagten Schwelle ist. Außerdem ist es vorteilhaft, daß oberhalb der besagten Schwelle die seitliche Trimmlage eine Funktion der Knüppelstellung ist: Man erhält somit eine Begrenzung der Trimmlage.
Zu diesem Zweck sieht man, nach einer wichtigen Besonderheit dieser Erfindung, einerseits vor, daß oberhalb der besagten Schwelle der mit dem ersten Betätigungsorgan verbundene Wandler einen gewünschten Trimmlagenwert ausgibt und nicht mehr einen gewünschten Rollgeschwindigkeitswert, wie es unterhalb der besagten Schwelle der Fall ist, und andererseits ordnet man zwischen dem Ausgang dieses Wandlers und der Integrationsvorrichtung erste Mittel an zum Abziehen eines Korrektursignals, das unterhalb der besagten Schwelle Null, aber eine Funktion des Werts der tatsächlich vom Flugfahrzeug oberhalb der besagten Schwelle erreichten Trimmlagenwert ist, von dem von dem besagten Wandler ausgegebenen Signal. Somit integriert, oberhalb der besagten Schwelle, die Integrationsvorrichtung die Differenz, zeitveränderlich, zwischen dem vom besagten Wandler ausgegebenen gewünschten Trimmlagenwert und dem tatsächlichen Trimmlagenwert des Luftfahrzeugs und gibt an ihrem Ausgang einen Sollwert der gewünschten Trimmlage aus. Vorteilhafterweise ist das besagte Korrektursignal proportional zu φ - φs, wenn die Trimmlage φ positiv und größer als der positive Wert + φ der besagten Schwelle ist, und zu - φ + φ, wenn die Trimmlage φ negativ und kleiner als der negative Wert - φs der besagten Schwelle ist.
Wichtig ist ebenfalls, daß diese Erfindung das Luftfahrzeugs gegen das Schütteln bei hoher Geschwindigkeit schützt. Aus diesem Grund hat man in einer vorteilhaften Ausführungsart der Erfindung vorgesehen, daß oberhalb einer Geschwindigkeitsschwelle (maximale Operationsgeschwindigkeit) des Flugzeugs, der dem besagten ersten Betätigungsorgan zugeordnete Wandler einen Wert für die geforderte Trimmlage liefert, während der Wandler unterhalb der besagten Geschwindigkeitsschwelle eine gewünschte Rollgeschwindigkeit liefert, und daß man zwischen dem Ausgang des besagten Wandlers und der besagten Integrationsvorrichtung über zweite Mittel verfügt zum Abziehen eines Korrektursignals, das proportional zur tatsächlichen Trimmlage des Luftfahrzeugs ist. Wenn also die Geschwindigkeit des Flugzeugs die Schwelle übersteigt und der Pilot den Knüppel losläßt, nimmt das Flugzeug automatisch eine Trimmlage Null ein.
Vorteilhafterweise werden die ersten und die zweiten Subtrahierungsmittel parallel montiert und werden abwechselnd in Abhängigkeit von den die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs mit der besagten Schwelle vergleichenden Mitteln aktiviert.
Nach einer anderen wichtigen Besonderheit dieser Erfindung, erlaubt das System für die Roll- und Giersteuerung die automatische Korrektur der von einem Motordefekt bedingten Schub-Asymmetrie und somit die Kontrolle der Flugbahn des Luftfahrzeuges.
Man weiß, daß man einer Schub-Asymmetrie wie folgt entgegenwirken kann:
- entweder das Seitenruder ausschlagen, was ein Seitwärtsslippen nach sich zieht;
- oder das Seitenruder und die Verbindungsflächen ausschlagen, was das Seitwärtsslippen verhindert.
Diese Methoden sind jedoch nicht gleichwertig, was die Leistungen betrifft und man hat festgestellt, daß es besser sei, die Korrektur ohne Ausschlag der Verwindungsflächen herbeizuführen, das heißt, den Kurs des Luftfahrzeugs konstant halten, ohne seine Verwindungsflächen zu benutzen.
Wenn man annimmt, um den Vorgang auf einfache Art zu erklären, daß die Verwindungsflächen und das Seitenruder des Flugzeugs im Augenblick des Erscheinens des Versagens der Motore des Luftfahrzeugs einen Nullausschlag aufweisen, sind die dem System adressierten Signale in dem Moment Null. Demnach können sie nicht verhindern, daß das Flugzeug ins Rollen gerät. Sobald dieses gleichgewichtsstörende Rollen begonnen hat, wirken die Signale für die Trimmlage und die Rollgeschwindigkeit auf die Verwindungsflächen, um sich diesen Rollbewegungen zu widersetzen, und das Flugzeug wird sich auf Werte für die Trimmlage, die Rollgeschwindigkeit, das Slippen, das Rollsignal und das Giersignal, die mit den Verstärkungswerten der Verstärker des Systems verknüpft sind, stabilisieren.
Um also einen konstanten Kurs wiederzugewinnen, das heißt, um eine Giergeschwindigkeit von Null zu erhalten, kann man wählen zwischen einer Betätigung der Steuersäule oder des Steuerknüppels.
Gemäß der Erfindung sieht man eine Vorrichtung vor, die gestattet, den konstanten Kurs wiederzufinden durch Beibehaltung einer Nullamplitude der Verwindungsflächen.
Zu diesem Zweck weisen die Vorrichtung zur Erzeugung des einzigen Befehls zur Rollsteuerung und die Vorrichtung zur Erzeugung des elektrischen Befehls zur Giersteuerung jeweils einen zusätzlichen Verstärker auf, dessen Ausgang mit dem entsprechenden Summierglied verbunden ist, wobei die Eingänge der besagten zusätzlichen Verstärker gemeinsam mit einer Korrekturvorrichtung der Schub-Asymmetrie verbunden sind. Vorzugsweise enthält diese Vorrichtung der Schub-Asymmetrie einen Integrator, dessen Ausgang besagte zusätzliche Verstärker versorgt und dessen Eingang, für eine erste Stellung des Schalters, an eine Nullspannung angeschlossen werden kann und, für eine zweite Stellung des besagten Schalters, an eine konstante Bezugsspannung, wobei dieser Schalter über eine Steuervorrichtung gesteuert wird, die ihn in die zweite Stellung bringt, als Auslösebedingung entsprechend der Tatsache, daß das Luftfahrzeug mit konstantem Kurs fliegt, daß der Pilot das erste Betätigungsorgan freigegeben hat und daß die Verwindungsflächen zu stark ausgeschlagen sind, und wobei besagte Steuervorrichtung den besagten Schalter wieder in seine erste Stellung zurücksetzt, sobald das besagte erste Betätigungsorgan vom Piloten betätigt wird oder der Ausschlag der Verwindungsflächen nahe Null ist.
