DE2347673A1

DE2347673A1 - Automatisches flugsteuersystem

Info

Publication number: DE2347673A1
Application number: DE19732347673
Authority: DE
Inventors: Stephen Seymour Osder
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1972-09-22
Filing date: 1973-09-21
Publication date: 1974-04-04
Also published as: JPS4970400A; US3857535A; FR2200982A5; JPS54168000U; GB1439782A; SE389650B; IT994402B

Description

Patentanwälte 21. ϋβΡ, 1973

Dipl. Ing. C Wallach
Dipl. Ing. G. Koch

~Dr. T. Haibach 14 ^)S - h/Ke

C München 2
Kauflngerelr. 8, Tel. 24 02 75 2347673

Sperry Rand Corporation New York / USA

Automatisches Plugsteuersystem

Die Erfindung bezieht sich auf automatische Flugsteuersysteme für aeroelastisohe steuerbare Luftfahrzeuge und insbesondere Jedoch nicht ausschließlich auf die Überwachung der Stabillsierungakartäle für die elastischen Moden.

Bei vielen heutigen automatischen Flugsceuersystemen insbesondere von der Art, wjb sie bei modernen Strahltranaportflugaeu« gen verwendet wird, besteht die Forderung, daß bei einem Ausfall das System wirksam bleibt. Diese Forderung wird normalerweise durch dreifach oder vierfach redundante Steuerkanäle mit Signal-Vergleichs-Überwachungs- und Signalbewertungsschaltungen zwischen diesen Kanälen erreicht. Wenn *ln Ausfall in einem Kanal auftritt, ermöglichen die redundanten Kfoiäle einen weiteren Betrieb des Systeme, so daß die Beendigung des Fluges ermöglicht und die Sicherheit des Luftfahrzeuges vergrößert wird.

Derartige Systeme zur Verwendung in auroelastisohen Luftfahrzeugen schließen in vielen Fällen Stabil!sierungokanäle für die elastischen Moden zur Lieferung von Signalen fin die Steuerflächen-Betätigungseiarichtungen ein, um die Bie^ebewegungen des Luftfahrzeuges zu dämpfen. Somit ist us verständlich, daß derartige Systeme und Steuerfläohen-Betäsigiingseinrichtungen eine

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angemessene Bandbreite aufweisen sollten, um eine Phasenstabilisierung der elastischen Moden des Luftfahrzeuges zu erreichen, Wenn es erwünscht /färe, die Kar^lüberwachungsfunktion für die elastischen Moden in der Bandbreite der Kanal-Quervergleichs-Uberwaohungsvorrichtungen derartiger 3ysteme einzufügen, so werden die Schwellwerte der überwachungsvorrichtungen notwendigerweise sotmal aingestell;, um so die Hoohfrequenzausfälle festzustellen, die in den elastischen Modenkanälen auftreten können. Derartige achmale Schwellwerk vrtirden dazu führen, daß die überwachungsvorrichtungen zu fehlerhaften Ausfallanzeigen neigen. Zusätzlich würden, wall die S'seuerkanKle für den elastischen und starraxi Zustand gemeinsam überwacht uerttarv genaue Vergleicherund komplizierte logische Schaltungen bei derartigen bekannten Systemen erforderlich sein. Wenn dio Vergleichsüberwaohungsvorrichtungen Tiefpaßfilter zur Beseitigung der hoohfrequenten Signale für die elastischen Moden einschließen, bo würden diese Filter die Erkennung von Ausfällen in den hochfrequenten Stabilisierungskanälen für die elastischen Moden verhindern,

Ita weiterhin fehlerhafte Abschaltungen zu verhindern, schließen derartige bekannte Systeme normalerweise Zeitverzögerungsschaltungen ein, die auf die Vergleichsüberwachungsisohaltungen folgen, 8o daß lediglich ein Ausfall, der für da;* gesamte Zeltverzögerungsintervall vorherrsoht, einen Ausff.il anzeigt. Eine derartige Zeitverz3gerungssohaltung wird normalerweise momentan zurückgestellt₇ wenn das den Fehler erzeugende Signal, das der überwachungsvorrichtung sugefUhrt wird, unter den Schwellwertpegel dieser überwachung»vorrichtung fällt. Ein darauffolgendes Ausfall- oder Fehl er signal von der überwachungsvorrichtung würde dann dem vollen ZoitverzögerungsirJ.arvall ausgesetzt werden, bevor ein Fehler angezeigt wüiMe. Für einen oszillierenden Fehler, dessen Schwingungeperiode kleiner als das Doppelte des Zeitveiⁱzögeruns3intervai:.s der Übfirwachuii£3 vorri chtung let,

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würde ein Fehler nioht angezeigt, weil die überwachungsvorrichtung bei jeder halben Periode des oszillierenden Pehlersignals zurückgestellt würde. Derartige oszillierende Fehler sind von der Art, wie sie normalerweise in den elastischen Modenkanälen auftreten würden. Um derartige oszillierende fehler festzustellen, müßte das Zeitverzßgerungsintervall der überwachungsvorrichtung notwendigerweise begrenzt werden oder alternativ könnte eine Ruckstell-Zeitkonetante in die Zeibverzögerun^ssehaltung eingeführt werden. In jedem Fall würde der Bereich in bezug auf fehlerhaft* Fehleranzeigen einen Kompromiß darstellen, und zwar insbesondere während eines Fluges durch turbulente Luft.

Aus den vorstehenden Gründen wurden bei bekannten automatischen FlugsteuerSystemen, unter Verwendung der elastischen Modenstabi-Ii3ation die elastischen Modenkanäle nloht ausreichend gegenüber Fehlern üben/acht. Die Kanal-Quervergleichs-Überwachungsvorriohtungen schlossen Filter ein, um die Frequenzen der elastischen Moden zu beseitigen, wie es weiter oben beschrieben wurde.

Ein erfindungsgemSS ausgebildetes automatisches Flugsteuersystem für aeroelastische Luftfahrzeuge umfaßt elastische Modenstabi-Iisierungsalnriohtungen zur Stabilisierung de:·? elastischen Flugkörper-Moden des Luftfahrzeuges, Einrientgangen zur Ausbildung eines Schwellwertes und auf die Steuerte ;igkeit der elastischen Modenstabilisierungseinrichtungen ansprechende Einrichtungen zur Abschaltung der elastischen Hodens ;abilisierungselnriohtungen, wenn die Steuertätigkeit den Schwellwert übersohreitet.

Eine bevorzugte Ausführungsform des automatischen Flugsteuersystems wird dadurch ausfallsioher geaaoht, d.aS redundante Starrkörper-Steuerkanale mit Kanal-Querversleichsü^ervrÄqhungsvorrioh-.

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tungen und Bewertungssohaltungen verwendet werden. Wenn ein Ausfall in einem Starrkörper-Steuerkanal auftritt, wird ein anderer Kanal verwendet, um die Betriebsweise des Systems aufrecht zu erhalten. Es wird angenommen, daß die elastischen Moden-Steuerkanäle nicht so kritisch für die Haruüiabung3eigenschaften des Luftfahrzeuges oder die Stabilität sind, wie die Starrkörper-Steuerkanäle. Daher ist es nicht erforderliche daß die Dämpfungskanäle für die elastische Mode in Betrieb sind, um die Flugsicherheit sicherzustellen. Die hauptsächlichen Aufgaben der Flugkörper-Biegungs-Dämpfungskanäle bestehen i.n der Verminderung der strukturellen Ermüdung und zur Erfiöhung dor Annehmlichkeit der Besatzung und der Passagiere.

