DE69104657T2 - Vorrichtung zur integrierten Steuerung der Längsneigungs- und Schubachsen eines Luftfahrzeuges. - Google Patents

Description

• Gegenstand dieser Erfindung ist ein System zur integrierten Höhen- und Schubsteuerung eines Luftfahrzeugs.
• Bekanntlich gibt es gegenwärtig an Bord von Luftfahrzeugen einerseits ein Höhensteuersystem, das durch den Knüppel des Piloten betätigt wird und auf die Höhenruder und/oder das eventuelle verstellbare Höhenleitwerk des Luftfahrzeugs einwirkt, und andererseits ein Schubsteuersystem zur Steuerung der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs, wobei dieses Schubsteuersystem von Hand oder automatisch durch einen Gashebel betätigt wird und auf den oder die Motore des Luftfahrzeugs einwirkt.
• Wenn der Pilot den Trimmwinkel des Luftfahrzeugs verändern möchte, verschiebt er den Hebel des Höhensteuersystems, so daß die Höhenruder und/oder das verstellbare Höhenleitwerk in der gewünschten Richtung verstellt werden. Eine solche Trimmwinkelveränderung führt jedoch zu einer Änderung der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs. So nimmt beim Hochziehen des Flugzeugs die Geschwindigkeit ab, während sie beim Sturzflug zunimmt. Daraus folgt, daß der Pilot, wenn er auf das Höhensteuersystem einwirkt, das Schubsteuersystem betätigen muß, um die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs wieder auf den gewünschten Wert zu bringen.
• Umgekehrt betätigt der Pilot, wenn er die Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs verändern möchte, den Gashebel des Schubsteuersystems der Motore. Eine solche gesteuerte Geschwindigkeitsänderung führt jedoch zu einer Nickbewegung, so daß der Pilot nach Betätigung des Systems zur Steuerung der Geschwindigkeit, wenn die Längsbewegung des Luftfahrzeugs beherrschbar bleiben soll, das System zur Höhensteuerung betätigen muß, um das Luftfahrzeug auf den gewünschten Trimmwinkel zurückzubringen.
• Es ist also ersichtlich, daß der Pilot bei einer gesteuerten Änderung von Trimmwinkel oder Geschwindigkeit auf die beiden Systeme zur Höhensteuerung und zur Geschwindigkeitssteuerung einwirken muß.
• In Dokument FR-A-2 245 999 wird eine Anlage zur automatischen Führung von Flugzeugen auf einer nicht geradlinigen Flugbahn durch ein Höhenruder und ein Antriebsaggregat mit Hilfe eines Organs zur Einstellung des Höhenruders und eines Organs zur Regelung des den Schub steuernden Antriebsaggregats beschrieben, mit einem Höhenfühler und einem Fühler für den aerodynamischen Strömungszustand, einem Flugbahnanzeiger zur Erzeugung einer Höhenführungsgröße, einem Anzeiger für den Sollwert zur Erzeugung einer Führungsgröße für den aerodynamischen Strömungszustand, einem ersten Komparator zur Erzeugung eines ersten Regelabweichungssignals in Abhängigkeit von der Meßanzeige der Abweichung zwischen der vom Höhenfühler gemessenen Ist-Höhe und der Höhenführungsgröße, wobei ein zweiter Komparator dazu vorgesehen ist, ein zweites Regelabweichungssignal in Abhängigkeit von der Abweichung zwischen dem vom Fühler gemessenen aerodynamischen Strömungszustand und der vom Sollwertanzeiger abgegebenen Führungsgröße zu erzeugen, so daß das Stellorgan des Höhenruders mindestens in Abhängigkeit vom ersten Regelabweichungssignal und das Einstellorgan des Antriebsmotors mindestens in Abhängigkeit vom zweiten Regelabweichungssignal gesteuert wird.
• Aus Dokument US-A-4 266 743 ist auch ein System zur Höhenstabilisierung eines Luftfahrzeugs bekannt, bei dem ein Signal des Verdichtungsverhältnisses des Motors dazu benutzt wird, die durch Änderung der Schubsteuerung verursachten Höhenträgheitsmomente zu dämpfen.
• Gegenstand dieser Erfindung ist die Beseitigung dieses Nachteils. Sie ermöglicht eine Verringerung der Belastung des Piloten bei gleichzeitiger Erhöhung der Sicherheit und Verbesserung des Wohlbefindens der Fluggäste.
• Dazu ist das erfindungsgemäße Höhen- und Schubsteuersystem eines Luftfahrzeugs mit:
• - ersten aerodynamischen Flächen zur Höhensteuerung, die von einem ersten Betätigungsorgan betätigt werden, das mit einem ersten Wandler verbunden ist, der ein erstes elektrisches Signal abgibt, das für einen gesteuerten Längsparameter, wie Trimmwinkel, Steigung oder vertikales Lastvielfaches, repräsentativ ist;
• - mindestens einem Motor, der mit einem zweiten Betätigungsorgan gesteuert wird, das mit einem zweiten Wandler verbunden ist, der ein zweites elektrisches Signal abgibt, das für eine gesteuerte Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs repräsentativ ist;
