DE69205172T2

DE69205172T2 - Koordinierte Kursabweichung bei hohen Geschwindigkeiten für Drehflügelflugzeug.

Info

Publication number: DE69205172T2
Application number: DE69205172T
Authority: DE
Inventors: James Dryfoos; Donald Fogler; Philipp Gold; James Keller; Joseph Skonieczny
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1991-08-28
Filing date: 1992-07-31
Publication date: 1996-05-09
Anticipated expiration: 2012-08-01
Also published as: DE69205172D1; AU657165B2; JPH06510004A; KR100232332B1; AU2462992A; IL102969A; IL102969A0; CA2116564C; WO1993005461A1; EP0600988B1; JP3308532B2; EP0600988A1; CA2116564A1; US5238203A; ES2080512T3

Description

Technisches Gebiet

Die Erfindung betrifft ein Flugsteuersystem für ein Drehflügelflugzeug, insbesondere solche Flugsteuersysteme, die eine automatische Kurvenflugkoordinationssteuerung liefern.

Hintergrund der Erfindung

Ein koordinierter Kurvenflug eines Drehflügelflugzeugs (zum Beispiel eines Hubschraubers mit einem einzelnen Hauptrotor) ist definiert als ein Kurvenflug mit Querneigung, bei dem der Rumpf des Fluggeräts tangential zu einer Kurvenlinien-Flugbahn liegt und die Nettobeschleunigung senkrecht zum Boden des Fluggeräts erfolgt (keine Seiten-Schlupfvektoren). Die Steuerung der Gierachsenbefehle für den Heckrotor ist bei dieser Art von Manöver kritisch.
In mechanischen Gestängesteuersystemen erforderte ein koordinierter Kurvenflug, daß der Pilot gleichzeitig (über Seitenruderpedale) das richtige Gier-Maß eingab, um eine Anpassung zu schaffen für das Ausmaß der über den Steuerknüppel eingegebenen Rolleingabe. Die jüngeren elektrischen Flugsteuerssysteme (vergl. beispielsweise die US-Patente 4 004 532; 4 067 517; 4 206 891 und 4 484 283, sämtlich dem Ahmelder der vorliegenden Erfindung gehörig) liefern automatisch die passende Gier-Eingabe. Das automatische Flugsteuersystem (AFCS) veranlaßt (typischerweise bei Fluggeschwindigkeiten oberhalb von 111 km/h (60 Knoten)) eine koordinierende Giereingabe basierend auf der sensierten Querbeschleunigung. Das koordinierende Giersignal wird dann dazu benutzt, die Steuerbefehlssignale für Haupt- und Heckrotor so zu modifizieren, wie es notwendig ist, um die Querbeschleunigung des Hubschraubers auf Null zu bringen. Allerdings verwenden all diese Systeme eine konventionelle Steuersystemarchitektur und sind folglich nicht kompatibel mit "modellgestützten" elektrischen Flugsteuersystemen.