Ausfälle, die üblicherweise in den elastischen Modenkanälen auftreten können, köcaen. Jedoch katastrophale Wirkungen haben, wie z.B. Ausfälle auf Grund der strukturellen ErmUdung des Luftfahrzeuges oder Verlust der Steuerstabilität. Fehler, wie z.B. fehlerhafte Funktionen von Bauteilen oder übermäßige Toleranzverschiebungen in den dynamischen Eigenschaften der K:"eiselgeräte, der Rechnerschaltungen oder der .Servobetäfcigungsexnri cn tungen können eine Fhasenumkehrung hervorrufen, wodurch sich eine rückkoppelnde Instabilität in den elastischen Molenkanalon ergibt. Diese Art von Fehlern bewirken, daä die elastischen Modenkanäle die Steuerflächen so betätigen, daß das Luftfahrzeug bei einer elastischen Kodenfrequenz durch große Ausschlüge in Schwingungen versetzt wird, anstatt daß diese Bewegungen gedämpft worden, wie dies während des normalen Batrieb3 der Fall ist. Somit bewirken, wenn derartige Fehler in den elastischen Modenkanälen auftreten, da8 die Phasenlage des Steuervorganges verschlechtert wird, diese Kanäle eine divergierende Steuerung der elastischen Moden des Luftfahrzeuges indem diesen Moden Energie oder Eigenerregung zugefügt wird.

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Daher let bei einer bevorzugten Ausfülirungsform eine Meßvorriohtung eingefügt, um wirksam den Pegel der Steuertätigkeit festzustellen, den die elastischen Modenstabilisierungskanäle auf die Steuerflächen ausüben. Ein Detektor liefert ein Abschaltsigna:!, wenn das Signal von der Steuertätigkeits-Meßvorrichtung einen Sohwellwert übersteigt< Wenn das Signal von der Meßvorriohtung einen Sohwellwert übersteigt, wird die Schleife der elastischen Mode abgeschaltet« Eine weitere Meßeinrichtung kann eingefügt werden, um den Pegel der Turbulenz festzustellen, der das Luftfahrzeug ausgesetzt ist und um den Detektorsohwellwert entsprechend diesem Pegel einzustellen.

Auf diese Weise ist zu erkennen, daß die Kanal-QuerÜberwaohungs-Vorrichtungen, die den Starrkörper-Stabirisierungskanälen zugeordnet slnd_r Sohwellwerte verwenden können, die entsprechend für Starrkörper-Fehler bemessen sind, wodurch das Auftreten von fehlerhaften Abschaltungen verringert wird. Die elastischen Modenkanäle werden getrennt überwacht, um die elastische Modenfunktion in Abhängigkeit von der durch die elastischen Modenkanäle auf dl* Steuerflächen ausgeübten Steuertätigkeit abzuschalten.

Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sioh aus den Uhteransprüchen.

Die Erfindung wird im folgenden anhand eines in der Zeichnung dargestellten Aueführungebelspiels ncoh näher erläutert.

In der Zeichnung zeigen:

Fig. 1 ein schematisches Blockschaltbild eines Teils dee automatischen Flugeteuersy»tems;

Fig. 2 eine Sohwingungsformdarsteilung, dia Schwingungsformen zur Erläuterung der Betriebeweise des Systems zeigt;

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BAD

Fig» 3 ein schematlsohes Blockschaltbild einer elastischen Modenüberwaohungsvorrichtuig des Systems nach Fig.

Die in Fig. 1 dargestellte Ausführungsforra des Systems ist ein mehrfach redundantes ausfallsicheres System und insbesondere zur Verwendung bei modernen Strahltransportflugzeugen geeignet. Zur Erläuterung d6r Erfindung ist ein dreifach redundanter Teil der Längsneigungsk.inäle eines derartigen 3ystoms dargestellt. Der dargestellte Teil des automatischen Flugsteuersysteme umfaßt identische Längsneigung3kanäle 1, 2 und j5.

Der Längsneigungsk*nal 1 schließt Starrkörper -Steuergesetzmäßigkeitssohaltungen 10 ein, die als Eingänge die Vielzahl von Befehls- und Stabili^ationssignalen empfangen, <iie bei der automatischen Steuerung des Luftfahrzeuges verwendet werden. Die Starrkörper-Steuergesetzmäßigkeitsschaltungen 10 liefern Signale an einer Leitung 1.1, die zur Steuerung des Servomechanismus der Längsneigungs-Lageiisteuerflächen des Luftfahrzeuges geeignet sind. Es iat verständlich, daß in dem dargestellten System die Starrkörper-SteuergesetzjnäßigkeitssGhaltungen 10 Tlefpaßfiltersohaltungen mit einem schärfen Dämpfuagsanstiig bei hohen Frequenzen derart einschließen, daß die der Leitong 11 von. den Starrkörper-Steuergesetzmäßigkeitsschaltungen 10 sugeftlhrfcen Signale lediglich Frequenzen enthalten, die sioh auf die St.arrkÖrper-Steuerung und -stabilisierung des Luftfahrzeuges beziehen. Signale bei den höheren Frequenzen für die elastischen Moden oder Be triebe zustände des Luftfahrzeuges werden In einer getrennten Steuer- und Stabilisierungsschleife in einer nooh zu erläuternden Weise ver- · arbeitet. Die Stari'körper-Steuergesetzmäßlgkeltsschaltungen 10 können auf eine Vielzahl von Arten von. gut bekannten Anordnungen ausgeführt sein, und zwar entsprechend mit den dynamischen Starrkörperelgenschaften des Luftfahrzeugen, für das das System ausgelegt ist. Eine derartige Steuergesetzmäßigkait kann von der Art sein, vrie sie allgenein in der US-Patent schrift ........... ·

..,,.-■.' SAD ORiSINAI. '^'

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(US-Patentanmeldung 103 554 vom 4. Januar 1971) der gleichen Anmelderin beschrieben ist.

Wie es weiter oben beschrieben wurde, empfangen die Starrkörper-SteuergeBetzBäfligk'iitsschaltungan 10 normalerweise als Eingänge eine Vielzahl von Befehls« und Stabilisierungssignalen von den Steuereinrichtungen und Meßfühlern des Luftfahrzeuges. Die durch einen Block 12 dargestellten ,Vorrichtungen können beispielsweise Autopilot- und Trimmeinginge von Lagen- und Fiugdatenmeßfühlern liefern, so daß si?h eine Starrkörperstabilioxerung während der verschiedenen Flugzustände das Luftfahrzeuges ergibt. Beispielsweise kann der Block 12 Höhen- oder Lagen-Haltesignale während des Reisefiugzustandes des Luftfahrzeuges liefern oder er kann andere Flugweg~Steuersignale wie z.B. Gloitpfad-Erfaesungs- und Haltesignale während der automatischen landebetriebsweise des Luftfahrzeuges liefern.

In Systemen mit Eteuerhorn-Steuerungs- oder Befehlsverstärkungseigenschaften kann ein derartige Vorrichtungen darstellender Block 13 verwendet werden, im Befehlssignale des Piloten von Steuersäuion-Wandlern in üblicher Weise zu liefern.