• - einer Vielzahl zweiter aerodynamischer Flächen, die in Abhängigkeit von der Flugphase des Luftfahrzeugs unterschiedliche Stellungen zueinander einnehmen können und spezielle aerodynamische Konfigurationen beschreiben, wobei die eine oder die andere dieser Konfigurationen durch die Betätigung eines dritten Betätigungsorgans gewählt wird, das mit einem dritten Wandler verbunden ist, der ein drittes elektrisches Signal abgibt, das für die gewählte Konfiguration repräsentativ ist;
• - Mitteln zur Abgabe eines vierten elektrischen Signals, das für die Masse des Luftfahrzeugs repräsentativ ist;
• - Mitteln zur Abgabe eines fünften elektrischen Signals, das für den Abstand zwischen dem Schwerpunkt des Luftfahrzeugs und einem Nullpunkt an der Längsachse des Luftfahrzeugs repräsentativ ist; und
• - Mitteln zur Abgabe eines sechsten, siebenten, achten, neunten und zehnten elektrischen Signals, die jeweils für den augenblicklichen Wert von Flughöhe, aerodynamischem Anstellwinkel, Nickgeschwindigkeit, Trimmwinkel und Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs repräsentativ sind,
• dadurch bemerkenswert, daß es umfaßt:
• - eine erste Rechenvorrichtung für das erste bis sechste elektrische Signal sowie das zehnte elektrische Signal, die eine erste und eine zweite lineare Verknüpfung des ersten und zweiten elektrischen Signals erzeugt, wobei die dem ersten bzw. zweiten elektrischen Signal in der ersten und zweiten linearen Verknüpfung zugeordneten Koeffizienten vom dritten bis sechsten und zehnten elektrischen Signal abhängig sind;
• - eine zweite Rechenvorrichtung für das dritte bis zehnte elektrische Signal, die eine dritte und vierte lineare Verknüpfung des siebenten bis zehnten elektrischen Signals erzeugt, wobei die jeweils dem siebenten bis zehnten elektrischen Signal in der dritten und vierten linearen Verknüpfung zugeordneten Koeffizienten vom dritten bis sechsten und zehnten elektrischen Signal abhängig sind;
• - erste Addiermittel für die erste und dritte lineare Verknüpfung zur Addition derselben und zur Bildung eines ersten elektrischen Höhensteuerbefehls für die ersten aerodynamischen Flächen; und
• - zweite Addiermittel für die zweite und vierte lineare Verknüpfung zur Addition derselben und zur Bildung eines zweiten elektrischen Schubsteuerbefehls für den Motor.
• Es ist also ersichtlich, daß jeder der Höhen- und Schubsteuerbefehle eine lineare Verknüpfung darstellt, die statische Parameter (gesteuerter Längsparameter wie Trimmwinkel und gesteuerte Geschwindigkeit) und dynamische Parameter (augenblicklicher Wert von Anstellwinkel, Nickgeschwindigkeit, Trimmwinkel und Geschwindigkeit) umfaßt. Damit:
• - kann eine beabsichtigte Änderung des gesteuerten Trimmwinkels beispielsweise automatisch dazu führen, daß die gesteuerte Geschwindigkeit auf dem Wert vor der Trimmwinkeländerung verbleibt, da der gesteuerte Trimmwinkel in den Steuerbefehl der Motore integriert ist;
• - kann eine beabsichtigte Änderung der gesteuerten Geschwindigkeit automatisch dazu führen, daß der Trimmwinkel auf dem Wert vor der Geschwindigkeitsänderung verbleibt, da die gesteuerte Geschwindigkeit in den Höhensteuerbefehl integriert ist;
• - wird die Dynamik der beabsichtigten Änderung von gesteuertem Trimmwinkel und gesteuerter Geschwindigkeit durch die Rückwirkung von Anstellwinkel, Nickgeschwindigkeit, Trimmwinkel und/oder Geschwindigkeit geregelt, die von der zweiten Rechenvorrichtung berechnet und der ersten und zweiten linearen Verknüpfung aufgegeben wurden;
• - werden sowohl horizontale als auch vertikale Windböen durch das System berücksichtigt, da diese Windböen Änderungen der aerodynamischen Geschwindigkeit und/oder des Anstellwinkels erzeugen und diese beiden Parameter im Höhensteuerbefehl und im Schubsteuerbefehl enthalten sind. Daraus ergibt sich, daß das erfindungsgemäße System bei Windböen Trimmwinkel und Geschwindigkeit auf ihren gesteuerten Werten halten kann, so daß das Wohlbefinden der Fluggäste gewährleistet ist.
• Da jeder der Höhen- und Schubsteuerbefehle die lineare Verknüpfung von sechs Parametern darstellt (augenblicklicher Wert von gesteuertem Längsparameter, gesteuerter Geschwindigkeit, Anstellwinkel, Nickgeschwindigkeit, Trimmwinkel und Geschwindigkeit), wird der Einfluß jedes dieser sechs Parameter in jedem Steuerbefehl durch den Wert und das Vorzeichen des Koeffizienten geregelt, der jedem Parameter beigegeben ist. Deshalb wird jeder der zwölf Parameter (sechs für den Höhensteuerbefehl, sechs für den Schubsteuerbefehl) durch Berechnung in Abhängigkeit von dem für den entsprechenden Parameter in jedem der Befehle gewünschten Einfluß bestimmt. Der gewünschte Einfluß jedes Parameters in jedem der beiden Befehle muß jedoch in Abhängigkeit von der Masse des Luftfahrzeugs (Großraumflugzeug, Jagdflugzeug usw.), von der Lastigkeit des Luftfahrzeugs, von der Konfiguration seiner verschiedenen aerodynamischen Flächen (Klappen, Flügelnasen, Deflektoren usw., die entsprechend den unterschiedlichen Flugphasen aus- oder eingefahren sind) und der Flughöhe (die die Wirksamkeit der aerodynamischen Flächen und der Motore bestimmt) veränderlich sein. Deshalb sind die Koeffizienten vom dritten bis sechsten Signal und vom sehnten Signal abhängig.