Es ist von Vorteil, daß bei der besagten Auslösebedingung außerdem das Luftfahrzeug in der Rollbewegung stabilisiert ist und daß die auf das besagte zweite Betätigungsorgan ausgeübte Kraft gleich Null ist.
Das Vorzeichen der Referenzspannung hängt von der Ausschlagsrichtung der Verwindungsflächen ab.
Außerdem werden, wie bei den anderen Verstärkern, die Verstärkungen der besagten zusätzlichen Verstärker der besagten Vorrichtungen zur Erzeugung der elektrischen Befehle zur Roll- und Giersteuerung in Abhängigkeit der Flugkonfiguration und der Geschwindigkeit des besagten Luftfahrzeugs gesteuert.
Die Figuren der beiliegenden Zeichnung veranschaulichen, wie die Erfindung ausgeführt werden kann.
Fig. 1 zeigt in Perspektive von oben ein Großraumverkehrsflugzeug, auf welchem das erfindungsgemäße System zur Roll- und Giersteuerung angewendet wird.
Fig. 2 ist ein Blockschaltbild des erfindungsgemäßen Systems zur Roll- und Giersteuerung.
Fig. 3a, 3b und 3c veranschaulichen den Aufbau und die Funktion der Vorrichtung zum Kombinieren des elektrischen und mechanischen Steuerbefehls für die Gierbewegung.
Fig. 4 veranschaulicht schematisch die Einstellung der Vorrichtung zur Verteilung des einzigen Rollsignals und der Verstärkungen der Verstärker der Vorrichtungen zur Erzeugung der elektrischen Signale zur Roll- und Giersteuerung in Abhängigkeit der Konfiguration und der Geschwindigkeit des besagten Flugzeugs.
Die Fig. 5 bis 7 zeigen drei Ausführungsvarianten des Generators von Sollwerten für die seitliche Trimmlage des Flugzeugs.
Fig. 8 ist ein Diagramm, das die Funktion des Generators der Fig. 7 veranschaulicht.
Fig. 9 veranschaulicht eine vierte Ausführungsvariante des Generators von Sollwerten für die seitliche Trimmlage des Flugzeugs.
Fig. 10 zeigt das Blockschaltbild der Vorrichtung, die gestattet, einen konstanten Kurs einzuhalten im Falle von Schub-Asymmetrie.
In diesen Figuren bezeichnen gleiche Bezugspunkte identische Elemente.
Das Großraumverkehrsflugzeug 1, das in Perspektive auf Figur 1 gezeigt wird, enthält einen Rumpf 2, Flügel 3, ein Seitenleitwerk 4 und ein Höhenleitwerk 5. Es wird durch zwei unter den Flügeln 3 angebrachte Motore 6 und 7 angetrieben.
Auf der Saugseite der Flügel 3 sind Querruder 8 auf der Flügelhinterkante, Störklappen 9, ebenfalls Spoiler genannt, und Lande- oder Bremsklappen vorgesehen. Auf dem Seitenleitwerk 4 ist ein Seitenruder 11 vorgesehen, während die Höhenruder 12 auf der Flügelhinterkante des Höhenleitwerks 5 beweglich angebracht sind.
Bekannterweise kann die Rollsteuerung des Flugzeugs 1 durch Betätigung der Querruder 8 und/oder der Störklappen 9 erhalten werden, während die Giersteuerung des besagten Flugzeugs mittels Seitenruder ausgeführt wird. Zu diesem Zweck sind in der Pilotenkanzel 13 des besagten Flugzeugs 1 mindestens ein Steuerknüppel 14 und mindestens eine Steuersäule 15 zur Verfügung eines Piloten vorgesehen (siehe Fig. 2). Der Steuerknäppel 14 betätigt die Querruder 8 und die Störklappen 9 in der Drehung um ihre Achse X-X, während die Steuersäule 15 das Seitenruder in der Drehung um seine Achse Y-Y betätigt. Der Einfachheit halber ist nur eine Verwindungsfläche, die ein Querruder 8 oder eine Störklappe sein kann, auf Figur 2 abgebildet.
Diese Erfindung betrifft nur die Steuerung der Querruder 8, der Störklappen 9 und des Seitenruders 11, so daß die Betätigung der Bremsklappen 10, der Höhenruder 12 und eventuell des Höhenleitwerks 5 nicht beschrieben werden.
Wie Figur 2 zeigt, enthält das erfindungsgemäße Steuersystem eine Vorrichtung 16 zur Erzeugung eines einzelnen elektrischen Befehls zur Rollsteuerung, der am Ausgang 17 der besagten Vorrichtung 16 erscheint, und eine Vorrichtung 18 zur Erzeugung eines elektrischen Befehls zur Giersteuerung, der am Ausgang 19 der besagten Vorrichtung 18 erscheint.
Der einzelne am Ausgang 17 der Vorrichtung 16 verfügbare Rollsteuerungsbefehl wird auf eine Verteilungsvorrichtung 20 angelegt, welche die Betätigungsorgane 21 (zum Beispiel Zylinder) von jedem Querruder 8 und/oder von jeder Störklappe 9 steuert, damit das Flugzeug 1 die gewünschte seitliche Trimmlage einnimmt. Die Verteilungsvorrichtung 20 ist so programmiert, daß in Abhängigkeit des am Ausgang 17 vorhandenen Wertes des Signals der Rollbewegung und in Abhängigkeit der Informationen über die Geschwindigkeit des Flugzeugs und der augenblicklichen Flugphase (Marschflug, Start, Landung, usw.), welche die Vorrichtung an ihrem Eingang 20a erhält, die gewünschte seitliche Trimmlage erreicht wird, entweder nur durch Steuerung der Querruder 8, oder nur durch Steuerung der Störklappen 9, oder aber durch kombinierte Steuerung der besagten Querruder 8 und der besagten Störklappen 9.
Der am Ausgang 19 der Vorrichtung 18 vorhandene elektrische Befehl zur Giersteuerung wird an Betätigungsmittel 22 (zum Beispiel Zylinder) des Seitenruders 11 gelegt, welche auf eine Vorrichtung zum Kombinieren des Befehls zur Giersteuerung 23 wirken. Diese Vorrichtung 23 zum Kombinieren des Befehls zur Giersteuerung ist mit der Steuersäule 15 über eine mechanische Übertragung 24 verbunden. So kann die Vorrichtung 23 über die Betätigungsmittel 22 ein Steuerbefehl erhalten und/oder ein Steuerbefehl direkt von der Steuersäule 15. Sie erzeugt an ihrem Ausgang 25, wie weiter beschrieben, ein Befehl, der sich aus der Giersteuerung ergibt und das Seitenruder 11 über eine mechanische Verbindung 25 steuert.
