-
Die Erfindung betrifft die Stabilisierung der Lage
eines funkgesteuerten Flugzeugs in Längs- und
Querrichtung.
-
Das, Fliegen eines funkgesteuerten Modellflugzeugs
erfordert Übung und den Erwerb von Geschicklichkeit.
Besonders leicht zu fliegende Übungsflugzeuge werden für
Anfänger verwendet, um die Risiken eines Absturzes zu
verringern. Besonders in der Anfangsausbildung besteht
das Risiko, das der Anfängerpilot eine Situation
herbeiführt, die zu bewältigen er keine ausreichende
Geschicklichkeit besitzt. Selbst Übungsmodelle halten
sich lediglich in der vorhandenen Lage, wenn die
Steuerungen neutralisiert werden; deshalb muß eine
positive Aktion zur Bewältigung der Situation unternommen
werden. Funkausfall oder Störung führt oder kann führen
zu einer Neutralschaltung der Steuerungen, so daß das
Modell nur weiterfliegt wie vor der Störung. Selbst
Trainingsmodelle können teuer zu ersetzen sein, und ein
Absturz beinhaltet immer ein Gefahrenelement für das
Personal.
-
Das US-Patent Nr. 2 828 930 beschreibt ein System
zur Stabilisierung der Lage eines Flugzeuges. Wenn das
System jedoch bei einem funkgesteuerten Flugzeug
angewendet würde, würde sich das Stabilisierungssystem
ständig Versuchen des Piloten widersetzen, die Lage des
Flugzeuges zur Durchführung von Manövern zu steuern.
-
Die FR-A-2 397 001 beschreibt ein Beispiel eines
funkgesteuerten Flugzeugs mit einem Funkempfänger für den
Empfang eines Höhenruderposition-Rufsignals für die
Angabe einer verlangten Position für das Höhenruder und
wenigstens eines Querruderposition-Rufsignals für die
Angabe verlangter Positionen für das oder eins der
Querruder; Stabilisatoreinrichtungen zur Erzeugung von
Längs- und Querstabilisationssignalen in Abhängigkeit von
der Abweichung der Flugzeuglage in Längs- bzw.
Querrichtung von der Horizontalen zwecks Kombination der
Längs- und Querstabilisationssignale mit dem Höhenruder-
bzw. Querruderposition-Rufsignal, um das Flugzeug zu
stabilisieren; und Steuereinrichtungen zur Steuerung der
Positionen des Höhen- und Querruders entsprechend den
betreffenden kombinierten Signalen. Die Erfindung ist
gegenüber diesem Stand der Technik dadurch
gekennzeichnet, daß eine Stabilisatoreinrichtung zur
Kombination der Längs- und Querstabilisationssignale mit
den Höhen- und Querruderposition-Rufsignalen vorgesehen
ist nach einer Funktion, die die Wirkung der Längs- und
Querstabilisationssignale in Abhängigkeit von zunehmenden
Werten des Höhenruder- bzw. Querruderpositon-Rufsignals
reduziert.
-
Es ist wichtig zu betonen, daß die
Stabilisierungssignale das Flugzeug in Horizontallage
bringen, wenn der Pilot durch Neutralisierung der
Position des Steuerknüppels alle Eingaben löscht. Kleinen
Steuerknüppeleingaben wird durch die
Stabilisationssignale auch Widerstand entgegengesetzt.
Große Steuerknüppeleingaben werden jedoch weniger
beeinflußt.
-
In einer Form sind die Werte der modifizierten
Längs- und Querstabilisationssignale proportional zu
denen der (unmodifizierten) Längs- und
Querstabilisationssignalen unterhalb von Schwellenwerten
und gleich Null oberhalb der genannten Schwellenwerte.
-
Vorzugsweise werden die Werte der Längs- und
Querstabilisationssignale im Verhältnis zu einem Anstieg
der betreffenden Höhenruder- und Querruderposition-
Rufsignale von einem Maximum, wenn das betreffende
Positions-Rufsignal Null ist, bis auf Null reduziert,
wenn das betreffende Positionsrufsignal einen
vorbestimmten Wert größer als Null hat.
