DE60008944T2

DE60008944T2 - Vorrichtung zur Steuerung des Gierwinkels eines Flugzeuges

Info

Publication number: DE60008944T2
Application number: DE60008944T
Authority: DE
Inventors: Panxika Larramendy
Original assignee: Airbus Operations SAS
Current assignee: Airbus Operations SAS
Priority date: 1999-02-04
Filing date: 2000-02-03
Publication date: 2005-01-20
Anticipated expiration: 2020-02-04
Also published as: ES2219275T3; CA2297567C; FR2789500A1; FR2789500B1; CA2297567A1; US6352223B1; DE60008944D1; EP1026565A1; EP1026565B1

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Vorrichtung zur Steuerung des Gierwinkels eines Flugzeugs, insbesondere eines Passagierflugzeugs.
Aus der Patentschrift FR-2 617 120 der Anmelderin ist eine Vorrichtung zur Steuerung des Rollwinkels und des Gierwinkels eines Flugzeugs bekannt, die elektrische Steuerbefehle zur Flugsteuerung umsetzt.
Insbesondere im Hinblick auf die Steuerung des Gierwinkels weist diese bekannte Vorrichtung folgende Komponenten auf:

– ein Steuerorgan (Pedal) zur Steuerung des Gierwinkels, das vom Piloten eines Flugzeugs betätigt werden kann;
– einen Signalumformer, der die jeweilige Position des Steuerorgans in elektrische Signale PE umwandelt, die eine gesteuerte Richtung angeben;
– erste technische Mittel, die die jeweiligen elektrischen Signale liefern, mit denen der gesteuerte Hängewinkel Φc, die Rollgeschwindigkeit p, der effektive Hängewinkel Φ, die Giergeschwindigkeit r und der Schiebewinkel β des Flugzeugs angegeben werden;
– eine Rechnereinheit, die folgende Steuerbefehle erstellt:
• einen elektrischen Steuerbefehl dr zur Steuerung des Gierwinkels gemäß folgender Beziehung: dr = Ka.Φc + Kb.p + Kc.Φ + Kd.r + Ke.β,wobei gilt:
☐ Φc, p, Φ, r und β sind Werte, die von den ersten technischen Mitteln geliefert werden, und
☐ Ka, Kb, Kc, Kd und Ke sind Verstärkungsfaktoren, deren Werte von zweiten technischen Mitteln mit Nominalwerten verknüpft werden können, und
• einen elektrischen Steuerbefehl dpequi zur Steuerung des Rollwinkels (der an die Querruder und Spoiler des Flugzeugs übertragen werden muss) gemäß folgender Beziehung: dpequi = ka1.Φc + kb1.p + kc1.Φ + kd1.r + ke1.β + kf.PE, wobei ka1, kb1, kc1, kd1, ke1 und kf Verstärkungsfaktoren sind, und
– eine mechanische Übertragungseinrichtung, die es ermöglicht, den elektrischen Steuerbefehl dr zur Steuerung des Gierwinkels und einen mechanischen Steuerbefehl, der durch ein mechanisches Übertragungsmittel direkt vom Steuerorgan kommt und die jeweilige Position des Steuerorgans anzeigt, zu kombinieren, um dann einen einzigen, kombinierten Steuerbefehl zur Steuerung des Gierwinkels eines Seitenruders des Flugzeugs zu liefern.

Diese herkömmliche Vorrichtung zur Steuerung des Gierwinkels bietet zahlreiche Vorteile und ermöglicht es insbesondere, den Piloten zu entlasten. Außerdem gewährleistet sie Folgendes:

– eine gute Dämpfung der Gier-Roll-Schwingung;
– eine gute Abstimmung zwischen dem Rollwinkel und dem Gierwinkel, insbesondere durch die Berücksichtigung des gesteuerten und des effektiven Hängewinkels sowie der Rollgeschwindigkeit bei der Berechnung des elektrischen Steuerbefehls dr zur Steuerung des Gierwinkels;
– ein einwandfreies Verhalten des Flugzeugs beim Bodenstart.