Wie schematisch auf den Figuren 3a, 3b und 3c zu erkennen ist, enthält die Vorrichtung zum Kombinieren des Befehls zur Giersteuerung einen Hebel, der in seinem mittleren Teil um eine feste Achse 28 abhängig von der Struktur des Flugzeugs 1 schwenkbar ist, und mit einem seiner Enden in 30 mit der mechanischen Verbindung 24, die mit der Steuersäule 15 verbunden ist, angelenkt ist. Der andere Schenkel des Winkels 32 ist in 33 mit dem dem Gelenk 31 gegenüberliegenden Ende an eine Pleuelstange 34 angelenkt. Das andere Ende der Pleuelstange 34 ist an das Ende eines Hebels 36 angelenkt, wobei das andere Ende des Hebels um die starre Achse 28 angelenkt ist. Das Gelenk 35 ist mit den Betätigungsmittel 22 verbunden. Die Gelenke und die Achse 28, 31, 33 und 35 bilden ein verformbares Parallelogramm.
Auf Figur 3a hat man die Vorrichtung 23 ruhend dargestellt, das heißt, in neutraler Stellung, wenn weder durch die Vorrichtung 18, noch durch die Steuersäule 15, ein Ausschlagsbefehl an das Seitenruder gegeben wird. Wenn die Steuersäule vom Piloten betätigt wird, obwohl kein Befehl von der Vorrichtung 18 gegeben wurde (siehe Figur 3b), dreht sich der Hebel 27 um die Achse 28 und der Ausgang 25 geht in Stellung 25'. Demnach wird das Seitenruder 11 rotierend um seine Achse Y-Y gesteuert. Andererseits, wenn die Betätigungsmittel 22 einen Befehl der Vorrichtung 18 erhalten, wenn die Steuersäule 15 sich in neutraler Stellung befindet (siehe Figur 3c), bleibt der Hebel 27 in der Stellung der Figur 3a, aber der Winkel 32 dreht sich um das Gelenk 31. Der Ausgang 25 der Vorrichtung 23 geht dann auf Stellung 25". Man sieht also, daß, wenn die Vorrichtung 23 gleichzeitig einen Befehl der Steuersäule 15 und einen Befehl der Vorrichtung 18 erhält, kombiniert sie die beiden Befehle zur Steuerung des Seitenruders 11.
Der Knüppel 14 ist mit einem Wandler 37 verbunden, der an seinem Ausgang 38 ein vom Kippen des besagten Knüppel 14 abhängiges elektrisches Signal liefert, das der gewünschten Rollgeschwindigkeit φc entspricht. Dieses Signal φc wird auf eine Vorrichtung 39, Typ Integrator, die an seinem Ausgang 40 eine gesteuerte seitliche Trimmlage oder Sollwert Uc ausgibt, angelegt.
Außerdem ist die Steuersäule 15 mit einem Wandler 41, der an seinem Ausgang 42 ein von seiner Stellung abhängiges und der angesteuerten Richtung Dc entsprechendes elektrisches Signal ausgibt, verbunden.
Im Flugzeug 1 ist ein System von Trägheitsreferenzen 43, welches normalerweise durch IRS bezeichnet wird, vorgesehen zur Ausgabe, jeweils an den Ausgängen 44, 45 und 46, der Rollgeschwindigkeit p (ebenfalls Rollwert genannt), der seitlichen reellen Trimmlage φ und der Giergeschwindigkeit (ebenfalls Gierwert genannt). Diese Informationen über die Rollgeschwindigkeit p und die Giergeschwindigkeit , die aus dem System von Trägheitsreferenzen 43 kommen, werden einem Rechner 47 zugeleitet. Der Rechner 47 erhält ebenfalls, an Ausgängen 48, die Werte dpa und dps und des Ausschlags der Querruder 8 und der Störklappen 9 entweder direkt von der Verteilungsvorrichtung 20, oder von Wandlern (nicht dargestellt), welche auf diesen montiert sind, und, an einem Eingang 49, die Seitwärtsbeschleunigung ny des besagten Flugzeugs 1, welche vom IRS-System 43 ausgegeben wird. Schließlich erhält der Rechner 47 an einem Eingang 50, entweder von einem Wandler 51, der mit dem Höhenruder 11 gekoppelt ist, oder am Eingang 19 der Vorrichtung 18 den Ausschlagswert dieses Höhenruders. Aus den Werten n, p, dpa, dps, ny und dr, berechnet der Rechner 47, wie man später sehen wird, einen Schätzwert β für das Seitwärtslippen des Flugzeugs 1, den er an seinem Ausgang 52 ausgibt.
Die Vorrichtung 16 zur Erzeugung des einzigen Signals für das Rollen enthält sechs Verstärker mit den jeweiligen Referenzen bis und deren entsprechende Verstärkungen im weiteren mit bis bezeichnet werden.
Die Eingänge der Verstärker bis sind jeweils mit dem ausgang 40 der Integrationsvorrichtung 39, den Ausgängen 44, 45 und 46 des Systems 43, dem Ausgang 52 des Rechners 47 und dem Ausgang 42 des Wandlers 41 verbunden. Die Ausgänge dieser Verstärker sind mit einem Summierglied 53 verbunden, dessen Ausgang den Ausgang 17 der Vorrichtung 16 bildet. Danach erscheint am Ausgang 17 ein Rollbefehl (oder Verwindungsbefehl) dp, wie
(1) dp = Ka.φc + Kb.p + Kc.φ + Kd.r + Ke.β + Kf.Dc
Desgleichen enthält die Vorrichtung 18 zur Erzeugung des elektrischen Signals zur Gierbewegung sechs Verstärker mit den jeweiligen Referenzen bis , und deren jeweiligen Verstärkungen mit Kg bis Kf bezeichnet werden.
Die Eingänge der Verstärker bis sind mit dem Ausgang 40 der Integrationsvorrichtung 39, mit den Ausgängen 44, 45 und 46 des Systems 43 und mit dem Ausgang 52 des Rechners 47 und mit dem Ausgang 42 des Wandlers 41 verbunden. Die Ausgänge dieser Verstärker sind mit einem Summierglied 54, dessen Ausgang den Ausgang 19 der Vorrichtung 18 bildet, verbunden. Danach erscheint am Ausgang 19 ein Richtungs- (oder Gier-) befehl dr, wie
(2) dr = Kg.φc + Kh.p + Ki.φ + Kj.r + Kk.β + Kl.Dc
Jeder Verstärker bis ist regelbar und enthält einen Eingang zur Verstärkungsregelung.
Wie auf Fig. 4 ersichtlich, erhalten die Eingänge 55 der besagten Verstärker, sowie der Eingang 20a der Verteilungsvorrichtung 20 Befehle einer Steuervorrichtung 56, die ihrerseits Informationen von einem Konfigurationsrechner 57 und von Mitteln 58 zur Messung der Geschwindigkeit des Flugzeugs 1 erhält. So können die Verstärkungswerte Ka und Kl der Verstärker und und die der Ausschläge dpa und dps der Querruder 8 und der Störklappen 9 sehr gut justiert werden in Abhängigkeit der Flugkonfiguration und der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs.
Wie bereits oben gesagt, wird der Wert des Seitwärtsslippens 8 in jedem Augenblick durch den Rechner 47 berechnet. Dazu kann letzterer die nachstehende Gleichung (3), welche die seitliche Geschwindigkeit ny (ebenfalls "seitlicher Belastungsfaktor" genannt) und die seitlichen aerodynamischen Kräfte bindet, benutzen. Man kann in der Tat schreiben:
