DE69119325T2

DE69119325T2 - Verfahren und Vorrichtung zur Überwachung des gesteuerten Befehls für ein Flugzeug mit Begrenzung von einem vorbestimmten Flugparameter

Info

Publication number: DE69119325T2
Application number: DE69119325T
Authority: DE
Inventors: Dung D Nguyen; Munir Orgun
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1990-08-17
Filing date: 1991-07-11
Publication date: 1996-09-12
Anticipated expiration: 2011-07-12
Also published as: US5096146A; EP0471395B1; DE69119325D1; EP0471395A2; JPH04254294A; EP0471395A3

Description

Technischer Bereich

Die vorliegende Erfindung betrifft Vorrichtungen und Verfahren zum automatischen Steuern des befohlenen Betriebs eines Flugzeugs innerhalb einer vorbestimmten Flugparametergrenze, wie etwa einer Querneigungswinkelgrenze, während bestimmter Flugsituationen.

Hintergrund der Erfindung

Während Flug-Betriebsvorgängen ist dem Flugzeugbetrieb in typischer Weise eine Anzahl von Beschränkungen auferlegt. Beispielsweise kännen Beschränkungen vorliegen, die die minimale und maximale Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs und die g-Belastung des Flugzeugs betreffen. Ferner kann es erwünscht sein, den Flugzeug-Querneigungswinkel, der vom Piloten oder Autopiloten befohlen wurde, während eines Abhebens mit einem abgestellten Triebwerk zu begrenzen. Dies dient dazu, den Luftwiderstand des Flugzeugs zu verringern und einen versehentlichen Strömungabriß zu verhindern. In typischer Weise ist diese Information aus dem Flug-Betriebshandbuch des Flugzeugs verfügbar und wird vom Piloten in Erinnerung gebracht.
Es kann jedoch wünschenswert sein, den Flugzeugbetrieb, der vom Piloten befohlen wurde, in Übereinstimmung mit diesen Flugbeschränkungen automatisch zu beschränken. In herkömmlicher Weise haben manche Flugzeuge computergesteuerte Systeme benutzt, um den maximalen Querneigungswinkel während eines Abhebens mit einem abgestellten Triebwerk zu beschränken, bis eine vorbestimmte Fluggeschwindigkeit erreicht wurde. Nach Erreichen dieser Schwellengeschwindigkeit wurde der maximal zulässige Querneigungswinkel erhöht. Falls die Fluggeschwindigkeit unter diesen Schwellenwert abnahm, verbleib der maximale Querneigungswinkel an der oberen Grenze.
In herkömmlicher Weise wurde eine Anzahl von automatischen Flugzeug-Steuersystemen offenbart. Beispielsweise offenbart das US-Patent Nr. 3 837 603 (Schultz et al.) ein automatisches Flugsteuersystem zum Steuern des Flugzeugs so, daß die Ausrichtung auf die Rollbahn-Mittellinie während des Abhebens, Landens und Durchstartens aufrechterhalten wird, wenn ein Außenbord-Triebwerk nicht funktioniert. Zusätzlich ist in der US-4 129 275 (Gerstine et al.) eine automatische Flugsteuereinrichtung für ein Flugzeug offenbart, welche eine Hysteresefunktion zum Erzeugen eines Vorspannungs- bzw. Tendenzsignals umfaßt, wenn ein Fluggeschwindigkeits-Delta eine vorbstimmte Grenze überschreitet.