Offenbarung der Erfindung

Ein Ziel der vorliegenden Erfindung ist die Schaffung eines verbesserten modellgestützten Flugsteuersystems für ein Drehflügelflugzeug, welches automatisch eine Kompensation für eine momentane Giergeschwindigkeit und Querbeschleunigung bei der Kurvenflugkoordination des Fluggeräts bei hoher Geschwindigkeit liefert.
Erfindungsgemäß geht es um ein verbessertes modellgestütztes Flugsteuersystem für ein Drehflügelflugzeug, welches automatisch die momentane Giergeschwindigkeit und Querbeschleunigung während der Kurvenflugkoordination des Fluggeräts bei hoher Geschwindigkeit kompensiert. Erfindungsgemäß antizipiert ein verbessertes modellgestütztes Flugsteuersystem das Kurvenflug-Koordinationsmanöver durch Überwachung des Rollwendekreisels, berechnet dann einen Soll- (durch Modell vorgegebenen) Giergeschwindigkeitswert als das Produkt des Sinuswerts des Luftgerät-Querneigungswinkels, multipliziert mit der durch Schwerkraft (g) bedingten Fluggerät-Beschleunigung, geteilt durch 20 die Fluggeschwindigkeit. Weiterhin wird gemäß der vorliegenden Erfindung die sensierte Querbeschleunigung des Fluggeräts dazu benutzt, die Soll-Giergeschwindigkeit zu modiüizieren, um den Querbeschleunigungsfehler auf Null zu bringen. Zusätzlich wird gemäß der vorliegenden Erfindung der Soll-Giergeschwindigkeits-Steuerbefehlswert variabel skaliert als eine Funktion der Fluggeschwindigkeit, um eine Hochgeschwindigkeits-Kurvenflugkoordination allmählich zwischen 111 bis 148 km/h (60 und 80 Knoten) Fluggeschwindigkeit zu erreichen.
Die vorliegende Erfindung verringert die Arbeitsbelastung für den Piloten, da die Kurvenflugkoordination automatisch in dem Flugsteuersystem bereitgestellt wird, und sie verbessert die Steuerung der Flugbahn des Fluggeräts aufgrund der dem System innewohnenden Fähigkeit, als Kurshaltesystem zu fungieren.
Außerdem offenbart die US-A-5 001 616 ein Hubschrauber-Flugsteuersystem mit Steuerungsentkopplung zur Verringerung unerwünschten Hubschrauber-Ansprechverhaltens in anderen Achsen als der einen Achse, für die die Pilotenbefehle gegeben werden. Diese Steuerung ist ausgelegt für die Verwendung bei einer geringe Versetzung liefernden mehrachsigen Steuerung. Der Pilot muß nicht mehr über Seitenruderpedale einen Gierbefehl eingeben, da die vorliegende Erfindung automatisch die erforderliche Giereingabe für einen koordinierten Kurvenflug liefert.
Diese sowie weitere Ziele, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich deutlicher im Lichte der nachfolgenden besten Ausführungsform der Erfindung, wie sie in der begleitenden Zeichnung dargestellt ist.

Kurze Beschreibung der Zeichnung

Fig. 1 ist ein Blockdiagramm eines verbesserten modellgestützten Flugsteuersystems gemäß der vorliegenden Erfindung;
Fig. 2 ist eine schematische Darstellung eines Abschnitts der Ausführungsform nach Figur 1;
Fig. 3 ist ein Blockdiagramm einer Ausführungsform einer der in Figur 2 dargestellten Systemkomponenten;
Fig. 4 ist eine schematische Darstellung der funktionellen Elemente der in Figur 3 dargestellten Komponente;
Fig. 5 ist eine schematische Darstellung, die weitere funktionelle Einzelheiten aus Figur 4 veranschaulicht;
Fig. 6 ist eine begleitende schematische Darstellung zu Figur 5;
Fig. 7 ist ein Flußdiagramm, welches die Ausführung der in Figur 5 und 6 dargestellten Funktionen bei der Ausführungsform nach Figur 3 veranschaulicht
Fig. 8 ist eine schematische Darstellung, die noch weitere funktionelle Einzelheiten aus Figur 4 veranschaulicht;
Fig. 9 ist ein Flußdiagramm, welches die Ausführung der in Figur 8 offenbarten Funktionen bei der Ausführungsform nach Figur 3 darstellt;
Fig. 10 ist eine schematische Darstellung eines Trimm-Steuersystems, welches in Verbindung mit der Logik nach den Figuren 5 - 9 arbeitet;
Fig. 11 ist eine figürliche, teilweise perspektivische und teilweise schematische Darstellung, die Einzelheiten einer weiteren Komponente veranschaulicht, die bei der Ausführungsform nach Figur 10 eingesetzt wird;
Fig. 12 ist ein alternatives Flußdiagramm bezüglich dem in Figur 7 dargestellten Diagramm, um den Einbau der Trimmsteuerung nach Figur 10 in die in den Figuren 5 und 6 dargestellte Flugsteuerfunktion zu berücksichtigen;
Fig. 13 ist ein bezüglich dem in Figur 9 dargestellten Diagramm alternatives Flußdiagramm zum Steuern der Schalter innerhalb der LSTC-Logik nach Figur 8 wenn die Trimmfunktion nach Figur 10 eingebaut ist;
Fig. 14 eine detaillierte Darstellung der Rumpf-Euler-Transformation nach Figur 4;
Fig. 15 eine Detaildarstellung der Euler-Rumpf-Transformation nach Figur 4;
Fig. 16 eine Darstellung des Proportional- und Integral-Kompensators nach Figur 4; und
Fig. 17 eine bildliche Darstellung eines Fluggeräts, bei dem die in Figur 1 dargestellte Ausführungsform des Flugsteuersystems verwendet werden kann.

