DE3139707A1

DE3139707A1 - Nicklagerechner

Info

Publication number: DE3139707A1
Application number: DE19813139707
Authority: DE
Inventors: Hans R. Redmond Washington Muller
Original assignee: Sundstrand Data Control Inc
Current assignee: Sundstrand Data Control Inc
Priority date: 1980-11-28
Filing date: 1981-10-06
Publication date: 1982-06-09
Also published as: GB2088310A; US4390950A; DE3139707C2; AU7504681A; FR2495313B1; CA1171530A; CH660790A5; AU528469B2; JPS57114797A; FR2495313A1; SE8106439L; IT1144515B; GB2088310B; NL8105014A; IT8149782A0

Description

Die Erfindung betrifft einen Nicklagerechner und insbesondere eine Einrichtung zum Erzeugen eines Nicksignales, das durch Windseherungen und Kehrkurvenfehler oder -abweichungen unbeeinflußt ist, und vorzugsweise zum Erzeugen eines Nickstabilisiersignales für eine Kopfhöhe-Anzeige, die eine aus einem Winkel eines Anströmsignales abgeleitete Langtermkomponente und ein aus einem Gyroskop- oder Kreiselsignal abgeleitetes Kurztermsignal aufweist.

Vom Anmelder wurden bereits verschiedene Nicklagerechner entwickelt (vgl. US-PS 3 851 303 und US-PS 4 095 271).

Beim einen Nicklagerechner (vgl. US-PS 3 851 303) wird ein Längsbeschleunigungsmessersignal durch ein differenziertes Luftgeschwindigkeitssignal abgewandelt

572-(B 1252)-E

ΦΟΟ fr « *■ »,.j

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und mit einem Gyroskopsignal vereinigt oder gemischt, um eine Angabe der Nicklage des Flugzeuges zu liefern. Jedoch ist das differenzierte Luftgeschwindigkeitssignal Windscherungsfehlern unterworfen, wodurch die Genauigkeit des erzeugten Nicksignales herabgesetzt wird.

Im anderen Nicklägerechner (vgl. US-PS 4 095 271) wird ein Nicklagegenerator verwendet, der ein Nieksignal erzeugt, das von einem an einer Kopfhöhe-Anzeige befestigten Beschleunigungsmesser abgeleitet ist, der zur Anzeige-Bezugsachse derart kalibriert ist, daß er den Nickwinkel der Bezugsachse während eines stetigen Zustandes, d. h. unbeschleunigten Flugbedingungen, angibt. Das Beschleunigungsmesser-Ausgangssignal wird für eine Horizontalbeschleunigung durch Subtrahieren der Luftgeschwindigkeitsrate kompensiert, um ein berechnetes Anzeigebezugs-Nicksignal zu erzeugen. Dieses aus dem Beschleunigungsmesser abgeleitete Nicksignal wird als Langterm-Nickbezugssignal verwendet und mit dem Gyroskop-Ausgangssignal für Kurzterm-Nickauslenkungen vereinigt. Dies erfolgt durch Korrigieren des Gyronicksignales bei langsamer und begrenzter Rate zum Langterm-Bezugssignal.

Ein anderes übliches System (vgl. US-PS 4 012 713) verwendet das Ausgangssignal eines Längsbeschleunigungsmessers und ein differenziertes Luftgeschwindigkeitssignal, um ein Windscherungssignal zu liefern. Dieses Signal wird zu einer geeigneten Anzeigeeinrichtung gespeist, um den Piloten oder ein anderes Flugzeug vor dem Auftreten einer gefährlichen Windscherungsbedingung zu warnen.

Derartige Systeme arbeiten befriedigend bei normalen Bedingungen oder dann, wenn relativ kurztermige Windsche-

* ■ « «tee»**

rungen vorliegen. Wenn jedoch Windscherungsbedingungen einer langen Zeitdauer auftreten, kann das berechnete Langterm-Nickbezugssignal aufgrund einer Fehlanpassung zwischen der Trägheits- und der Luftmassenbeschleunigung fehlerhaft sein, da die Luftmassenbeschleunigung zur Kompensation der Trägheitsbeschleunigung verwendet wird. Bei bestimmten Windscherungsbedingungen kann das berechnete Nickausgangssignal langsam zu einem fehlerhaften Langterm-Nickbezugssignal gezwungen werden.

Dieser Langterm-Windscherungsfehler kann möglichst klein gemacht werden, indem die Gyrokorrektur-Nachführrate verringert wird. Wenn jedoch so vorgegangen wird, können Gyroausrichtfehler aufgrund eines langsamen Aufrichtens der Gyroplattform in die dynamische Senkrechte sowie während Kehrkurven, angesammelte Fehler nicht vollständig kompensiert werden. Dies gilt insbesondere während Scherungsbedingungen, unter denen Gyrofehler sowie Langterm-Nickbezugsfehler zu einer Steigerung in der gleichen Richtung neigen und daher additiv werden.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, einen Nicklagerechner zum Berechnen der Nicklage eines Flugzeuges anzugeben, wobei eine Anströmwinkelinformätion für Langterm-Nickauslenkungen und Gyroskopsignale für eine Kurzterm-Nickinformation verwendet werden; außerdem soll ein Nickrechner geschaffen werden, der ein Stabilisiersignal für eine Kopfhöhe-Anzeige erzeugt, die die Nicklage des Flugzeuges unabhängig von Windscherungsbedingungen angibt; schließlich soll ein Nicklagegenerator ermöglicht werden, der ein Signal von einem an der Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmesser und ein anderes Signal von einem an einer Anströmwinkelfläche vorgesehenen Be-

Ob ώο ooa ο ο

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schleunigungsmesser verwendet, um ein Ausgangssignal zu erzeugen, das vollständig frei von Beschleunigungsund Scherungsfehlern ist und Fehlausrichtfehler der Beschleunigungsmesser möglichst klein macht.