Die Leistungsfähigkeit dieser bekannten Vorrichtung kann jedoch beim Ausfall eines Triebwerks des Flugzeugs verbessert werden, besonders im Hinblick auf die Steuerung des Gier-/Rollwinkels, und dies insbesondere bei Flugkonfigurationen des Flugzeugs, die kein Gleitflug sind, das heißt, bei denen auftriebserhöhende Mittel, wie zum Beispiel auftriebserhöhende Klappen, aktiv sind, die bei der Landung und beim Start eingesetzt werden.
Außerdem ist es bei Steuervorrichtungen dieses Typs bekanntermaßen empfehlenswert, beim Ausfall eines Triebwerks in der Anflugsphase Anflugsmanöver durchzuführen, ohne die Schubregelung zu benutzen. Wenn nämlich die Schubregelung eingeschaltet wird, beeinträchtigt das Giermoment, das durch die unterschiedlich großen Schübe des oder der nicht ausgefallenen Triebwerke erzeugt wird, das Verhalten des Flugzeugs und erhöht den Arbeitsaufwand des Piloten, anstatt ihn zu reduzieren.
Die vorliegende Erfindung hat zum Ziel, diese Nachteile zu beseitigen. Sie betrifft eine Steuervorrichtung zum Steuern des Gierwinkels eines Flugzeugs, die es ermöglicht, die Steuerung des Gierwinkels beim Ausfall eines Triebwerks zu verbessern, insbesondere in den Start- und Landephasen, und die gleichzeitig gewährleistet, dass sich das Flugzeug möglichst getreu der Sollvorgaben verhält, insbesondere beim Start.
Zu diesem Zweck zeichnet sich die erfindungsgemäße Steuervorrichtung zum Steuern des Gierwinkels des vorstehend beschriebenen Typs für ein Flugzeug mit mehreren Triebwerken dadurch aus, dass es außerdem dritte technische Mittel aufweist, um jeglichen Ausfall eines der Triebwerke des Flugzeugs festzustellen, und dass die zweiten technischen Mittel so beschaffen sind, dass sie den Wert des Verstärkungsfaktors Kd relativ zur Giergeschwindigkeit r vergrößern und die Werte der Verstärkungsfaktoren Ka und Ke relativ zum gesteuerten Hängewinkel Φc beziehungsweise zum Schiebewinkel β ändern, wenn durch die dritten technischen Mittel ein Ausfall eines Triebwerks des Flugzeugs festgestellt wird.
Im Sinne der Erfindung werden daher bei einem Triebwerksausfall die Verstärkungsfaktoren relativ zum gesteuerten Hängewinkel und zum Schiebewinkel geändert, und der Verstärkungsfaktor relativ zur Giergeschwindigkeit wird vergrößert, so dass die Steuervorrichtung einen Befehl zum Ausschlag des Seitenruders erteilt, der um so stärker ausfällt, je größer die Giergeschwindigkeit und/oder der Schiebewinkel sind, und der es somit ermöglicht, effektiv und automatisch jeglicher Beeinträchtigung des Gierens und des Schiebens entgegenzuwirken, die durch den Triebwerksausfall verursacht wird, wodurch die vorstehend genannten Nachteile verhindert werden können.
Um ein Rollverhalten zu ermöglichen, das den Sollvorgaben möglichst genau entspricht, sind außerdem die zweiten technischen Mittel vorteilhafterweise so beschaffen, dass sie die Werte der Verstärkungsfaktoren Ka1 und Kf des elektrischen Steuerbefehls dpequi zur Steuerung des Rollwinkels relativ zum gesteuerten Hängewinkel Φc beziehungsweise der gesteuerten Richtung so ändern, wenn durch die dritten technischen Mittel ein Triebwerksausfall des Flugzeugs festgestellt wird, dass das Flugzeug trotz der Panne sein Rollverhalten beibehalten kann.
Die erfindungsgemäße Steuervorrichtung bietet noch weitere Vorteile und gewährleistet insbesondere:

– eine Homogenität in allen Flugphasen;
– eine Beibehaltung der herkömmlichen Abläufe und Manöver der Flugsteuerung; das heißt, sie ändert nicht die Flugzeugführung, und
– eine große Funktionssicherheit, die insbesondere nicht von der Geschwindigkeit des Flugzeugs oder dem Ausmaß der Unsymmetrie, die durch den Triebwerksausfall verursacht wird, abhängt.

Des Weiteren weist das erfindungsgemäße Steuersystem vorteilhafterweise vierte technische Mittel auf, um die aktuelle Flugkonfiguration des Flugzeugs zu ermitteln.
Im Übrigen sind die dritten technischen Mittel vorteilhafterweise so beschaffen, dass sie einen Triebwerksausfall eines Flugzeugs, das über zwei Triebwerke verfügt, feststellen können:

– Bedingung 1: wenn der Parameter N1 (Rotationsgeschwindigkeit des Niederdruckmoduls) eines Triebwerks größer ist als ein vorbestimmter Wert und wenn die Differenz der Parameter N1 der beiden Triebwerke größer ist als ein vorbestimmter Wert, was auf einen Triebwerksausfall in der Startphase schließen lässt, und
– Bedingung 2: wenn die Differenz der Parameter N1 der beiden Triebwerke größer ist als ein vorbestimmter Wert und wenn eine zweite charakteristische Bedingung zutrifft, zum Beispiel, wenn der Parameter N2 (Rotationsgeschwindigkeit des Hochdruckmoduls) des Triebwerks niedriger ist als ein vorbestimmter Wert, ein Triebwerk im Leerlauf ist, eine Treibstoffzufuhr unterbrochen ist oder ein Steuersystem des Triebwerks nicht gespeist wird, was auf einen Triebwerksausfall in der Anflugs- oder Startphase schließen lässt.