Bester Weg zur Ausführung der Erfindung

Zunächst auf Figur 17 Bezug nehmend, die eine bildliche Darstellung einer Hubschrauber-Ausführungsform 18 eines Drehflügelflugzeugs zeigt, bei dem die vorliegende Erfindung verwendet wird, enthält der Hubschrauber eine Hauptrotoranordnung 19 und eine Heckrotoranordnung 20.
Nun auf Figur 1 Bezug nehmend, handelt es sich bei dem Hubschrauber- Flugsteuersystem gemäß der Erfindung, 21, um eine modellgestütztes Steuersystem, welches die Seitenarmsteuerung des Piloten und Versetzungs-Steuerknüppelbefehle über ein "inverses Fahrzeugmodell" formt, um das gewünschte Fluggerät-Ansprechverhalten hervorzurnfen. Das System enthält ein Primärflugsteuersystem (PFCS) 22 und ein automatisches Flugsteuersystem (AFCS) 24. Das PFCS empfangt von einem kollektiven Verschiebungsknüppel 26 Verschiebungssteuerausgangssignaie über eine Leitung 27, und das AFCS empfängt diskrete Ausgangssignale von dem kollektiven Steuerknüppel über eine Leitung 28. Das PFCS und das AFCS empfangen jeweils die Kraftausgangssteuersignale einer vierachsigen Kraft-Seitenarmsteuerung 29 über Leitungen 30, außerdem über Leitungen 32 vom Fluggerät sensierte Parametersignale von Sensoren 31, wobei die Piloten-Steuersignale auf Leitungen 27, 28 und 30 und die sensierten Parametersignale auf den Leitungen 32 zusammengefaßt mit Sammelleitungen 33 und 34 in dem PFCS bzw. AFCS dargestellt sind.
Das PFCS und das AFCS enthalten jeweils eine Steuerkanallogik zum Steuern der Gier-, der Nick-, der Roll- und der Hubachsen des Fluggeräts. In Figur 1 sind diese Logik-Moduln durch Blöcke 35 - 38 für das PFCS und Blöcke 39 - 42 für das AFCS dargestellt. Das PFCS tiefert Rotorsteuersignale, und die AFCS-Legik sorgt für die Konditionierung und/oder das Trimmen der vierachsigen PFCS-Logikfunktionen.
Die PFCS- und AFCS-Legikmoduln sind über einen Bus 43 miteinander verbunden.
Wie im folgenden detailliert beschrieben wird, verwenden das PFCS und das AFCS einen modellgestützten Algoritmus für jede Steuerachse, um Rotorsteuersignale über Ausgangsleitungen 44 an eine Hauptrotor-Mischfunktionseinheit 45 zu geben, die die Versetzung mechanischer Regler 46 und Gestänge 47 steuert, um die Spitzenbahnebene des Hauptrotors 10 zu steuern. Steuersignale werden auch über Leitungen 44 an die Heckrotor-Regler 48 des Helikopters gegeben, die den Schub des Heckrotors 12 über Gestänge 49 steuern. Die sensierten Parametersignale von den Sensoren 31 auf den Leitungen 32 versorgen das PFCS und das AFCS mit der Antwort der Fluggerät-Winkelgeschwindigkeit und -Fluglage in Abhängigkeit der Rotorsteuersignale.
Figur 2 ist eine schematische Teil-Darstellung der Figur 1 und zeigt die funktionelle Verbindung der Gier-Logikmoduln 35 und 39 des PFCS 22 bzw. des AFCS 24. Das PFCS-Gier-Legikmodul 35 empfängt über eine Leitung 50 aus den Sammelleitungen 33 und den Leitungen 30 ein Gierachsen-Steuerbefehlssignal von der Seitenarmsteuerung 29 (Figur 1). Bei der vorliegenden Ausführungsfonn ist die Seitenarmsteuerung ein vierachsiger Kraftsteuerknüppel, bei dem das Gierachsensteuerbefehlssignal dadurch erzeugt wird, daß der Pilot die Seitenarmsteuemng seitlich verdreht (Links- oder Rechts-Gieren). Das Gier-Steuerbefehlssignal wird an den Eingang einer Giergeschwindigkeitsmodellschaltung 52 gegeben (zum Beispiel ein Verzögerungsfilter erster Ordnung mit ausgewählter Radian/Sec/Spannungs-Signalverstärkung), die ein Soll-Giergeschwindigkeitssignal über eine Leitung 54 liefert, welches kennzeichnend ist für die gewünschte Anderungsgeschwindigkeit der Fluggerätlage um die Gierachse. Die Auswahl des Giergeschwindigkeitsmodells hängt ab von den dynamischen Eigenschaften des Fluggeräts und dem gewünschten Gier-Ansprechverhalten.