Diese Aufgabe wird bei einem Nicklagerechner nach dem Oberbegriff des Patentanspruches 1 insbesondere durch die in dessen kennzeichnendem Teil angegebenen Merkmale gelöst.

Do h., ein den Anströmöffnungswinkel darstellendes Signal wird mit dem Luftmassen-Flugbahnwinkel zusammengefaßt, um ein erstes Nicksignal zu erzeugen, das einen Langtermwinkel eines Anströmnicksignales darstellt. Dieses Signal wird benutzt, um ein Fehlersignal zu erzeugen, um nach Begrenzung und Integration mit dem Gyroskop-Ausgangssignal vereinigt zu werden, damit ein berechnetes Nicksignal erhalten wird, das vom ersten Nicksignal für eine Langterm-Nickinformation und vom Gyroskopsignal für eine Kurzterm-Nickinformation abhängt.

In einem ersten Ausführungsbeispiel der Erfindung kann das berechnete Nicksignal mit einem Ausgangssignal eines Beschleunigungsmessers zusammengefaßt werden, der auf der Kopfhöhe-Anzeige angebracht ist. Das sich ergebende Signal wird gefiltert und vom Nicksignal subtrahiert, um ein Langterm-Beschleunigungssignal zu liefern, das seinerseits dazu dient, um ein zweites Fehlersignal zu erhalten. Dieses Fehlersignal wird über der Zeit integriert, um ein Korrektursignal zu liefern, das vom berechneten Nicksignal subtrahiert wird, damit ein Nickstabilisiersignal für die Kopfhöhe-Anzeige abgeleitet wird. Zusätzlich kann der Integrierer vom Begrenzer getrennt sein, um ein Belasten des Integrierers mit falscher Information dann

„ . ό ι ό y / υ /

««—I fir··" ν» .» ...

zu verhindern, wenn eine unübliche Lage oder eine dynamische Flugbedingung auftritt.

In einem zweiten Ausführungsbeispiel· der Erfindung kann das berechnete Nicksignal· mit einem Signal· zusammengefaßt oder gemischt werden, das die Differenz zwischen den Ausgangssignaien des an der Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmessers und eines an einer AnstromWinkei^ache / vorgesehenen Beschleunigungsmessers darstelit. Dieses Differenzsignal· wird gefiitert, um Hochfrequenzkomponenten auszuschließen, bevor es zum berechneten Nicksignal· addiert wird. Das sich ergebende Anzeige-Stabiiisiersignal· ist frei von Kehrkurven- und Scherungsfehiern? außerdem werden Feh^ausrichtfehier aufgrund der BescMeunigungsmesser, die an der Anströmwinkei^äche und der Kopfhöhe-An zeige angebracht sind, beträchtiich verringert.

Nachfoigend wird die Erfindung anhand der Zeichnung näher eriäutert. Es zeigen:

Fig. 1 eine schematische Darste^ung eines

Fiugzeuges mit einer Kopfhöhe-Anzeige für eine nickiagebezogene visuelle Information, die bei der Anflugüberwachung des F^gzeuges zum Landen benutzt wird,

Fig. 2 ein Biockscha^biid eines Nicksignal·- generators,

Fig. 3 die geometrische Ausrichtung des an der

Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmessers und der Anströmwinkeifl·äche,

O Ö

ΰ 4 O" 0

3 0 W -a
Ο« 00

ft O «■ α ·» ο

Fig. 4 ein Blockschaltbild einer Schaltung zum Erzeugen eines Nickstabilisiersignales aus dem berechneten Nicksignal gemäß Fig. 2,

Fig. 5 die geometrische Ausrichtung eines

an einer Anströmwinkelsonde angebrachten Beschleunigungsmessers und eines an der Kopfhöhe-Anzeige vorgesehenen Beschleunigungsmessers,

Fig. 6 eine Anströmwinkelfläche mit einem · daran vorgesehenen Beschleunigungsmesser, und

Fig. 7 ein Blockschaltbild eines anderen Ausführungsbeispiels einer Schaltung zum Erzeugen eines Anzeigestabilisiersignales aus dem berechneten Nicksignal gemäß Fig. 2.

Die vorliegende Erfindung wird im folgenden anhand eines Kopfhöhe-Anzeigesystems erläutert und beschrieben, das eine Nick- und Flugbahninformation für den Piloten liefert, um das Führen des Flugzeuges zu erleichtern. Jedoch sind wesentliche Merkmale der Erfindung auch beim Erzeugen einer Kopfhöhe-Anzeige oder einer anderen nicklagebezogenen Information oder zum Erzeugen eines genauen Nicksignales für andere Zwecke, wie beispielsweise in Flugleitsystemen, vorteilhaft»

In Fig. 1 hat ein Flugzeug 20 eine Kopfhöhe-Anzeige

O *«

J ! d y / υ/

22, die eine nicklagebezogene Information auf einen Mischerschirm 24 wirft, der zwischen dem Piloten und der Außenwelt liegt. Die Kopfhöhe-Anzeige 22 kann von üblicher Art sein (vgl. US-PS 3 654 806, US-PS 3 686 6-26, US-PS 3 816 005 und US-PS 3 851 303).

Ein aus dem Anströmwinkel abgeleitetes Nicksignal ©_Ä verwendet eine Beziehung zwischen einem Anströmöffnungswinkel et , der der Luftgeschwindigkeitsvektor in Bezug auf die Flugzeugrumpf-Bezugslinie FRL ist, und einem Luftmassen-Flugbahnwinkel )f. Für die in Fig. 1 gezeigte Flugzeugnicklage ergibt sich:

-r

Der Anströmöffnungswinkel cc _, kann aus einem lokalen Luftströmungswinkel cc berechnet werden, der durch

L·

eine Anströmwinkelfläche 26 gemessen wird, die auf dem Flugzeugrumpf 28 des Flugzeuges 20 angeordnet ist. Im allgemeinen hat der durch die Anströmwinkelfläche 26 gemessene Winkel <x _v die folgende Beziehung zum lokalen Luftströmungswinkel <K :

31397G7

/3 O O C

- 17 -

Der lokale Luftströmungswinkel öl erfüllt auch die folgende Gleichung zum Anströmöffnungswinkel <X :

Durch Umschreiben undEinsetzen von ot_ ergibt sich;

Ij

wobei ®t_o und K aerodynamische Konstanten sind, die
durch empirische Flugversuche festgelegt werden, und Δος der Fehler bzw. die Abweichung der Anströmwinkelsonde 26 hinsichtlich des Bezugsdatenwertes bedeutet, auf den oc und K festgelegt wurden.