-
In einer besonders bevorzugten Ausführungsform ist
der Funkempfänger für den Empfang eines
Verstärkungseinstellungssignals eingerichtet, auf das die
Einrichtung zur Modifizierung der Längs- und
Querstabilisationssignale anspricht, um eine von dem
Verstärkungseinstellungssignal abhängige
Verstärkungsstufe zu schaffen. In einer geeigneten
Ausführungsform sind zwei Paare von Licht-Richtsensoren
vorgesehen, wobei die Sensoren jedes Paares auf den
Lichteingang aus zwei verschiedenen Richtungen auf
entgegengesetzten Seiten einer Achse ansprechen, um die
den festgestellten Lichtpegel anzeigenden
Lichtpegelsignale zu liefern, wobei die genannte
Stabilisatoreinrichtung auf die Differenz zwischen den
Lichtpegelsignalen anspricht, um
Lichtpegeldifferenzsignale zu bilden.
-
Das Signal aus jedem Sensor variiert im Wert in
Abhängigkeit davon, ob es über oder unter den Horizont
gerichtet ist. Wenn das Flugzeug horizontal ist und die
beiden Sensoren auf den Horizont gerichtet sind, sollte
die Differenz Null sein.
-
Die Lichtsensoren sind vorzugsweise photoleitfähige
Lichtsensoren, die hintereinander an einer Bezugsspannung
geschaltet sind. Die Lichtsensoren können etwa normal auf
die Längs- bzw. Querachse ausgerichtet sein.
-
Um die Möglichkeit zu reduzieren, daß ein Sensor
durch einen Niederschlag von Öl oder einer anderen
Verunreinigung untauglich gemacht wird, wäre es
wünschenswert, wenn keiner der Sensoren direkt in die
Bewegungsrichtung zeigte. In einer bevorzugten Anordnung
sind die Lichtsensoren in Richtungen ausgerichtet, die
die Winkel zwischen der Längs- und Querachse etwa
halbieren.
-
Um geeignete Stabilisationssignale abzuleiten,
umfaßt diese Anordnung vorzugsweise Einrichtungen zur
Addierung der Differenzen zwecks Schaffung eines der
Längs- und Querstabilisationssignale, und zur
Subtrahierung einer Differenz von den anderen zwecks
Schaffung des anderen der Längs- und
Querstabilisationssignale.
-
Eine Ausführungsform der Erfindung wird jetzt anhand
von Beispielen mit Bezug auf die beiliegenden Zeichnungen
beschrieben, wobei:
-
Fig. 1 eine auseinandergezogene bildliche
Darstellung einer Sensoreinheit ist für die
erfindungsgemäße Vorrichtung zur Stabilisierung der Lage
eines Flugzeuges;
-
Fig. 1A eine bildliche Darstellung der auf einem
funkgesteuerten Modellflugzeug installierten
Sensoreinheit der Fig. 1 ist; und
-
Fig. 2 ein Blockdiagramm der Vorrichtung ist.
-
Mit Bezug auf die Zeichnungen soll die Vorrichtung
die Lage eines Modellflugzeugs um zwei Achsen
stabilisieren, um den Längs- und Querneigungswinkel des
Flugzeugs zu steuern. Eine in Fig. 1 gezeigte
Sensoreinheit 2 hat die äußere Form einer Antennenkuppel.
Die Einheit hat einen Körper 4 und eine Abdeckung 6. Vier
kleine Löcher 8 sind am Rand des Körpers vorgesehen in
Ausrichtung mit entsprechenden Löchern 10 auf der
Abdeckung. Zwei der Löcher 8, 10 sind diametral
entgegengesetzt auf einer Achse A-A ausgerichtet. Die
anderen beiden Löcher 8, 10 sind diametral
entgegengesetzt auf einer Achse B-B senkrecht zu der
Achse A-A und im allgemeinen in derselben Ebene
ausgerichtet.
-
Der Körper 4 hat eine zentrale Kammer 12, in welche
die Löcher 8 hineinreichen. Ein photoleitfähiger
Lichtsensor (Photowiderstand) 14 ist an dem inneren Ende
jedes Loches 8 angebracht, um das von dem äußeren Ende
des Loches eintretende Licht zu erfassen. In dem
besonderen Beispiel sind die Löcher etwa dreimal so lang
wie ihr Durchmesser, vorzugsweise zwei- bis
zweieinhalbmal, so daß jeder Photowiderstand auf Licht
aus der allgemeinen Richtung der Achsen A-A oder B-B
anspricht. Bei einem besonders bevorzugten Beispiel ist
das äußere Ende der Löcher nicht kreisförmig, sondern in
der waagerechten Ebene breiter als in der senkrechten
Ebene. Z. B. können die Löcher an den Sensoren einen
Durchmesser von 4 mm haben und an den äußeren Enden ca. 6
mm breit und 2,5 mm hoch sein. Auf diese Weise wird mehr
Licht von einem breiteren Bogen des Horizontes gesammelt.