Das Soll-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 54 wird gleichzeitig eingegeben in: den Eingang eines inversen Gierachsen-Fahrzeugmodells 56, einen Summierpunkt 58 und die Sammelschiene 43, die zu dem AFCS-Gierlogikmodul 39 führt. Das Invers-Modell 56 empfängt von den Sensoren 31 über Leitungen 32 und die Sammelleitung 33 die Ist-Fluggeschwindigkeit des Fluggeräts als sensiertes Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 60. Das Invers-Modell 56 ist eine Z-Modell- Transformierung, die ausgeführt werden kann in Form eines Leitungsfilters erster Ordnung mit Augenblicks-Spannungsverstärkungs- und Zeitkonstanten-Kennwerten, die mit der Stärke des sensierten Fluggeschwindigkeitssignals auf der Leitung 60 variieren.
Das kaskadierte Giergeschwindigkeitsmodell 52 und das Invers-Modell 56 bilden einen Vorwärtssteuerungweg für das Seitenarmsteuersignal auf der Leitung 50.
Die inverse Vorwärtssteuerungs-Z-Modell-Transformierung liefert die Primär-Steuereingangsgröße an den Heckrotor 20 (Figur 1), was den Hubschrauber 18 (Figur 17) veranlaßt, mit einer Geschwindigkeit zu gieren, die eingestellt wird durch das Soll-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 62. Dieses Soll-Giergeschwindigkeitssignal repräsentiert den Heckrotor-Steuerbefehl. der notwendig ist, um die gewünschte Gierachsen-Änderungsgeschwindigkeit des Fluggeräts für jedes seitens des Piloten vorgegebene Manöver zu erreichen.
Die Summierfunktion 58 summiert das Soll-Giergeschwindigkeitsignal auf der Leitung 54 (von dem Giergeschwindigkeitsmodell 52) mit der Ist-Giergeschwindigkeit des Fluggeräts, die als sensiertes Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 64 (von Sensoren 31 über Leitungen 32 und die Sammelleitung 33) empfangen wird, um ein Giergeschwindigkeitsfehlersignal zu bilden. Das Geschwindigkeitsfehlersignal wird in einer Geschwindigkeitsverstärkungsstufe 67 verstärkt und über eine Leitung 65 auf einen Eingang eines zweiten Summierpunkts 66 gegeben. Der Summierpunkt 66 empfängt außerdem das Soll-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 62 von dem Invers-Modell 56, und ein Giersteuerbefehls-Modifiziersignal auf einer Leitung 68 von einem Geschwindigkeits- und Betragsbegrenzer 70. Der Begrenzer 70, der eine unbegrenzte Version des Giersteuerbefehls Modifiziersignals auf einer Leitung 84 (uber die Sammelschiene 43) von dem AFCS-Gierlogikmodul 39 empfangt, begrenzt das Giersteuerbefehls-Modifiziersignal, falls Betrags- und Änderungsgeschwindigkeitsgrenzwerte überschritten werden. Das resultierende Summensignal wird über die Ausgangsleitung 72 des PFCS-Gierlogikmoduls 35 auf PFCS-Ausgangssammelleitungen 44 zu den Heckrotor-Servos 48 (Figur 1) gegeben.
Der Betrag und die Ahderungsgeschwindigkeit des Giersteuerbefehls- Modifiziersignals von dem AFCS ist eine Funktion des Fluggerät-Kursfehlers. Der Fluggerät-Kursfehler ist die zweite von zwei Rückkopplungsschleifen um das Heckrotor-Steuerbefehlssignal, wobei die erste durch das Gierfehlersignal auf der Leitung 65 gebildet wird. Wie im folgenden detailliert beschrieben wird, ist das Giersteuerbefehls-Modifiziersignal ein berechneter Wert, der durch einen modellgestützten Algoritmus innerhalb des AFCS auf der Grundlage des Ist-Fluggerätansprechverhaltens auf das Heckrotor-Steuerbefehlssignal geliefert wird. Das Giersteuerbefehls-Modifiziersignal modifiziert den Signalbetrag und die Änderungsgeschwindigkeit des Heckrotor-Steuerbefehlssignals dadurch, daß diejenige Komponente des Ist-Giergeschwindigkeitsbetrags (des sensierten Giergeschwindigkeitssignals auf der Leitung 64), die