Die Größe c& kann dann in die Gleichung für θ^. eingesetzt werden, so daß sich ergibt:

o - V O V

_θ = —

^ K K

Die Größe Jf kann erhalten werden, indem die baro-

metrische Höhenrate oder -änderung H₀.-,,. durch die wah-

dAKU

re Luftgeschwindigkeit V_m-,_Tir, dividiert und das Ergehnis mit 57,3 multipliziert wird. Die wahre Luftgeschwindigkeit kann aus einem Luftdatenrechner oder anderen Informationsquellen erzielt werden. Die barometrische Höhenänderung kann erhalten werden, indem das Ausgangssignal eines (nicht gezeigten) barometrischen Höhenmessers differenziert wird, der ein Teil der Instrumentierung des Flugzeuges 20 sein kann.

Die Langtermgenauigkeit des auf dem Anströmwinkel beruhenden Nicksignales θ^ hängt von dem Einfluß ab, den horizontale und vertikale Winde und Scherungen auf den Anströmwinkel OC und auf den Luftmassen-Flugbahnwinkel Jf haben. Im allgemeinen neigen Wind- und Scherungsfehler dazu, bei der Berechnung des auf dem Anströmwinkel beruhenden Nicksignales Θ_Α zu verschwinden .

Fig. 2 zeigt ein Nickrechnersystern nach der Erfindung, wobei das Ausgangssignal von der Anströmwinkelflache 26 verwendet wird, um ein Langterm-Nicksignal zu liefern, und wobei das Ausgangssignal von einem Gyroskop 29 benutzt wird, um eine Kurzterm-Nickinformation zu erzeugen.

Das Ausgangssignal cc der Anströmwinkelfläche wird zu einem Summierer 40 gekoppelt, wo es um einen Betrag gleich der Konstanten <X_Q verringert wird. Dieses Signal wird dann mit einem Faktor 1/K durch einen Multiplizierer 42 multipliziert, so daß sich ein Signal

» .. - .. .. 35 39707

« _ cc

V O

ergibt, das wiederum gleich ist mit:

Dieses Signal wird in einem Addierer 44 zum Luftmassen-Flugbahnwinkel <!f addiert, der erhalten wird, indem die barometrische Höhenänderung Η__ΛΤ,_ durch die wahre Luftgeschwindigkeit V_TRUE dividiert und der Quotient mit 57,3 in einem Multiplizierer 46 multipliziert wird.

Die Summation der beiden Signale im Summierer 44 liefert das folgende Ausgangssignal:

Dieses Signal wird zu einem Summierer 50 durch einen Schalterkontakt 48 gekoppelt und durch einen Begrenzer 52 auf eine Schwankungsbreite von höchstens + 3° begrenzt. Dieses Signal wird dann durch einen Integrierer 54 integriert, um dynamische Kurztermstörungen des Signals zu filtern.

Das vom Integrierer 54 integrierte Signal wird mit

dem Gyroausgangssignal θ in einem Summierer 56 sum-

gyr ο ^ Δ °i

miert, um ein berechnetes Nickausgangssignal ©_ + —=

et λ

zu erzeugen, das die Nicklage des Flugzeuges 20 darstellt, und das jedoch eine konstante Komponente mit

dem Wert —== enthält. Das Ausgangssignal vom Sümmie-

rer 56 wird zurück zum Summierer 50 gekoppelt, der dieses Signal vom Ausgangssignal des Summierers 44 subtrahiert, um ein Fehler- oder Abweichungssignal zu erzeugen. Das Fehlersignal· wird zeitiich integriert, um ein Korrektursignal zu entwickeln, das zum Gyroskopsignal θ addiert wird, damit Langtermfehler verringert werden, die auf Langzeitdauer-Windscherungen beruhen können.

Um ein Beaufschlagen des Integrierers 54 mit falscher Information zu verhindern, wie beispielsweise während des Startens, wenn die Luftgeschwindigkeit unter einem vorbestimmten Wert von beispielsweise 70 Knoten (130 km/h) ist, trennt der Schalterkontakt 48 den Ausgang des Summierers 44 vom Eingang des Summierers 50 und koppelt das Ausgangssignal θ des Gyroskops 29 mit dem Eingang des Summierers 50. Unter diesen Bedingungen ist das Ausgangssignal des Summierers 56 lediglich das Signal θ

Der Begrenzer 52 und eine Zeitkonstante C des Integrierers 54 sind so gewählt, daß die dynamischen Kurztermstörungen des rohen θ_Ä -Signales angemessen gefiltert werden, wobei jedoch typische Gyroquellen, wie beispielsweise eine Plattformaufrichtung während einer Beschleunigung und Kehrkurvenfehler, ausgeschlossen werden. Das sich ergebende Ausgangssignal folgt dem Gyronicksignal für Kurζtermveränderungen und dem auf « beruhenden Nicksignal für Langtermschwankungen.