• Nach einer wesentlichen Besonderheit dieser Erfindung hat die erste Rechenvorrichtung einen ersten Speicher mit einer Vielzahl von Mengen aus vier Koeffizienten für die erste und zweite lineare Verknüpfung, wobei die Auswahl einer solchen Menge von vier Koeffizienten aus den anderen Mengen vom dritten bis sechsten und vom zehnten elektrischen Signal abhängig ist. Ebenso hat nach einer weiteren wesentlichen Besonderheit dieser Erfindung die zweite Rechenvorrichtung einen zweiten Speicher mit einer Vielzahl von Mengen aus acht Koeffizienten für die dritte und vierte lineare Verknüpfung, wobei die Auswahl einer solchen menge von acht Koeffizienten aus den anderen Mengen vom dritten bis sechsten und vom zehnten elektrischen Signal abhängig ist.
• Vorzugsweise hat das erfindungsgemäße System außerdem:
• - Mittel zur Bildung und Integration der Differenz zwischen dem zweiten und zehnten elektrischen Signal;
• - erste Mittel zur Verstärkung der integrierten Differenz aus den Subtraktions- und Integrationsmitteln, wobei die Verstärkung der ersten Verstärkungsmittel ein Funktion des dritten bis sechsten und zehnten elektrischen Signals ist;
• - dritte Mittel zur Addition der integrierten und verstärkten Differenz aus den ersten Verstärkungsmitteln mit dem ersten elektrischen Höhensteuerbefehl;
• - zweite Mittel zur Verstärkung der integrierten Differenz aus den Subtraktions- und Integrationsmitteln, wobei die Verstärkung der zweiten Verstärkungsmittel eine Funktion des dritten bis sechsten und zehnten elektrischen Signals ist; und
• - vierte Mittel zur Addition der integrierten und verstärkten Differenz aus den zweiten Verstärkungsmitteln mit dem zweiten elektrischen Schubsteuerbefehl.
• So kann ein eventueller statischer Fehler zwischen der gesteuerten Geschwindigkeit am Ausgang des zweiten Wandlers und der vom Luftfahrzeug bei stabilisiertem Betreib erreichten Ist-Geschwindigkeit ausgeschlossen werden.
• Um den sich aus der langsamen relativen Reaktion solcher Integrationsmittel ergebenden Nachteil zu vermeiden, wird ein Filter mit der Funktion 1/1 + τp vorgesehen, über den das zweite elektrische Signal den Subtraktions- und Integrationsmitteln aufgegeben wird. Damit ist der Einfluß der Subtraktions- und Integrationsmittel bei einem geringen Fehler zwischen der gesteuerten Geschwindigkeit und der Geschwindigkeit des Luftfahrzeugs bei stabilisiertem Betrieb geringfügig, und sie sind nur zum Teil an der Erreichung der gesteuerten Geschwindigkeit durch die Geschwindigkeit bei stabilisiertem Betrieb beteiligt.
• Bei einem Luftfahrzeug, bei dem die ersten aerodynamischen Flächen zur Höhensteuerung Höhenruder und eine verstellbare Höhenflosse haben, ist es vorteilhaft, wenn das erfindungsgemäße System eine Vorrichtung hat, durch die der erste elektrische Befehl zur Höhensteuerung zwischen den Höhenrudern einerseits und der verstellbaren Höhenflosse andererseits aufgeteilt wird.
• So ist es möglich, die Haupteigenschaften der Höhenruder und der Höhenflosse zu nutzen und dabei gleichzeitig ihre Nachteile zu vermeiden. Bekanntlich haben Höhenruder sehr kurze Reaktionszeiten, so daß die gewünschte Höhe sehr schnell erreicht werden kann, können jedoch, wenn sie nach beiden Seiten manövrierbar bleiben sollen, nicht im Dauerbetrieb eingesetzt werden. Dagegen hat die verstellbare Höhenflosse hohe Reaktionszeiten, ist jedoch wirksamer.
• Die Figuren der beigefügten Zeichnung erleichtern das Verständnis dafür, wie die Erfindung verwirklicht werden kann. In diesen Figuren werden mit identischen Bezugszahlen gleiche Elemente bezeichnet.
• Figur 1 zeigt perspektivisch ein von oben gesehenes Großraumflugzeug für die Zivilluftfahrt mit angewendetem erfindungsgemäßem Höhen- und Schubsteuersystem.
• Figur 2 stellt das Blockschaltbild des erfindungsgemäßen Höhen- und Schubsteuersystems dar.
• Figur 3 veranschaulicht als Blockschaltbild eine Verbesserung des erfindungsgemäßen Steuersystems, durch die der statische Geschwindigkeitsfehler beseitigt werden kann.
• Das in der Perspektive in Figur 1 gezeigte Großraumflugzeug für die Zivilluftfahrt 1 hat einen Rumpf 2, Tragflügel 3, ein Seitenleitwerk 4 und ein Höhenleitwerk 5. Der Vortrieb erfolgt durch zwei Motore 6, die unter den Tragflügeln 3 aufgehangt sind.