Im Sinne der Erfindung bewirken die zweiten technischen Mittel entsprechend der effektiven Flugkonfiguration des Flugzeugs eine Änderung, insbesondere eine Vergrößerung, der Werte der Verstärkungsfaktoren. Zu diesem Zweck werden im Folgenden die bevorzugten Werte der Verstärkungsfaktoren für die jeweiligen, möglichen Flugkonfigurationen angegeben.
Außerdem weist die erfindungsgemäße Vorrichtung vorzugsweise übergeordnete Wirkelemente auf, die so beschaffen sind, dass sie nur dann auf die zweiten technischen Mittel einwirken, damit diese bei einem Triebwerksausfall die vorstehend genannten Werte der Verstärkungsfaktoren ändern, wenn das Flugzeug fliegt und sich in einer Flugkonfiguration befindet, die kein Gleitflug ist.
Des Weiteren sind die zweiten technischen Mittel vorteilhafterweise so beschaffen, dass sie die Werte der Verstärkungsfaktoren, die zuvor aufgrund eines Triebwerksausfalls geändert wurden, wieder auf die Nominalwerte zurücksetzen, wenn mindestens eine der folgenden Bedingungen zutrifft:

– das Flugzeug geht in den Gleitflug über;
– das ursprünglich ausgefallene Triebwerk läuft wieder, und seit mindestens einer vorbestimmten Zeitspanne stehen die Befehle für das Triebwerk des Flugzeugs nicht mehr auf Leerlauf, und
– bei einer Flughöhe des Flugzeugs, die niedriger ist als eine vorbestimmte Flughöhe, ist das Triebwerk nur wegen der vorstehend genannten Bedingung 2 ausgefallen, und nicht wegen der vorstehend genannten Bedingung 1, und die Position des Steuerorgans überschreitet eine vorbestimmte Position.

Man kann feststeilen, dass das Seitenruder durch die erfindungsgemäße Verstärkung viel mehr beansprucht wird und schneller auf Änderungen des Gierwinkels und/oder des Schiebewinkels reagiert. Außerdem wird der Befehl für die erfindungsgemäß vorgesehene Verstärkung aus Gründen des Piloten- und Passagierkomforts und zur Vermeidung übermäßiger Beanspruchung des Seitenruders vorzugsweise ausschließlich bei einem Triebwerksausfall und in Flugphasen erteilt, in denen sich das Flugzeug in einer Flugkonfiguration befindet, die kein Gleitflug ist, das heißt, beim Start und bei der Landung.
Um in der Anflugsphase zwei Ziele zu erreichen, das heißt, einerseits weiterhin mit Hilfe des Steuerorgans Steuerbefehle erteilen zu können, insbesondere gegebenenfalls den Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs wieder auf die Längsachse des Flugzeugs ausrichten zu können, und andererseits die erfindungsgemäße Verstärkung bis zum Bodenkontakt beibehalten zu können, besonders um den Piloten beim Landevorgang nicht zu stören, sind die zweiten technischen Mittel im Übrigen vorzugsweise so beschaffen, dass sie die Werte der Verstärkungsfaktoren Kd und Ke, die zuvor aufgrund eines Triebwerksausfalls geändert wurden, schrittweise wieder auf die Nominalwerte zurücksetzen, wenn folgende Bedingungen gleichzeitig zutreffen:

– das Flugzeug befindet sich in einer Höhe, die niedriger ist als eine vorbestimmte Höhe;
– das Steuerorgan befindet sich in einer Position, die außerhalb eines vorbestimmten Positionsbereichs liegt, und
– nur die vorstehend genannte Bedingung 2 trifft zu (nicht Bedingung 1).

Um herauszufinden, ob sich ein Flugzeug unterhalb der vorbestimmten Höhe befindet oder nicht, kann man natürlich im Rahmen der vorliegenden Erfindung direkt seine effektive Höhe messen, zum Beispiel mit Hilfe von Funkhöhenmessgeräten. Man kann jedoch zu diesem Zweck, sei es ergänzend oder alternativ, auch andere verfügbare Informationen verwenden, zum Beispiel die Position der Brems- und Wölbklappen oder die Position der Fahrwerke.
Des Weiteren sind die zweiten technischen Mittel aus Gründen des Piloten- und Passagierkomforts vorteilhafterweise so beschaffen, dass sie die Werte der jeweiligen Verstärkungsfaktoren, die beim Einsatz der vorliegenden Erfindung geändert werden müssen, stets schrittweise ändern, das heißt, vergrößern und/oder verkleinern.
Aus den Abbildungen der beiliegenden Zeichnungen ist ersichtlich, wie die Erfindung ausgeführt sein kann. Ähnliche Elemente sind in diesen Abbildungen mit den gleichen Bezugszeichen beschriftet.
1 zeigt die Draufsicht eines Flugzeugs, im vorliegenden Fall eines großen Passagierflugzeugs, das mit einer erfindungsgemäßen Vorrichtung zur Steuerung des Gierwinkels ausgestattet ist.
2 zeigt das Schaltbild einer erfindungsgemäßen Steuervorrichtung.
Das Passagierflugzeug 1, das in 1 perspektivisch gezeigt wird, weist einen Rumpf 2, Tragflächen 3, eine vertikale Seitenflosse 4 und eine horizontale Höhenflosse 5 auf. Es wird von zwei Triebwerken 6 und 7 angetrieben, die unter den Tragflächen 3 angebracht sind. Im Rahmen der vorliegenden Erfindung kann das Flugzeug natürlich von einer anderen Anzahl an Triebwerken angetrieben werden.
An der Oberseite der Tragflächen 3 befinden sich Querruder 8, die jeweils an deren äußeren Enden sitzen, sowie Wölbklappen 9, auch Spoiler genannt, und Bremsklappen 10. Auf der vertikalen Seitenflosse 4 sitzt ein Seitenruder 11, während sich die Höhenruder 12 am äußeren Ende der horizontalen Höhenflosse 5 befinden.
Die Steuerung des Gierwinkels des Flugzeugs erfolgt in an sich bekannter Weise mit Hilfe des Seitenruders 11. Zu diesem Zweck befindet sich im Cockpit 13 des Flugzeugs 1 mindestens ein Steuerorgan für den Piloten; im vorliegenden Fall ein Pedal 14 (siehe 2). Mit dem Pedal 14 kann das Seitenruder 11 um seine Rotationsachse X–X gedreht werden.
Da die vorliegende Erfindung nur die Steuerung des Seitenruders 11, der Querruder 8 und der Wölbklappen 9 betrifft, wird die Steuerung der Bremsklappen 10, der Höhenruder 12 und möglicherweise der horizontalen Höhenflosse 5 hier nicht beschrieben.
Wie in 2 dargestellt, weist die Steuervorrichtung SC zur Steuerung des Gierwinkels in an sich bekannter Weise außer dem Pedal 14 folgende Komponenten auf:

– einen Signalumformer 15, der die jeweilige Position des Steuerorgans 14, die eine gesteuerte Richtung anzeigt, in elektrische Signale PE umwandelt;
– eine Rechnereinheit 16, die mit einem Kabel 17 mit dem Signalumformer 15 verbunden ist und einen elektrischen Steuerbefehl dr zur Steuerung des Gierwinkels und einen elektrischen Steuerbefehl dpequi zur Steuerung des Rollwinkels erstellen kann, wie nachstehend beschrieben wird;
– technische Mittel, die nicht nachstehend dargestellt und beschrieben werden, um mit Hilfe des entsprechenden Kabels 18 bis 22 elektrische Signale, mit denen der gesteuerte Hängewinkel Φc, die Rollgeschwindigkeit p (auch Rollrate genannt), der effektive Hängewinkel Φ, die Giergeschwindigkeit r (auch Gierrate genannt) und der Schiebewinkel β des Flugzeugs 1 angegeben werden, zu liefern und an die Rechnereinheit 16 zu übertragen;
– eine Übertragungseinrichtung 23, mit der folgende Steuerbefehle kombiniert werden können:
• ein elektrischer Steuerbefehl dr zur Steuerung des Gierwinkels, der von der Rechnereinheit 16 erstellt und an Antriebsmittel 24 (z.B. Stellmotoren) weitergeleitet wird, die, wie abgebildet, mit Hilfe eines Kabels 25 mit dem Ausgang der Rechnereinheit 16 verbunden sind, und
• ein mechanischer Steuerbefehl, der mit Hilfe eines mechanischen Übertragungsmittels 26, das die Übertragungseinrichtung 23 mit dem Pedal 14 verbindet, direkt vom Pedal 14 kommt, und der angibt, in welcher Position sich das Pedal 14 befindet. Diese Übertragungseinrichtung 23 liefert somit einen einzigen kombinierten Befehl zur Steuerung des Gierwinkels;
– eine mechanische Verbindung 27, die mit der Übertragungseinrichtung 23 verbunden ist und es ermöglicht, das Seitenruder 11 gemäß dieses einzigen, kombinierten Befehls zur Steuerung des Gierwinkels um die Achse X–X zu drehen, und
– ein doppelt geführtes, elektrisches Kabel 35A und 35B, um den elektrischen Steuerbefehl dpequi an die Betätigungselemente (hier nicht dargestellt) der Querruder 8 beziehungsweise der Spoiler 9 zu übertragen.

In einer bevorzugten, hier nicht dargestellten Ausführungsform gilt Folgendes:

– das Kabel 18 ist an den Ausgang eines Signalumformers angeschlossen, der mit einem Steuerknüppel zur Steuerung des Rollwinkels des Flugzeugs 1 verbunden ist und ein Signal erstellt, das anhand der Position dieses Steuerknüppels berechnet wird;
– die Kabel 19 bis 21 sind an ein Trägheitsnavigationsleitsystem des Flugzeugs 1 angeschlossen, und
– das Kabel 22 ist an einen herkömmlichen Rechner angeschlossen, der dazu dient, in an sich bekannter Weise den Wert des Schiebewinkels β zu ermitteln.

Außerdem bestimmt die Rechnereinheit 16 die elektrischen Steuerbefehle dr und dpequi zur Steuerung des Gierwinkels beziehungsweise des Rollwinkels auf der Basis folgender Beziehungen: dr = Ka.Φc + Kb.p + Kc.Φ + Kd.r + Ke.β; dpequi = Ka1.Φc + Kb1.p + Kc1.Φ + Kd1.r + Ke1.β + Kf.PE,wobei gilt:

– PE, Φc, p, Φ, r und β sind die vorstehend genannten Werte, die mit Hilfe der entsprechenden Kabel 17 bis 22 empfangen werden;
– Ka, Kb, Kc, Kd, Ke, Ka1, Kb1, Kc1, Kd1, Ke1 und Kf sind Verstärkungsfaktoren, deren Werte von einer Rechnereinheit 28 bestimmt werden können, die mit einem Kabel 29 an die Rechnereinheit 16 angeschlossen ist.