Das Ausgangssignal vom Summierer 44 wird vom Gyroskopsignal θ in einer Summierverbindung 49 subtrahiert, um ein Signal zu erhalten, das die vertikale Scherung darstellt, der das Flugzeug unterworfen ist. Dieses Signal wird in einer Waschschaltung gefiltert, die dessen dynamische Kurztermkomponenten ausschließt, um ein Signal VS- zu erhalten, das die

L·

vertikale Langterm-Windscherung wiedergibt. Das Signal VS₁ wird zu einem Vergleicher 53 gekoppelt, der ein Ausgangssignal zu einem Vertikal-Scherungsanzeiger 55 dann speist, wenn die vertikale Windscherung vorbestimmte Grenzen überschreitet. Wenn zusätzlich ein Signal durch den Vergleicher 53 erzeugt wird, trennt ein Schalterkontakt 57 den Begrenzer 52 und den Integrierer vom Summierer 50 und verbindet diese mit Erde, damit verhindert wird, daß das berechnete Nickausgangssignal ®c£ ⁺ —κ— ^{von ver}"tikalen Langterm-Windscherungen be- · einträchtigt wird. Während dieser Zeit wird das Ausgangssignal des Integrierers 54 auf einem konstanten Pegel gehalten, indem der Schalterkontakt 57 mit Erde verbunden wird.

.Δ*

Der Versetzungsfehler —r?— ist eine Konstante, der

sich nicht verändert, sobald der Winkel der Anströmsonde 26 installiert ist. Das Ausgangssignal der Schaltung der Fig. 2 kann als Teil eines üblichen Kopfhöhe-Anzeigesystems oder in anderen Anwendungen verwendet werden, die eine genaue Nickinformation erfordern, wie beispielsweise in einem Flugbahnleitsystem.

In den Fig. 3 und 4 ist ein System dargestellt, das ein Nickstabilisiersignal aus dem Ausgangssignal der Schaltung der Fig. 2 erzeugt und den Fehler ausschließt,

der durch die Fehlausrichtung der AnströmwinkeIsonde 26 eingeführt wird. Die Schaltung der Fig. 4 ist insbesondere für eine Kopfhöhe-Anzeige'geeignet, die ein Nicksignal· zur Stabiiisierung der Anzeige benötigt.

In Fig. 3 ist ein Längsbeschleunigungsmesser 60 direkt auf der Kopfhöhe-Anzeige (HUD)-Plattform befestigt, und die HUD-Anzeigeeinheit 22 ist derart kalibriert, daß sich bei Justierung mit ihrem Bezugsachsenpegel und mit einem Null-Nickeingangssignal die angezeigte Horizontallinie mit dem wahren Horizont überlappt. Das Ausgangs signal Α-.- des Längsbeschleunigungsmessers 60 wird kalibriert, um die wahre Nicklage abzulesen, wenn die HUD-Bezugsachse in nomineller Ausrichtung mit der Flugzeugrumpf-Bezugslinie FRL ist, während statische Bedingungen vorliegen. Wenn die Kopfhöhe- Anzeige 22 und der Längsbeschieunigungsmesser 60 im Fiugzeug instaliiert sind, muß jeder Fehiausrichtfehler AoC₁ des Längsbeschleunigungsmessers 60 durch ein Nickstabilisiersignal· ©_D kompensiert werden, das gleich ist mit der Summe eines wahren Nickwinkels θ und des Fehiausrichtfehiers Aoc . . . ·

Die in Fig. 4 dargestellte berechnete Nickstabilisier schaitung schließt den auf der Anströmwinkeisonde 26 beruhenden Fehlausrichtfehler des Ausgangssignaies des Rechners in Fig. 2 aus, indem iangsam die Langterm-

^ Δα γ

komponente des Signaies ©_Ä + —^- zu dem Winkel· korrigiert wird, der durch den Beschleunigungsmesser 60 gemessen wird, weicher auf der HUD-Bezugsachse angebracht ist.

♦ ^A0CV

Das Ausgangssignal θ + —==— wird mit einem Paktor

Λ β ti /

- 23 -

0,53 in einem Multiplizierer 62 multipliziert und vom Ausgangssignal Ä_L1 des an der Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmessers 60 in einem Summierer 64 subtrahiert. Das Ausgangssignal des Summierers 64 wird durch ein Filter 66 gefiltert, das einen Teil eines Komplementärfilters 68 umfaßt. Die übertragungsfunktion für das Filter 66 ist derart, daß die Langtermkomponenten des Ausgangssignales vom Summierer 64 ausgeschlossen werden. Die sich ergebenden Hochfrequenz komponenten werden dann zu einem anderen Summierer 69 geschicktο

Die Luftgeschwindigkeit des Flugzeuges wird durch einen Luftgeschwindigkeitssensor 84 erfaßt und durch eine Rate- oder Änderungsschaltung 86 differenziert, um ein Luftgeschwindigkeits-Beschleunigungssignal V _TR zu erhalten. Dieses Signal ist ein Eingangssignal zu einem Filter 67, das ein Teil des Komplementärfilters 68 ist. Das Ausgangssignal des Filters 67 wird in einem Summierer 69 zum Ausgangssignal des Filters 66 addiert, um ein Signal V zu erzeugen, das aus einer Langtermkomponenten vom Filter 67 und aus einer Kurztermkomponenten vom Filter 66 besteht. Die Zeitkonstante T des Komplementärfilters 68 kann relativ lang ausgeführt werden, um den Einfluß von Windscherungen möglichst klein zu machen.

• ·*

Das Signal V vom Summierer 69 wird vom Ausgangssignal A_L1 von dem an der Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmesser 60 subtrahiert, was nach Multiplikation mit einem Faktor 1,78 in einem Multiplizierer 72 ein Ausgangssignal θ liefert, das das Langtermnicksignal darstellt, das durch den an der Kopfhöhe

i '

Anzeige angebrachten Beschleunigungsmesser 60 gemessen ist.