Zusammenfassung der Erfindung

Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Steuern des befohlenen Betriebes eines Flugzeugs innerhalb einer vorbestimmten Flugparametergrenze. In einer beispielhaften Ausführungsform ist die Flugparametergrenze die Querneigungswinkelgrenze. Das Verfahren umfaßt die Schritte, einen Flugsteuerbefehl zu empfangen, der in typischer Weise vom Piloten, Autopiloten oder einem Rechner an Bord erzeugt wurde, um einen Flugparameter des Flugzeugs zu steuern. Zusätzlich wird auch die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit ermittelt. Das Verfahren umfaßt ferner den Schritt, eine Grenze für das Steuersignal als eine Funktion der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit so zu berechnen, daß dann, wenn die Fluggeschwindigkeit zugenommen hat und dann wieder abnimmt, oder wenn die Fluggeschwindigkeit abgenommen hat und dann wieder zunimmt, die Flugparametergrenze konstant bleibt, bis die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs sich um ein vorbestimmtes Maß geändert hat. Ferner umfaßt das Verfahren den Schritt, die berechnete Flugparametergrenze zu benutzen, um das Flug-Steuersignal so zu begrenzen, daß das Flugzeug nicht die Flugparametergrenze überschreitet.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Die vorliegende Erfindung wird detaillierter in der nachfolgenden, detaillierten Beschreibung unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben, in welchen:
Fig. 1 ein Diagramm der Querneigungswinkelgrenze als Funktion der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit relativ zu V2 für einen herkömmlichen Querneigungswinkelregler ist;
Fig. 2 ein Diagramm der Querneigungswinkelgrenze als Funktion der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit relativ zu V2 für den Regler der vorliegenden Erfindung ist;
Fig. 3 ein herkömmlicher Querneigungswinkel-Steueralgorithmus ist, der durch die Ausgabe der Querneigungs-Steuervorschrift der vorliegenden Erfindung begrenzt ist;
Fig. 4A und 4B vereinfachte Flußdiagramme sind, die den Betrieb des Reglers der vorliegenden Erfindung darstellen;
Fig. 5 identisch ist zum Diagramm der Fig. 2 und ein Beispiel darstellt, worin die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit zugenommen hat auf V2+12 und dann beginnt, abzunehmen.