während der Ausführung eines koordinierten Kurvenflugs auftritt, gelöscht wird. Der modellgestützte Algoritmus des AFCS verarbeitet sensierte Fluggerätparameter (Sensoren 31 in Figur 1), um Steuerbefehls-Geschwindigkeits-Modifiziersignalkennwerte zu generieren, die eine Kurvenflugkoordination bei Geschwindigkeiten oberhalb von 111 km/h (60 Knoten) liefern, wenn der Pilot Roll-Steuerkhüppeleingaben tätigt. Die vorliegende Erfindung liegt darin, das Giersteuerbefehls-Modifiziersignal ansprechend auf sensierte Fluggerätparameter zu formen und zu konditionieren.
Wie in Figur 2 gezeigt ist, empfängt das AFCS-Gierlogikmodul 39 zusätzlich zu dem Soll-Giergeschwindigkeitssignal, welches von dem PFCS-Gierlogikmodul 35 über die Leitung 54 (durch die Sammelleitung 43 hindurch) empfangen wird, die folgenden sensierten Fluggerateparameter uber die Sammelleitung 34: die Ist-Fluggeschwindigkeit (Leitung 60), die Ist-Giergeschwindigkeit (Leitung 64), die Nicklage (Leitung 86), den Quemeigungswmkel (PHI) (Leitung 87), die Rollgeschwindigkeit (Leitung 88), die Querbeschleunigung (Leitung 89), den Steuerkurs (Leitung 90), die Längsbodengeschwindigkeit (Leitung 91) und die Querbodengeschwindigkeit (Leitung 92). Die günstigste Ausführungsform des AFCS ist ein elektronisches Steuersystem auf Mikroprozessorbasis, in welchem der Algoritmus der AFCS-Legikmoduln 39 - 41 in Figur 1 in Form ausführbarer Programmlisten vorliegt, die in einem Speicher abgespeichert sind.
Figur 3 zeigt die Architektur eines AFCS 24 auf Mikroprozessorbasis. Das Soll-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 54 wird von Eingangsleitungen 93 empfangen, die in den Leitungen 43 enthalten sind, welche das AFCS und das PFCS miteinander verbinden. Die sensierten Fluggerätparametersignale auf den Leitungen 60, 64 und 86 - 92 werden von der AFCS-Eingangssammelleitung 34 an einem AFCS-Eingangsport 94 empfangen. Abhängig von dem Format der Eingangssignale (analog oder digital) kann das Eingangsport 94 einen Analog-Digital-Wandler, einen Frequenz-Digital-Umsetzer oder andere derartige Signalkonditionierfunktionen enthalten, die dem Fachmann zu dem Zweck bekannt sind, die Eingangssignale in ein Digital-Signal-Format umzusetzen.
Das Eingangsport ist über einen Adreß-/Daten-Bus 95 mit einem Mikroprozessor 96 verbunden (zum Beispiel Intel 80286, Motorola 68020), ferner mit einer Speichereinrichtung 98 (die einen RAM, ein UVPROM, ein EEPROM enthält), und einem Ausgangsport 100. Das Ausgangsport kann einen Digital-Analog-Umsetzer, einen Parallel-Serien-Umsetzer, einen diskreten Ausgangstreiber oder andere derartige Signalumwandlungsfunktionen aufweisen, die dem Fachmann bekannt sind für den Zweck, das AFCS-Digital-Signalformat in das Format umzusetzen, das von dem Steuersystem (21 in Figur 1) gefordert wird. Die Ausgangsport-Leitungen werden einschließlich der Leitung 84 an das PFCS-Gierlogikmodul 35, über Leitungen 101 in die Verbindungsleitungen 43 geleitet.
Figur 4 ist ein Blockdiagramm der AFCS-Gierlogik 110, die in dem Speicher 98 resident und in dem Mikroprozessor 96 ausführbar ist. Die Logik enthält sowohl eine Hochgeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinations-(HSTC-)Logik 112 als auch eine Niedergeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinations-(LSTC-)Logik 114. Die HSTC- und die LSTC-Logik werden noch getrennt diskutiert, zusammen mit dem Kurvenflug-Koordinations-Trimmsystem, welches im folgenden diskutiert werden soll. Man beachte, daß die HSTC-Logik die Logik zum Konditionieren von Piloten-Steuerbefehls-Giereingaben über die Seitenarmsteuerung bei Geschwindigkeiten oberhalb von 111 km/h (60 Knoten) enthält.

