DE3139707C2

DE3139707C2 - Nicklagerechner

Info

Publication number: DE3139707C2
Application number: DE3139707A
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: 1987-05-07
Also published as: GB2088310A; US4390950A; DE3139707A1; AU7504681A; FR2495313B1; CA1171530A; CH660790A5; AU528469B2; JPS57114797A; FR2495313A1; SE8106439L; IT1144515B; GB2088310B; NL8105014A; IT8149782A0

Abstract

Ein Nicklagerechner zum Berechnen eines die Nicklage eines Flugzeuges (20) darstellenden Signales verwendet eine auf einem Anströmwinkel beruhende Information sowie ein Ausgangssignal eines Gyroskops, um ein berechnetes Nicksignal zu erzeugen, das eine Langtermkomponente abhängig von der auf dem Anströmwinkel beruhenden Information und eine Kurztermkomponente abhängig vom Gyroskop-Ausgangssignal hat. Das berechnete Nicksignal wird zur Nickstabilisierung einer Kopfhöhe-Anzeige im Flugzeug (20) verwendet und wird in diesem Fall mittels eines aus dem Nicksignal abgeleiteten Korrektursignales und des Ausgangssignales eines Beschleunigungsmessers (60) abgewandelt, der an der Kopfhöhe-Anzeige (22) angebracht ist. Alternativ kann das Nicksignal mit einem Signal zusammengefaßt werden, das die Differenz zwischen dem Ausgangssignal des an der Anzeige (22) angebrachten Beschleunigungsmessers (60) und dem Ausgangssignal eines an der Anströmwinkelfläche vorgesehenen Beschleunigungsmessers (100) darstellt, um ein Nickstabilisiersignal zu erzeugen, das frei von Kehrkurven- und Scherungsfehlern ist.

Description

des auf die HUD-Anzeige bezogenen Nicklagesignals (Au) und des auf die Anstellwinkelsonde (26) bezogenen Nicklagesignals ein Nicklage-Stabilisiersignal (&THgr;_&ogr;) erzeugt, das unabhängig von einer Horizontal-Beschleunigung (&Lgr;/yjdes Flugzeugs ist.

16. Verwendung des Nicklagerechners nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet,

— daß die auf die HUD-Anzeige bezogene Nicksignalquelle und die auf die Anstellwinkelsonde bezogene Nicksignalquelle Fehlausrichtfehlern unterworfen sind, und

— daß die Korrektureinrichtung eine Einrichtung aufweist, um Fehler im Nick-Stabilisiersignal aufgrund der Fehlausrichtfehler möglichst klein zu machen (Flg. 7).

Beschreibung

Die Erfindung betrifft einen Nicklagerechner gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.

Vom Anmelder wurden bereits verschiedene Nicklageumrechner entwickelt (vgl. US-PS 38 51 303 und US-PS 40 95 271).

Beim einen Nicklagerechner (vgl. US-PS 38 51 303) wird ein Längsbeschleunigungsmessersignal durch ein differenziertes Luftgeschwindigkeitssignal korrigiert und mit einem Gyroskopsignal g mischt, um eine Angabe der Nicklage des Flugzeugs zu liefern. Jedoch ist das differenzierte Luftgeschwindigkeitssignal Windscherungsfehlern unterworfen, wodurch die Genauigkeit des erzeugten Nicksignals herabgesetzt wird. (Mit Luftgeschwindigkeit ist hier und im folgenden die Geschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber der ruhend angenommenen Luft bezeichnet)

Im anderen Nicklagerechner (vgl. US-PS 40 95 271)wirdein Nicklagegenerator verwendet, der ein Nicksignal erzeugt, das von einem an einer HUD-Anzeige (Head-Up-Display) befestigten Beschleunigungsmesser abgeleitet ist, der zur Anzeige-Bezugsachse derart kalibriert ist, daß er den Nickwinkel der Bezugsachse während eines unbeschleunigten Flugzustands angibt Das Beschleunigungsmesser-Ausgangssignal wird für eine Horizontalbeschleunigung durch Subtrahieren der Luftgeschwindigkeitsänderung kompensiert, um ein berechnetes Anzeige-Bezugsnicksignal zu erzeugen.

Dieses aus dem Beschleunigungsmesser abgeleitete Nicksignal wird als Langzeit-Nickbezugssignal verwendet und mit dem Gyroskop-Ausgangssignal für Kurzzeit-Nickauslenkungen vereinigt. Dies erfolgt durch Korrigieren des Gyroskop-Nicksignals mit langsamer und begrenzter Änderungsgeschwindigkeit zum Langzeit-Bezugssignal.