Ein Ausgangssignal Q , das das Nickstabilisier-Ausgangssignal ist, wird vom Signal &_Άτ in einem Summierer 74 subtrahiert, um ein zweites Fehlersignal zu erzeugen, das durch einen Begrenzer 76 begrenzt wird. Das Ausgangssignal des Begrenzers 76 wird integriert und weiter durch einen Integrierer 80 begrenzt, um ein zweites Korrektursignal Δ θ_ zu entwickeln, das nahe-

Δ«_ν ^D
zu gleich der Größe —^— ist. Dieses Signal wird .in

•K· ^ Δ «_v

einem Summierer 82 vom Ausgangssignal ©_. + —=— von der in Fig. 2 gezeigten Schaltung subtrahiert. Das Ausgangssignal θ_η des Summierers 82 ist dann gleich dem wahren Nickwinkel θ zuzüglich des HüD-Ausriehtfehlers

Um zu verhindern, daß der Integrierer 80 mit falscher Information beaufschlagt wird, die bedingt, daß das θ -Signal zur dynamischen Senkrechten gedreht wird, die durch den HUD-Beschleunigungsmesser 60 bei einer ungewöhnlichen Lage oder dynamischen Flugbedingung gemessen wird, sind Logikschaltungen vorhanden, um den Integrierer 118 vom Begrenzer. 114 bei einem speziellen Satz von Umständen zu trennen.

* 4c

Das Signal V vom Summierer 69 wird durch eine Absolutwertschaltung 88 geschickt und zu einem vergleicher 128 gekoppelt, der ein Ausgangssignal liefert, wenn V

2 2

über 0,3 Fuß/s (9 cm/s ) ansteigt. Das Ausgangssignal des Vergleichers 128 wird dann zu einem Eingang eines NOR-Gatters 92 gekoppelt.

O ό αα

O OO

Q O O ft

ο & ο α

- 25 -

Andere Eingangssignale zum NOR-Gatter 92 werden durch eine Reihe von Vergleichern 94, 96 und 98 geliefert. Der Vergleicher 94 erzeugt dann ein Signal, wenn der Rollwinkel über eine vorbestimmte obere Grenze, beispielsweise 15°, ansteigt. In ähnlicher Weise empfängt der Vergleicher 96 an seinem Eingang das Ausgangssignal A * von dem an der Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmesser 60 und liefert ein Ausgangssignal, wenn der Nickwinkel über eine bestimmte Grenze, beispielsweise 20°, ansteigt. Der Vergleicher 98 speist ein Ausgangssignal dann zum NOR-Gatter 92, wenn die Vertikal-Beschleunigung eine obere Grenze, wie beispielsweise die 0,2-fache Erd- oder Schwerkraftbeschleunigung, überschreitet. Der Rollwinkel und die Vertikal-Beschleunigung können durch einen Luftdatenrechner oder durch Beschleunigungsmesser geliefert werden, die am Flugzeug angebracht sind.

Das NOR-Gatter 92 bewirkt, daß ein Schalterkontakt 78 den Begrenzer 76 vom Integrierer 80 dann trennt, wenn einer der Vergleicher 90, 94, 96 oder 98 anzeigt, daß eine ungewöhnliche Lage oder eine dynamische Flugbedingung vorliegt. Diese Logikschaltung vermeidet ein Drehen des θ -Signales zu der dynamischen Senkrechten, die durch den an der Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmesser 60 gemessen wird, indem verhindert wird, daß sich das Fehlersignal Δ Θ~ auf einen ungewöhnlich hohen Wert sammelt.

Sobald die Logikschaltung erfaßt, daß eine ungewöhnliche Bedingung nicht langer vorliegt, bewirkt das NOR-Glied 92, daß der Schalterkontakt 78 wieder den Begrenzer 76 mit dem Integriorer 80 verbindet, ho daß uln nornui lc-r

Betrieb erneut aufgenommen werden kann.

Die Genauigkeit der Schaltung von Fig. 4 hängt

von der Tatsache ab, daß sich die beiden Ausricht-

Δλ _v
fehlerwinkel —=— und Δα überhaupt nicht oder nur

Ja. I

sehr wenig während einer Annäherung zur Start- und Landebahn ändern. Das sich ergebende Ausgangssignal θ ist gleich dem wahren Nickwinkel θ zuzüglich des HüD-AusrichtfehlersAoc... und kann verwendet werden, die HUD-Symboldarstellung hinsichtlich des Nickens zu stabilisieren.

In den Fig. 5, 6 und 7 ist ein zweites Ausführungsbeispiel einer Nickstabilisierschaltung gezeigt, die eine Anströmwinkelsonde 26 verwendet, die auf einem Beschleunigungsmesser 100 angebracht ist. Dieses Ausführungsbeispiel der berechneten Nickschaltung führt zur Erzeugung eines θ -Signales, das vollkommen frei von einer Beschleunigung und daher von Scherungsfehlern ist. Dieses Ausführungsbeispiel der Erfindung kann zusammen mit der in Fig. 2 gezeigten Schaltung anstelle der Schaltung der Fig. 4 verwendet werden.

Der in den Fig. 5 und 6 gezeigte und an der Anströmwinkelsonde angebrachte Beschleunigungsmesser 100 ist auf einem Sondenkörper 27 der Anströmwinkelsonde 26 befestigt und so ausgerichtet, daß er eine Null-Angabe unter statischen Bedingungen liefert.

Die Anströmwinkelsonde 26 ist gewöhnlich auf die Windsehnenebene mittels zwei Sondenbezugsstiften 27a und 27b kalibriert; jedoch sind kleine Ausrichtfehler bezüglich der FRL-Linie möglich. Das Ausgangssignal· A_LV des Beschleunigungsmessers 100 zeigt diesen Fehlausricht-

fehler Δ ot „ im Vergleich mit der HUD-Einheit an, die am Beschleunigungsmesser 60 angebracht ist. Das ideale Nickstabilisiersignal ©_D könnte aus Q₀^ berechnet werden, wenn Δßt und Δ K. bekannt wären. Die beiden Fehlausrichtwinkel Δ ©S und Δ cc. sind jedoch nicht direkt bekannt; die Differenz zwischen diesen beiden Größen kann aus den folgenden Gleichungen berechnet werden:

wobei A^ die Horizontal-Beschleunigung des Flugzeuges,

g. die Erdbeschleunigungs- oder Schwerkraftkonstante und

θ den wahren Nickwinkel bedeuten. Die Subtraktion von A__v von A_₁ führt zu:

oder zu

zuzüglich des Fehlausrichtwinkeis Acc des an der Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmessers 60. Wenn stattdessen das auf dem Anströmwinkel beruhende Nicksignal· Θ_Α von Fig. 2 verwendet wird, ergibt sich:

°t_ cc Δ ot

wobei <x und K Konstanten sind, die während Flugversuchen gemessen werden.