-
Die Photowiderstände sind empfindlicher für das
blaue und ultraviolette Ende des Spektrums als für das
rote und infrarote, so daß der
Hintergrundbeleuchtungspegel normalerweise über dem
Horizont zunimmt und sich unterhalb des Horizontes
verringert. Dies dient dazu, Heißgrundmarkierungen oder
die Wirkung gegen die Zunahme des Beleuchtungspegels über
dem Horizont zu vermeiden. Entweder können für das
blaue/ultraviolette Ende des Spektrums empfindlichere
Photowiderstände ausgewählt werden, oder es können bei
Verwendung von Lichtsensoren, die unerwünscht empfindlich
sind für das rote/infrarote Ende des Spektrums, Filter
zum Herausfiltern des unerwünschten Teils des Spektrums
verwendet werden.
-
Die Sensoreinheit 2 ist auf dem Flugzeug so
installiert, daß die Achsen A-A und B-B beim Flug in der
Horizontallage auf den Horizont gerichtet sind. Wenn die
Lage des Flugzeugs davon abweicht, sind eine oder beide
Achsen A-A und B-B nicht mehr auf den Horizont
ausgerichtet. Angenommen, daß die Achse A-A nicht mehr
auf den Horizont ausgerichtet ist, dann ist einer der
betreffenden Photowiderstände über den Horizont gerichtet
und empfängt mehr Licht als der andere, der unter den
Horizont gerichtet ist.
-
Wie in Fig. 2 dargestellt verbinden ein Kabel 16 und
ein Verbindungsstück 18 die Photowiderstände. Die beiden
Photowiderstände 14 auf einer Achse, z. B. A-A sind mit
einer Spannungsquelle in Reihe geschaltet. Der Knoten
zwischen den Photowiderständen ist mit einer
Signalverarbeitungseinrichtung 19 an einem Analog-
Digital-Umsetzer 20 verbunden, in dem eine Analog-
Digital-Umsetzung durchgeführt wird. Wenn die Achse A-A
horizontal ist, werden die betreffenden Photowiderstände
14 auf den Horizont gerichtet und sie empfangen nominell
denselben Lichtpegel, so daß der Knoten zwischen Ihnen
auf einem Spannungspegel auf der halben Höhe zwischen den
Versorgungsschienen liegt. Wenn die Achse A-A in einer
Richtung zum Horizont hin geneigt ist, empfängt der nach
oben gerichtete Photowiderstand mehr Licht als der nach
unten gerichtete Photowiderstand. Der Widerstand des
aufwärts gerichteten Photowiderstands fällt ab und der
des abwärts gerichteten Photowiderstands steigt, so daß
die Spannung an dem Knoten zwischen ihnen ansteigt.
-
Die Spannung an dem Knoten zwischen den beiden
Photowiderständen steigt daher und wird durch den Analog-
Digital-Umsetzer in ein digitales
Lichtpegeldifferenzsignal S1, S2 umgewandelt. Das
Lichtpegelsignal wird auf einen Signalformer 22
übertragen. Mit den in der gezeigten Position
angebrachten Schaltern 24 werden die Lichtpegelsignale S1
und S2 mit einem digitalen Bezugssignal einem Subtraktor
26 direkt eingegeben. Das digitale Bezugssignal
entspricht gleichem Licht, das von den Photowiderständen
empfangen wird. Das Ausgangsdifferenzsignal Rs stellt die
Winkelablenkung des Flugzeugs um die Querachse dar, und
das Ausgangsdifferenzsignal Ps stellt die Winkelablenkung
des Flugzeugs um die Längsachse dar.
-
Die Sensoreinheit 2 sollte in dem Flugzeug so
angebracht sein, daß sie im horizontalen Flug nominell
waagerecht ist. Angenommen, daß der Hintergrundlichtpegel
in einem Flugzeug parallel zum Horizont gleichförmig ist,
könnte das digitale Referenzsignal ständig eingestellt
sein. In der Wirklichkeit jedoch ist der
Hintergrundlichtpegel nicht gleichförmig und es kann
sein, daß die Sensoreinheit 2 nicht völlig genau
ausgerichtet ist. Zur Anpassung an diese praktischen
Probleme können die digitalen Referenzsignale am Boden
oder während des Fluges über ein entsprechenden Funkkanal
reguliert werden.