Ein anderes übliches System (vgl. US-PS 40 12 713) verwendet das Ausgangssignal eines Längsbeschleunigungsmessers und ein differenziertes Luftgeschwindigkeitssignal, um ein Windscherungssignal zu liefern. Dieses Signal wird zu einer geeigneten Anzeigerichtung 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 kurzzeitige Windscherungen vorliegen. Wenn jedoch Langzeit-Windscherungssituationen auftreten, kann das berechnete so Langzeit-Nickbezugssignal aufgrund einer Fehlanpassung zwischen der Trägheitsbeschleunigung und dem aus dem differenzierten Luftgeschwindigkeitssignal gewonnenen Beschleunigungssignal fehlerhaft sein, da letz' ?res Beschleunigungssignal zur Kompensation der Trägheitsbeschleunigung verwendet wird. Bei bestimmten Windscherungsbedingungen kann das berechnete Nickausgangssignal langsam zu einem fehlerhaften Langzeit-Nickbezugssignal gezwungen werden.

Dieser Langzeit-Windscherungsfehler kann möglichst klein gemacht werden, indem die Korrektur-Nachführgeschwindigkeit für das Gyroskop verringert wird. Wenn jedoch so vorgegangen wird, können Ausrichtfehler aufgrund eines langsamen Aufrichtens der Gyroskopplattform in die dynamische Senkrechte sowie während Kehrkurven angesammelte Fehler nicht vollständig kompensiert werden. Dies gilt insbesondere während Windscherungsbedingungen, unter denen sich Gyroskopfehler sowie Langzeit-Nickbezugsfehler in der gleichen Richtung summieren.

Es ist Aufgabe der Erfindung, einen Nicklagerechner anzugeben, der aufgrund von Langzeit-Windscherungen bedingte Fehler vermeidet und ein Korrektursignal erzeugt, das andere, die Nicklage des Flugzeugs betreffende Informationen korrigieren hilft

Dabei soll das vom Nicklagerechner erzeugte Signal insbesondere die Darstellung einer HUD-Anzeige stabilisieren.

Die obige Aufgabe wird bei einem Nicklagerechner, der ein die Nicklage eines Flugzeugs darstellendes Nicklagesignal erzeugt, durch die im Kennzeichen des Anspruchs 1 angegebenen Merkmale gelöst
Die Unteransprüche 2 bis 8 kennzeichnen jeweils vorteilhafte Ausbildungen davon.

Eine Verwendung des Nicklagerechners nach einem der Ansprüche 1 bis 8 zum Stabilisieren einer Fluglagesymboldarstellung, die an einer Head-Up-Display(HUD)-Anzeige erzeugt wird, die zum Betrieb eines Flugzeugs dient, ist jeweils durch die kennzeichnenden Merkmale der Ansprüche 9 und 15 angegeben.

Die Unterinsprüche 10 bis 14 kennzeichnen jeweils vorteilhafte Ausbildungen der in Anspruch 9 gekennzeichneten Verwendung des Nicklagerechners. Der Unteranspruch 16 kennzeichnet eine vorteilhafte Ausbildung der in Anspruch 15 gekennzeichneten Lehre.

Nachfolgend wird die Erfindung anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigt

Fig. 1 eine schematische Darstellung eines Flugzeugs mit einer HUD-Anzeige für eine nicklagebezogene vhsuitlle Information, die bei der Landeanflug-Überwachung benutzt wird,

Fig. 2 ein Blockschaltbild eines Nicksignalgenerators,

Fig. 3 die geometrische Ausrichtung des an der HUD-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmessers und der Anströmwinkelfläche,

Fig. 4 ein Blockschaltbild einer Schaltung zum Erzeugen eines Nickstabilisierungssignals aus dem berechneten | N icksignal gemäß Fig. 2,

Fig. 5 die geometrische Ausrichtung eines an einer Anströmwinkelsonde angebrachten Beschleunigungsmessers und eines an der HUD-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmessers,

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

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

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

In Fig. 1 hat ein Flugzeug 20 eine HUD-Anzeige 22, die eine nicklagebezogene Information auf einen Mischerschirm 24 wirft, der zwischen dem Piloten und der Außenwelt liegt.

Die HUD-Anzeige 22 kann von üblicher Art sein (vgl. US-PS 36 54 806, US-PS 36 86 626, US-PS 38 16 005 und US-PS 38 51 303).

Ein aus dem Anstellwinkel abgeleitetes Nicksignal &THgr;,, verwendet eine Beziehung zwischen einem Anstellwinkel Ob. der ein Maß für die Richtung des Luftgeschwindigkeitsvektors in bezug auf die Flugzeugrumpf-Bezugslipie FRL ist, und einem Winkel &ggr;, der zwischen dem linearen Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs bezüglich der ruhenden Luft und der Horizontalen auftritt. Die dargestellten Größen und deren Winkel sind auf eine Horizontlinie bezogen, die ihrerseits auf den Erdhorizont ausgerichtet ist.