Im Sinne der Erfindung weist das Steuersystem SC außerdem technische Mittel 30 auf, die mit einem Kabel 31 mit der Rechnereinheit 28 verbunden sind, um jeglichen Ausfall des Triebwerks 6 oder 7 des Flugzeugs 1 festzustellen, wobei die Rechnereinheit 28 so beschaffen ist, dass sie bei der Entdeckung eines Triebwerksausfalls des Flugzeugs durch die dritten technischen Mittel den Wert des Verstärkungsfaktors Kd relativ zur Giergeschwindigkeit r vergrößert und die Werte der Verstärkungsfaktoren Ka und Ke relativ zum gesteuerten Hängewinkel Φc beziehungsweise zum Schiebewinkel β ändert.
Somit bewirkt die Steuervorrichtung SC dank dieser Änderung der Verstärkungsfaktoren Ka, Kd und Ke bei der Entdeckung eines Ausfalls des Triebwerks 6 oder 7 einen geeigneten Ausschlag (nach Änderung des elektrischen Steuerbefehls dr in Abhängigkeit von den Verstärkungsfaktoren Ka, Kd und Ke) des Seitenruders 11, der insbesondere umso stärker ausfällt, je größer die Giergeschwindigkeit r ist. Dieser geeignete Ausschlag ermöglicht es, effektiv und automatisch jeglichem Auswandern des Gier- und/oder Schiebewinkels entgegenzuwirken, das durch den Triebwerksausfall verursacht wird.
Um bei der Entdeckung eines Ausfalls des Triebwerks 6 oder 7 ein Rollverhalten zu ermöglichen, das den Sollvorgaben möglichst genau entspricht, sind außerdem die zweiten technischen Mittel 28 vorteilhafterweise so beschaffen, dass sie die Werte der Verstärkungsfaktoren Ka1 und Kf des elektrischen Steuerbefehls dpequi relativ zum gesteuerten Hängewinkel Φc beziehungsweise der gesteuerten Richtung so ändern, wenn durch die dritten technischen Mittel 30 ein Ausfall des Triebwerks 6 oder 7 des Flugzeugs 1 festgestellt wird, dass das Flugzeug 1 trotz der Panne sein Rollverhalten beibehalten kann.
Im Sinne der Erfindung hängt es von der Flugkonfiguration des Flugzeugs 1 zum Zeitpunkt der Änderung ab, auf welche Werte die Verstärkungsfaktoren Ka, Kd, Ke, Ka1 und Kf geändert werden.
Zu diesem Zweck weist die Steuervorrichtung SC außerdem technische Mittel 34 herkömmlicher Art auf, die mit einem Kabel 33 an die technischen Mittel 30 angeschlossen sind, um die effektive Flugkonfiguration des Flugzeugs 1 zu ermitteln.
Als Beispiel für einen bevorzugten Einsatz werden nachstehend die geänderten Werte der jeweiligen, vorstehend genannten Verstärkungsfaktoren für die folgenden, bekannten Konfigurationen angegeben, die von der Position der Bremsklappen und der Wölbklappen 9 des Flugzeugs 1 abhängen:

– eine "Konfiguration 0", nicht auftriebserhöhend;
– eine "Konfiguration 1", schwach auftriebserhöhend;
– eine "Konfiguration 1 + F", mittelmäßig auftriebserhöhend, und
– "Konfigurationen 2, 3 und Full", stark auftriebserhöhend.

Diese unterschiedlichen Flugkonfigurationen entsprechen den folgenden Positionen der Bremsklappen und Wölbklappen 9 (wobei sich die Positionen der Bremsklappen und Wölbklappen 9 in an sich bekannter Weise schrittweise vom Wert 0, der komplett eingefahrenen Klappen entspricht, bis zu den Werten 23 und 32, die komplett ausgefahrenen Bremsklappen beziehungsweise Wölbklappen entsprechen, ändern):
Im Sinne der Erfindung werden die Verstärkungsfaktoren Ka, Kd und Ka1 bei ihrer Änderung mit dem Koeffizienten F1, F2 beziehungsweise F3 multipliziert, die je nach der effektiven Flugkonfiguration des Flugzeugs 1 folgende Werte ergeben:
Der Verstärkungsfaktor Ke hingegen wird bei seiner Änderung je nach Flugkonfiguration durch folgende Werte ersetzt:
Im Übrigen ist bekannt, dass der Verstärkungsfaktor Kf bei einer herkömmlichen Steuerung, wie aus folgender Tabelle ersichtlich ist, von zwei Variablen abhängt: der Fluggeschwindigkeit Vc im Verhältnis zur Luftgeschwindigkeit (in Knoten) und der Flugkonfiguration:
Beim Einsatz der vorliegenden Erfindung ändern die technischen Mittel 28 bei einem Ausfall des Triebwerks 6 oder 7 den Wert des Verstärkungsfaktors Kf auf einen der Werte aus folgender Tabelle:
Des Weiteren stellen die technischen Mittel 30, die durch ein Kabel 32 entsprechende Informationen erhalten, einen Ausfall eines Triebwerks, zum Beispiel des Triebwerks 6, vorzugsweise dann fest, wenn folgende Bedingungen zutreffen:

– Bedingung 1: der Parameter N1 des Triebwerks 6 ist größer als ein vorbestimmter Wert, z.B. 80%, und die Differenz der Parameter N1 der beiden Triebwerke 6 und 7 ist größer als ein vorbestimmter Wert, z.B. 30%, was auf einen Ausfall des Triebwerks 6 in der Startphase schließen lässt, und
– Bedingung 2: die Differenz der Parameter N1 der beiden Triebwerke 6 und 7 ist größer als ein vorbestimmter Wert, z.B. 20%, und eine zweite charakteristische Bedingung trifft zu; zum Beispiel ist der Parameter N2 des Triebwerks 6 niedriger als 50%; das Triebwerk 6 ist im Leerlauf; eine Treibstoffzufuhr des Triebwerks 6 ist unterbrochen, oder ein Steuersystem des Triebwerks 6 wird nicht gespeist, was auf einen Ausfall des Triebwerks 6 in der Anflugs- oder Startphase schließen lässt.