Acc
Die Größe ^" ^<Χ-_Λ - —^— ist nicht direkt bekannt;

I JK.

wenn jedoch der lokale Luftströmungswinkel zum Öffnungswinkel-Skalenfaktor K den Wert 1 hat, dann ergibt sich θ zu:

Mitteis

Acc _ Δα

1 V

kann ©_ß aus Messungen von oc_v und A_L1 - A__v berechnet werden. Da jedoch K geWohnMch zwischen 1,5 und 2 liegt, ist iedigiich eine Annäherung an 0_D zu berechnen.

Λα. Δ «χ _Δ&

Y _β 1 ν

K K₂

Dabei ist K„ ein konstanter Verstärkungsfaktor unabhängig von der Konstanten K. Durch Einsetzen der Näherung in die Gleichung für θ_ wird eine Gleichung für θ erhalten:

oc cc Δκ _· DKK⁰ K„

Um die Größe des Fehlers der Näherung für θ_η zu er

Das Fehlersignal Δ θ enthält so zwei Komponenten, von denen eine proportional zu Δ<χ_₇ und die andere proportional zu Δα, ist.

Der Verstärkungsfaktor K₂ kann so gewählt werden, daß der Fehlerbeitrag von Δκ und Δα. gleich ist. Wenn K₂ so gewählt wird, werden die Fehlausrichtfehler des AnstrÖmwinkelsonden-Beschleunigungsmessers 100 und des an der Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmessers 60 ungefähr um einen Faktor 5 verringert. Wenn angenommen wird, daß K den Wert 1,8 aufweist, dann führen die gleichen Fehlerbeiträge von Δ«, und Δ« zum Wert von K₂, der gleich 1,285 ist.

In Fig. 7 wird das Ausgangs signal A_n^. von dem an der Anströmwinkelsonde angebrachten Beschleunigungsmesser 100 vom Ausgangssignal A_L1 des an der Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmessers 60 in einem Summierer 102 subtrahiert. Das sich ergebende Signal Δα_τ1 wird mit einem Faktor 57,3 multipliziert und durch die Erdbeschleunigungskonstante g in einem Multiplizierer 104 dividiert. Das Ausgangssignal des Multiplizierers 104 ist dann gleich Aue - Δ* und dieses Signal wird durch den Verstärkungsfaktor K^, der den Wert 1,285 besitzt, in einer Schaltung 106 dividiert. Das Ausgangssignal des Dividierers 106 wird durch eine Filterschaltung 108 abgewandelt, die die Hochfrequenzkomponenten des Signales ausschließt, und es wird dann zum Ausgangssignal ©_Ä + —=— der in Fig. 2 gezeigten Schaltung in einem Summierer 110 addiert.

Das Ausgangssignal des Summierers 110 ist dann gleich dem angenäherten Anzeige-Stabilisiersignal θ^ und vollkommen unabhängig von Horizontal-Beschleunigungen, da die Werte A₁₁ und A__v subtrahiert werden und damit der Horizontal-Beschleunigungsterm A^. verschwindet. Diese Unabhängigkeit beruht auf der Annahme, daß das Ausgangssignal von der Schaltung der Fig. 2 nicht durch Winde und Scherungen aufgrund des Aufhebungseffektes von V^ und cc beeinträchtigt wird.

Claims

Ansprüche

1 .} Nicklagerechner zum Erzeugen eines die Nicklage eines Flugzeuges darstellenden Signales,

gekennzeichnet durch

- eine erste Einrichtung zum Entwickeln eines ersten Signales, das zum Anströmwinkel des Flugzeuges (20) funktionsbezogen ist,

- eine zweite Einrichtung zum Entwickeln eines zweiten Signales, das den Luftmassen-Flugbahnwinkel des Flugzeuges (20) darstellt, und

- eine Mischeinrichtung zum Vereinigen des ersten und zweiten Signales, um ein erstes Nicksignal zu erhalten, das die Nicklage des Flugzeuges (20) darstellt, das nicht Beschleunigungs- und Kehrkurvenfehlern unterworfen ist.
2. Nicklagerechner nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
- daß die erste Einrichtung aufweist:

- eine Anströmwinkelfläche zum Erzeugen eines Flächenoder Flügelsignales, das zum lokalen Luftströmungswinkel an der Anströmwinkelfläche funktionsbezogen ist, und

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- eine Mischeinrichtung zum Vereinigen des Flächensignales mit einem konstanten Signal, um das erste Signal zu erhalten.
3. Nicklagerechner nach Anspruch 1,
gekennzeichnet durch

- ein Gyroskop, das ein Gyroskop-Nicksignal entwickelt, und

- eine zweite Mischeinrichtung, die mit der ersten Mischeinrichtung und dem Gyroskop gekoppelt ist, um das Gyroskop-Nicksignal und das erste Nicksignal zu mischen, damit ein zusammengefaßtes Nicksignal erhalten wird,-das eine Hochfrequenzkomponente abhängig vom Gyroskop-Nicksignal und eine Niederfrequenzkomponente abhängig vom ersten Nicksignal· hat.
4. Nicklagerechner nach Anspruch 2,
gekennzeichnet durch

- eine Trenneinrichtung zum Trennen der ersten Misch- ' einrichtung von der zweiten Mischeinrichtung bei einer Untergeschwindigkeitsbedingung des Flugzeuges, damit das zusammengefaßte Nicksignal gleich ist zu dem Gyroskop-Nicksignal·.
5. Nickiagerechner nach Anspruch 2,
dadurch gekennzeichnet,