Ein Ijängsnöigungs-Änderungsgeschwindigkeitsnieöfühler 14 ist ebenfalls vorgese^4^n, um Längsneigungs-Knderuiigsgeschwindigkeits-Stabilisierungssign-ale an die Starrkörper-Steuergesetzmäßlgkeltssohaltungen 10 des Längsneigungskanals 1 des Systems zu liefern. Der ÄnderUngsgeechwindigkeitsmeßfUhler 14 kann durch einen oder mehrere Längsneigungs-Änderungsgeschwindigkei'cskreisel gerätemäSig ausgeführt* sein, die in dem Luftfahrzeug angebracht sind, um sowohl die Sterrkörper- als auch die elastischen Moden-Bewegungen des Luftfahrzeuges allgemein in der Weise zu messen, wie sie in der oben erwähnten US-Patentschrift beschrieben ist. Die Längsneigungsänderungsgeschwindigkeits-Starrkdrpersignale werden

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selbst verständlich von den Schaltungen IO verarbeitet« um eine Starrkörper-Stabilisierung um die Längsneigungsachse des Luftfahrzeuges zu liefern und die elastischen Modensignale von den Meßfühler 14 werden in den Schaltungen 10 ausgefiltert und werden daher daran gehindert, sich zur Leitung 11 auszubreiten.

Die durch die Schaltungen 10 ausgeführte Starrkörper-Steuerungsgesetzmäßigkeit verwendet die Normalbesohleunigung des Luftfahrzeuges zur Erzielung einer Stabilisierung dieses Luftfahrzeuges· Ein Normalbesahleunigungssignal wird den Schaltungen 10 von einem Normalbeschleunigungs-MeßfUhler 15 zugeführt. Der Normalbeschleunigungs-Meßfühler 15 kann gerätemäßig durch einen Beschleunigungsmesser ausgeführt werden, der in der Nähe des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges befestigt ist, um in der Hauptsache Starrkörper-Beschleunigungen des Luftfahrzeuges entlang der Z-Achse, des Luftfahrzeuges zu messen, d.h. entlang der Achse, die sich nach oben unter rechten Winkeln zur Längs-Mittellinie des Luftfahrzeuges erstreckt. Der Beschleunigungsmesser 15 ist vorzugsweise in der Nähe des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges angeordnet um aus noch zu erläuternden Gründen die Messung der Biegungs-Beschleunigungen oder der elastischen Modenbeschleunigungen des Luftfahrzeuges weitgehend zu verringern.

Die Bauteile 10, 12, 13, 14 und 15 des Kanals 1 können so be-

ob
trachtet werden, alsfsie einen Block 16 bilden. Identische Blöcke l6^f und 16" sind tn den Kanälen 2 bzw. 3 eingefügt, um zur Ausfallsicherheit des Systems beizutragen.

Der Ausgang des Blockes 16 in dem Kanal 1 wird einem Eingang einer Bewertungs- oder Abstimmsohaltung 20 zugeführt. Identische Bewertungs- oder Aöstinunscha;.tungen 20' und 20" sind in den Kanälen 2 bzw. 3 eingefügt und empfangen außerdem Jeweilige Eingänge von dem Block 16 des Kanals 1. Die Bewertungssohaltungen 20, 20' und 20" haben jeweils drei Eingänge, die ihre übrigen

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zwei Eingangssignale von den Blöcken 16' bzw. 16" empfangen. Wenn alle Bauteile der Blöoke 16, 16' und 16" in geeigneter Weise arbeiten, so sind die drei Eingangssignale an Jede der BewertungS3chaltunken 20, 20' und 20'' angenähert gleich und stellen daher geeignete Steuersignale für die Servomechanismen für die Steuerflachen dar. Die Bewertungsschaltungen liefern daher an ihren Jeweiligen Eingängen 21, 21' und 21" diese richtigen Steuereignale entsprechend ihrer Eingänge. Jede der Bewertungseohaltungen 20, 20' und 20'' liefert allgemein an ihrem Jeweiligen Ausgang ein Signal, das dem Eingang entspricht, der einen Mittelwert zwischen den Uhrigen beiden Eingängen aufweist. Derartige Mlttelvrert-Logikschaltungen oder Bewertungsscna&ingen sind gut bekannt und werden daher hier nicht ausführlicher beschrieben. Wie ss bekannt ist, liefern die Bewertungsschaltungen bei einem Ausfall in einem der Blöoke 16, l6' oder 16", durch den der zugehörige Eingang an Jede der Bewertungsschaltungen 20, 20' und 20" wesentlich von den übrigen zwei Eingängen abweicht, an Ihren Jeweiligen Ausgängen Signale entsprechend der Mahrheit der richtigen Signale. Daher liefern, obwohl ein Eingang an Jede dar Bewertungsschaltungen 20, 20¹ und 20" auf Grund eines vor dieser Schaltung gelegenen Ausfalls fehlerhaft ist, die Jeweiligen Ausgänge 21, 21' und 21" der Bewertungsschaltungen weiterhin richtige Steuersignale für das System.

Die Längsneigungskanäle 1, 2 und 3 scnlieSen Versleichsüberwaohungseinriohtungen 22 bzw. 22' bzw. 22" ein. Die Eingänge der VergleichsUberwachungseinrichtung 22 ilnd nö angeschaltet, daß sie den Ausgang des Blockes 16 und den Aungang 21 der Bewertungssohaltung 20 empfangen, um ein Signal zu liefern, wenn diese Eingänge voneinander Innerhalb einer vorgegebenen Toleranz abweichen, In gleicher Weise ist die Vergleichsschaltung 22^! so a.0 geschal tee, daß si 3 einen Ausgang bei einer fehlenden tiber ein ε fclmmur.^ zwischen dem Eingang an die Bewertungs-

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schaltung 20^f von. dein Block 16' und dem Ausgang von der Bewertungesohaltung 20' an der Leitung 21' liefert, In ähnlicher Weise vergleicht die Vergleichß-Überwachungsvorrichtung 22'' den Eingang an die Bewertungssohaltung 20'' von dem Blook 16*' mit dem Ausgang der Bewertungsschaltung an der Leitung 21''. Die Verglelohs-Uberwachungseinrichtungen 22, 22' und 22'' aind übliche Schaltungen von gut bekannter Art. Es lot verständlich, daß während dar ordnungsgemäßen Betriebsweise des Systems die Eingänge an Jede Vergleichs-Überwachungselnrichtung 22, 22' und 22¹' innerhalb der vorgegebenen Toleranz übereinstimmen, so daß den ordnungsgemäßen Batrieb des Systems anzeigende Signale hierdurch geliefert werden. Wenn Jedoch ein Fehler in einem der Blöcke 16, 16' oder 16'' auftritt, .liefert die diesem Block zugeordnete Vergleiohs-Überwachungseinrlchtung ein Ausgangs· signal, das den Fehler anzeigt.