Man kann feststellen, dass in einer besonderen, hier nicht dargestellten Ausführungsform die technischen Mittel 30 und die Rechnereinheiten 16 und 18 zu einer einzigen Einheit zusammengefasst werden können, zum Beispiel zu einem Flugführungsrechner.
Wenn die Verstärkungsfaktoren Ka, Kd und Ke im Sinne der Erfindung geändert werden, wird das Seitenruder 11 natürlich viel stärker beansprucht und reagiert schneller auf Änderungen der Giergeschwindigkeit oder des Schiebewinkels.
Aus Gründen des Piloten- und Passagierkomforts und zur Vermeidung übermäßiger Beanspruchung des Seitenruders 11 wirken die technischen Mittel 30 in einer bevorzugten Einsatzform außerdem nur dann auf die Rechnereinheit 28 ein, damit diese bei einem Ausfall des Triebwerks 6 oder 7 die Werte der jeweiligen, vorstehend genannten Verstärkungsfaktoren vergrößert, wenn das Flugzeug 1 fliegt und sich in einer Flugkonfiguration befindet, die kein Gleitflug ist (Start oder Landung).
Im Sinne der Erfindung setzt die Rechnereinheit 28 die Werte der jeweiligen Verstärkungsfaktoren, die zuvor aufgrund des Ausfalls des Triebwerks 6 oder 7 geändert wurden, wieder auf die für den Normalzustand geltenden Nominalwerte zurück, wenn mindestens eine der folgenden Bedingungen zutrifft:

– das Flugzeug 1 geht in den Gleitflug über;
– das ursprünglich ausgefallene Triebwerk 6 oder 7 läuft wieder, und seit mindestens einer vorbestimmten Zeitspanne, z.B. seit 10 Sekunden, stehen die Befehle für das Triebwerk des Flugzeugs nicht mehr auf Leerlauf, und
– bei einer Flughöhe des Flugzeugs, die niedriger ist als eine vorbestimmte Flughöhe, z.B. 30 Meter, die nachstehend kritische Höhe Zp genannt wird, trifft nur die Bedingung 2 "Triebwerksausfall" zu (Bedingung 1 trifft nicht zu), und die Position des Pedals 14 überschreitet eine vorbestimmte Position. Wenn zum Beispiel keine Betätigung des Pedals dem Steuerbefehl 0° entspricht und ein volles Durchtreten des Pedals dem Steuerbefehl 35° entspricht, ist diese vorbestimmte Position vorzugsweise 28°.

Im Sinne der Erfindung setzt die Rechnereinheit 28 bei einem Ausfall des Triebwerks 6 oder 7 und der gleichzeitigen Erfüllung folgender Bedingungen:

– das Flugzeug 1 befindet sich in einer Höhe, die niedriger ist als die kritische Höhe Zp; und
– das Pedal 14 befindet sich außerhalb eines vorbestimmten Positionsbereichs, der vorzugsweise zwischen 10° und 28° liegt,

Mit dieser schrittweisen Änderung kann man auf der Basis der kritischen Höhe Zp bis zur Landung zwei Ziele erreichen, nämlich:

– weiterhin mit dem Fuß Steuerbefehle für das Nominalverhalten erteilen zu können (durch das Pedal 14), was besonders bei starkem Seitenwind erforderlich ist, insbesondere, um gegebenenfalls den Geschwindigkeitsvektor des Flugzeugs 1 wieder auf seine Längsachse ausrichten zu können, und
– die Verstärkung, auch wenn sie (schrittweise) reduziert wird, im Sinne der Erfindung beizubehalten, so dass unabhängig von der Höhe das gleiche Turbulenz- und Gierverhalten beibehalten werden kann und die Flugzeugführung in dieser kritischen Flugphase (Landung) nicht beeinträchtigt wird.