(3) ny = - V/g (Cyp.p+Cyr.r+Cyβ.β+Cydr.dr+Cypa.dpa+Cyps.dps)
wobei ny, p, r, β dr, dpa und dps die oben erwähnte Bedeutung haben, die anderen Parameter bedeuten jeweils:
V : lineare Flugzeuggeschwindigkeit
g : Beschleunigung der Schwerkraft
Cyp : aerodynamischer Koeffizient, so daß Cyp.p den Beitrag der Rollgeschwindigkeit p an der Summe der auf das Flugzeug 1 wirkenden seitlichen Kräfte darstellt;
Cyr : aerodynamischer Koeffizient, so daß Cyr.r den Beitrag der Giergeschwindigkeit r an der Summe der auf das Flugzeug 1 wirkenden seitlichen Kräfte darstellt;
Cyβ : aerodynamischer Koeffizient, so daß Cyβ.β den Beitrag des Seitwärtsslippens ß an der Summe der auf das Flugzeug 1 wirkenden seitlichen Kräfte darstellt;
Cydr : aerodynamischer Koeffizient, so daß Cydr.dr den Beitrag des Ausschlags des Seitenruders 11 an der Summe der auf das Flugzeug 1 wirkenden seitlichen Kräfte darstellt; Cypa : aerodynamischer Koeffizient, so daß Cypa.dpa den Beitrag des Ausschlags der Querruder 8 an der Summe der auf das Flugzeug 1 wirkenden seitlichen Kräfte darstellt; und
Cyps : aerodynamischer Koeffizient, so daß Cyps.dps den Beitrag des Ausschlags der Störklappen 9 an der Summe der auf das Flugzeug 1 wirkenden seitlichen Kräfte darstellt.
Die verschiedenen oben erwähnte aerodynamische Koeffizienten sind abhängig vom dynamischen Druck und von der Masse des Flugzeugs 1. Außerdem wechseln sie mit der Lastigkeit des Letzteren. Sie werden beispielsweise in Form von Tabellen in einem Speicher 59, der die Lastigkeit und den dynamischen Druck auf Eingänge 60 erhält, gespeichert. Diese Lastigkeit und dieser dynamische Druck rühren zum Beispiel von nicht dargestellten Frachträumen her. So kann, an seinem Ausgang 61, der Speicher 59 die derzeitigen Werte der besagten aerodynamischen Koeffizienten, die dem Rechner übertragen wurden, nicht ausgeben. Außerdem erhält, über eine Verbindung 62, der Rechner 47 die über die Meßmittel 58 ausgegebene Geschwindigkeit des Flugzeugs 1.
So kann der Rechner 47, indem er kennt, den Wert des Seitwärtslippens β berechnen durch den Ausdruck
welcher direkt von der Beziehung (3) abgeleitet ist.
Im System der Figur 2 wählt man:
- die Verstärkung Kf des Verstärkers der Vorrichtung 16, das heißt, den Einfluß der Betätigung der Steuersäule 15 auf die Verwindung, um der vom Seitenruder 11 herbeigeführten Rollbewegung entgegenzuwirken, um so eine kleine seitliche Trimmlage φ beizubehalten bei einem Slippen ohne Betätigung des Steuerknüppels 14;
- die Verstärkung Kl des Verstärkers der Vorrichtung 18, das heißt, den Einfluß der Betätigung der Steuersäule 15 auf das Seitenruder 11, so daß der maximale Ausschlag des besagten Seitenruders dem Gesamthub der Steuersäule 15 entspricht.
- die Verstärkungen Kg, Kh, Ki und Kj der Verstärker g, h, i und j der Vorrichtung 18, das heißt, den Einfluß des Sollwertes der Trimmlage φ und den Einfluß der Reaktionsparameter p, φ und n auf die Steuerung, um dauernd das durch eine Steuerung des Seitenruders 11 mittels der Steuersäule 15 herbeigeführtes Slippens dauernd aufzuheben;
- die Verstärkungen Kb, Kc, Ke der Verstärker b, c, d und e der Vorrichtung 16 und die Verstärkungen Kh, Ki, Kj, Kk der Verstärker h, i, j und k der Vorrichtung 18, das heißt, den Einfluß der Reaktionsparameter p, φ und des Slippens β auf die Rollbewegung und die Gierbewegung, um die Dutch - Rollbewegung gut zu dämpfen und damit hieraus sich gut festgelegte Zeitkonstanten, die mit der Handhabung des Flugzeugs 1 vereinbar ist, ergeben.
Man kann daraus ersehen, daß die Verstärkung Ka des Verstärkers der Vorrichtung 16 nicht nur den Einfluß des Sollwertes φc auf die Verwindung bestimmt, sondern auch erlaubt die statische Verstärkung des Reaktionsparameters φ zu regeln.
Auf der Figur 5 hat man eine erste Ausführungsart der Integrationsvorrichtung 39, welche den Wert der angesteuerten Trimmlage φc ausgibt, dargestellt. In dieser Ausführungsart verfügt man zwischen dem Eingang 38, an welchem ein Wert der durch die Betätigung des Knüppels 14 angesteuerten Rollgeschwindigkeit erscheint, und dem Ausgang 40, auf welchem ein Wert der angesteuerten Trimmlage φc, über einen Integrator 63 und ein Summierglied 64. Außerdem montiert man, parallel auf den besagten Integrator 63, einen Verstärker, dessen Eingang einen gemeinsamen Punkt 66 mit dem Eingang des besagten Integrators 63 aufweist und mit dem Eingang 38 verbunden ist und dessen Eingang mit den Summierglied 64 verbunden ist. So erscheint am Ausgang 40 die Summe der vom Integrator 63 und dem Verstärker 65 ausgegebenen Signale, wobei letzterer eine Phasenvoreilungsverstärkung bietet. Wie dies oben beschrieben wurde, gestattet die auf Figur 5 veranschaulichte Integrationsvorrichtung 39 das Flugzeug rollneutral zu halten.
Eine solche Ausführungsart kann sich jedoch als ungenügend erweisen, wenn einige Verwindungsflächen 8, 9 nicht richtig reagieren. In diesem Fall kann der vom Piloten mittels Steuerknüppel 14, besonders bei niedriger Geschwindigkeit, verlangte Nennwert c die Möglichkeiten des Flugzeugs 1 überschreiten. Die Flugsteuerungen übersättigen dann die Verwindungsflächen, ohne mit c auszugleichen. Der Sollwert φc verändert sich dann schneller als die reelle Trimmlage φ und, wenn dieser Zustand etwas länger dauert, kann der Unterschied φc - φ sehr groß werden. Somit bewirkt diese Differenz φc - φ, wenn der Pilot glaubt, einen genügenden Trimmlagenwert erreicht zu haben und aus diesem Grund den Steuerknüppel 14 losläßt, daß das Flugzeug 1, anstatt in einer Lage zu bleiben, die der beim Loslassen des Steuerknüppels 14 entspricht (wie weiter oben beschrieben wurde), danach trachtet, einen ganz verschiedenen Wert φc zu erreichen. Es können sich daraus große Störungen in der Flugsteuerung ergeben.