Es ist verständlich, daß mehr als drei Kanäle mit höher entwiokelten Bewertungskriterien in den Bewertungssohaltungen 20, 20' und 20'^f verwendet werden können, wie es In der Technik gut bekannt ist. Es ist weiterhin verständlich, daß weil die Vergleiohe.rschaltiuigen lediglich zum Vergleich von Starrkörpersignalen oder Signalen für die unelastische Mode verwendet werden, diese Vergleicherschaltungen eine relativ starke Filterung einschließen können. Diose Filterung ermöglicht die Feststellung von statischen Ausfällen oder Fehlern (wie z.B. Dämpfungsendaussohlägen oder offenen Schaltungen) oder langsamen dynamischen Fehlern (wie z.B. Integrator-Drift, Ausblendschaltungs-Durchlässigkeit uew.). Hochfrequenz-Oszillarorfehler müssen nicht festgestellt wercien, weil die begrenzte Bandbreite des Starrkörper-Steuersystems das Auftreten von Instabilitäten bei sehr hohen Frequenzen ausschließt. Diese Filterung verhindert außerdem irrtümLiehe oder fehlerhafte Fehleranzeige, die als Fa?gebnis von St'JrungSutenialiraen oder kur/.ea Leistungsversorgungs-Sprüngen auftreten könnten.

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Die Ausgange der Verglelche-Überw&ehiingseinrichtungen 22, 22' und 22'' werden einer Starrköi^er-Uberwachungiieinriohtung 22 zugeführt. Die Starrkörper-Überwaohimgseinrichtung 25 enthält übliche Logik- und Schalterschalfcungen zur Lioferung einer Anzeige dafür, welcher dar redundanten Kanäle ausgefallen ist und zur Durchführung von Schalt vorgängen, die die Sy sterne Ic herheit für irgendwelche darauffolgenden Fehler verbessern, die auftreten können. Ss ist verständlich, daS dia Bewertungsschaltungen den Durchgang eines fehlerhaften odor falschen Signales verhindern!, es ist jedoch in vielen Fällen erstrebenswert, daß ein fehlerhafter Kanal auf Null gestellt wird. Dies stellt sicher, daß die Bewertungsschaltung kein Dämpfuiigsendnusschlag-Signal für irgendeinen darauffolgenden Fehler aussendet. Die überwachungseinrichtung 2J liefert diese Schalteigenschaft©n und versorgt gleichzeitig den Piloten aiit einer Anzeige über den Systemzustand.

Das automatische Fiugsteuersyateai nach Fig. 1 schließt weiterhin SteuergesetzBäßigkaitsschmltungen 24 für den elastischen Zustand oder für elastische Bewegungen das Luftfahrzeuges ein, die Eingänge von den Änderungsxertmeßfühler L 4 und dem Mormalbesohleunigungsmeßfühler 15 sowie von einem HorsTialboschleunigungsmeßfühler 17 empfangen, der so angeordnet ist, <2a3 er Biegebesohleunigungen d«s Luftfahrzeuges feststellt. Die Steuergesetzmäßigkeits· schaltungen 24 für die elastische Modo liefern die elastischen Modenstabilisierungssignale für das automatische Flugsteuersystem an einer Leitung 25. Steuergesetzinäßißkeitssehaltungen für die elastischen Moden oder für eine Steuerung entsprechend der elastischen Verformungen des Luftfahrzeuges sind allgemein in der Technik bekannt und werden entsprechend der aca'oelastischen Eigenschaften des "Luftfahrzeuges ausgelegt,, in dom das System verwendet werden soll. Beispielsweise können die Steuergesetznäßigkeltssohalturigen 24 für elastische Verformungen gleich denen sein- wie sie in der vorstehend genannten US-Patentschrift beschrieben sind«,

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Dio elastischen Modenstabilioierunsssignale an der Leitung 25 werden über einen Schalter 26 einer Leitung Zf zugeführt, Dio Betätigung des Schalters 26 wird durch eine elastische Modeüberwachiingseinrichtung 30 3n einer noch zu. beschreibenden Weise gesteuerte Die elastischen Modenstabilislenirigssignale an dar Leitung 2? werden als Eingänge an SunaniernetjEwerke 31* 31' und 31 '* angelegt. Die Summiemetzwerke 31* 31' und 31^!l empfangen als ihre zweiten Eingänge die Sfcarrkö'rper-Stabilisierungsslgnale an den Leitui?gan 21, 21' bzw. 21''. Somit liefern die Summiernetzwerke 31, 31' und 3i" breitbandig.e Stabilisierungssignale für die Steaermoden sowohl fllr den unelastischen als auch den elastischen Körper dec automatischen Flugsteuersystems.

Die Ausgänge der Summiemet&werke 31* 31' und 31" werden Servosteuerungen 32, 32' bzw. 32'' als Eingänge zugeführt. Jede der Servosteuerungen 32, 32' und 32" umfaßt einen üblichen Servomechanismus von einer Art, die in der Technik gut bekannt ist und die einen mechanischen Ausgang liefert, der proportional zu dem an seinem Eingang von dom zugtihörigen Sur/aniernetzwerk 31, 31' und 31" angelegten elektrischen Signal ist.

Die drei mechanischen Ausgänge von (fen Servomechanismen,32 32' und 32'' werden irv einer mechanischen Summier¹ vorrichtung 33 kombiniert, deren Ausgang das mechanische 6 «Signal liefert, das zur Einstellung der zugehörigen Steuerfläche des Luftfahrzeuges v«rwendst wird. Weil Fig„ 1 in bez.ug auf die Längsnelgungskanäle des Luftfahrzeuges beschrieben wurde, wird das Signal £>_Q zum Antrieb der Höhenruder des Luftfahrzeuges verwendet« Ein üblicher Wandler 34 ist so angekoppelt, daß er die Bewegung der Steuerflächen mißt und ejn hierzu proportionales elektrisches Signal an sJner Leitung 35 liefert.

Es ist verständlich., daS die StsuergesetzmäBJskeitsschaltungen 24 fllr elastische Bewegungen., die Suinniiernetzvferke 31 $ 31' und

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31° sowie die Servosteuerungen 3a« 32* und 32'^f ausreichende Bandbreiten aufweisen, um die elastischen Moden des Luftfahrzeuges sowie auch die starren Moden des Luftfahrzeuges in der Phase zu stabilisieren· Derartige Vorrichtungen sind in der heutigen Autopilot-Technologie gut bekannt. Obwohl die SteuergesetzmäßigkeJteschaltungen 24 für elastische Verformungen oder Bewegungen als eine Einkanal-ätabllisierungsschleife dargestellt sind« 1st es verständlich« daß eine doppelte Steuergesetzmäßigkeitsschaltung für die elastischen Bewegungen für eine verbesserte Stabilität verwendet werden kann.

Ein Fehler in der Stabilisierungsschleife für die elastische Mode des Systems kann eine Phasenumkehr hervorrufen« die eine Verstärkung von elastischen Modenbewegungen des Luftfahrzeuges ergeben würde, was zu einem gefährlichen entstabilisierten Zustand oder einem Ausfall auf arund einer Materialermüdung des Luftfahrzeuges führt. Bin derartiger Fehler der elastischen Moden-Sohleife würde eine verstärkte Betätigung der Steuerflächen bei den Frequenzen der elastischen Moden des Luftfahrzeuges ergeben. Diese Vergrößerung der Steuerbetätigung wird von dem Wandler 3^ gemessen« der seinen Ausgang über die Leitung 33 an die überwachungseinrichtung 30 für die elastische Mode liefert. Wenn die Betätigung der Steuerflächen einen Schwellwert überschreitet, macht die überwachungseinrichtung 30 für die elastischen Moden den Schalter 26 nicht leitend« wodurch die Stabilisierungsschleife für die elastische Mode des Systems abgeschaltet wird. Weil die Steuersch.leifen für die starre Bewegung oder den starren Teil des Luftfahrzeuges wirksam bleiben« wird die Starrkörpörstabilisierung des Luftfahrzeuges in der normalen Betriebsweise des Systems beibehalten. Weil die Stabilislerungsaohleife für die elastische Mode nicht für die Sicherheit des Luftfahrzeuges wesentlich 1st, ermöglicht die Abschaltung dieser Stabilisierungsschlelfe die sichere Beendigung des Fluges« wobei vielleicht ein mäßiges Anwachsen der elastischen

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Modenechwingungen des Luftfahrzeuges auftritt. Diese Vergrößerung der elastischen Modenbewegungen während eines Fluges, bei dem ein Ausfall der elastischen Moden-Schleife auftritt, würde die Widerstandsfähigkeit des Luftfahrzeuges gegen Fehler auf Qrund einer strukturellen Materialermüdung nicht beträchtlich verschlechtern.