• An der Saugseite der Tragflügel 3 sind Hinterkanten-Querruder 7, Klappen 8, Deflektoren 9 und Flügelnasen 10 vorgessehen. Einige der Deflektoren 9 können in bekannter Weise als Bremsklappen, andere zusammen mit den Querrudern 7 als Rolldeflektoren genutzt werden. Diese Deflektoren 9 können im übrigen als Spoiler eingesetzt werden und eventuell zusammen mit den Querrudern 7 zur Verringerung der Biegekräfte an den Tragflügeln 3 belastungsreduzierend wirken.
• Am Seitenleitwerk 4 ist ein Seitenruder 11 vorgesehen, während an der Hinterkannte des Höhenleitwerks 5 Höhenruder 12 angelenkt sind. Dieses Leitwerk 5 kann beweglich sein, so daß es eine verstellbare Höhenflosse oder einen Höhenstabilisator bildet, die zur Steuerung der Höhe von Flugzeug 1 verwendet werden können.
• Zur Höhensteuerung von Flugzeug 1 ist in dessen Cockpit 13 mindestens ein Steuerknüppel 14 für einen Piloten vorgesehen (siehe Figur 2). Mit dem Steuerknüppel 14 werden die Höhenruder 12 und eventuell das Höhenleitwerk 5 gesteuert.
• Zur Steuerung des Schubs der Motore 6 ist im Cockpit 13 außerdem ein Gashebel 15 vorgesehen.
• Diese Erfindung bezieht sich nur auf die Steuerung der Höhenruder 12 (und eventuell des Höhenleitwerks 5) und der Motore 6, so daß die Steuerung der Querruder 7, der Klappen 8, der Deflektoren 9 und der Nasen 10 nicht beschrieben wird. Es sei lediglich darauf hingewiesen, daß die aerodynamischen Flächen 7 bis 10 entsprechend der Flugphase (Streckenflug, Landung, Start usw.) in bekannter Weise entweder ausgefahren oder eingefahren sind und daß jeder Flugphase eine besondere Konfiguration entspricht, bei der einige der aerodynamischen Flächen 7 bis 10 ausgefahren und andere eingefahren sind. Jede der Konfigurationen wird vom Piloten durch ein Wahlorgan 16 gewählt (siehe Figur 2).
• Im übrigen sind an Bord des Flugzeugs 1 Klemmen 17A und 17B vorgesehen, an denen jeweils elektrische Signale anliegen, die für die Masse M von Flugzeug 1 und den Abstand d zwischen dem Schwerpunkt G und einem Nullpunkt O entlang der Längsachse R-R von Flugzeug 1 repräsentativ sind. Derartige elektrische Signale können von Anzeigevorrichtungen (nicht dargestellt) abgegeben werden, an denen sich der Pilot die Größen M und d anzeigen läßt. Das Signal an Klemme 17B kann jedoch auch vn einer Rechenvorrichtung (nicht dargestellt) kommen, die die Lage des Schwerpunkts G kontinuierlich errechnet.
• Wie in Figur 2 zu sehen ist, hat das erfindungsgemäße System:
• - einen Wandler 18, der die Stellung von Steuerknüppel 14 in ein elektrisches Signal umwandelt und an seinem Ausgang ein Signal abgibt, das für einen gesteuerten Längsparameter, wie beispielsweise die vom Piloten für Flugzeug 1 gewünschte gesteuerte Trimmung Θc, die von ihm durch entsprechende Betätigung von Steuerknüppel 14 verwirklicht wird, repräsentativ ist. Es ist klar, daß der gesteuerter Längsparameter statt der Trimmung auch die Steigung oder das vertikale Lastvielfache sein könnte;
• - einen Wandler 19, der die Stellung von Gashebel 15 in ein elektrisches Signal umwandelt und an seinem Ausgang ein Signal abgibt, das für die vom Piloten für Flugzeug 1 gewünschte gesteuerte Geschwindigkeit Vcc, die von ihm durch entsprechende Betätigung von Hebel 15 eingestellt wird, repräsentativ ist; und
• - einen Wandler 20 zur Wandlung der Stellung des Konfigurationswahlorgans 16, der an seinem Ausgang ein für die gegenwärtige Konfiguration Cf, die vom Piloten durch entsprechende Betätigung von Organ 16 gewählt wurde, repräsentatives Signal abgibt.
• An Bord von Flugzeug 1 ist außerdem, wie bekannt, eine Vorrichtung 21 beispielsweise des Typs ADIRS (Air Data Inertial Reference System) angebracht, die kontinuierlich vier elektrische Signale abgeben kann, die für den augenblicklichen Wert von Anstellwinkel α, Nickgeschwindigkeit q, Trimmwinkel Θ bzw. Geschwindigkeit Vc von Fugzeug 1 repräsentativ sind, wobei in die Vorrichtung 21 außerdem ein Funkhöhenmesser o.ä. eingebaut ist, der kontinuierlich ein elektrisches Signal für die Flughöhe Z abgeben kann.
• Nachstehend werden die oben definierten elektrischen Signale mit den Größen bezeichnet, die sie jeweils darstellen.
• Wie in Figur 2 zu sehen ist, hat das erfindungsgemäße System außerdem eine Rechenvorrichtung 22 für die Signale Θc, Vcc, Cf, M, d, Vc und Z mit den beiden Ausgängen 22a und 22b. Am Ausgang 22a von Vorrichtung 22 ergibt sich ein Signal, das eine lineare Verknüpfung der Signale Θc und Vcc vom Typ AΘc + BVcc ist, wobei in diesem Ausdruck die Koeffizienten A und B von den Signalen Cf, M, d, Vc und Z abhängig sind. Ebenso ergibt sich am Ausgang 22b der Vorrichtung ein Signal, das eine lineare Verknüpfng der Signale Θc und Vcc vom Typ CΘc + DVcc ist, wobei in diesem Ausdruck die Koeffizienten C und D von den Signalen Cf, M, d, Vc und Z abhängig sind.