HOCHGESCHWINDIGKEITS-KURVENFLUGKOORDINATION

Wie in Figur 5 gezeigt ist, empfängt die HSTC-Logik 112 das Querneigungswinkelsignal, das Fluggeschwindigkeitssignal, das Querbeschleunigungssignal und das Rollgeschwindigkeitssignal. Das Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 87 wird in die Logik 116 eingegeben, welche folgende Gleichung realisiert:
Yhstc = (g . sin (PHI)/(konditionierte Fluggeschwindigkeit) 1)
wobei:
Yhstc = Giergeschwindigkeit, die für einen koordinierten Kurvenflug erforderlich ist
g = 9,81 m/s² (32,174 Fuß/Sekund²)
PHI = Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 87
Das Fluggeschwindigkeitssignal in km/h (Knoten) auf der Leitung 60 wird in eine Verstärkungsstufe 118 gegeben, die das Signal in m/s (Fuß/Sekunde) umsetzt und ein Signal auf eine Begrenzerfunktionseinheit 120 gibt, um zu verhindern, daß ein begrenztes Ausgangssignal auf einer Leitung 122 unter einen gewissen Wert abfällt (z.B. 4,9 m/s (16 Fuß/sec)), wodurch ein Teilen durch Null unterbunden wird. Das begrenzte Ausgangssignal wird in ein Verzögerungsfilter 124 eingegeben, welches das konditionierte Fluggeschwindigkeitssignal über eine Leitung 126 auf die Logik 116 gibt.
Die Logik 116 liefert das Signal über eine Leitung 128 an einen Schalter 132, dessen Betriebsweise unten noch im einzelnen erläutert wird. Das Signal Yhstc ist kennzeichnend für das Gier-Maß, welches für einen koordinierten Kurvenflug bei einem speziellen Fluggerät-Querneigungswinkel und bei einer speziellen Fluggeschwindigkeit erforderlich ist.
Das Querbeschleunigungssignal auf der Leitung 89 wird in einen Betragsbegrenzer 140 eingegeben, der ein Signal an einen Verstärker 142 liefert, der als Funktion des Fluggeschwindigkeitssignals gesteuert wird. Wenn die Fluggeschwindigkeit von 111 km/h auf 148 km/h (60 Knoten bis 80 Konten) zunimmt, erhöht sich auch das Ausmaß der Verstärkung 142 von Null auf einen von Null verschiedenen Wert, was zu einem größeren Produkt auf der Leitung 144 führt. In ähnlicher Weise nimmt auch bei abnehmender Fluggeschwindigkeit der Betrag der Verstärkung ab, was dazu führt, daß ein kleineres Produkt auf die Leitung 144 ausgegeben wird. Wenn die Fluggeschwindigkeit niedriger als 111 km/h (60 Knoten) ist, beträgt die Verstärkung der Verstärkungsfunktion 142 Null, so daß ein Signal entsprechend dem Wert Null auf die Leitung 144 gegeben wird. Das Produktsignal auf der Leitung 144 wird an einen zweipoligen Schalter 145 gegeben, dessen Betrieb von einem diskreten Signal auf einer Leitung 146 gesteuert wird, erzeugt durch ein ODER- Gatter 147. Das ODER-Gatter spricht auf zwei diskrete Signale an: Das Signal "Piloten-Giereingabe eingeschaltet" YAWENG und "Hochgeschwindigkeits-Kurvenflugkoordination eingeschaltet", TCENGHS.
Figur 7 ist ein Flußdiagramm einer Routine 150 zu Steuern von TCENGHS und YAWENG. In die Routine wird im Schritt 152 eingetreten, wo ein erster Test 154 feststellt, ob die Fluggeschwindigkeit kleiner oder gleich 111 km/h (60 Knoten) ist. Falls dies der Fall ist, wird das Signal VXBTCS durch einen Schritt 156 gelöscht. Ansonsten stellt ein Test 157 fest, ob eine manuelle Giereingabe seitens der Seitenarmsteuerung geliefert wird, und falls dies der Fall ist, schaltet ein Schritt 158 die manuelle Giersteuerung dadurch ein, daß der diskrete Wert YAWENG gesetzt wird. Wenn der Pilot über die Seitenarmsteuerung