Detaillierte Beschreibung

Die vorliegende Erfindung befaßt sich mit einem Regler, um eine maximale Grenze fur ein befohlenes Flugverhalten eines Flugzeuges festzusetzen. In einer beispielhaften Ausführungsform befaßt sich die vorliegende Erfindung mit einem Regler, um den maximalen Flugzeug-Querneigungswinkel festzusetzen, der vom Piloten oder Autopiloten während des Betriebs beim Abheben mit einem stehenden Triebwerk befohlen wird. Bevor jedoch mit der Erörterung der vorliegenden Erfindung fortgefahren wird, wird eine kurze Erärterung der herkömmlichen Regler zum Regeln der Begrenzung eines maximalen, befohlenen Querneigungswinkels eines Flugzeuges vorgesehen.
Es wird zunächst auf Fig. 1 Bezug genommen; dort ist ein Diagramm, das den Betrieb des herkömmlichen Reglers zum Regeln des maximalen, befohlenen Querneigungswinkels während des Abhebens mit ausgeschaltetem Triebwerk zeigt. Wie in Fig. 1 gezeigt, ist für Fluggeschwindigkeiten bis zu V2 (Start-Steigfluggeschwindigkeit) plus 18,52 km/h [10 Knoten] die Begrenzung des Querneigungswinkels 15º, wie durch die Linie gezeigt ist, die mit der Nummer 16 bezeichnet ist. Dann wird für Geschwindigkeiten gleich oder größer als V2+18,52 [V2+10] die Querneigungswinkelbegrenzung erhöht auf 25º, wie durch die Linie 18 gezeigt. Eine Querneigungswinkelbegrenzung von 25º wird beibehalten, wenn erst einmal V2+18,52 [V2+10] erreicht ist, selbst wenn die Fluggeschwindigkeit wieder unter V2+18,52 [V2+10] abfällt, wie durch die Linie 17 gezeigt ist. Dies dient dazu, große Änderungen in der Querneigungswinkelbegrenzung für kleine Änderungen in der Fluggeschwindigkeit über und unter V2+10 zu vermeiden.
In der vorliegenden Erfindung ist ein Regler (der noch in größerem Detail später zu beschreiben ist) vorgesehen, der auf eine Weise arbeitet, die graphisch in Fig. 2 beschrieben ist. Mehr im einzelnen benutzt die vorliegende Erfindung eine Hysteresefunktion, um die maximale Grenze des befohlenen Flugzeug-Querneigungswinkels als eine Funktion der Flugzeug- Fluggeschwindigkeit einzustellen. Wie in Fig. 2 gezeigt, beträgt, wenn das Flugzeug Fluggeschwindigkeiten bis zu V2+18,52 [V2+10] inklusive erreicht, die Begrenzung des Querneigungswinkels 15º, wie durch eine Linie definiert, die durch die Ziffer 20 bezeichnet ist. Wenn jedoch V2+18,52 [V2+10] überschritten wird, dann nimmt die Grenze des Querneigungswinkels in linearer Weise als eine Funktion der sich erhöhenden Fluggeschwindigkeit längs einer Linie 22 zu. Dies findet statt, bis eine Querneigungswinkelgrenze von 25º bei V2+37,04 [V2+20] erreicht ist. Während weiterer Zunahmen in der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit bleibt die Begrenzung des Querneigungswinkels bei konstanten 25º, wie durch die Linie 24 in Fig. 2 gezeigt. Falls die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit, die ursprünglich zwischen V2+18,52 [V2+10] und V2+37,04 [V2+20] (Linie 22) gelegen war, auf einen Spielraum von weniger als 10 Knoten abnimmt, dann bleibt der Querneigungswinkel derselbe, wie durch Linien 26 dargestellt. Wenn jedoch die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit um einen Spielraum von 18,52 km/h [10 Knoten] oder mehr abnimmt, wenn die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit vorher um zwischen V2+18,52 [V2+10] und V2+37,04 [V2+20] zugenommen hat, dann nimmt die Grenze des Querneigungswinkels längs einer Linie 28 ab, die parallel ist zur Linie 22 und die zur Linie 22 durch einen Spielraum von 10 Knoten getrennt beabstandet ist.
Es sollte vermerkt werden, daß die Linien 20, 24 und 26 in zwei Richtungen verlaufen. Das heißt, für Zunahmen oder Abnahmen in der Fluggeschwindigkeit schreibt die Bewegung längs dieser Linien in jeder Richtung eine kontante Querneigungswinkelgrenze vor. Die Linien 22 und 28 verlaufen jedoch nur in einer Richtung. Das heißt, die Bewegung längs der Linie 22 erfolgt nur in Aufwärtsrichtung. Deshalb liegt, solange die Fluggeschwindigkeit zunimmt, eine Aufwärtsbewegung längs der Linie 22 vor, die eine Zunahme in der Grenze des Querneigungswinkels vorschreibt. Falls eine Abnahme in der Flugzeug- Fluggeschwindigkeit stattfindet, erfolgt eine horizontale Bewegung längs der Linie 26 nach links, was der Querneigungswinkelgrenze entspricht, die erreicht wurde, wenn die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit begonnen hatte, sich zu verringern.