• Es ist ersichtlich, daß die Rechenvorrichtung 22 eine Tabelle oder matrix mit einer Vielzahl von Mengen von vier Koeffizienten A, B, C und D haben kann, wobei eine dieser besonderen Mengen in Abhängigkeit von den augenblicklichen Werten von Cf, M, d, Vc und Z gewählt wird. Eventuell ergibt sich die genutzte besondere Menge von vier Koeffizienten durch Interpolation in Abhängigkeit von den fünf obigen augenblicklichen Werten zwischen zwei in der Tabelle oder Matrix gespeicherten Mengen A, B, C und D.
• Das sich am Ausgang 22a der Rechenvorrichtung 22 ergebende Signal AΘc + BVcc wird an einen der Eingänge eines Addierers 23 gegeben, an dessen anderen Eingang ein Signal von Ausgang 24a einer Rechenvorrichtung 24 gelangt. An diese Rechenvorrichtung 24 gelangen die Signale Cf, M, D, Z, α, q, Θ und Vc. An ihrem Ausgang 24a gibt sie eine lineare Verknüpfung der Signale α, q, Θ und Vc vom Typ aα + bq + cΘ + dVc ab, wobei in diesem Ausdruck die Koeffizienten a, b, c und d von den Signalen Cf, M, d, Vc und Z abhängig sind. So ergibt sich am Ausgang von Addierer 23 ein Signal δq wie:
• (1) δq = AΘc + BVcc + aα + bq + cΘ + dVc.
• Außerdem wird das am Ausgang 22b der Rechenvorrichtung 22 erhaltene Signal CΘc + DVcc an einen der Eingänge eines Addierers 25 gegeben, an dessen anderen Eingang ein Signal gelangt, das von einem anderen Ausgang 24b der Rechenvorrichtung 24 kommt. Diese gibt an ihrem Ausgang 24b eine lineare Verknüpfung der Signale α, g, Θ und Vc vom Typ eα + fq + gΘ + hVc ab, wobei in diesem Ausdruck die Koeffizienten e, f, g und h von den Signalen Cf, M, d, Vc und Z abhängig sind. So ergibt sich am Ausgang von Addierer 25 ein Signal δπ, wie zum Beispiel:
• (2) δπ = CΘc + DVcc + eα + fq + gΘ + hVc.
• Es ist festzustellen, daß die Rechenvorrichtung 24 eine Tabelle oder Matrix mit einer Vielzahl von Mengen von acht Koeffizienten a, b, c, d, e, f, g und h haben kann, wobei eine dieser besonderen Mengen in Abhängigkeit von den Werten Cf, M, d, Vc und Z ausgewählt wird.
• Das so erhaltene Signal δq, das sich am Ausgang von Addierer 23 ergibt, wird als Befehl zur Höhensteuerung von Flugzeug 1 genutzt. Dazu wird das Signal δq, wenn das Höhenleitwerk 5 von der Art eines verstellbaren Höhenstabilisators ist, einer Verteilervorrichtung 26 aufgegeben, die das Signal δq entsprechend der Wirkung des verstellbaren Höhenstabilisators 5 und der Höhenruder 12 zwischen der Steuervorrichtung 27a der Ruder 12 und der Steuervorrichtung 27b des verstellbaren Höhenleitwerks verteilt. Wenn das Höhenleitwerk 5 fest angeordnet ist, wird natürlich das gesamte Signal δq den Höhenrudern 12 aufgegeben.
• Ähnlich wird das wie oben berechnete Signal δπ, das sich am Ausgang von Addierer 25 ergibt, als Befehl zur Schubsteuerung der Motore 6 von Flugzeug 1 verwendet. Dazu gelangt das Signal δπ an deren Steuervorrichtung 28. Die Steuervorrichtung 28 ist zum Beispiel eine FADEC-Vorrichtung (Full Authority Digital Engine Control).
• Es ist selbstverständlich, daß durch das Höhenleitwerk 5, die Ruder 12 und die Motore 6 unter dem Einfluß der Signale δq und δπ die Werte α, q, Θ und Vc, die von der Vorrichtung 21 erfaßt werden, verändert werden. Das ist in Figur 2 mit gestrichelten Pfeilen 29,30,31 dargestellt.
• Wenn der Pilot den Steuerknüppel 14 betätigt, um eine gewünschte Trimmung Θc einzustellen, berücksichtigt der Befehl zur Höhensteuerung δq damit sofort den Wert dieser Trimmsteuerung und betätigt die Höhenruder 12 und/oder das verstellbare Höhenleitwerk 5. Das Flugzeug 1 nimmt also diese Trimmlage Θc mit einer Dynamik ein, die durch die Rückwirkungen bei Anstellwinkel α, Nickgeschwindigkeit q und Trimmung Θ bestimmt wird, die ihrerseits durch die Glieder aα, bq und cΘ aus dem oben definierten Ausdruck (1) bestimmt werden. Gleichzeitig mit der Wirkung auf die Höhenruder 12 und/oder auf das verstellbare Höhenleitwerk 5 berücksichtigt der Schubsteuerbefehl δπ den Wert der gesteuerten Trimmung Θc über das Glied CΘc und bewirken die Rückwirkungen eα, fq und gΘ aus dem Ausdruck (2) eine ständige Abstimmung des Schubs der Motore 6, so daß die Trimmänderung bei konstanter Geschwindigkeit erfolgt. Dadurch haben bei gesteuerter Trimmung die Rückwirkungen dVc und hVc auf die Befehle δq und δπ keinerlei Einfluß.