Die Ausführungsart der Figur 6 versucht diesem Nachteil abzuhelfen. In dieser Ausführungsart verfügt man zwischen dem Eingang des Integrators 63 und dem gemeinsamen Punkt 66, einen gesteuerten Schalter 67 mit zwei Stellungen. In der ersten dieser Stellungen, verbindet der Schalter 67 den Punkt 66 mit dem Eingang des Integrators 63. In der zweiten dieser Stellungen wird der Eingang des Integrators 63 mit einer Vorrichtung 68 verbunden, welche vom IRS-System 43 den ersten Differentialquotienten und den zweiten Differentialquotienten der reellen Trimmlage φ erhält und ein Signal + k ausgibt. Der Schalter 67 wird über einen Detektor gesteuert, welcher die Sättigung von dp (Ausgang 17) bei einem Ausschlag des Knüppels von nicht Null aufdeckt. Wenn der Detektor 69 keine Sättigung von dp oder einen Ausschlag des Steuerknüppels feststellt, bleibt der Schalter 67 in seiner ersten Stellung und die Funktion der Vorrichtung 39 der Figur 6 ist mit der Funktion der Vorrichtung 39 der Figur 5 identisch. Wenn dagegen der Detektor 69 eine Sättigung der Verwindungsflächen aufdeckt, kippt er den Schalter 67 in seine zweite Stellung, so daß der Integrator 63 das Signal + k erhält. Der Sollwert der Rollbewegung ändert dann nicht mehr bei der Geschwindigkeit c, aber bei der Höchstgeschwindigkeit , die das Flugzeug 1 in diesem Augenblick erbringen kann, erhöht durch den Term k der Phasenvoreilung.
Es kann außerdem von Vorteil sein, daß die (obenerwähnte) Rollneutralität des Flugzeugs nur für eine seitliche Trimmlage unterhalb einer Schwelle φs, zum Beispiel von 30 º, wirksam ist, aber daß dagegen das Flugzeug rollstabil ist oberhalb der besagten Schwelle φs, was bedeutet, daß wenn man den Steuerknüppel 14 losläßt, die reelle Trimmlage φ auf den Wert φs zurückkehrt. Es kann ebenfalls von Vorteil sein, daß oberhalb der Schwelle φs, die reelle seitliche Trimmlage φ eine Funktion der Stellung des Steuerknüppels 14 ist. Man erhält dann tatsächlich eine Begrenzung dieser reellen seitlichen Trimmlage φ, da einem vollen Ausschlag des Steuerknüppels 14 in diesem Fall eine seitliche Trimmlage, die nicht überschritten werden kann, entspricht. Eine Ausführungsart der Integrationsvorrichtung 39, die solche Ergebnisse herbeiführen kann, wird auf Figur 7 gezeigt.
Bei dieser Ausführungsart der Figur 7, findet man die Anordnung der Elemente 63 bis 69 der Figur 6 wieder. Außerdem verfügt man zwischen dem Ausgang 38 des Wandlers 37 und dem gemeinsamen Punkt 66 über ein Subtrahierglied 70, welches das Signal φc vom Ausgang 38 und das Ausgangssignal eines Verstärkers 71 erhält. Der Eingang des Verstärkers 71 ist mit dem Ausgang einer Vergleichsvorrichtung 72 verbunden, das vom IRS-System 43 den Wert der reellen seitlichen Trimmlage φ erhält.
Die Vergleichsvorrichtung 72 liefert an seinem Ausgang ein Signal S, wie beispielsweise
a) S = 0, wenn der Absolutwert von φ niedriger ist als der absolute Schwellenwert φs;
b) S = φ - φs, wenn φ höher ist als + φs;
c) S = - φ + φs, wenn φ niedriger ist als - φs.
Die Abweichung des Signals S in Abhängigkeit von φ ist auf Figur 8 dargestellt, auf welcher man den Höchstwert den φ erreichen kann mit φM bezeichnet hat.
Andererseits, ist vorgesehen, daß wenn die reelle Trimmlage φ niedriger ist als - φs oder höher als + φs, der Wandler 37 keinen Sollwert für die Rollbewegung c mehr ausgibt, sondern eine gewünschte Trimmlage φd. Dafür erhält der Wandler 37 die Größe φ, die am Ausgang 45 des IRS- Systems 43 erscheint.
Wenn hingegen die reelle Trimmlage φ höher ist als +φs oder weniger als - φs und der Schalter 67 sich in der mit Vollstrich dargestellten Lage befindet, erhält der Integrator 63 die Differenz φd - K.S, wenn K die Verstärkung des Verstärkers 71 ist. Diese Differenz schwankt in Abhängigkeit der Zeit. Demnach ist dann der Sollwert der Trimmlage φc das Ergebnis der Integration von φd - K.S durch den Integrator 63.
Im Dauerbetrieb ist das Signal am Eingang des Integrators 63 Null, so daß man in dem Augenblick:
φd - K.S = 0
erhält.
Demnach erhält man:
- wenn φ größer ist als + φs
φd - K. (φ - φs) = 0
oder φ = φs + φd/K
- wenn φ niedriger ist als - φs,
Ud - K (- φ + φs) = 0
oder = φ = φs - φd./K
Wenn also der Pilot den Steuerknüppel 14 losläßt, wird φd gleich Null, und das Flugzeug nimmt von selbst eine Trimmlage φ gleich φs an.
Man sieht ebenfalls, daß, wenn man φdM als den gewünschten vom Wandler 37 ausgegebenen Höchstwert der Trimmlage φd annimmt, wenn der Ausschlag des Steuerknüppels 14 maximal ist, der von der Trimmlage φ des Flugzeugs 1 eingenommene Höchstwert OM ist, je nach Vorzeichen von φ, entweder
Auf der Figur 9 hat man eine der auf der Figur 7 ähnlichen Vorrichtung dargestellt, aber, um automatisch eine Geschwindigkeitsbegrenzung zu berücksichtigen, oberhalb welcher man sicher ist, daß das Flugzeug 1 keinem Schütteln unterliegt, ergänzt. Eine solche Geschwindigkeit wird gewöhnlich "Geschwindigkeitsschutz" genannt.