-
Wenn die Achse A-A in die andere Richtung zum
Horizont geneigt ist, fällt die Spannung an dem Knoten
ab.
-
Der direkte Vergleich der Lichtpegelsignale S1 und
S2 mit dem Referenzsignal ist geeignet, wenn die Achsen
A-A und B-B auf die Längs- und Querachse des Flugzeugs
ausgerichtet sind. Besonders in der dargestellten Form,
wo die Tasteinheit offene Löcher 8 zur Ausrichtung der
Lichtsensoren hat, kann man feststellen, daß sich ein
vorwärts gerichtetes Loch z. B. durch Maschinenöl
verstopfen kann. In diesem Falle wäre es ein Vorteil,
wenn keines der Löcher in die Flugrichtung gerichtet ist.
-
Hierzu können die Achsen A-A und B-B unter 45º zu
der Längs- und Querachse des Flugzeugs ausgerichtet sein,
d. h. in Richtungen parallel zu den Winkelhalbierenden
zwischen der Längs- und Querachse. Bei dieser Anordnung
werden die Schalter 24 in ihre alternativen Positionen
gebracht, so daß die den Subtraktoren 26 eingegeben
Signale sich aus, einem Addierer 28 und einem Subtraktor
30 ergeben. Der Addierer 28 produziert ein Signal mit
einem Wert der Hälfte der Summe von S1 und S2. Das
Summensignal wird dem entsprechenden Subtraktor 26
eingegeben zur Bildung des Signals R, das die Lage des
Flugzeugs um die Querachse darstellt. Der Subtraktor 30
produziert eine Signal, das einen Wert von einer Hälfte
der Differenz zwischen S1 und S2 hat. Das Differenzsignal
wird dem entsprechenden Subtraktor 26 zur Erzeugung des
Signal P eingegeben, das die Lage des Flugzeugs um die
Längsachse darstellt.
-
Die die Längs- und Querachse darstellenden Signale P
und R sind dynamisch geformt durch die Differentiatoren
32 und Addierer 34, die eine differentiale Komponente zur
Erzeugung von Proportional/Differential-
Stabilisierungssignalen hinzufügen.
-
Ps + A (dPS/dt) und Rs + A (dRs/dt)
-
worin A ein Verstärkungsfaktor ist.
-
Das Modell wird durch Radiosignale aus einem
Empfänger 36 gesteuert. Der Empfänger decodiert die
empfangenen Signale und bringt in der Impulsbreite
modulierte Signale in die Ausgangsleitungen 38 bis 40,
eins für jeden Kanal. Die Position-Rufsignale Pd in der
Leitung 38, Rd1 in Leitung 42 und Rd2 in Leitung 46
sollen die Position der entsprechenden Servos 48, 50 und
52 steuern, die wiederum das Höhenruder (gesteuert durch
Servo 48) und die Querruder des Flugzeugs (gesteuert
durch die Servos 50 und 52) zur Kontrolle der Lage des
Flugzeugs steuern. Die getrennte Steuerung für jedes
Querruder ermöglicht auch ihre Verwendung als Klappen.
Herkömmlicherweise sind die Ausgangsleitung 26 und 27
direkt mit dem entsprechenden Servo verbunden. Wie in
Fig. 2 dargestellt, sind die Leitungen jedoch mit der
Steuerung 19 verbunden, die die Impulsbreite der
modellierten Signale in den Umsetzern 54 in digitale
Signale umsetzt.
-
Die Stabilisationssignale
-
Ps + A (dPs/dt) und Rs + A (dRs/dt)
-
können durch die Verstärkungseinstellung-Multiplizierer
16 und die Invertoren 62 unter Steuerung der Schalter 64
geregelt werden, und die geregelten Signale werden den
Mischern 56 zugeführt.