Wie schon vorher erwähnt, verläuft die Linie 28 (Fig. 2) ebenfalls in nur einer Richtung, jedoch in der Abwärtsrichtung. Das heißt, wenn eine Abnahme in der Fluggeschwindigkeit von 10 Knoten oder mehr vorliegt (wenn die Fluggeschwindigkeit ursprünglich zwischen V2+18,52 [V2+10] und V2+37,04 [V2+20] lag), dann erfolgt, solange die Fluggeschwindigkeit mit ihrer Abnahme fortfährt, eine Abwärtsbewegung längs der Linie 28, die eine Abnahme in der Begrenzung des Querneigungswinkels vorschreibt. Falls jedoch eine Zunahme in der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit vorliegt, dann erfolgt die Bewegung in der horizontalen Richtung nach rechts längs einer Linie 26, die der Querneigungswinkelgrenze entspricht, die vorliegt, wenn die Fluggeschwindigkeit mit der Zunahme begann.
Auf diese Weise gibt es keine großen Änderungen in der Grenze des Querneigungswinkels für kleine Änderungen in der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit über und unter V2+18,52 [V2+10], wie bei einigen herkömmlichen Reglern für die Grenze des Querneigungswinkels. Ferner liegt eine nach unten und oben erfolgende, lineare Nachstellung der Querneigungswinkelgrenze als eine Funktion der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit vor.
In einem beispielhaften Ausführungsbeispiel wird die vorliegende Erfindung durch ein Software-Programm verwirklicht, das im Flugzeug-Flugregelrechner gespeichert ist, etwa dem Flugregelrechner, der sich gegenwärtig an Bord des Flugzeugs Boeing 747-400 befindet. Der Querneigungswinkel-Grenzwert aus der Steuervorschrift für die Querneigungswinkelgrenze der vorliegenden Erfindung ist im Ablesespeicher des Flugregelrechners abgespeichert. Dieser Wert wird benutzt, um einen Querneigungswinkelbefehl zu begrenzen, der von einer herkömmlichen Kurssteuervorschrift erzeugt wird, die sich ebenfalls innerhalb des Flugregelrechners befindet und detaillierter in Fig. 3 gezeigt ist. In der vorliegenden Erfindung wird der alleinige Querneigungswinkel-Grenzwert benutzt, um den herkömmlichen Querneigungswinkel-Befehlswert zu begrenzen, um die Flugzeug-Querneigungswinkelgrenze zu steuern. Die Ausgabe aus dem Flugregelrechner 27 ist ein Steuerknüppelbefehl, der einer herkömmlichen Querruder-Betätigungseinrichtung 31 zugeführt wird, welche ihrerseits ein herkömmliches Flugzeug- Querruder 33 betreibt.
Im vorliegenden Ausführungsbeispiel ist das Software-Programm in dem Diagramm ausgeführt, das in Fig. 4A gezeigt ist, worin eine geeichte Flugzeug-Fluggeschwindigkeit V aus dem Flugzeug-Luftdatenrechner gewonnen wird, wie einem solchen, der sich gegenwärtig an Bord des Boeing-Flugzeugs 747-400 befindet. Dieser Wert wird durch einen herkömmlichen 2-Sekunden- Verzögerungsfilter 30 zugeführt, um Störungen zu entfernen, die durch Turbulenz verursacht wurden, um eine Ausgabe Vf zu erzeugen.
Um die X-Achsenwerte für das Diagramm in Fig. 2 zu erzeugen (Flugzeug-Fluggeschwindigkeit in Relation zu V2), wird der Wert für V2 aus dem Betriebssteuerpult (Mode Control Panel) (am Flugzeug Boeing 747-400) gewonnen, wo er eingegeben wurde, und wird von Vf am Subtrahierer 32 subtrahiert (Fig. 4A). In der vorliegenden Erfindung sind die Linien 22, 28 gerade Linien mit der Formel y=mx+b (Fig. 2). Um die Linie 22 zu erzeugen, wird der x-Achsenwert (Vf - V2) mit einer vorbestimmten Neigungskonstante m am Block 34 (Fig. 4A) multipliziert, und der Wert des y-Schnittpunktes (eine Kontante von 50) wird zu diesem Produkt bei einem Addierer 36 hinzugezählt, um die Gleichung für die Linie 22 zu erzeugen (yi=mx+5). Um die Linie 28 zu erzeugen, wird andererseits eine Konstante von 10º zur Gleichung y=mx+5 am Addierer 37 hinzugezählt, um die Gleichung yd=mx+15 zu erzeugen.
Um zu bestimmen, ob die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit zunimmt oder abnimmt, wird der Wert der Ausgabe Vf aus dem Filter 30 über eine Verbindung 38 durch eine Verzögerungsschaltung 40 in eine Eingabe 41 eines Vergleichers 42 eingegeben. Die andere Eingabe 43 des Vergleichers 42 ist eine nicht verzögerte Ausgabe Vf aus dem Filter 30 über die Verbindung 38. Wenn der Wert des verzögerten Wertes an die Eingabe 41 kleiner ist als der nicht verzögerte Wert der Eingabe 43 oder gleich ist diesem, dann nimmt ein Ausgabesignal Vinc einen hohen Wert an und zeigt hierdurch an, daß die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit zunimmt.
Um den Querneigungswinkel-Grenzwert zu erzeugen, werden die Ausgaben yi und yd in jeweilige Wertbegrenzer 46, 48 eingegeben, die in Fig. 4B gezeigt sind. Wenn der Wert von yi oder yd größer ist als 25º, dann wird sein Wert auf 250 in Form einer Ausgabe ylim begrenzt. Wenn andererseits der Wert von yi oder yd kleiner ist als 15º, dann wird sein Wert begrenzt auf 15º. Wenn man stromabwärts fortfährt, dann wird der begrenzte Wert yilim an einen Maximum-Auswählblock 50 ausgegeben (der kurz zu beschreiben ist) und dann an einen Schalter 52. In ähnlicher Weise wird der begrenzte Wert ydlim aus dem Begrenzer 48 ausgegeben, wo er stromabwärts durch einen Mmimum-Auswählblock 54 (ebenfalls kurz zu beschreiben) dem Schalter 52 zugeführt wird.