Dazu wird, parallel zum Verstärker 71 und auf den Signalerzeuger 72, ein Verstärker 73 und eine Zeitkonstantenvorrichtung 74 montiert. Der Ausgang des Verstärkers 73 wird mit dem Subtraktionsausgang des Subtrahiergliedes 70 verbunden, während eine Steuervorrichtung 75 vorgesehen ist, um die vom IRS-System 43 ausgehende Trimmlage φ entweder auf den Eingang des Signalerzeugers 72 oder auf den der Zeitkonstantenvorrichtung 74 zu adressieren. Dazu ist ein von der Vorrichtung 75 gesteuerter Schalter 76 vorgesehen. Dieser Schalter empfängt die von der Vorrichtung 58 ausgegebene reelle Geschwindigkeit Vc des Flugzeugs 1 und vergleicht sie mit dem Wert VMO der vom Hersteller des Flugzeugs 1 festgelegten Betriebshöchstgeschwindigkeit. Wenn Vc niedriger ist als VMO, adressiert der Schalter 76 die Information φ an den Signalerzeuger 72 (auf Figur 9 dargestellte Stellung), und dann funktioniert die Vorrichtung auf die gleiche Weise wie die auf Figur 7 beschriebene. Wenn dagegen Vc höher als VMO ist, läßt die Vorrichtung 7 einerseits den Schalter 76 kippen, so daß die Zeitkonstantenvorrichtung 74 dann die Trimmlage φ erhält, und andererseits den Wandler 37 steuert, damit dieser einen geforderten Trimmlagenwert φd liefert und nicht mehr einen Rollgeschwindigkeitswert c. Das Signal am Eingang des Integrators 39 ist dann, wenn K1 die Verstärkung des Verstärkers 73 ist, gleich der zeitlich veränderlichen Differenz φd - K1.φ.
Bei Dauerbetrieb ergibt sich φd - K1.φ = 0, so daß
Wenn also, nach Überschreitung der Höchstbetriebsgeschwindigkeit, der Steuerknüppel 14 losgelassen wird (das heißt, wenn φd = 0 ist) , wird die Trimmlage des Flugzeugs 1 Null, das heißt, das Flugzeug wird automatisch in eine Konfiguration mit flachen Flügeln zurückgeführt. Gegenstand der Zeitkonstantenvorrichtung 74 ist die Vermeidung jeglicher Brutalität bei der automatischen Rückführung zur Trimmlage Null.
Wie bereits weiter oben erwähnt, hat das erfindungsgemäße System zum Gegenstand, insbesondere im Fall eines Motordefektes, die Schubasymetrie zu korrigieren, um dem Flugzeug 1 zu gestatten, mit konstantem Kurs (r = 0) zu fliegen, ohne Ausschlag der Verwindungsflächen (dp = 0).
Dazu ist eine Vorrichtung 80 vorgesehen zur Korrektur der Schubasymetrie (siehe die Figuren 2 und 10), welche das gleiche Ausgangssignal an zwei Verstärker und übermittelt, die jeweils in der Vorrichtung 16 und in der Vorrichtung 18 vorgesehen sind. Wie bei den Verstärkern bis , ist der Ausgang des Verstärkers mit dem Summierglied 53 verbunden,und die Verstärkung Km des besagten Verstärkers ist ansteuerbar über einen Eingang 55 in Abhängigkeit der Flugkonfiguration und der Geschwindigkeit des Flugzeugs 1. Desgleichen, wie bei den Verstärkern und , ist der Ausgang des Verstärkers mit dem Summierglied 54 verbunden,und die Verstärkung Kn des besagten Verstärkers ist über einen Eingang 55 ansteuerbar in Abhängigkeit der Flugkonfiguration und der Geschwindigkeit des Flugzeugs 1.
Wie man auf Figur 10 ersehen kann, enthält die Vorrichtung 80 einen Generator 81 konstanter Referenzspannung, deren Vorzeichen, positiv oder negativ, durch das Vorzeichen des Signals , das am Ausgang 17 der Vorrichtung 16 erscheint, gesteuert, das heißt, daß das Vorzeichen dieser Referenzspannung abhängig ist von der Ausschlagsrichtung der Verwindungsflächen (8, 9). Diese Referenzspannung oder eine Spannung Null können an den Eingang eines Integrators 82 mittels eines Schalters 83 angelegt werden. Der Ausgang des Integrator 82 ist mit den Verstärkern und verbunden, und der Schalter 83 wird über eine Steuervorrichtung 84 angesteuert, wobei diese Vorrichtung die entsprechenden Signale der Rollgeschwindigkeit p, der Giergeschwindigkeit r, des Befehls zur Rollsteuerung dp, der Stellung des Steuerknüppels 14 und der Stellung des Steuerhebels erhält.
Wenn der Schalter 83 in seiner ersten stellung Steht, in welcher er die Nullspannung mit dem Integrator 82 verbindet, ist die Vorrichtung wirkungslos, und das System der Figur 2 verhält sich wie oben beschrieben.
Die Steuervorrichtung 84 stellt den Schalter 83 von dieser ersten Stellung auf die zweite um, in welcher der Generator 81 mit dem Integrator 82 verbunden ist, wenn folgende Bedingungen gleichzeitig erfüllt werden:
- das Flugzeug 1 fliegt mit konstantem Kurs. Um zu kontrollieren, ob diese Bedingung erfüllt ist, prüft die Vorrichtung 84 das Signal der Giergeschwindigkeit r, eventuell gefiltert, um Störungen zu beseitigen, und wenn das Signal r unterhalb einer gewissen Schwelle bleibt, die während einer festgelegten Zeit (einige Sekunden) gegeben ist, folgert sie daraus, daß der Kurs des Flugzeugs 1 konstant ist.
- der Steuerknüppel 15 ist nicht beansprucht ( c= 0), das heißt, das Flugzeug 1 ist nicht in Rollbewegung gesteuert. Die Vorrichtung 84 prüft ob c = 0 ist.
- der Ausschlag der Verwindungsflächen (8, 9) übersteigt eine festgelegte Schwelle. Dazu prüft die Vorrichtung 84 das Signal dp am Ausgang 17, filtert es und prüft, ob während einer festgelegten Dauer (einige Sekunden) dieses Signal dp über einer festgelegten Schwelle liegt oder nicht.
Diesen drei gleichzeitigen Bedingungen kann die Vorrichtung 84 vorteilhafterweise folgende zwei Bedingungen hinzufügen, um die Steuerung zu verfeinern:
- das Flugzeug 1 ist in der Rollbewegung stabilisiert. Die Vorrichtung 84 prüft, ob das Signal p während einer festgelegten Zeit (einige Sekunden) unterhalb einer gegebenen Schwelle bleibt.
- die Beanspruchung der Steuersäule ist Null. Die Vorrichtung 84 prüft, ob Dc = 0 ist.
Man sieht also, daß die Vorrichtung 84 nur Vergleichsarbeiten durchführt, so daß sie in Form von Logik oder Software ausgeführt sein kann. In beiden Fällen zeigt sie eine bekannte Struktur, die keine detaillierte Beschreibung benötigt.
Wenn der Schalter 83 sich in seiner zweiten Stellung befindet infolge der Konjunktion der obigen Bedingungen, integriert der Integrator 82 die konstante Referenzspannung, so daß ein steigendes Signal an den Eingängen der Verstärker und erscheint.
Man ändert also in Abhängigkeit der Zeit das von den Verstärkern und jeweils an die Summierglieder 53 und 54 ausgegebene Signal, wobei man alle möglichen Kombinationen zum Fliegen bei konstantem Kurs abtastet. Sobald man dp = 0 am Ausgang 17 erreicht, stellt die Vorrichtung 84 den Schalter 83 in seine erste Stellung um. Das Gleiche geschieht, wenn der Steuerknüppel beansprucht wird, das heißt, sobald c nicht mehr Null ist.