-
Die Mischer 56 dienen allgemein gesagt zur
Modifizierung der digitalen Rufsignale Pd, Rd1 und Rd2,
indem sie diese vergrößern oder verkleinern, in dem
Sinne, daß der Wert der betreffenden
Stabilisierungssignale
-
Ps + A (dPs/dt) und Rs + A (dRs/dt)
-
verringert wird. Die modifizierten Rufsignale Pm, Rm1 und
Rm2 werden durch die Konverter 58 zu in der Impulsbreite
modulierten Signalen umgesetzt und treiben die
entsprechenden Servos 48, 50 und 52 an.
-
Im Betrieb bringt die Modifizierung der durch die
Steuerung 19 erzeugten Impulse das Flugzeug in eine
Horizontallage in beiden Achsen und aufwärts zurück, wenn
die Steuerknüppel am Sender neutralisiert werden, so daß
das Flugzeug bei den bekannten Vorrichtungen weiter das
tun würde, was es vorher getan hat. Wenn jedoch die
Mischfunktion eine reine Summation ist, wird jede vom
Piloten beabsichtigte Rufeingabe durch die
Stabilisierungssignale abgewehrt oder es wird ihr
entgegengewirkt.
-
Um die Ansprechbarkeit des System für Piloteingaben
zu verbessern ohne die Wirksamkeit des
Stabilisationssystems zu verringern, wenn der Pilot die
Kontrolle verliert, verringert die Mischfunktion des
Mischers 56 im allgemeinen die Wirkung der
Stabilisationssignale in Abhängigkeit von steigenden
Werten der Höhenruder- bzw. Querruderposition-Rufsignale.
Allgemein gilt für jeden Mischer:
-
UAusgang + UEingang1 + UEingang2 + F(UEingang1' UEingang2' P)
-
worin
-
UAusgang das Ausgangssignal von dem Mischer ist,
-
UEingang1 das Stabilisationssignal an einem Eingang zu
dem Mischer ist,
-
UEingang2
das Pilot-Rufsignal an dem anderen Eingang zu
dem Mischer ist,
-
P ein das Mischgesetz definierender Parameter ist,
welcher vorher festgelegt oder von einem weiteren
Kanalausgang des Empfängers 36 in einer der Leitungen 40
oder 44 abgeleitet werden kann.
-
Die Wirkung des Stabilisationssignals kann
proportional verringert werden, z. B..
-
F(UEingang1' UEingang2' P) = -{UEingang1 · (UEingang2 /max UEingang2)}
-
worin max UEingang2 der Wert von UEingang2 ist, der die
maximale Steuerablenkung ergibt.
-
In einem weiteren Beispiel kann die Funktion wie
folgt definiert werden:
-
F(UEingang1' UEingang2' P) = 0
-
wenn UEingang2 < max UEingang2/2
-
F(UEingang1' UEingang2' P) = UEingang1
-
wenn UEingang2 > max UEingang2/2
-
Die durch die Multiplizierer 60 eingestellte
Verstärkung kann von einem Potentiometer 62 an Bord über
den Analog-Digital-Umsetzer 68 oder von einem über einen
weiteren Kanal (nicht dargestellt) gesendeten Signal
abgeleitet werden.
-
Wenn das Flugzeug umgedreht wird, gehen die
Modifizierungen der in der Impulsbreite modulierten
Signale in die falsche Richtung, um es in eine umgedrehte
horizontale Lage zurückzubringen, so daß es zurück
aufwärts fliegt.
-
Die Sensoreinheit kann auf oder unter dem Flugzeug
angebracht werden. Die Wirkung der Steuereinheit 19 müßte
jedoch umgekehrt werden, je nachdem, wo die Sensoreinheit
angebracht ist. Angenommen, der Sensor dehnt die Servo-
Impulsbreite aus, wenn die Sensoreinheit über dem
Flugzeug in der in Fig. 1 dargestellten Ausrichtung
angebracht ist, dann wäre es erforderlich, eine
Reduzierung der Impulsbreite zu erzeugen, wenn der Sensor
unterhalb des verglichen mit Fig. 1 umgekehrten Flugzeugs
angebracht wäre. Die Schalter 64 und die Umwandler 62
sind vorgesehen zur Voreinstellung der Steuerung zwecks
Ermöglichung beider Ausrichtungen der Sensoreinheit.
-
Die Funktionen der Signalverarbeitungseinrichtung
können zweckmäßig unter Benutzung eines programmierten
Mikroprozessors ausgeführt sein.
-
Bei anderen Anordnungen können die
Stabilisierungssignale von herkömmlichen Kreiseln kommen.