In der vorliegenden Erfindung wird der Schalter 52 von der Ausgabe Vinc vom Vergleicher 42 her betätigt. Wenn auf diese Weise die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit zunimmt, wird der Schalter 52 in die Lage der gestrichelten Linie versetzt, die in Fig. 4B gezeigt ist, so daß der Wert, der vom Maximum- Wählblock 50 erzeugt wird, als Querneigungswinkelgrenze ausgegeben wird. Auf diese Weise wird der Betrieb längs Linie 22 (Fig. 2) gewählt. Wenn andererseits die Ausgabe aus dem Vergleicher 42 einen niedrigen Wert hat, wird der Schalter 52 in die Lage der ausgezogenen Linie versetzt, die in Fig. 4B gezeigt ist. Auf diese Weise wird der Betrieb längs Linie 28 gewählt, um den Querneigungswinkel-Grenzwert zu erzeugen.
Wie schon vorher erörtert, erfolgt der Betrieb längs der Linien 22, 28 in nur einer Richtung. Dies wird durch den Maximum-Wählblock 50 (Fig. 4B) und den Minimum-Wählblock 54 bewirkt. Mehr im einzelnen, die Ausgabe aus dem Schalter 52 (Querneigungswinkelgrenze) wird über eine Verbindung 55 (i) zurück in die zweite Eingabe des Maximum-Wählblocks 50 längs einer Rückeinspeisungsschleife 56 eingegeben, und (ii) in eine zweite Eingabe des Minimum-Wählblocks 54 längs einer Rückeinspeisungsschleife 58. Der Block 50 bewirkt es, daß die höhere der beiden Eingaben zum Block 50 (yilim oder der Rückeinspeisungswert) an den Schalter 52 ausgegeben wird. Andererseits arbeitet der Block 54 so, daß die kleinere der beiden Eingaben zum Block 54 (ydlim oder der Rückeinspeisungswert) zum Schalter 52 ausgegeben wird.
Es kann gesehen werden, daß, wenn im Betrieb die Flugzeug- Fluggeschwindigkeit beispielsweise zunimmt, dann die Ausgabe Vinc aus dem Vergleicher 42 einen hohen Wert einnehmen wird. Da Vinc einen hohen Wert hat, wird der Schalter 52 in die in gestrichelter Linie gezeigte Lage versetzt, und die Ausgabe aus dem Maximum-Wählblock 50 wird an die Verbindung 52 abgegeben. Falls die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit beispielsweise abzunehmen beginnt, dann nimmt Vinc einen niedrigen Wert ein. Dies veranlaßt den Schalter 52, in die Lage mit ausgezogenen Linien so bewegt zu werden, daß die Ausgabe aus dem Minimum- Wählblock 54 in die Verbindung 52 eingespeist wird.
In der vorliegenden Erfindung stellt die Minimum-Wählfunktion sicher, daß die Querneigungswinkelgrenze stets konstant bleiben wird, bis die Fluggeschwindigkeit um mindestens 18,52 km/h abnimmt. Das heißt, falls sich die Fluggeschwindigkeit (zwischen V2+18,52 [V2+10] und V2+37,04 (V2+20]) sich von einem zunehmenden Verhalten zu einem abnehmenden Verhalten ändert, dann wird der berechnete Wert yd anfangs größer sein als der Rückeinspeisungswert des Maximum-Wähblocks 50. Deshalb ist, bis die Fluggeschwindigkeit um 18,52 km/h [10 Knoten] oder mehr abgenommen hat, der Rückeinspeisungswert über die Schleife 58 stets ein niedrigerer Wert als der berechnet Wert von yd. Auf diese Weise wird die Linie 26 erzeugt. In gleicher Weise stellt die Maximum-Wählfunktion sicher, daß die Querneigungswinkelgrenze konstant bleiben wird, bis die Fluggeschwindigkeit um mehr als 18,52 km/h zugenommen hat. Das heißt, falls sich die Fluggeschwindigkeit von einem abnehmenden Verhalten zu einem zunehmenden Verhalten ändert, wird der berechnete Wert yi anfangs kleiner sein als der Rückeinspeisungswert zum Maximum-Wählblock 50. Deshalb wird der Rückeinspeisungswert als die Querneigungswinkelgrenze ausgegeben. Wenn jedoch die Fluggeschwindigkeit um 10 Knoten oder mehr zugenommen hat, dann ist yi größer als der Rückeinspeisungswert, und yi wird als die Querneigungswinkelgrenze ausgegeben.
Beispielsweise, wobei auf Fig. 5 Bezug genommen wird, hat die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit auf V2+22,22 [V2+12] zugenommen und deshalb beträgt die Querneigungswinkelgrenze etwa 17º. Es soll unterstellt werden, daß die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit dann abzunehmen beginnt. Der errechnete Wert von ydlim an den Minimum-Wählblock 54 (Fig. 4B) ist 25º, wie graphisch in Fig. 5 gezeigt. Der letzte Querneigungswinkel-Grenzwert von 17º wird über eine Schleife 58 (Fig. 4B) an den Minimum-Wählblock 54 zurück eingegeben. Da jedoch dieser Rückeingabewert kleiner ist als der yd-Wert von 25º, gibt der Minimum-Wählblock 54 den niedrigeren Wert von 17º als Querneigungswinkel-Grenzwert aus, um die Linie 26 zu erzeugen (Fig. 5). Nur wenn der berechnete Wert von ydlim kleiner ist als 17º (nach einer Verringerung in der Fluggeschwindigkeit um mindestens 18,52 km/h), wird dieser berechnete Wert von yilim verwendet, um eine neue, niedrigere Querneigungswinkelgrenze zu erstellen.