Der Winkel &ggr; hat, so wie er in Fig. 1 eingezeichnet ist, einen negativen Wert, da der Geschwindigkeitsvektor unterhalb der Horizontlinie liegt. Läge der Geschwindigkeitsvektor über der Horizontlinie, so hätte &ggr; einen js positiven Wert. Für die in Fig. 1 gezeigte Fiugzeugnicklage ergibt sich:

a_B = &THgr;_&agr; - &ggr;

oder

&THgr;_&agr; = as + &ggr;.

Der Anstellwinkel as kann aus einem lokalen Luftströmungswinkel ol berechnet werden. Im allgemeinen hat der durch eine Anstellwinkelsonde 26, die am Flugzeugrumpf 28 befestigt ist, gemessene Winkel &agr;&ngr; die folgende Beziehung zum lokalen Luftströmungswinkel ac-

clv= oll + &Dgr; &agr;&ngr;

oder

ccl = &agr;&ngr; — &Dgr; &agr;&ngr;·

Der lokale Luftströmungswinkel at erfüllt auch die folgende Gleichung zum Anstellwinkel ae: Durch Umschreiben und Einsetzen von öl ergibt sich:

wobei Oo und K aerodynamische Konstanten sind, die durch empirische Flugversuche festgelegt werden, und &Dgr; &agr;&ngr; der Fehler bzw. die Abweichung der Anstellwinkelsonde 26 hinsichtlich des Bezugsdatenwerts bedeutet, auf den O₀ und K festgelegt werden.

Die Größe ag kann dann in die Gleichung für &THgr;_&agr; eingesetzt werden, so daß sich ergibt:

CIy-O₀ A CLy

Der Winkel &ggr; kann erhalten bleiben, indem die barometrische Höhenänderung IHbaro durch die wahre Luftgeschwindigkeit Vtrue dividiert und das Ergebnis mit 57,3 multipliziert wird. Die Geschwindigkeit des Flugzeugs gegenüber der als ruhend angenommenen Umgebungsluft 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 Flugzeugs 20 sein kann.

&iacgr;&ogr; Die Langzeitgenauigkeit des auf dem Anstellwinkel beruhenden Nicksignals Q_n hängt von dem Einfluß ab, den horizontale und vertikale Winde und Scherungen auf den Anstellwinkel a_B und auf den Winkel &ggr; haben. Im allgemeinen neigen Wind- und Scherungsfehler dazu, bei der Berechnung des auf dem Anstellwinkel beruhenden Nicksignals Q_n zu verschwinden.

Fig. 2 zeigt Ausführungsbeispiele eines Nickrechnersystems. Das Ausgangssignal von der Anstellwinkelsonde 26 liefert ein Langzeit-Nicksignal, wobei das Ausgangssignal von einem Gyroskop 29 benutzt wird, um eine Kurzzeit-Nickinformatiion zu erzeugen.

Das Ausgangssignal av der Anstellwinkelsonde 26 wird zu einem Summierer 40 gekoppelt, wo es um einen Betrag gleich der Konstanten O₀ verringert wird. Dieses Signal wird dann mit einem Faktor MK durch einen Multiplizierer 42 multipliziert, so daß sich ein Signal

Qy - gp

ergibt, das wiederum gleich ist mit:

Dieses Signal wird in einem Addierer 44 zum Flugbahnwinkel &ggr; addiert, der erhalten wird, indem die jo barometrische Höhenänderung Hbaro durch die wahre Luftgeschwindigkeit Vtrue 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:

&Dgr; a« A <Zw

Dieses Signal wird zu einem Summierer 50 durch einen Schalterkontakt 48 gekoppelt und durch einen Begrenzer 52 auf eine Schwankur.gsbreite von höchstens ± 3° begrenzt. Dieses Signa! wird dann durch einen Integrierer 54 integriert, um dynamische Kurzzeitstörungen des Signals zu filtern.

Das vom Integrierer 54 integrierte Signal wird mit dem Ausgangssignal 0_g>w des Gyroskops in einem Summierer 56 summiert, um ein Nicklagesignal

zu berechnen, das die Nicklage des Flugzeugs 20 darstellt, und das jedoch eine konstante Komponente mit dem g Wert

A CLy K

enthält Das Ausgangssignal vom Summierer 56 wird zurück zum Summierer 50 gekoppelt, der dieses Signal vom Ausgangssignal des Summierers 44 subtrahiert, um ein Fehlersignal zu erzeugen. Das Fehlersignal wird zeitlich integriert um ein Korrektursignal zu erzeugen, das zum Ausgangssignal Qgym des Gyroskops addiert

wird, damit Langzeitfehler verringert werden, die auf Langzeit-Windscherungen beruhen können.