Im Übrigen ist das Flugzeug 1, um seine tatsächliche Höhe zu bestimmen, in einer besonderen Ausführungsfonn mit zwei hier nicht dargestellten Funkhöhenmessern ausgestattet.
Im Sinne der Erfindung wird angenommen, dass das Flugzeug 1 eine niedrigere Höhe als die kritische Höhe Zp hat, wenn eine der folgenden Bedingungen zutrifft:

a) wenn kein Höhenmesser ausgefallen ist: mindestens einer gibt an, dass die tatsächliche Höhe Z niedriger ist als Zp, und entweder geben beide an, dass die tatsächliche Höhe Z niedriger ist als 5.Zp oder, bei abweichenden Werten, das Flugzeug 1 befindet sich nicht im Gleitflug;
b) wenn einer der Höhenmesser ausgefallen ist: der andere gibt an, dass die tatsächliche Höhe Z niedriger ist als Zp und dass die Geschwindigkeit des Flugzeugs 1 niedriger ist als eine vordefinierte Höhe, zum Beispiel 100 m/s;
c) wenn beide Höhenmesser ausgefallen sind: die beiden nicht dargestellten LGCIU-Rechner, die die ebenfalls nicht dargestellten Fahrwerke steuern, geben an, dass die Fahrwerke seit mindestens einer vorbestimmten Zeit, zum Beispiel 15 Sekunden, ausgefahren sind;
d) wenn beide Höhenmesser und ein LGCIU-Rechner ausgefallen sind: der andere LGCIU-Rechner gibt an, dass das Fahrwerk seit beispielsweise 15 Sekunden ausgefahren ist und dass die Geschwindigkeit des Flugzeugs niedriger ist als beispielsweise 100 m/s;
e) wenn beide Höhenmesser und beide LGCIU-Rechner ausgefallen sind: der Ausschlagwinkel der Wölbklappen 9 ist größer als ein vorbestimmter Wert.

Dies ermöglicht es, zuverlässig beurteilen zu können, ob sich das Flugzeug 1 unterhalb der kritischen Höhe Zp befindet, unabhängig von den Problemen, die an den unterschiedlichen Vorrichtungen des Flugzeugs 1 auftreten können.
Natürlich kann man, anstatt Funkhöhenmesser zu verwenden, auch einfach eine oder mehrere der vorstehend angegebenen Bedingungen c) bis e) verwenden, um zum gleichen Ergebnis zu gelangen.
Die Werte der verschiedenen, vorstehend angegebenen Verstärkungsfaktoren werden im Sinne der Erfindung schnttweise für eine Dauer von beispielsweise zwei oder fünf Sekunden geändert, das heißt vergrößert oder verkleinert [insbesondere bei einer Änderung der Konfiguration (Gleitflug/kein Gleitflug)]. Dadurch können die Auswirkungen der Änderungen, insbesondere im Bezug auf den Piloten- und Passagierkomfort, abgeschwächt werden.
Abgesehen von den vorstehend genannten Vorteilen gewährleistet die erfindungsgemäße Steuervorrichtung SC:

– eine Homogenität in allen Flugphasen;
– eine Beibehaltung der herkömmlichen Abläufe und Manöver der Flugsteuerung, das heißt, sie ändert nicht die Flugzeugführung;
– eine große Betriebssicherheit, die insbesondere nicht von der Geschwindigkeit des Flugzeugs 1 oder dem Ausmaß der Unsymmetrie, die durch den Ausfall des Triebwerks 6 oder 7 verursacht wird, abhängt;
– eine Fußsteuerung (Pedal 14) bei einer Höhe unterhalb der vorstehend genannten, kritischen Höhe Zp, und
– eine gute Beibehaltung des Schiebewinkels mit einem zufriedenstellenden Piloten- und Passagierkomfort: beim Anflug, beim Durchstarten und beim Bodenstart.