Claims

1. Verfahren zum Steuern des befohlenen Betriebs eines Flugzeugs innerhalb der Grenzen eines vorbestimmten Flugparameters, wobei das Verfahren die folgenden Schritte aufweist:

a. Erzeugen eines Befehls zum Steuern eines Flugparameters des Flugzeugs;

b. Erzielen einer Fluggeschwindigkeit (V) des Flugzeugs, gekennzeichnet durch

c. Berechnen (46, 48, 50, 54) einer Grenze für den Befehl als eine Funktion der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit, so daß dann, wenn die Fluggeschwindigkeit zugenommen hat und dann abnimmt, oder die Fluggeschwindigkeit abgenommen hat und dann zunimmt, die Flugparametergrenze konstant bleibt, bis die Änderung der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit ein vorbestimmtes Maß erreicht hat;

d. Benutzen der errechneten Flugparametergrenze, um den Flugsteuerbefehl so zu begrenzen, daß das Flugzeug nicht eine Flugparametergrenze überschreitet; und

e. Betreiben der Flugzeug-Flugsteuereinrichtungen in Abhängigkeit von dem begrenzten Flugsteuerbefehl.

2. Verfahren, wie ausgeführt in Anspruch 1, worin der Berechnungsschritt die folgenden, zusätzlichen Schritte aufweist:

a. Bestimmen (30, 40, 42), wenn die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs zunimmt und abnimmt;

b. Vornehmen einer ersten Berechnung (46, 50) der Flugparametergrenze als eine Funktion der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit, die zunimmt;

c. Vornehmen einer zweiten Berechnung (48, 54) der Flugparametergrenze als eine Funktion der Flugzeug- Fluggeschwindigkeit, die abnimmt; und

d. Benutzen (52) der ersten Berechnung als Flugparametergrenze, wenn die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit zunimmt, und der zweiten Berechnung als Flugparametergrenze, wenn die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit abnimmt.

3. Verfahren, wie ausgeführt in Anspruch 2, worin der Berechnungsschritt die folgenden, zusätzlichen Schritte aufweist:

a. Benutzen (52) der ersten Berechnung als Flugparametergrenze, wenn die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit zunimmt;

b. Benutzen (52) der zweiten Berechnung als Flugparametergrenze, wenn die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit abnimmt;

c. Benutzen (56) der ersten Berechnung (46, 50) als Flugparameterbegrenzung, wenn die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit sich von einer zunehmenden Richtung zu einer abnehmenden Richtung ändert, bis sich die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit um das vorbestimmte Maß ändert, woraufhin die zweite Berechnung als Querneigungswinkelbegrenzung benutzt wird.