Um dem Iniegrierer 54 keine falsche Information zuzuführen, wie beispielsweise während des Startens, wenn die Luftgeschwindigkeit unter einem vorbestimmten Wert von beispielsweise 70 Knoten (130 krrJh) ist trennt der Schalterkontakt 48 den Ausgang des Summierers 44 vom Eingang des Summierers 50 und koppelt das Ausgangssignal O_ßm des Gyroskops 29 mit dem Eingang des Summierers 50. Unter diesen Bedingungen ist das Ausgangssignal des Summierers 56 lediglich das Signal 6>_en>

Der Begrenzungsbereich des Begrenzers 52 und die Zeitkonstante r des Integrierers 54 sind so gewählt daß die dynamischen Kurzzeitstörungen des ursprünglichen 6>_a-Signals angemessen gefiltert werden, wobei jedoch typische Quellsignale des Gyroskops, wie beispielsweise eine Plattformaufrichtung während Beschleunigungen und Kehrkurven, nicht ausgefiltert werden. Das sich ergebende Ausgangssignal folgt dem Gyroskopnicksignal für Kurzzeitveränderungen und dem auf &agr; &ngr; beruhenden Nicksignal für Langzeitschwankungen.

Das Ausgangssignal vom Summierer 44 wird vom Gyrcskopsignal 0_sro in einem Summierglied 49 subtrahiert um ein Signal zu erhalten, das die vertikale Scherung darstellt der das Flugzeug unterworfen ist. Dieses Signal wird in einer Filterschaltung 51 gefiltert die dessen dynamische Kurzzeitkomponenten ausschließt, um ein

Signal VS/. zu erhalten, das die vertikale Langzeit-Windscherung wiedergibt. Das Signal VS/. wird zu einem Vergleicher 53 gekoppelt, dei' 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 54 vom Summierer 50 und verbindet diese mit Erde, damit verhindert wird, daß das berechnete Nickausgangssignal

von vertikalen Langzeit-Windscherungen beeinträchtigt wird. Während dieser Zeit wird das Ausgangssignal des ic Integrierers 54 auf einem konstanten Pegel gehalten, indem der Schalterkontakt 57 mit Erde verbunden wird.
Der Versetzungsfehler

ist eine Konstante, die sich nicht verändert, sobald der Winkel der Anstellwinkelsonde 26 festliegt. Das Aus.-gangssignal der Schaltung der Fig. 2 kann als Teil eines üblichen HUD-Anzeigesystems (Head-Up-Display) oder in anderen Anwendungen verwendet werden, die eine genaue Nickinformation erfordern, wie beispielsweise in ciiierii Flugbahnieiisysieiii.

In den flg. 3 und 4 ist ein System dargestellt, das ein Nickstabilisierungssignal aus dem Ausgangssignal der Schaltung der Fig. 2 erzeugt und den Fehler ausschließt, der durch die Fehlausrichtung der Anstellwinkelsonde 26 eingeführt wird. Die Schaltung der Fig. 4 ist insbesondere für eine HUD-Anzeige geeignet, die ein Nicksignal zur Stabilisierung benötigt.

In Fig. 3 ist ein Längsbeschleunigungsmesser 60 direkt auf der HUD-Plattform befestigt, und die HUD-Anzeigeeinheit 22 ist derart kalibriert, daß sich bei Justierung mit ihrem Bczugsachsenpegel und mit einem Null-Nickeingangssignal die angezeigte Horizontlinie mit dem wahren Horizont überlappt. Das Ausgangssignal &Agr;&igr;., 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 HUD-Anzeige 22 und der Längsbeschleunigungsmesser 60 im Flugzeug installiert sind, muß jeder Fehlausrichtfehler &Dgr; A\ düs Längsbeschleunigungsmessers 60 durch ein Nickstabilisiersignal Qd kompensiert werden, das gleich der Summe eines wahren Nickwinkels &THgr; mit dem Fehlausrichtfehler &Dgr; cti ist.

Die in Fig. 4 dargestellte Nickstabilisierschaltung schließt den auf der Anstellwinkelsonde 26 beruhenden Fehlausrichtfehler des Ausgangssignals des Rechners in Fig. 2 aus, indem langsam die Langzeitkomponente des Signals

zu dem Winkel korrigiert wird, der durch den Beschleunigungsmesser 60 gemessen wird, welcher auf der HU D-Bezugsachse angebracht ist.
Das Ausgangssignal

wird mit einem Faktor 0,53 in einem Multiplizierer 62 multipliziert und vom Ausgangssignal Ai, des an der HUD-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmessers 60 in einem Summierer 64 subtrahiert. Das Ausgangssignal des Summierers 64 wird durch ein Filter 66 gefiltert, das einen Teil eines Kompiementärfilters 68 umfaßt. Die Übertragungsfunktion für das Filter 66 ist derart, daß die Langzeitkomponenten des Ausgangssignals vom Summierer 64 ausgeschlossen werden. Die sich ergebenden Hochfrequenzkomponenten werden dann zu einem anderen Summierer 69 geschickt.