Es 1st verständlich, daß die Stabilisierungeschleife für die elastische Mode normalerweise eine verstärkte Steuertätigkeit auf die Steueroberflächen während eines Fluges durch turbulente Luftströmungen verglichen mit einem Flug durch ruhige Luftströmungen ergibt. Daher wird der Schwellwert der überwachungseinrichtung 30 für die elastische Mode entsprechend der auf das Luftfahrzeug einwirkenden Turbulenzbedingungen eingestellt, so daß fehlerhafte Abschaltungen der Stabilisierungsschleife für die elastische Mode weitgehend verringert werden.

Wie ta weiter oben, erläutert wurde, kann ein Fehlerzustand in der breitbandlgen Stabilisierungsschleife für die elastische Mode einer Biegeschwingung des Luftfahrzeuges so viel Energie hinzufügen,, daß die Biegeraode divergierend unstabil wird. Die Überwachungseinrichtung 30 für die elastische Mode stellt eine derartige Unstabilität durch Überwachung der Veränderungen des Ausganges der Steuerflächenbetätigungaeinrichbung in ausgewählten Frequenzbändern mit Hilfe von beispielsweise dem Steuerflächen-StellungsKandler 34 fest. Entsprechend wird der Ausgang des Wandlers 34 einem frequenzselektiven Spekfcrumformungsfilter

36 zugeführt. Das Spektrurafonnungsfilter 36 liefert einen Satz von Fonnungsfunktionen, die Spitzenwerte bei den kritischen elastischen Modenfrequenzen des Luftfahrzeuge.3 aufweisen. Der Auegang der Spektrumfomiungsvorrichtung 36 wird üblichen Gleichrichter- und Filterschaltungen 37 zugaführt. Die Schaltungen

37 richten den Ausgang der Spektrumfomiungseiiirichtung 36 gleich und glätten das gleichgerichtete Signal in einem Tiefpaßnetzwerli,

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das nominell eine Zeitkonstante von 1 bis 3 Sekunden aufweist· Somit liefert das Glelchriohter-Filter 37 die spektral geformten Mittelwerte der Steuerfläohenbetätigung an einen Vergleicher-Pegeldetektor 40. Wenn das Signal von dem Qleichrichter-Filter 37 einen Schwellwert für ein vorgegebenes Zeitintervall Überschreitet, so liefert der Vergleicher-Pegeldetektor 40 ein Signal an einer Leitung 41. Somit wird auf Grund der Zeitkonstante des Filters 37, wenn der spektral geformte Mittelwert der Steuerfläohenbetätigung den Sohwellwert des Vergleicher-Pegeldetektors 40 für ungefähr 1 bis 3 Sekunden überschreitet, ein Fehlersignal an den Schalter 26 angelegt, so daß der Stabilisierungskanal für die elastische Mode des Systems abgeschaltet wird,

Wie es weiter oben erläutert wurde, ist der Schwellwert des Vergleioher-Pegelc'etektors 40 entsprechend dem Pegel der Turbulenz eingestellt, die auf das Luftfahrzeug einwirkt, um fehlerhafte Abschaltungen zu verringern. Entsprechend wird der Ausgang des Normalbesohleunigungsmefifühlers 15 über eine Leitung 42 der Überwachungeeinrichtung 30 für die elastische Mode zugeführt« Das NormalbttBohleimigungeaignal- an der Leitung 42 wird an ein Bandpaflfilter 43 angelegt, das niederfrequente Manöver-Beschleunigungssignale und hochfrequente Körper-Biegungs- und Schwingungssi gnale beseitigt. Wie es weiter oben erwähnt wurde, ist der Beschleunigungsmesser 15 in der Nähe des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges befestigt, so daß die Messung von Siegebeschleunigungen weitgehend verringert ist. Es ist verständlic.i, daß das Filter

43 einen Durchlaßbereieh aufweist, der in der Hauptsache Frequenzen durchläßt, die mit der;Starrkörperbewegung des Luftfahrzeuges durch turbulente Luftströmungen verbunden sin}.

Der Ausgang des Bendpaßfilters 43 wird einem Turbulenz-Rechner

44 zugeführt, der seinerseits einen Ausgang ai den Vergleicher-Pegeldetektor 40 liefert. Der Turbulenz-Rechnsr 44 liefert ein

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Signal, das dem angenäherten Effektivwert der atmosphärischen, auf das Luftfahrzeug einwirkenden Turbulenzstörungen entspricht, und zwar in einer noch zu erläuternden Weise. Der Ausgang des Turbulenz-Rechners 44 wird zur Einstellung des Schwellwertes des Vergleicher-Fegeldetektors 40 aus den eingangs erwähnten Gründen verwendete

Ein weitgehenderes Verständnis der Betriebsweise des Systems ergibt sich anhand der Fig. 2 in Verbindung mit Pig. I. Während des Fluges durch ruhige Luft und bei richtiger Betriebsweise des Systems liefert der Wandler 34 beispielsweise Signale, die Komponente!für die elastischen und starren Körperbewegungen aufweisen, wie dies in Pig. 2 bei 50 bzw. 51 gezaigt ist» Während des Fluges durch ruhige Luft kann der Turbulenz-Rechner 44 eine enge Toleranz für den Vergleioher-Pegeldetektor einstellen, wie dies bei 52 gezeigt ist. Somit ist zu erkennen, daß die elastischen Modensignale 50 nicht den Schwellwert 52 überschreiten. Wenn Jedooh ein Fehler auftreten würde, der eine Divargenz bei einer elastischen Nodenfrequenz hervorrufen würde, so erscheint der Ausgang des Wandlers JA als Sohwingungsform 53. Die Schwlngungsform 55 überechreitet den durch die Toleranz 52 festgelegten Schwellwert, wodurch der Vergleicher-Pegeldetsktor 40 die elastische Modenstabilisierungsschleife über den Schalter 26 abschaltet.

Wenn jedoch das Luftfahrzeug durch turbulente Luftströmungen fliegt und das automatische Flugsteuersystem richtig arbeitet, so erscheint die elastische Modenkomponente dar Signale von dem Wandler 34 so wie dies durch die Schwingungsform 50' gezeigt 1st. Somit würde, wenn der Schwellwert des Vecgleicher-Pegeldetektors 40 so beibehalten würde, wie es durch die Toleranz 52 gezeigt 1st, eine fehlerhafte Abschaltung der elastischen Modenstabilisierungsschleife auftreten, obwohl das System richtig arbeitet. Entsprechend stellt der Turbulenz-Rechner 44 den

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Schwellwert des Vergleicher-Pegeldetektors 40 für den Flug duroh turbulente Luftströmungen so ein, wie dies bei 52' gezeigt 1st. Wenn der Sohwellwert 52' wirksam 1st« rufen die elastischen Modensignale 30* keine fehlerhafte Abschaltung hervor· Sollte ein sonstiger Fehler in dem System auftreten, so erfolgt ein Abschalten der elastischen Modenstabilisierungssohleife, wie es in einfacher Weise eins einen; Vergleich des fehlerhaften elastischen Modensignals 53* mit dem Pegeldetektor-Schwellwert 52' zu erkennen ist.