- daß die zweite Mischeinrichtung eine Fehlerkorrektureinrichtung aufweist, um Fehler aufgrund Langterm-Windscherungen im zusammengefaßten Nicksignal zu verringern .
6. Nicklagerechner nach Anspruch 5,
dadurch gekennzeichnet,

OQ ο Ο ο

β O ο β ... et η

■β * Γ ej Wa

- daß die Fehlerkorrektureinrichtung aufweist:

- eine erste Summiereinrichtung zum Mischen des zusammengefaßten Nicksignales und des ersten Signales, um ein Fehlersignal zu erhalten,

- eine Filtereinrichtung zum Filtern des Fehlersignales, um ein Korrektursignal zu erhalten, und

- eine zweite Summiereinrichtung zum Summieren des Korrektursignales und des Gyroskop-Nicksignales.
7. Nicklagerechner nach Anspruch 6,
gekennzeichnet durch

- eine Detektoreinrichtung zum Erfassen einer Vertikal-Windscherung aus:

- einer dritten Summiereinrichtung zum Mischen des Gyroskopsignales und des ersten Nicksignales, um ein Vertikal-Scherungssignal zu erhalten,

- einer mit der dritten Summiereinrichtung gekoppelten. Vergleichereinrichtung zum Erzeugen eines Ausgangssignales , wenn eine Komponente des Vertikal-Scherungssignales eine vorbestimmte Grenze überschreitet, und

- einer Anzeigereinrichtung zum Entwickeln einer Angabe des Vorliegens des Ausgangssignales.
8. Nicklagerechner nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet,

- daß die Fehlerkorrektureinrichtung weiterhin eine mit der Vergleichereinrichtung gekoppelte Trenneinrichtung aufweist, um die erste Summiereinrichtung von der Filtereinrichtung zu trennen, wenn das Ausgangssignal erzeugt wird.
9. Nicklagerechner zum Stabilisieren der Anzeige der Symbol-

darstellung, die in einer Kopfhöhe-Anzeige erzeugt wird, die zum Betrieb eines Flugzeuges dient, das eine Anströmwinkelsignalquelle, eine Luftmassen-Flugbahnwinkel-Signalquelle und eine Gyroskop-Nicksignalquelle hat,

gekennzeichnet durch

- eine erste Mischeinrichtung zum Mischen des Anströmwinkelsignales mit dem Flugbahn-Winkelsignal, um ein erstes Nicksignal mit einer Langtermkomponenten zu erhalten,

- eine mit der Gyroskop-Nickquelle und der ersten Mischeinrichtung gekoppelte zweite Mischeinrichtung zum Mischen des Gyroskop-Nicksignales und des ersten Nicksignales, um ein berechnetes Nicksignal mit einer Niederfrequenzkomponenten abhängig von der Langtermkomponenten und mit einer Hochfrequenzkomponenten abhängig vom Gyroskop-Nicksignal zu entwickeln,

- eine Flugzeug-Nicksignalquelle, die auf die Kopfhöhe-Anzeige (22) bezogen ist,

- eine Korrektursignal-Generatoreinrichtung zum Erzeugen eines Korrektursignales aus dem Flugzeug-Nicksignal und dem berechneten Nicksignal, und

- eine dritte Mischeinrichtung zum Mischen des Korrektursignales und des berechneten Nicksignales, um ein Nick-Stabilisiersignal zum Stabilisieren der Anzeige zu erhalten.
10. Nicklagerechner nach Anspruch 9,
dadurch gekennzeichnet,

- daß die Korrektursignal-Generatoreinrichtung eine Einrichtung aufweist, um ein die Langtermkomponente des Nickwinkels des Flugzeuges darstellendes Langtermsignal

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aus dem Flugzeugnicksignal und dem berechneten Nicksignal zu entwickeln.
11. Nicklagerechner nach Anspruch 10,
dadurch gekennzeichnet,

- daß die Korrektursignal-Generatoreinrichtung weiterhin eine Subtrahiereinrichtung zum Subtrahieren des Nick-Stabilisiersignales vom Langtermsignal aufweist, um ein Pehlersignal zu erhalten.
12. Nicklagerechner nach Anspruch 11,
dadurch gekennzeichnet,

- daß die Korrektursignal-Generatore'inrichtung weiterhin einen Integrierer aufweist, um das Fehlersignal über der Zeit zu sammeln, so daß das Korrektursignal· erhalten wird.
13. Nicklagerechner nach Anspruch 12,
dadurch gekennzeichnet,

- daß die Korrektursignal-Generatoreinrichtung weiterhin eine Trenneinrichtung aufweist, um den Integrierer von der Subtrahiereinrichtung zu trennen, damit ein Beaufschlagen des Integrierers mit falscher Information verhindert wird, wenn eine ungewöhnliche Lage oder eine dynamische Flugbedingung auftritt.
14. Nicklagerechner nach Anspruch 13,
gekennzeichnet durch

- eine Halteschaltung zum Steuern der Trenneinrichtung einschließlich:

- einer Detektoreinrichtung zum Erfassen einer ungewöhnlichen Lage oder einer Flugbedingung des Flugzeuges , und

- einer Gattereinrichtung, die mit der Vergleichereinrichtung gekoppelt ist, um die Trenneinrichtung abhängig von der Detektoreinrichtung zu steuern.
15. System zum Entwickeln eines Nick-Stabilisiersignales für eine Kopfhöhe-Anzeige zum Betrieb eines Flugzeuges,

gekennzeichnet durch

- eine Signalquelle zum Entwickeln eines Signales, das den Anströmwinkel des Flugzeuges darstellt,

- eine Signalquelle zum Entwickeln eines Signales, das einen gemessenen Gyroskop-Nickwinkel darstellt,

- eine Signalquelle zum Entwickeln eines Signales, das den Luftmassen-Flugbahnwinkel des Flugzeuges darstellt,