Die Luftgeschwindigkeit des Flugzeugs wird durch einen Luftgeschwindigkeitssensor 84 erfaßt und mittels einer Änderungsschaltung 86 differenziert, um ein Luftgeschwindigkeitsänderungssignal V_AtR zu erhalten. Dieses Signal ist ein Eingangssignal zu einem Filter 67, das ein Teil des Kompiementärfilters 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 Langzeitkomponente vom Filter 67 und aus einer Kurzzeitkomponente vom Filter 66 besteht Die Zeitkonstante &tgr; des Kompiementärfilters 68 kann relativ lang ausgeführt werden, um den Einfluß von Windscherungen möglichst klein zu machen.

Das Signal V* vom Summierer 69 wird vom Ausgangssignal Au von dem an der HUD-Anzeige angebrachten &ohgr; Beschleunigungsmesser 60 subtrahiert, was nach Multiplikation mit einem Faktor 1,78 in einem Multiplizierer 72 ein Ausgangssignal ©al liefert das das Langzeitnicksignal darstellt das durch den an der Anzeige angebrachten Beschleunigungsmesser 60 gemessen ist

Ein Ausgangssignal

das das Nickstabilisier-Ausgangssignal ist wird vom Signal &THgr;._&Mgr;. 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 &Dgr; &THgr;_&ogr; zu entwickeln, das nahezu gleich der Größe

&Lgr; a_v

ist. Dieses Signal wird in einem Summierer 82 vom Ausgangssignal

&bgr;:+ ^{A av}

von der in Rg. 2 gezeigten Schaltung subtrahiert Das Ausgangssignal

des Summierers 82 ist dann gleich dem wahren Nickwinkel &THgr; zuzüglich des HUD-Ausrichtfehlers &Dgr; cc\.

Um zu verhindern, daß dem Integrierer 80 falsche Information zugeführt wird, die bewirkt, daß das 20

zur dynamischen Senkrechten gedreht wird, die durch den HUD-Beschleunigungsmesser 60 bei einer unge wohnliche·! Lage oder dynamischen Flugbedingungen gemessen wird, sind Logikschaltungen vorhanden, um den Integrierer 118 vom Begrenzer 114 bei solchen speziellen Situationen zu trennen.

Das Signal V* vom Summierer 69 wird durch eine Absolutwertschaltung 88 einem Vergleicher 128 zugeführt, der ein Ausgangssignal liefert wenn V* über 03 Fuß/s² (9 cm/s²) ansteigt. Das Ausgangssignal des Vergleichers 128 wird dann zu einem Eingang eines NOR-Gatters 92 gekoppelt

Andere Eingangssignale zum NOR-Gatter 92 werden durch eine Reihe von Vergleichern 94, % 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 % an seinem Eingang das Ausgangssignal A_L\ von dem an der HUD-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-iaehe Erdbeschleunigung, überschreitet Der Roüwinke! 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

00-Signals

zu der dynamischen Senkrechten, die durch den an der Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmesser 60 gemessen wird, indem verhindert wird, daß sich das Fehlersignal &Dgr; &THgr;&ogr; auf einen ungewöhnlich hohen Wert sammelt.

Sobald die Logikschaltung evfaßt, daß eine ungewöhnliche Bedingung nicht länger vorliegt, bewirkt das NOR-Glied 92, daß der Schalterkontakt 78 wieder den Begrenzer 76 mit dem Integrierer 80 verbindet, so daß ein normaler Betrieb erneut aufgenommen werden kann.

Die Genauigkeit der Schaltung von Flg. 4 hängt von der Tatsache ab, daß sich die beiden Ausrichtfehlerwinkel

&Dgr; a_v K

und &Dgr; a\ überhaupt nicht oder nur sehr wenig während einer Annäherung zur Start- und Landebahn ändern. Das sich ergebende Ausgangssignal

&thgr;»

- - —

ist gleich dem wahren Nickwinkel &THgr; zuzüglich des HUD-Ausrichtfehlers &Dgr; &agr;, 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 Anstellwinkelsonde 26 verwendet, auf der ein Beschleunigungsmesser 100 angebracht ist. Dieses Ausführungs-

beispiel der Nicklagestabilisiersignalerzeugung führt zur Erzeugung eines &THgr;&ogr;-Signals, das vollkommen frei vor einer Beschleunigung und daher von Scherungsfehlern ist. Dieses Ausführungsbeispiel der Erfindung kanr anstelle der Schaltung der Fig. 4 zusammen mit der in Fig. 2 gezeigten Schaltung verwendet werden.