Die Frequenzspekfcren 54, 55 und 56 naoh Fig. 2 zeigen Eigenschaften typischer Bauteile, die bei der gerätemäßigen Ausführung des Blockschaltbildes nach Flg. 1 verwendet werden können. Beispielswelse zeigt das Frequenzspektrum 54 den Durohlaßbereioh des Filters 43 an, das atmosphärische Turbulenzstörungen darstellende Frequenzen an den Turbulenzreeimer 44 liefert« Das Frequenzspektrum 55 zeigt eine typische Starrkörper-Steuerbandbreite, die den stellen Dämpfungsanstieg vor den elastischen Hodenfrequenzen zeigt. Das Frequenzspektrum 56 zeigt eine typische Funktion für die Steuergesetzmäßigkeitsschaltungen 24 für die elastischen Körperbewegungen, wobei ausgewählte elastische Modenfrequenzen verstärkt oder abgesenkt sind, wie dies erforderlich 1st·

In Fig· 3« ⁱⁿ der gleiohe Bezugsziffern gleiche Bauteile wie in Fig. 1 bezeichnen, ist ein ausführlicheres Blockschaltbild der Überwachungseinrichtung 30 für die elastische Mode dargestellt· Wie es weiter oben beschrieben wurde, wird das Signal von dem Wandler 34 an die Spektrum-Formungseinriohtung 36 angelegt. Die Spektrum-Formungseinrichtung 36 umfaßt ein Hoohpafifliter 70, das so ausgeführt sein kann, daß es die übertragungsfunktion:

V (O

4 0 9 8 U / 0 A 6 6

aufweist. Der Ausgang des HochpaSfliters 70 wird den Formungsfiltern 71 für die elastische Mode zugeführt, die beispielsweise so ausgeführt sein können, daß sie die übertragungsfunktion

— (2)

^s ■·■ 3(0.1)3 + 1) ( 3^d + 2^0OjS 2 2 ^ω3 ³

aufweisen.

Die Filter 71 umfassen zwei Formungsfunktionen, die Ihren Spitzenwert angenähert bei den ersten beiden kritischen Biegemoden-Frequenzen des Luftfahrzeuges «aufweisen, PUr das spezielle Luftfahrzeug, fü> das die Filter ausgelegt wurden, entsprechen diese Frequenzen ungefähr den Winkelgeschwindigkeiten von 5 und 15 Radian pro Sekunde. Signale, die sich aus elastischen Moden mit einer Frequenz in der Nähe von 50 und 60 Radian/Sec. für das spezielle Luftfahrzeug ergeben,, können außerdem festgestellt werden, weil die Filter 71 keine obere Grenzfrequenz einschließen. Wenn eine dieser höheren Frequenzen kritisch sein würden, können zusätzliche Spitzenwert-Funktionen hinzugefügt werden. Wie es weiter oben in bezug auf Fig. 1 beschrieben wurde, wird der Ausgang der Filter 71 gleichgerichtet und in einem Tiefpaßfilter 37 mit einer Zeitkonstante von 1 bis J Sekcrr'en geglättet, worauf das resultierende Signal mit einem Schwellwert in dem Pegeldetektor 40 verglichen wird, wobei der Schwellwert als eine Funktion des effektiver* Turbulenzpegels eingestellt wird.

Eine Annäherung des effektiven Turbulenzpegels wird aus dem Normalbeschleunigungssignal von dem Beschleunigungsmesser 15 berechnet. Wie es weiter oben beschrieben wurde, wird das Beschleunigungssignal über ein Bandpaßfilter 43 übertragen, um

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SAD ORiSSNAL

HanÖverbeeohleunigungesignaie zu beseitigen und um Körperbiegunge- und Schwingungssignale zu dämpfen. Das Bandpaßfilter kann so aufgebaut sein, dafl es eine übertragungsfunktion

O)

aufweist· Der Ausgang des Filters 4j5_x der alf. e^^ bezeichnet ist, wird dem Turbulenzreehner 44 zugeführt. Das Signal e^ wird üblichen Gleichrichter« und Quadrie/nangi schaltungen 72 zugeführt _e in denon das Signal gleichgerxchtet und durch eine geeignete Quadrierungsfunktion geformt wxrd. Die Schaltungen 72 liefern das Signal (e,) wie es durch die Beschriftung der Pig. 3 angedeutet ist« Das Signal (e,} wird am Eingang eines Integrators "Jh zugeführt» Der Ausgang dis Integrators 7^ an einer Leitung 75 wird subtraktiv an einem anderen Eingang des Integrators 74 mit einer Verstärkung e. zugeführt, wie es bei 79 gezeigt 1st und liefert außerdem den Eingang an einen zweiten Integrator 75- Der Ausgang des Integrators 76 (^₁) wird subtraktiv als weiterer Eingang an den Integrator 74 über eine Leitung 77 angelegt, wobei der Integrator 76 eine Verstärkung von k. aufweist. Das Signal an der Leitung 77 wird außerdem dem Vergleioher-Pageldetektor 40 zugeführt und stellt den Effektivwert der Turbulenz dar.

Der Turbulenzrechner 64 schätzt den 3ffektivwert der Turbulenz durch Berechnung des Bff aktivwertes des 3ignals e, ab, das It» Definition:

dt (4)

Diese Bereohnung wird effektiv in dem Turbulenz-Rechner 44 dadurch ausgeführt, öaß eine neue Punktion £ an der Leitung 75

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erzeugt wird, dessen Effektivwert gleich Null ist. Die Funktion £, ist definiert als χ

ο
wobei I₁ eine Ab&ch&tasung des quadrierten Effektivwertes von B₁ ist. Die durchgeführte Rechnung ist:

-T

T-oo - ' ^(ei² - ^^{2) dt e} ° ⁽⁶⁾

Weil der Wert dieser Punktion gleich Null ist, besteht keine Notwendigkeit, die Division durch T durchzufahren. Das abge-

schätzte quadrierte Effektivwertsignal e_t wird dadurch gefunden, daß ein Servomechanismus erster Ordnung geschlossen wird, der versucht. £. der Gleichung (5) auf Null zu bringen. Die Gleichung dieses Servomechanismus ist:

dt " ^Λ1^ν

Diese Gleichung (7) wirkt duroh Anlegen des Signals £ an der Leitung 75 über den Integrator 76 mit der Verstärkung k,. Der Ausgang des Integrators J6 wird als I₁ bezeichnet und erscheint

2 r

an der Leitung 77.« worauf er von e, subtrahiert wird, um c- in dem Integrator 7^ zu bilden. Das Signal an der Leitung 75 muß außerdem direkt an den Eingang des Integrators 7^· über eine Verstärkung a, bei 79 zurückgeführt werden, um die Stabilität dieses Rechenvorganges sicherausteilen. Das Signal (^₁ ) an der Leitung 77 ißt die Abschätzung des quadrierten Effektivwertes der Turbulenz und wird an den Vergleicher-Pegeldetektor 40 angelegt.