• Wenn der Pilot jetzt den Gashebel 15 betätigt, um die gesteuerte Geschwindigkeit Vcc zu ändern, werden die Motore 6 sofort mit dem Befehl δπ beaufschlagt. Ebenso verhält es sich bei den Höhenrudern 12 und/oder dem verstellbaren Höhenleitwerk 5 aufgrund von Glied BVcc aus dem Befehl δq. Entsprechend der Geschwindigkeitsänderung von Flugzeug 1 wird durch die Rückwirkungen dVc und aα auf Befehl δq der Ausschlag der Höhenruder 12 und/oder des Verstellbaren Höhenleitwerks 5 verändert, um die Trimmung Θc konstant zu halten, während durch die Rückwirkungen eα und hVc auf Befehl δπ die Dynamik der Geschwindigkeitsänderung von Flugzeug 1 festgeschrieben wird.
• Bei einer Länsbö (von vorne oder hinten) ergibt sich eine Änderung von Vc. Durch die Glieder dVc von Befehl δq und hVc von Befehl δπ tritt eine kompensatorische Änderung (nach oben oder unten) der Geschwindigkeit und der Trimmung von Flugzeug 1 ein. In diesem Fall verändern sich der Anstellwinkel α, die Nickgeschwindigkeit q und der Trimmwinkel Θ wenig, so daß das Wohlbefinden der Fluggäste an jedem Punkt von Flugzeug 1 gewährleistet ist.
• Bei einer Vertikalbö ergibt sich eine Änderung des Anstellwinkels α. Durch die Glieder aα von Befehl δq und eα von Befehl δπ kann dann der Trimmwinkel erhalten und der Schub der Motore 6 zur Beibehaltung einer konstanten Geschwindigkeit geändert werden.
• Nachstehend folgen vier Beispiele von Werten für die verschiedenen Koeffizienten der vier linearen Verknüpfungen für ein Großraumflugzeug mit Landekonfiguration, ausgefahrenem Fahrwerk und einer Flughöhe Z von 5000 Fuß.
Beispiel 1
• Flugzeug 1 hat eine Masse M von 52 Tonnen und fliegt mit einer Geschwindigkeit Vc von 130 kn. Der Abstand d stellt 10 % der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe der Tragflügel 3 dar und wird ausgehend von der Orthogonalprojektion der Vorderkante der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe auf die Längsachse R-R in Richtung der Orthogonalprojection der Hinterkante der mittleren aerodynamischen Flügeltiefe auf die Längsachse gemessen. In diesem Fall sind:
Beispiel 2
• Das Flugzeug hat eine Masse M von 63 Tonnen, seine Geschwindigkeit Vc beträgt 130 kn und seine Lastigkeit d (wie in Beispiel 1 definiert) ist gleich 38 %. Dann sind:
Beispiel 3
• Das Flugzeug hat eine Masse M von 63 Tonnen, seine Geschwindigkeit beträgt 110 kn und seine Lastigkeit d (wie oben definiert) ist gleich 38 %. In diesem Fall sind:
Beispiel 4
• Das Flugzeug hat eine Masse M von 52 Tonnen, seine Geschwindigkeit Vc beträgt 170 kn und seine Lastigkeit d (wie oben definiert) ist gleich 25 %. Dann sind:
• Im Blockschaltbild von Figur 3 ist die Rechenvorrichtung 24 dargestellt, an deren Eingänge die Signale Cf, M bzw. d von Wandler 20 und von den Klemmen 17A und 17B und die Signale α, q, Θ, Vc und Z von Vorrichtung 21 gelangen. Die Ausgänge 24a und 24b von Rechenvorrichtung 24 sind jeweils mit einem Eingang der Addierer 23' und 25' mit drei Eingängen verbunden, die die oben beschriebenen Addierer 23 und 25 ersetzen. An einen weiteren Eingang der Addierer 23' und 25' gelangen wie oben die erste oder die zweite lineare Verknüpfung AΘc + BVcc bzw. CΘc + DVcc.
• Außerdem hat das System von Figur 3 einen integrierenden Komparator 32, an dessen Minuseingang das Signal Vc aus Vorrichtung 21 und an dessen Pluseingang von Wandler 19 das Signal der gesteuerten Geschwindigkeit Vcc über einen Filter 33 gelangen. Filter 33 hat eine Funktion des Typs 1/1 + τp, so daß das gefilterte Signal Vcm, das dem Pluseingang des integrierenden Komparators 32 aufgegeben wird, Vcm = 1/(1 + τp) . Vcc ist.
• Der Ausgang des integrierenden Komparators 32 ist mit einem Doppelverstärker 34a,34b verbunden. Der Ausgang von Verstärker 34a ist mit dem dritten Eingang von Addierer 23' und der von Verstärker 34b mit dem dritten Eingang von Addierer 25' verbunden. An den Doppelverstärker 34a,34b gelangen die Signale Cf, M, d, Vc und Z . Die Verstärkung g1, g2 jedes Verstärkers 34a oder 34b ist eine Funktion der Signale Cf, M, d, Vc und Z.
• Somit ergibt sich am Ausgang von Verstärker 34a das Signal
• g1. (Vcm - Vc),
• während am Ausgang von Verstärker 34b das Signal
• g2. (Vcm - Vc)
• lautet. Daraus folgt, daß am Ausgang von Addierer 23' ein Höhensteuersignal δq' gleich
• δq' = AΘc + BVcc + aα + bq + cΘ + dVc + g1. (Vcm - Vc)
• erhalten wird, während das erhaltene Signal am Ausgang von Addierer 25' ein Schubsteuersignal δπ' gleich
• δπ' = CΘc + DVcc + eα + fq + gΘ + hVc + g2. (Vcm - Vc)
• ist.
• Aufgrund des letzten Integralgliedes der Höhen- und Schubsteuersignale ist bei stabilisiertem Betrieb die Geschwindigkeit Vc mit Sicherheit gleich der gesteuerten Geschwindigkeit Vcc.
• In den obigen Beispielen für die verschiedenen Koeffizienten der linearen Verknüpfungen haben die Verstärkungen g1 und g2 folgende Werte:
• g1 = 0,001 und g2 = 0,03 (Beispiel 1)
• g1 = 0,001 und g2 = 0,02 (Beispiel 2)
• g1 = 0,0022 und g2 = 0,027 (Beispiel 3)
• g1 = 0,0008 und g2 = 0,028 (Beispiel 4).