Der in den Fig. 5 und 6 gezeigte und an der Anstellwinkelsonde 26 angebrachte Beschleunigungsmesser 100 isi

auf einem Sondenkörper 27 befestigt und so ausgerichtet, daß er eine Null-Angabe unter statischen Bedingungen liefert.

Die Anstellwinkelsonde 26 ist gewöhnlich auf die Windsehnenebene mittels zwei Sondenbezugsstiften 27 a und 27 b kalibriert; jedoch sind kleine Ausrichtfehler bezüglich der FRL-Linie möglich. Das Ausgangssignal Alv des Beschleunigungsmessers 100 zeigt diesen Fehlausrichtfehler &Dgr;&agr;&ngr; im Vergleich rait dem an der HUD-Einheit angebrachten Beschleunigungsmesser 60 an. Das ideale Nickstabilisiersignal &THgr;&rgr; könnte aus 0&ldquor; berechnet werden, wenn &Dgr; av und Aa_t bekannt wären. Die beiden Fehlausrichtwinkel &Dgr;&agr;&ngr; und &Dgr;&agr;\ sind jedoch nicht direkt bekannt; die Differenz zwischen diesen beiden Größen kann aus den folgenden Gleichungen berechnet werden:

g(O + &Dgr;&agr;&ngr;) + A_H 10

Au ^g(O + Aa₁) + A&ldquor;' wobei

Ah die Horizontal-Beschleunigung des Flugzeugs,

g die Erdbeschleunigung und

&THgr; den wahren Nickwinkel bedeuten.

Die Subtraktion von Al vvon al\ führt zu: 20 Al, — &Agr;&igr; &ngr; = g(Aa\ — &Dgr;&agr;&ngr;)

oder zu

A a\ ~ A (Xv ~ .

Wie in der Rg. 5 dargestellt ist, ist das ideale Nickstabilisiersignal 0_D gleich dem wahren Nickwinkel zuzüglich des Fehlausrichtwinkels &Dgr;&agr; des an der HUD-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmessers 60. Wenn stattdes- 30 sen das auf dem Anstellwinkel beruhende Nicksignal Q_n von Rg. 2 verwendet wird, ergibt sich:

a_Y a₀ A a_v

^&THgr;°⁼-&kgr;--&kgr;--&Iacgr;&Ggr; ^{+ &ngr; + &Lgr;&agr;}^

wobei &uacgr;&ogr; und K Konstanten si.id, die während Flugversuchen gemessen werden. Die Größe

. , Aa_v Aa^+——

K .10

ist nicht direkt bekannt; wenn jedoch der lokale Luftströmungswinkel/Öffnungwinkel-Skalenfaktor K den Wert 1 hätte, dann ergäbe sich 0ozu:

0&ogr; = &agr;&kgr;—&agr;&ogr;+ &ggr; + &Dgr;&agr;\ — &Dgr;&agr;&ngr;. 45

Mittels

Ae_x-A

g 50

kann &THgr;_&ogr; aus Messungen von av und Al\ — A_L &ngr; berechnet werden. Da jedoch K gewöhnlich zwischen 1,5 und 2 liegt, kann lediglich ein Näherungswert von &THgr;&ogr; berechnet werden.

Ein angenähertes Nickstabilisiersignal ©J; kann mittels der folgenden Beziehung berechnet werden:

55 &Dgr; By &Dgr; ff| ~ A Qy

Dabei ist K₂ ein konstanter Verstärkungsfaktor unabhängig von der Konstante« K. Durch Einsetzen der Näherung in die Gleichung für Qn wird eine Gleichung für &THgr;» erhalten: 60

, a_v a₀ A «&igr; - A a_v

^&thgr;°=&Iacgr;&Ggr;~&Iacgr;&Ggr; ^{+ &ggr; +} Y₁ ·

Um die Größe des Fehlers der Näherung für &THgr;&ogr; zu erzielen, wird &THgr;&iacgr;,&ngr;&ogr;&eegr; &thgr;&rgr; subtrahiert: 65

Das Fehlersignal &Dgr;&THgr; enthält so zwei Komponenten, von denen eine proportional zu &Dgr;&agr;&ngr; und die andere proportional zu &Dgr;&agr;&igr; ist

Der Verstärkungsfaktor K₂ kann so gewählt werden, daß der Fehlerbeitrag von Aa &ngr; und Aa\ gleich ist. Wenn

K₂ so gewählt wird, werden die Fehlausrichtfehler des Beschleunigungsmessers 100 und des an der HUD-Anzei-