- eine Mischeinrichtung zum Mischen des Anströmwinkelsignales, des Luftmassen-Flugbahnwinkelsignales und des Gyroskopsignales, um ein berechnetes Nicksignal mit einer Niederfrequenzkomponenten abhängig vom Anströmwinkelsignal und vom Flugbahn-Winkelsignal und einer Hochfrequenzkomponenten abhängig vom Gyroskopsignal zu erhalten,

- eine Flugzeug-Nicksignalquelle, die auf die Kopfhöhe-Anzeige bezogen ist,

- eine Flugzeug-Nicksignalquelle, die auf die Anströmwinkelsignalquelle bezogen ist, und

- eine zweite Mischeinrichtung zum Mischen des berechneten Nicksignales, des auf die Kopfhöhe-Anzeige bezogenen Nicksignales und des auf die AnströmwinkeIflache bezogenen Nicksignales, um ein Nick-Stabilisiersignal zu erhalten, das unabhängig von einer Horizontal-Beschleunigung des Flugzeuges ist.

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16.System nach Anspruch 15,
dadurch gekennzeichnet,

- daß die auf die Kopfhöhe-Anzeige bezogene Signalquelle und die auf den Anströmwinkel bezogene Signalquelle Fehlausrichtfehlern unterworfen sind, und :

- daß die zweite Mischeinrichtung eine Einrichtung aufweist, um Fehler im Nick-Stabilisiersignal aufgrund der Fehlausrichtfehler möglichst klein zu machen. ;
17. Nicksignalrechner für Flugzeug mit einer Fehlerkorrekturschaltung aus einem Fehlersignalgenerator, dessen Ausgangssignal zeitlich durch einen Integrierer integriert wird, um ein Korrektursignal zu erhalten, und einer Halteschaltung zum Verhindern eines Beaufschlagens des Integrierers mit falscher Information bei einer ungewöhnlichen Lage des Flugzeuges,

gekennzeichnet durch

- eine Flugzeug-Nicksignalquelle,

- eine mit der Nicksignalquelle gekoppelte Vergleichereinrichtung zum Erzeugen eines Ausgangssignales, wenn das Nicksignal einen vorbestimmten Wert überschreitet, und

- eine auf die Vergleichereinrichtung ansprechende Entkopplungseinrichtung zum Trennen des Integrierers vom Fehlergenerator, wenn das Ausgangssignal erzeugt wird.
18. Nicklagerechner für Flugzeug mit einer Fehlerkorrekturschaltung aus einem Fehlersignalgenerator, dessen Ausgangssignal zeitlich durch einen Integrierer integriert wird, um ein Korrektursignal zu erhalten, und einer Halteschaltung zum Verhindern eines Beaufschlagens des Integrierers mit falscher Information bei einer ungewöhn-

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liehen Lage des Flugzeuges,
gekennzeichnet durch

- eine Flugzeug-Vertikal-Beschleunigungssignalqüelle,

- eine mit der Vertikal-Beschleunigungssignalquelle gekoppelte Vergleichseinrichtung zum Erzeugen eines Ausgangssignales, wenn das Beschleunigungssignal einen vorbestimmten Wert überschreitet, und

- eine Entkopplungseinrichtung, die auf die Vergleichseinrichtung anspricht, um den Integrierer vom Fehlergenerator zu trennen, wenn das Ausgangssignal erzeugt wird.
19. Nicklagerechner für Flugzeug mit einer Fehlerkorrekturschaltung aus einem Fehlersignalgenerator, dessen Ausgangssignal zeitlich durch einen Integrierer integriert wird, um ein Korrektursignal zu erhalten, und einer Halteschaltung zum Verhindern eines Beaufschlagens des Integrierers mit falscher Information bei einer ungewöhnlichen Lage des Flugzeuges,

gekennzeichnet durch

- eine Flugzeug-Längsbeschleunigungssignalquelle,

- eine mit der Längsbeschleunigungssignalquelle gekoppelte Vergleichseinrichtung zum. Erzeugen eines Ausgangssignales, wenn das Beschleunigungssignal einen vorbestimmten Wert überschreitet, und

- eine auf die Vergleichseinrichtung ansprechende Entkopplungseinrichtung zum Trennen des Integrierers vom Fehlergenerator, wenn das Ausgangssignal erzeugt wird.
20. Nicklagerechner für Flugzeug mit einer Fehlerkorrekturschaltung aus einem Fehlersignalerzeuger, dessen Ausgangssignal zeitlich durch einen Integrierer integriert

wird, um ein Korrektursignal zu erhalten, und einer Halteschaltung zum Verhindern eines Beaufschlagens des Integrierers mit falscher Information bei einer ungewöhnlichen Lage des Flugzeuges,

gekennzeichnet durch

- eine Flugzeug-Nicksignalquelle,

- eine Flugzeug-Vertikalbeschleunigungssignalquelle,

- eine Flugzeug-Längsbeschleunigungssignalquelle,

- eine mit der mit Nicksignalquelle gekoppelte erste Vergleichseinrichtung zum Erzeugen eines Ausgangssignales, wenn das Nicksignal einen ersten vorbestimmten Wert überschreitet,

- eine mit der Vertikalbeschleunigungssignalquelle gekoppelte zweite Vergleichseinrichtung zum Erzeugen eines Ausgangssignales, wenn das Vertikalbeschleunigungssignal einen zweiten vorbestimmten Wert überschreitet,

- eine mit der Längsbeschleunigungssignalquelle gekoppelte dritte Vergleichseinrichtung zum Erzeugen eines Ausgangssignales, wenn das Längsbeschleunigungssignal einen dritten vorbestimmten Wert überschreitet,

- eine mit der ersten, der zweiten und der dritten Vergleichseinrichtung gekoppelte Gattereinrichtung zum Erzeugen eines Steuersignales abhängig von wenigstens einem Ausgangssignal der Vergleichseinrichtungen, und

- eine Entkopplungseinrichtung zum Trennen des Integrierers vom Fehlergenerator, wenn das Steuersignal erzeugt wird.