Claims (6)

1. Höhen- und Schubsteuersystem für ein Luftfahrzeug (1) mit:

- ersten aerodynamischen Flächen zur Höhensteuerung (5,12), die durch ein erstes Betätigungsorgan (14) betätigt werden, das mit einem ersten Wandler (18) verbunden ist, der ein erstes, für einen gesteuerten Längsparameter (Θc) repräsentatives elektrisches Signal abgibt;

- mindestens einem Motor (6), der durch ein zweites Betätigungsorgan (15) gesteuert wird, das mit einem zweiten Wandler (19) verbunden ist, der ein zweites, für eine gesteuerte Geschwindigkeit (Vcc) des Luftfahrzeugs repräsentatives elektrisches Signal abgibt;

- einer Vielzahl zweiter aerodynamischer Flächen (7,8,9,10), die entsprechend jeder Flugphase des Luftfahrzeugs unterschiedliche Stellungen zueinander einnehmen können, die besondere aerodynamische Konfigurationen darstellen, wobei die Wahl der einen oder anderen aerodynamischen Konfiguration durch Betätigung eines dritten Betätigungsorgans (16) erfolgt, das mit einem dritten Wandler (20) verbunden ist, der ein drittes, für die gewählte Konfiguration (Cf) repräsentatives elektrisches Signal abgibt;

- Mitteln (17A), die ein viertes, für die Masse (M) des Luftfahrzeugs (1) repräsentatives elektrisches Signal abgeben können;