5 ge angebrachten Beschleunigungsmessers 60 ungefähr um einen Faktor 5 verringert. Wenn angenommen wird,

daß K den Wert 5,8 hat, dann führen die gleichen Fehlerbeiträge von Aa_v und Aa_x zum Wert von K₂, der gleich 1.285 ist

In Rg. 7 wird das Ausgangssignal Ai.v von dem an der Anstellwhikelsonde angebrachten Beschleunigungsmesser 100 vom Ausgangssignal A_u des an der Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmessers 60 in 10 einem Summierer 102 subtrahiert Das sich ergebende Signal AAu wird mit einem Faktor 573 multipliziert und durch die Erdbeschleunigungskonstante g in einem Multiplizierer 104 dividiert. Das Ausgangssignal des Multiplizierers 104 ist dann gleich Aa\ —Aav, und dieses Signal wird durch den Verstärkungsfaktor AT₂, 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 Signals ausschließt und es wird dann zum is Ausgangssignal

20 der in Rg. 2^izeigten Schaltung in einem Summierer 110 addiert

Das Ausgangssigna! des Summierers 110 ist dann gleich dem angenäherten Anzeige-Stabiüsiersigna! &THgr;), und vollkommen unabhängig von Horizontal-Beschleunigungen, da die Werte Au und A/.v subtrahiert werden und damit die Horizontal-Beschleunigung Ah verschwindet Diese Unabhängigkeit beruht auf der Annahme, daß das Ausgangssignal von der Schaltung der Rg. 2 nicht durch Winde und Scherungen beeinträchtigt wird.

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Hierzu 3 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche

1. Nicklagerechner, der ein die Nicklage eines Flugzeugs darstellendes Nicklagesignal erzeugt,
gekennzeichnet durch

— eine erste Recheneinrichtung (26,40,42), die ein erstes Signal (a_v—ao) bildet, das den Anstellwinkel des Flugzeugs (20) darstellt

— eine zweite Recheneinrichtung (46), die ein zweites Signal (&ggr;) bildet, das den Winkel zwischen dem Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs (20) und der Horizontalen darstellt,

&iacgr;&ogr; — eine erste Mischeinrichtung (44), die das erste und zweite Signal summiert und ein erstes Nicklagesi-

gnal bildet, das die von Beschleunigungs- und Kurvenfehlern befreite Nicklage des Flugzeugs (20) darstellt, und

— eine Schalteinrichtung (48), die das erste Nicklagesignal einer weiteren Verarbeitung erst dann zuführt, wenn das Flugzeug eine Mindestgeschwindigkeit überschritten hct

2. Nicklagerechner nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die erste.Recheneinrichtung aufweist:

— eine Anstellwinkelsonde (26), die ein Signal (av) bildet, das den Angriffswinkel der Luftströmung an der Anstellwinkelsonde (26) darstellt, und

— fine Verknüpfungseinrichtung (40), die das Signal (av) mit einem konstanten Signal (oo) verknüpft und das erste Signal fav—ao) bildet

3. Nicklagerechner nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch

— ein Gyroskop (29), das ein Gyroskop-Nicklagesignal bildet, und

— eine zweite Mischeinrichtung (50,52,54,56,57), die mit der ersten Mischeinrichtung (44) und dem Gyroskop (29) verbunden ist und das Gyroskop-Nicklagesignal und d« erste Nicklagesignal zu einem zusammengefaßten Nicklagesignal

&iacgr;_&thgr;*_&agr;+ ^&Lgr;&agr;*\

vereinigt das eine vce:/ Gyroskop-Nicklagesignal abhängige schnell veränderliche Komponente und eine vom ersten-Nirklagesignal abhängige langsam veränderliche Komponente aufweist

4. Nicklagerechner nach Anspruch 1 —3, dadurch gekennzeichnet, daß

— die Schalteinrichtung (48) ein von der Geschwindigkeit abhängiger Schalter ist und die erste Mischeinrichtung mit der zweiten Mischeinrichtung verbindet

5. Nicklagerechner nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet daß

— die zweite Mischeinrichtung (50, 52, 53, 54, 56, 57) eine Fehlerkorrektureinrichtung aufweist, die durch Langzeitwindscherung bedingte Fehler im zusammengefaßten Nicklagesignal verringert

6. Nicklagerechner nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Fehlerkorrektureinrichtung aufweist:

— eine erste Summiereinrichtung (50), die abhängig von der Stellung der Schalteinrichtung (48) das erste Nicklagesignal oder das Gyroskop-Nickiagesignal mit dem zusammengefaßten Nicklagesignal verknüpft,

— eine Filiereinrichtung (52,54), die das Ausgangssignal der ersten Summiereinrichtung (50) filtert und das Korrektursignal bildet, und

— eine zweite Summiereinrichtung (56), die das Korrektursignal und das Gyroskop-Nicklagesignal summiert.