4. Verfahren, wie ausgeführt in Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der genannte Flugparameter ein Querneigungswinkel ist.

5. Verfahren, wie ausgeführt in Anspruch 4, worin der Berechnungsschritt die folgenden, zusätzlichen Schritte aufweist:

a. Bestimmen (40, 41, 42, 43), wenn die Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs zunimmt und abnimmt;

b. Vornehmen einer ersten Berechnung (46) der Querneigungswinkelbegrenzung als eine Funktion der Flugzeug- Fluggeschwindigkeit, die zunimmt;

c. Vornehmen einer zweiten Berechnung (48) der Querneigungswinkelbegrenzung als eine Funktion der Flugzeug- Fluggeschwindigkeit, die abnimmt; und

d. Benutzen (52) der ersten Berechnung als Querneigungswinkelbegrenzung, wenn die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit zunimmt, und der zweiten Berechnung als Querneigungswinkelbegrenzung, wenn die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit abnimmt.

6. Verfahren, wie ausgeführt in Anspruch 5, worin der Berechnungsschritt die folgenden, zusätzlichen Schritte aufweist:

a. Benutzen (52) der ersten Berechnung als Querneigungswinkelbegrenzung, wenn die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit zunimmt; (Vinc)

b. Benutzen (52) der zweiten Berechnung als Querneigungswinkelbegrenzung, wenn die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit abnimmt;

c. Benutzen der ersten Berechnung als Querneigungswinkelbegrenzung, wenn sich die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit von einer zunehmenden Richtung zu einer abnehmenden Richtung ändert, bis die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit sich um das vorbestimmte Maß ändert, woraufhin die zweite Berechnung als Querneigungswinkelbegrenzung verwendet wird.

7. Verfahren, wie ausgeführt in Anspruch 6, worin:

a. die erste Berechnung (34, 36) aus einer ersten Gleichung für eine gerade Linie y=mx+5 mit einer ersten Neigung und einem ersten y-Schnittpunkt erhalten wird; und

b. die zweite Gleichung (37) aus einer zweiten Gleichung yd=mx+15 für eine gerade Linie, die eine zweite Neigung und einen zweiten y-Schnittpunkt aufweist, erhalten wird.

8. Verfahren, wie ausgeführt in Anspruch 7, worin:

a. die erste Neigung gleich ist der zweiten Neigung; und

b. der erste y-Schnittpunkt vom zweiten y-Schnittpunkt um ein Maß (10) getrennt ist, das gleich ist dem vorbestimmten Maß.

9. Verfahren, wie ausgeführt in Anspruch 8, worin die Benutzung des Schrittes des Anspruchs 6c den folgenden Schritt umfaßt:

a. Empfangen der ersten Berechnung;

b. Empfangen der zweiten Berechnung; und

c. Auswählen (52) der ersten Berechnung als die Querneigungswinkelbegrenzung, bis die zweite Berechnung kleiner ist als die erste Berechnung.

10. Vorrichtung zum Steuern des befohlenen Betriebs eines Flugzeugs, um einen vorbestimmten Querneigungswinkel nicht zu überschreiten, mit den flgenden Mermalen:

a. Mitteln zum Empfangen eines Befehls zum Steuern eines Querneigungswinkels des Flugzeugs;

b. Mitteln zum Erhalten einer Fluggeschwindigkeit (V) des Flugzeugs, gekennzeichnet durch

c. Mittel zum Berechnen (46, 48, 50, 54) einer Querneigungswinkelbegrenzung als eine Funktion der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit, so daß, wenn die Fluggeschwindigkeit zugenommen hat und dann abnimmt, oder die Fluggeschwindigkeit abgenommen hat und dann zunimmt, die Querneigungswinkelbegrenzug konstant bleibt, bis die Änderung in der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit ein vorbestimmtes Maß erreicht hat; und

d. Mittel zum Benutzen einer errechneten Querneigungswinkelbegrenzung, um den Querneigungswinkel-Steuerbefehl so zu begrenzen, daß das Flugzeug die Querneigungswinkelbegrenzung nicht überschreitet;

e. Mittel zum Betreiben der Flugzeug-Flugsteuereinrichtungen in Abhängigkeit von dem begrenzten Flugsteuerbefehl.