Claims

1. System zur Roll- und Giersteuerung eines Luftfahrzeugs (1) mit von einem ersten Betätigungsorgan (14) gesteuerten Verwindungsflächen (8, 9) und einem von einem zweiten Betätigungsorgan (15) gesteuerten Seitenruder (11), über ein mechanisches Getriebe (24), wobei das erste und das zweite Betätigungsorgan (14, 15) Wandlern (37, 39 - 41) zugeordnet ist, die elektrische Signale jeweils entsprechend der Stellung der besagten Organe liefern, und wobei das besagte Luftfahrzeug weiterhin Mittel (43, 47) zum Liefern von elektrischen Signalen jeweils entsprechend der Rollgeschwindigkeit, der Trimmlage, der Giergeschwindigkeit und dem Seitwärtsslippens des besagten Luftfahrzeugs aufweist,

dadurch gekennzeichnet,

daß es aufweist:

- eine Vorrichtung (16) zum Erzeugen eines einzigen elektrischen Befehls zur Rollsteuerung aus einer linearen Kombination der besagten elektrischen Signale jeweils entsprechend der Stellung des besagten ersten Betätigungsorgans, der Rollgeschwindigkeit, der Trimmlage, der Giergeschwindigkeit und dem Seitwärtsslippens und der Stellung des besagten zweiten Betätigungsorgans;

- eine Verteilungsvorrichtung (20), die, ausgehend von dem besagten einzigen Befehl zur Rollsteuerung, jede der besagten Verwindungsflächen über Betätigungsmittel (21) steuert;

- eine Vorrichtung (18) zum Erzeugen eines elektrischen Befehls zur Giersteuerung aus einer linearen Kombination der besagten elektrischen Signale jeweils entsprechend der Stellung des besagten ersten Betätigungsorgans, der Rollgeschwindigkeit, der Trimmlage, der Giergeschwindigkeit und des Seitwärtsslippens und der Stellung des besagten zweiten Betätigungsorgans; und

- eine Vorrichtung (23) zum Kombinieren des besagten elektrischen Befehls zur Giersteuerung und eines direkt vom zweiten Betätigungsorgan (15) über das besagte mechanische Getriebe (24) kommenden mechanischen Befehls zum Liefern eines einzigen, kombinierten Befehls zur Giersteuerung, der das besagte Seitenruder (11) über Betätigungsmittel (26) steuert.

2. System nach Anspruch 1; dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung zum Erzeugen des einzigen elektrischen Befehls zur Rollsteuerung eine Vielzahl von Verstärkern ( bis ) aufweist, deren Eingänge jeweils die besagten elektrischen Signale jeweils entsprechend zur Stellung des besagten ersten Betätigungsorgans (14), der Rollgeschwindigkeit, der Trimmlage, der Giergeschwindigkeit und des Seitwärtsslippens und der Stellung des besagten zweiten Betätigungsorgans (15) empfangen und deren Ausgänge gemeinsam mit einem Summierglied (53) verbunden sind, das den besagten einzigen elektrischen Befehl zur Rollsteuerung liefert.

3. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung (18) zum Erzeugen des elektrischen Befehls zur Giersteuerung eine Vielzahl von Verstärkern ( bis ) aufweist, deren Eingänge jeweils die besagten elektrischen Signale jeweils entsprechend der Stellung des besagten ersten Betätigungorgans (14), der Rollgeschwindigkeit, der Trimmlage, der Giergeschwindigkeit und des Seitwärtsslippens und der Stellung des besagten zweiten Betätigungsorgans (15) empfangen und deren Ausgänge gemeinsam mit einem Summierglied (54) verbunden sind, das den besagten einzigen elektrischen Befehl zur Giersteuerung liefert.

4. System nach einem der Ansprüche 2 oder 3, dadurch gekennzeicht, daß jeder der besagten Verstärker ( bis oder bis ) der besagten Vorrichtung zum Erzeugen des einzigen elektrischen Befehls zur Rollsteuerung oder der Vorrichtung zum Erzeugen des elektrischen Befehls zur Giersteuerung vom in der Verstärkung regelbaren Typ ist und daß die Verstärkung der besagten Verstärker in Abhängigkeit von der Konfiguration und von der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs gesteuert wird.

5. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die besagte Verteilungsvorrichtung (20) des einzigen Befehls zur Rollsteuerung eine Zahlentafel ist, der jedem Wert des besagten einzigen Befehls zur Rollsteuerung einen entsprechenden Wert für den Ausschlag jeder der besagten Verwindungsflächen (8, 9) zuordnet.

6. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung (23) zum Liefern eines einzigen, kombinierten Befehls zur Giersteuerung aus einer ein verformbares Parallelogramm bildenden Hebelanordnung aufgebaut ist, von der ein Gelenk (28) fest ist, wobei der besagte elektrische Befehl und der besagte mechanische Befehl zur Giersteuerung jeweils auf die beiden um besagtes festes Gelenk drehbaren Seiten (27, 36) des besagten Parallelogramms aufgebracht wird, während der einzige, kombinierte Befehl zur Giersteuerung auf einer (32) der anderen Seiten des besagten Parallelogramms abgegriffen wird.

7. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es Mittel (47) zum Erzeugen des besagten elektrischen Signals entsprechend dem Seitwärtsslippens einerseits aus den elektrischen Signalen der Roll- und der Giergeschwindigkeit und einem Signal der seitlichen Beschleunigung des besagten Luftfahrzeugs und andererseits aus Ausschlaginformationen des Seitenruders und der Verwindungsflächen aufweist.

8. System nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß es einen Wandler (32), der das Kippen des ersten Betätigungsorgans (14) in eine geforderte Rollgeschwindigkeit umwandelt, und eine Integrationsvorrichtung (39) aufweist, die die geforderte Rollgeschwindigkeit in einen Sollwert für die Trimmlage umwandelt.

9. System nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die besagte Integrationsvorrichtung (39) einen Integrator (63) und einen Phasenvoreilungsverstärker (65) aufweist, deren Eingänge einen gemeinsamen Punkt (66) haben, die besagte geforderte Rollgeschwindigkeit empfangen und deren Ausgänge an einem Summierglied (64) vereinigt sind.

10. System nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß zwischen dem gemeinsamen Punkt (66) und dem Eingang des besagten Integrators (63) ein gesteuerter Schalter (57) zum Verbinden des Eingangs des besagten Integrators (63) entweder mit dem gemeinsamen Punkt (66) oder einem ein Signal mit der Änderungsgeschwindigkeit der tatsächlichen Trimmlage aussendenden Generator (68) angeordnet ist, wobei der besagte Schalter (68) von der Sättigung des Verwindungsflächen gesteuert wird, wenn der Befehl des Steuerknüppels ungleich Null ist.

11. System nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß der besagte Generator (68) ein Signal aussendet, das eine lineare Kombination der ersten Ableitung und der zweiten Ableitung der seitlichen Trimmlage ist.

12. System nach einem der Ansprüche 8 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß oberhalb einer Schwelle (Us) für die Trimmlage, der dem besagten ersten Betätigungsorgan (14) zugeordneten Wandler (37) einen Wert (Ud) für die geforderte Trimmlage liefert, während der Wandler (37) unterhalb der besagten Schwelle eine geforderte Rollgeschwindigkeit liefert, und daß zwischen dem Ausgang des besagten Wandlers (37) und der besagten Integrationsvorrichtung (39) erste Mittel (70, 71, 72) zum Abziehen eines Korrektursignals (S), das unterhalb der besagten Schwelle (Us) Null, aber eine Funktion des Werts der tatsächlich vom Luftfahrzeug (1) oberhalb der besagten Schwelle erreichten Trimmlagenwert ist, von dem von dem besagten Wandler (37) ausgegebenen Signal vorgesehen sind.

13. System nach Anspruch 12, dadurch gekennzeichnet, daß das besagte Korrektursignal (S) proportional zu φ - φs, wenn die Trimmlage φ positiv und größer als der positive wert +φs ist, und proportional zu -φ + φs ist, wenn die Trimmlage φ negativ und kleiner als der negative Wert -φs der besagten Schwelle ist.

14. System nach einem der Ansprüche 8 bis 11, dadurch gekennzeichnet, daß oberhalb einer Schwelle (VMO) für die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs (1) der dem besagten ersten Betätigungsorgan (14) zugeordnete Wandler (37) einen Wert (φd) für die geforderte Trimmlage liefert, während der Wandler (37) unterhalb der besagten Schwelle für die Geschwindigkeit eine geforderte Rollgeschwindigkeit liefert, und daß zwischen dem Ausgang des besagten Wandlers (37) und der besagten Integrationsvorrichtung (39) zweite Mittel (70, 73, 74) zum Abziehen eines Korrektursignals, das proportional zur tatsächlichen Trimmlage ist, von dem von dem besagten Wandler (37) ausgegebenen Signal vorgesehen sind.

15. System nach den Ansprüchen 12 und 14, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten und die zweiten Mittel zum Subtrahieren parallel angebracht sind und abwechselnd in Abhängigkeit von der die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs mit der besagten Schwelle für die Geschwindigkeit vergleichenden Mittels (75, 76) aktiviert werden.

16. System nach einem der Ansprüche 1 bis 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung (16) zum Erzeugen des einzigen elektrischen Befehls zur Rollsteuerung und die Vorrichtung (18) zum Erzeugen des elektrischen Befehls zur Giersteuerung jeweils einen zusätzlichen Verstärker ( oder ) aufweisen, dessen Ausgang mit dem Summierglied (53 oder 54) verbunden ist, wobei die Eingänge der besagten zusätzlichen Verstärker ( oder ) gemeinsam mit einer Vorrichtung (80) zur Korrektur der Schub-Asymmetrie verbunden sind.

17. System nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung (80) zur Korrektur der Schub-Asymmetrie einen Integrator (82) aufweist, dessen Ausgang die besagten zusätzlichen Verstärker ( oder ) versorgt und dessen Eingang in einer ersten Stellung eines Schalters (83) mit einer Spannung Null verbunden werden kann und in einer zweiten Stellung des besagten Schalters mit einer konstanten Referenzspannung verbunden werden kann, wobei dieser Schalter von einer Steuervorrichtung (84) gesteuert wird, die ihn in einer Auslösebedingung entsprechend der Tatsache, daß das Luftfahrzeug mit festem Kurs fliegt, daß der Pilot das erste Betätigungsorgan freigegeben hat und daß die Verwindungsflächen zu stark ausgeschwenkt sind, die besagte Zweite Stellung einnehmen läßt, wobei die besagte Steuervorrichtung (84) den besagten Schalter (83) aus seiner zweiten in eine erste Stellung zurückführt, sobald das besagte erste Betätigungsmittel vom Piloten betätigt wird oder der Ausschlag der Verwindungsflächen nahe Null ist.

18. System nach Anspruch 17, dadurch gekennzeichnet, daß die besagte Auslösebedingung weiterhin beinhaltet, daß das Luftfahrzeug im Hinblick auf die Rollbewegung stabilisiert wird und daß die auf das besagte zweite Betätigungsorgan ausgeübte Kraft Null ist.

19. System nach einem der Ansprüche 17 oder 18, dadurch gekennzeichnet, daß das Vorzeichen der Referenzspannung von der Richtung des Ausschlags der Verwindungsflächen abhängt.

20. System nach einem der Ansprüche 16 bis 19, dadurch gekennzeichnet, daß die Verstärkungen der besagten zusätzlichen Verstärker ( oder ) der besagten Vorrichtungen (16 und 18) zum Erzeugen der elektrischen Befehle zur Rollsteuerung und zur Giersteuerung in Abhängigkeit von der Konfiguration des Flugs und der Geschwindigkeit des besagten Luftfahrzeugs steuerbar sind.