7. Nicklagerechner nach Anspruch 6, gekennzeichnet durch

— eine Detektoreinichtung(49,51,53,55),die eine Vertikal-Windscherung erfaßt und aufweist:

— eine dritte Summiereinrichtung (49), die das Gyroskop-Nicklagesignal und das erste Nicklagesignal mischt und ein Vertikal-Scherungssignal bildet,

— eine mit der dritten Summiereinrichtung (49) verbundene Vergleichereinrichtung (53), die ein Ausgangssignal erzeugt wenn eine Komponente des Vertikal-Scherungssignals eine vorbestimmte Grenze überschreitet, und

— einen Vertikal-Scherungsanzeiger (55), der beim Vorliegen des Ausgangssignals eine Anzeige bildet.

8. Nicklagerechner nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß

— die Fehierlcorrelctureinrichtung eine mit der Vergleichereinrichtung (53) verbundene Trennschaltung (57) aufweist, die die erste Summiereinrichtung (50) von der Filtereinrichtung trennt, wenn das Ausgangssignal erzeugt wird.

9. Verwendung des Nicklagerechners nach einem der Ansprüche 1 bis 8 zum Stabilisieren einer Fluglage-Symboldarstellung, die in einer Head-Up-Display (HUD)-Anzeige erzeugt wird, die zum Betrieb eines Flugzeugs dient, gekennzeichnet durch

— eine Flugzeug-Nicksignalquelle (60), die auf die HUD-Anzeige (22) bezogen ist und ein Längsbeschfeunigungssignal (Au) liefert,

— eine Mischeinrichtung (64), die das Längsbeschleunigungssignal (Au) und das berechnete Nicklcgesignal

mischt,

— eine Korrektursignal-Generatoreinrichtung zum Erzeugen eines Korrektursignais (A &THgr;_&ogr;) aus dem

Längsbeschleunigungssignal (A_L\) und dem berechneten Nicklagesignal

(&Lgr;*-Φ)

— eine weitere Mischeinrichtung (82) zum Mischen des Korrektursignals (A &THgr;_&ogr;) und des berechneten

Nicklagesignals

um ein Nicklagestabilisierungssignal

zum Stabilisieren der HUD-Anzeige zu erhalten.

10. Verwendung des Nicklagerechners nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet,

— daß die Korrektursignal-Generatoreinrichtung eine Einrichtung (62,64,66,69,70) aufweist, um eine langsam veränderliche Komponente des Nickwinkels des Flugzeugs aus dem Flugzeugnicklagesignal und dem berechneten Nicklagesignal zu entwickeln.

11. Verwendung des Nicklagerechners nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet,

— daß die Korrektursignal-Generatoreinrichtung weiterhin eine Subtrahiereinrichtung(74) zum Subtränieren des Nicklage-Stabilisiersignals von der langsam veränderlichen Komponente des Nickwinkels aufweist, um ein Fehlersignal zu erhalten.

12. Verwendung des Nicklagerechners nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet,

— daß die korrektursignal-Generatoreinrichtung weiterhin einen Integrierer (80) aufweist, der das Fehlersignal zeitlich zum Korrektursignal (A &THgr;&ogr;) integriert.

13. Verwendung des Nicklagerechners nach Anspruch 12, dadarch gekennzeichnet,

— daß die Korrektursignal-Generatoreinrichtung weiterhin eine Trenneinrichtung (78) aufweist, um den Integrierer (80) von der Subtrahiereinrichtung (74) zu trennen, damit dem Integrierer keine falsche Information zugeführt wird, wenn eine ungewöhnliche Fluglage oder eine dynamische Flugbedingung auftritt.

14. Verwendung des Nicklagerechners nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch

— eine Halteschaltung (90,92,94,96,98) zum Steuern der Trenneinrichtung (78) einschließlich:

— einer Detektoreirichtung (90, 94, 96, 98) zum Erfassen einer ungewöhnlichen Lage oder einer Flugbedingung des Flugzeugs, und

— einer Gattereinrichtung (92), die mit der Detektoreinrichtung gekoppelt ist, um die Trenneinrichtung abhängig von der Detektoreinrichtung zu steuern.

15. Verwendung des Nicklagerechners nach einem der Ansprüche 1 bis 8 zum Stabilisieren einer Fluglagesymboldarstellung, die in einer Head-Up-Display (HUD)-Anzeige erzeugt wird, die zum Betrieb eines Flugzeugs dient, gekennzeichnet durch

— eine Flugzeug-Nicksignalquelle (60), die auf die HUD-Anzeige (22) bezogen ist,

— eine Flugzeug-Nicksignalquelle (100). die auf die Anstellwinkelsonde (26) bezogen ist, und

— eine Korrektureinrichtung, die durch Addieren des berechneten Nicklagesignals