Claims

Vorrichtung zur Steuerung des Gierwinkels eines Flugzeuges (1), das über mehrere Triebwerke (6, 7) verfügt, wobei die Vorrichtung (SC) folgende Komponenten aufweist: – mindestens ein Steuerorgan (14) zur Steuerung des Gierwinkels, das vom Piloten eines Flugzeugs (1) betätigt werden kann; – erste technische Mittel, die die jeweiligen elektrischen Signale liefern, mit denen der gesteuerte Hängewinkel Φc , die Rollgeschwindigkeit p, der effektive Hängewinkel Φ, die Giergeschwindigkeit r und der Schiebewinkel β des Flugzeugs (1) angegeben werden; – eine Rechnereinheit (16), die gemäß folgender Beziehung einen elektrischen Steuerbefehl dr zur Steuerung des Gierwinkels erstellt: dr = Ka.Φc + Kb.p + Kc.Φ + Kd.r + Ke.β,wobei gilt: • Φc, p, Φ, r und β sind Werte, die von den ersten technischen Mitteln geliefert werden, und • Ka, Kb, Kc, Kd und Ke sind Verstärkungsfaktoren, deren Werte von zweiten technischen Mitteln mit Nominalwerten verknüpft werden können, und – eine Übertragungseinrichtung (23), die es ermöglicht, den elektrischen Steuerbefehl dr zur Steuerung des Gierwinkels und einen mechanischen Steuerbefehl, der durch ein mechanisches Übertragungsmittel (26) direkt vom Steuerorgan (14) kommt und die jeweilige Position des Steuerorgans (14) anzeigt, zu kombinieren, um dann einen einzigen, kombinierten Steuerbefehl zur Steuerung des Gierwinkels eines Seitenruders (11) des Flugzeugs (1) zu liefern, dadurch gekennzeichnet, dass sie außerdem dritte technische Mittel (30) aufweist, um jeglichen Ausfall der Triebwerke (6, 7) des Flugzeugs (1) festzustellen, und dass die zweiten technischen Mittel (28) so beschaffen sind, dass sie den Wert des Verstärkungsfaktors Kd relativ zur Giergeschwindigkeit r vergrößern und die Verstärkungsfaktoren Ka und Ke relativ zum gesteuerten Hängewinkel Φc beziehungsweise zum Schiebewinkel β ändern, wenn durch die dritten technischen Mittel (30) ein Ausfall eines Triebwerks (6, 7) des Flugzeugs (1) festgestellt wird.
Vorrichtung gemäß Anspruch 1, wobei die Vorrichtung (SC) außerdem einen Signalumformer (15) aufweist, der die jeweilige Position des Steuerorgans (14) in elektrische Signale PE umwandelt, die eine gesteuerte Richtung angeben, und die Rechnereinheit (16) außerdem gemäß folgender Beziehung einen elektrischen Steuerbefehl dpequi zur Steuerung des Rollwinkels erstellt, der an die Querruder (8) und Spoiler (9) des Flugzeugs (1) übertragen werden muss: dpequi = Ka1.Φc + Kb1.p + Kc1.Φ + Kd1.r + Ke1.β + Kf.PE, wobei Ka1, Kb1, Kc1, Kd1, Ke1 und Kf Verstärkungsfaktoren sind, dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten technischen Mittel (28) so beschaffen sind, dass sie die Werte der Verstärkungsfaktoren Ka1 und Kf relativ zum gesteuerten Hängewinkel Φc beziehungsweise zur gesteuerten Richtung so ändern, wenn durch die dritten technischen Mittel (30) ein Ausfall eines Triebwerks (6, 7) des Flugzeugs (1) festgestellt wird, dass das Flugzeug (1) trotz der Panne ein Rollverhalten beibehalten kann, das den Sollvorgaben möglichst genau entspricht.
Vorrichtung gemäß einem der Ansprüche 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, dass es vierte technische Mittel (34) aufweist, um die aktuelle Flugkonfiguration des Flugzeugs (1) zu bestimmen.
Vorrichtung gemäß einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die dritten technischen Mittel (30) so beschaffen sind, dass sie einen Ausfall eines Triebwerks (6) eines Flugzeugs (1) feststellen können, das über zwei Triebwerke (6, 7) verfügt, das heißt: – Bedingung 1: einen Triebwerksausfall in der Startphase, wenn der Parameter N1 des Triebwerks (6) größer ist als ein vorbestimmter Wert und wenn die Differenz der Parameter N1 der beiden Triebwerke (6, 7) größer ist als ein vorbestimmter Wert, und – Bedingung 2: einen Triebwerksausfall in der Anflugsphase, wenn die Differenz der Parameter N1 der beiden Triebwerke (6, 7) größer ist als ein vorbestimmter Wert und wenn eine zweite charakteristische Bedingung zutrifft.
Vorrichtung gemäß einem der Ansprüche 3 und 4, dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten technischen Mittel (28) entsprechend der aktuellen Flugkonfiguration des Flugzeugs (1) die Werte der Verstärkungsfaktoren ändern.
Vorrichtung gemäß einem der Ansprüche 3 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass sie übergeordnete Wirkelemente (30) aufweist, die so beschaffen sind, dass sie nur dann auf die zweiten technischen Mittel (28) einwirken, damit diese bei einem Ausfall der Triebwerke (6, 7) die Werte der Verstärkungsfaktoren ändern, wenn das Flugzeug (1) fliegt und sich in einer Flugkonfiguration befindet, die kein Gleitflug ist.
Vorrichtung gemäß einem der Ansprüche 4 bis 6, dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten technischen Mittel (28) so beschaffen sind, dass sie die Werte der Verstärkungsfaktoren, die zuvor bei einem Ausfall eines Triebwerks (6, 7) geändert wurden, wieder auf die Nominalwerte zurücksetzen, wenn mindestens eine der folgenden Bedingungen zutrifft: – das Flugzeug (1) geht in den Gleitflug über; – das ursprünglich ausgefallene Triebwerk (6, 7) läuft wieder, und seit mindestens einer vorbestimmten Zeitspanne stehen die Befehle für das Triebwerk des Flugzeugs (1) nicht mehr auf Leerlauf, und – bei einer Flughöhe des Flugzeugs (1), die niedriger ist als eine vorbestimmte Flughöhe, ist das Triebwerk (6, 7) nur wegen der vorstehend genannten Bedingung 2 ausgefallen, und nicht wegen der vorstehend genannten Bedingung 1, und die Position des Steuerorgans (14) überschreitet eine vorbestimmte Position.
Vorrichtung gemäß einem der vorstehend genannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten technischen Mittel (28) so beschaffen sind, dass sie die Werte der Verstärkungsfaktoren, die zuvor bei einem Ausfall eines Triebwerks (6, 7) geändert wurden, schrittweise wieder auf die Nominalwerte zurücksetzen, wenn folgende Bedingungen gleichzeitig zutreffen: – das Flugzeug (1) befindet sich in einer Höhe, die niedriger ist als eine vorbestimmte Höhe, und – das Steuerorgan (14) befindet sich in einer Position, die außerhalb eines vorbestimmten Positionsbereichs liegt.
Vorrichtung gemäß eines der vorstehend genannten Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die zweiten technischen Mittel (28) so beschaffen sind, dass sie die Werte der Verstärkungsfaktoren schrittweise ändern.