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Wie es weiter oben erwähnt wurde, wird das Signal von dem Steuerflächen-Wandler 34 über daa in konventioneller Weise ausgelegte Hochpaßfilter 70 an die Formungsfilter 71 für die elastische Mode angelegt. Die Filter 71 umfassen zwei in Reihe geschaltete Übliche Bandpaßfilter 8o und 8I₁ die so ausgelegt sind, daß sie einen Spitzenwert bei zweien der kritischen elastischen Modenfrequenzen des Luftfahrzeuges aufweisen.

Der Ausgang des Filtere 81 wird dem üblichen Gleichrichter und Filter 37 zugeführt, das, wie weiter oben beschrieben wurde, das Signal gleichrichtet, und eine Signal glättung in einem Tiefpaßfilter mit einer Zeitkonstante von 1 bis 3 Sekunden derart liefert, daß der Mittelwert der Steuerflächenbetätigung den Schwellwert des Vergleicher-Pegeldetektors 40 für ungefähr 1 bis 3 Sekunden überschreiten muß, damit der elastische Modenkanal abgeschaltet wird. Der Ausgang des Gleichrichter-Filters 37 wird dem Vergleicher-Pegeldetektor 40 zugeführt» um ein Absohaltsignal in einer zu beschreibenden Welse zu erzeugen.

Wie es weiter oben erläutert wurde, wird das Signal von dem Beschleunigungsmesser 15 über die üblichen Schaltungen des Bandpaßfilters 4J- an den Turbulenz-Rechner 44 übertragen. Das Beschleunigungssignal wird in den Schaltungen 72 gleichgerichtet und quadriert und der üblichen einen Operationsverstärker verwendenden integrierenden Schaltung 74 zugeführt. Der Ausgang der Schaltung 74 wird als ein Eingang der zweiten üblichen einen Operationsverstärker einschließenden integrierenden Schaltung 76 zugeführtj deren Ausgang ein Signal an der Leitung 77 liefert, dos die auf das Luftfahrzeug einwirkenden effektiven TurbuleazstÖrungen darstellt. Dieses Signal an der Leitung 77 wird subtraktiv an den Integrator 74 zurückgeführt, um die negative Rückführung zu erzeugen, die erforderlich ist, um das Signal an der Leitung 75 auf Null zu bringen, damit die notwendigen Berechnungen ausgeführt werden, wie es weiter oben erläutert wurde,

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Dae Signal an der Leitung 77 von dem Turbulenzreohner 44 wird an den Vergleicher-Detektor 4o angelegt« Wie es weiter oben erläutert wurde, wird ein den spektral^gefonnten Mittelwert der 8teuerfläohenbetätigung darstellendes Signal E₁ ebenfalls dem Detektor 40 von dem Gleichrichter-Filter JJ zugeführt. Der Vergleicher-Pegeldetektor 40 kann mit Hilfe einer Vielzahl von gut bekannten Schaltungen ausgeführt uarden, die ein diskretes Signal erzeugen oder ein derartiges Sign* aufheben, wenn ein Steuersignal einen festgelegten Schwellwert überschreitet. Beispielsweise kann der Vergleioher-Pegeldetektor 40 einen üblichen Vergleioher 90 einschließen. Die bevorzugte Ausführung des Vergleichers 90 umfaßt einen (nicht gezeigten) Operationsverstärker mit offener Schleife, dem einem nicht invertierenden Eijugang ein Bezugspegel V₁ zugeführt wird. Wenn der Pegel V₁ am invertierenden Eingang überschritten wird, ändert sich der Ausgang des Verstärkers abrupt von einem positiven sä einem negativen Wert« Der Vergleicher 90 kann außerdem eine übliche Verriegelungslogik (nicht gezeigt) in bezug auf den Ausgang des Operationsverstärkers einschließen. Wie es gezeigt ist, wird das ^ffGUT"-Signal über eine Diode 91 weitergeleitet, die in einer Richtung polarisiert 1st, die den negativen Obergang des Vergleiohers 90 sperrt. Somit wird ein positives "QUT"-Signal am Ausgang des Vergleichers 90 geliefert solange das geformte og-Signal E₁ nach der Gleichrichtung und Filterung nicht das Bezugssignal V₁ übersteigt. In diesem Fall zeigt das ^MGUT*¹-Signal an, daß die elastische Modensta« bilieitrungefunkfeion in richtiger Weise durchgeführt wird. Wean B₁ V₁ übersteigt, so verschwindet das "GUT"«Signal und es wird ein Fehler des elastischen Hodenstabilisierungskanals angezeigt und die richtige Abschaltwirkung kann eingeleitet werden.

Der SchwelIwertpegel V₁ wird von einen Summierverstärker 92 als die Sumae einos nominellen Schwellwertpegels, der dem Null-Turbulenzpegel von E₁, der als annehmbar betrachtet wird, und

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dem Turbulenz-VorspannungssignÄl entspricht, das\on der Abschätzung der Turbulenz an der Leitung 77 gewonnen wird.

Es ist verständlich, daß viele andere Arten von Vergleichern verwendet werden können, um diese Punktion durchzuführen« Das wesentliche Merkmal besteht darin, daß das Signal V₁ ein veränderlicher Schwellwert für den Vergleicher ist und daß es so geändert wird, da5 es als Funktion der abgeschätzten Turbulenz ansteigen kenn.

Bs ist verständlich, daß die Übertragungsfunktionen der oben beschriebenen Gleichungen (1), (2) und (3) für die Bauteile 70, 71 bzw. 73 nach Pig, 3 für die Anwendung bei einem speziellen Luftfahrzeug ausgelegt sind. Veränderungen und Modifikationen dieser Schaltungen für andere Luftfahrzeuge sind möglich. Obwohl das System int Hinblick auf die Messung der Steuerflächenbetätigungsaktivität mit Hilfe des Steuerflächen-Bewegungs«· wandlers 34 beschrieben wurde, ist 63 verständlich, daß andere Anordnungen verwendet werden können. Beispielsweise kann das dem Spektrumformer 36 zugeführte Signal von einem Bewegungs« fühler abgeleitet werden, der an irgendeiner geeigneten Stelle in dem Luftfahrzeug angeordnet ist, um die Biegebewegungen dieses Luftfahrzeuges zu messen· Weil die Biegebewegungen des Luftfahrzeuges eine Punktion der elastischen Modansteuerbetätigungsaktivität des Steuerflächenbetätigers sind, würde ein Signal von einen derart befestigten Meßfühler einen geeigneten Eingang für den Spektrum-Former 36 liefern. Obwohl die Erfindung insbesondere zur Feststellung von Fehlern geeignet ist, die durch fehlerhafte Funktionen oder übermäßige Toleranzverschiebungen in den dynastischen Eigenschaften der Kreisel, der Berechnungssohaltungen oder der Servobetätigungseinrichtungan oder ähnlichem hervorgerufen werden, können auch Änderungen der dynamischen Eigenschaften der Körperbiegung des Luftfahrzeuges, die durch Btrukturelle Schäden hervorgerufen werden, durch die beschriebene überwachungsvorrichtung festgestellt werden.