- Mitteln (17B), die ein fünftes, für den Abstand (d) zwischen dem Schwerpunkt (G) des Luftfahrzeugs und einem Nullpunkt (O) entlang der Längsachse (R-R) des Luftfahrzeugs repräsentatives elektrisches Signal abgeben können; und

- Mitteln (21), die ein sechstes, siebentes, achtes, neuntes und zehntes elektrisches Signal abgeben können, das jeweils für den augenblicklichen Wert von Flughöhe (Z), aerodynamischem Anstellwinkel (α), Nickgeschwindigkeit (q), Trimmwinkel (Θ) und Geschwindigkeit (Vc) des Luftfahrzeugs repräsentativ ist,

dadurch gekennzeichnet, daß es umfaßt:

- eine erste Rechenvorrichtung (22) für das erste bis sechste elektrische Signal sowie das zehnte elektrische Signal, die eine erste und eine zweite lineare Verknüpfung (AΘc + BVcc; CΘc + DVcc) des ersten (Θc) und zweiten (Vcc) elektrischen Signals herstellt, wobei die Koeffizienten (A,B und C,D), die dem ersten bzw. zweiten elektrischen Signal in der ersten und zweiten linearen Verknüpfung zugeordnet sind, vom dritten bis sechsten und zehnten elektrischen Signal abhängig sind;

- eine zweite Rechenvorrichtung (24) für das dritte bis zehnte elektrische Signal, die eine dritte und eine vierte lineare Verknüpfung (aα + bq + cΘ + dVc; eα + fq + gΘ + hVc) des siebenten bis zehnten elektrischen Signals herstellt, wobei die Koeffizienten (a,b,c,d; e,f,g,h), die jeweils dem siebenten bis zehnten elektrischen Signal in der dritten und in der vierten linearen Verknüpfung zugeordnet sind, vom dritten bis sechsten und zehnten elektrischen Signal abhängig sind;

- erste Addiermittel (23) für die erste und dritte lineare Verknüpfung zu deren Addition zwecks Bildung eines ersten elektrischen Höhensteuerbefehls (δq) für die ersten aerodynamischen Flächen (5,12); und

- zweite Addiermittel (25) für die zweite und vierte lineare Verknüpfung zu deren Addition zwecks Bildung eines zweiten elektrischen Schubsteuerbefehls (δπ) für den Motor (6).

2. Steuersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Rechenvorrichtung (22) einen ersten Speicher mit einer Vielzahl von Mengen aus vier Koeffizienten (A,B,C,D) für die erste und zweite lineare Verknüpfung (AΘc + BVcc; CΘc + DVcc) enthält, wobei die Wahl einer solchen Menge von vier Koeffizienten aus den anderen Mengen vom dritten bis sechsten und zehnten elektrischen Signal (Cf, M, d, Z und Vc) abhängig ist.

3. Steuersystem nach einem der Ansprüche 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Rechenvorrichtung (24) einen zweiten Speicher mit einer Vielzahl von Megen aus acht Koeffizienten (a,b,c,d,e,f,g und h) für die dritte und vierte lineare Verknüpfung (aα + bq + cΘ + dVc; eα + fq + gΘ + hVc) enthält, wobei die Wahl einer solchen Menge von acht Koeffizienten aus den anderen Mengen vom dritten bis sechsten und zehnten elektrischen Signal (Cf, M, d, Z und Vc) abhängig ist.

4. Steuersystem nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß es außerdem umfaßt:

- Mittel (32) zur Bildung und Integration der Differenz zwischen dem zweiten und zehnten elektrischen Signal;

- erste Mittel (34a) zur Verstärkung der integrierten Differenz aus den Subtraktions- und Integrationsmitteln (32), wobei die Verstärkung der ersten Verstärkungsmittel eine Funktion des dritten bis sechsten und zehnten elektrischen Signals ist;

- dritte Mittel (23') zur Addition des ersten elektrischen Höhensteuerbefehls (δq) und der integrierten und verstärkten Differenz aus den ersten Verstärkungsmitteln (34a);

- zweite Mittel (34b) zur Verstärkung der integrierten Differenz aus den Subtraktions- und Integrationsmitteln (32), wobei die Verstärkung der zweiten Verstärkungsmittel eine Funktion des dritten bis sechsten und zehnten elektrischen Signals ist; und

- vierten Mitteln (25') zur Addition des zweiten elektrischen Schubsteuerbefehls (δπ) und der integrierten und verstärkten Differenz aus den zweiten Verstärkungsmitteln (34b).

5. System nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß es einen Filter (33) mit der Funktion 1/1 + τp hat, über den das zweite elektrische Signal den Subtraktions- und Integrationsmitteln (32) aufgegeben wird.

6. System nach einem der Ansprüche 1 bis 5, für ein Luftfahrzeug, dessen erste aerodynamische Flächen zur Höhensteuerung Höhenruder (12) und eine verstellbare Höhenflosse (5) haben, dadurch gekennzeichnet, daß es eine Vorrichtung (26) umfaßt, die das erste elektrische Höhensteuersignal (δq) zwischen den Höhenrudern (12) einerseits und der verstellbaren Höhenflosse (5) andererseits verteilt.