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Es ist weiterhin verständlich, daß, obwohl die beschriebene AuBführungsfonn auf den Längsneigungskanal eines automatischen Flugsteuersystems bezogen war, die Erfindung in gleicher Weise auf die Querneigungs- und Gierkanäle des Systems anwendbar ist.

Patentansprüche t

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Claims

Patentansprüche t

1, Automatisches Flugsteuersyetem für aeroelastleohe steuer- >—'bare Luftfahrzeuge, gekennzei chnet durch elastische Modenstabilisierungseinriohtungen (24) zur Stabilisierung der elastischen Flugkörper-Moden des Luftfahrzeuges, Einrichtungen (40) zur Ausbildung eines Schwellwertes und auf die Steuertätigkeit der elastischen Moden» stabilisiertes-^einrichtungen (24) ansprechende Einrichtungen (20) zur Abschaltung der elastischen rfodenstabilisierungseinrichtungen (24), wenn die SteuertStigkeit den Schwellwert Überschreitet*

2. System nach Anspruch 1, gekennzeichnet duroh eine Anzahl von Kanälen (1, 2, 2) zur Stabilisierung der Starrkörper-Moden des Luftfahrzeuges, wobei die elastischen Hodenstäbilisierungseinriohtungen (24) einen Kanal für die elastischen Moden zur Stabilisierung der elastischen Moden des Luftfahrzeuges umfassen und wobei die auf die Steuertfttigkeit ansprechenden Einrichtungen (30) lediglich den elastischen Modenkanal umschalten, wenn die SteuertHtigkeit den Schwellwert überschreitet.

3· System nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet duroh Turbuleiia-Meßfühlereinrichtungen (13, 43, 44) die auf die auf das Luftfahrzeug einwirkende Turbulenz ansprechen, um den Schwellwert entsprechend der QrIiQe der Turbulenz einzustellen.

4. System nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die TurbulenzmeSfUhlereinriohtungan Turbulenz-Rechner-» einrichtungen (44) zur Berechnung des Effektivwertes der Turbulenz und zur Einstellung des Schwellwertes entsprechend diesem Effektivwert einschließen.

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- 2β -

System naoh Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dad daa aeroelastisohe lenkbar« Luftfahrzeug eine Steuerfläche aufweist, daß die elastischen Modenstabllisierungseinrichtungen (24) eine Steuerung der Steuerfläche derart bewirken, daß normalerweise die Biegebewegungen des Luftfahrzeuges verringert werden, daß das System Meßfühlerelnrlchtungen (34, 36, 37) zur effektiven Feststellung des Pegels der Steuertätigkeit, die von den elastischen Modenstabilisierungseinrichtungen (24) auf die Steuerfläche ausgeübt wird und zur Lieferung eines Meßfühlersignals entsprechend dieser Steuertätigkeit, Detektoreinrichtungen (40), die auf das Meßfühlersignal ansprechen, um ein Absohaltsignal (41) bei Überschreiten eines Schwell« wertes durch das Meßfünlersignal ansprechen, und Abschalteinrichtungen (26) umfaßt, die auf das Absohaltsignal ansprechen, um die elastischen Modenstabilisierungseinrichtungen (24) bei der Steuerung der Steuerfläche unwirksam zu machen, wenn das MeßfUhlerslgnal den Schwellwert überschreitet.

System naoh Anspruch 5» dadurch gekennzeichnet, daß dia Meßfühlereinrichtungen Wandler einrichtungen (34), die auf die Bewegung der Steuerfläche zur Lieferung

ansprechen eines Wandlersignals (35) entsprechend dieser BewegungTrunä Frequenzspekfcrura-Formungseinrichtungen (36) einschließen, die auf das Wandlersignal ansprechen, um vorgegebene elastische Modenfrequenzen dee Luftfahrzeuges zu verstärken, wodurch ein Meßfühlersignal geliefert wird, das den Pegel der SteuertäSigkeit darstellt, die von den elastischen Modenstabiliaierungseinrlohtungen (24) auf die Steuerfläche ausgeübt wird.

SAD ORtQINAL

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7. System nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet ,daß die MeflfUhl«reinriohtungen Wandler einrichtungen einschließen, äie auf die Biegebewegungen des Luftfahrzeuges ansprechen, um ein Wandlersignal entsprechend dieser Biegebewegungen zu liefern, und daß Frequenzspektrum-Formungseinrichtungen vorgesehen sind» die auf das Wandlersignal ansprechen, uni vorgegebene Biegcmoden-Frequenzen des Luftfahrzeuges zu verstärken, wodurch ein Meßfühlersignal geliefert wird, das den Pegel der Steuertätigkeit darstellt, die von den elastischen Kodenstabilisierungseinriohtungen auf die Steuerfläche ausgeübt wird.

8, System nach Anspruch 5 oder 6, gekennzeichnet duroh Turbulenz-Meflflihler einrichtungen (15, ^3* 44) zur Feststellung des Pegels der auf das Luftfahrzeug einwirtenden Turbulenz und zur Lieferung eines Turbulenzsignals (77) entspreshend dieser Turbulenz, wobei die Detektoreinriohtungen (4) Einstelleinrichtungen (92) einschließen, die auf das Turbulenzsignal ansprechen, um den Schwellwert entsprechend dieser Turbulenz einzustellen.

9· System nach Anspruch 8* dadurch gekennzeichnet« daJ die Einst el !einrichtungen (92) Einrichtungen zur Vergrößerung und Verringerung des Sohwellwertes entsprechend von Vergrößerungen bzw· Verkleinerungen des Pegels der Turbulenz umfassen c

10, System nach Anspruch 8 oder 9, dadurch g e k β η η zeichnet, daß die Turbulenz»KeßfUhl er einrichtungen BesohleunigungFmeeser (I5) zur Messung der Normalbeschleunigung des Luftfahrzeuges und zur Lieferung eines Normalbe-8ohleunlgung8£lgnals (42) entsprechend dieser Normalbeschleunigung'.sowie Turbulens'Reohnereinriohtungen (44) einschließen, die mit den Besohlexmigungsmesssrn (1^) verbunden sind, um

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den Effektivwert des Normalbesohleunigungsslgnal3 zu bereohnen und um das Turbulenzsignal zu erzeugen.

11. System nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Turbulenz-MeßfUhlereinricntungen weiterhin Bandpaßfiltereinrichtungen (42) einschließen, die die Beschleunigungsmesser (15) mit den Turbulsnz-Rechnereinrichtungen (H) verbinden, um selektiv bestimmte Turbulenz· frequenz η zti verstärken und um Manöver-Slgnalfrequenzen und Biegemodenfrequenzen zu unterdrücken.

12. System nach Anspruch 10 oder 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Turbulenz-Rechnereinrichtungen Quadriarungsejnrichtungen (72), die auf das Normalbe3ohleunigung3signal, zur Erzeugimg des Quadrates dieses Signals ansprechen, erste Integrier einrichtungen (74), die zum Empfang des quadrierten Normalbeschleunigungssignals und zur Erzeugung des Integrals hiervon eingeschaltet sind, und zweite Integratoreinrichtungen (76) umfassen, die auf das Integral von den ersten Integriereinrichtungen ansprechen, um das Integral hiervon zu bilden, wobei dae Integral von den zweiten Integriereinrichtungen (76) subtraktiv als ein Eingang d©n ersten Integrier einrichtungen (74) zugeführt wird und das Integral von den zweiten Integriereinrichtungen (76) dadurch das Turbulenzsignal bildet.

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