keine Giereingabe liefert, stellt ein Test 159 fest, ob die Fluggeschwindigkeit größer oder gleich 148 km/h (80 Knoten) ist, und wenn dies der Fall ist, wird das Signal VXMBTCS in einem Schritt 160 gesetzt. Diese Schritte und Tests 154, 159 bilden eine Hysteresefunktion, welche VXBTCS setzt, wenn die Fluggeschwindigkeit unter 111 km/h (60 Knoten) absinkt, wobei angenommen wird, daß keine Giereingabe empfangen wird. Obschon in der Beschreibung häufig spezielle Werte angegeben sind, dienen diese lediglich als Beispiel um das Verständnis der Erfindung zu erleichtern, sie sind aber keineswegs als Beschränkung der Erfindung zu verstehen. Wie der Fachmann versteht, hängen die aktuellen Werte von den Erfordernissen jedes Fluggeräts ab.
Es wird als nächstes ein Test 162 ausgeführt, um zu bestimmen, ob der Betrag des Querneigungswinkels PHI kleiner als 2 Grad ist. Falls ja, erfolgt ein Test 163, um festzustellen, ob sich das Fluggerät in einem koordinierten Kurvenflug befindet (das heißt sind Kurvenflug- und Schlupfanzeigerball des Piloten zentriert?). Wenn der Test 163 feststellt, daß das Fluggerät sich in einem koordinierten Kurventflug beüindet, wird ein Test 164 ausgeführt, um festzustellen, ob der Betrag der Giergeschwindigkeit RESENS Meiner als 2 Grad/s ist, und falls dies der Fall ist, setzt ein Schritt 166 die Variable TEMP. Falls einer der Test 162, 164 das Falsch-Ergebnis liefert, löscht ein Schritt 168 TEMP.
Es wird als nächstes eine Unterroutine 170 durchgeführt, um jeglichen Übergang der Variablen TEMP für zwei Sekunden zu verzögern. Es sollte verstanden werden, daß die zwei Sekunden betragende Verzögerung im Interesse der Klarheit in die Logik 150 eingebaut wurde, daß aber natürlich in einem Echtzeit-Steuersystem wie einem Flugsteuer- System gemäß der vorliegenden Erfindung verzögernde Prozessorfunktionen von zwei Sekunden nicht akzeptierbar sind. Deshalb führt während der zwei Sekunden betragenden Verzögerung der Unterroutine der Mikroprozessor 96 (Figur 3) andere Aufgaben aus, bis die zwei Sekunden verstrichen sind, wie dem Fachmann geläufig ist.
Als nächstes wird ein Test 172 ausgeführt, um festzustellen, ob TEMP gesetzt ist, und falls dies der Fall ist, werden sowohl die automatische Kurvenflugkoordination als auch die manuelle Giersteuerung in Schritt 174 ausgeschaltet (das heißt sowohl TCENGHS als auch YAWENG werden gelöscht). Ansonsten stellt ein Test 176 fest, ob der Betrag des Querneigungswinkels PHI größer oder gleich zwei Grad ist, und falls dies der Fall ist, wird als nächstes ein Test 178 ausgeführt. Der Test 178 prüft, ob der Pilot über die Seitenarmsteuerung ein Rollsignal eingibt, indem das Signal auf der Leitung 58 (Figur 2) überprüft wird, und falls er ein Rollsignal eingibt, wird als nächstes ein Test 179 ausgeführt, um festzustellen, ob VXBTCS gesetzt ist, und falls dies der Fall ist, wird die Kurvenflugkoordination durch einen Schritt 180 eingeschaltet. Ein Rückkehrschritt 182 ist der letzte Schritt in der Routine 150.
Beachtet werden sollte in der in Figur 7 gezeigten Logik, daß die Fluggeschwindigkeit nur als ein Kriterium zum Einschalten der HSTC-Logik verwendet wird, daß sie aber nicht als ein Kriterium zum Ausschalten der HSTC-Logik dient. Die zwei Kriterien zum Ausschalten der HSTC- Logik sind der Querneigungswinkel PHI und die Giergeschwindigkeit RSENS. Der Test 163 dient primär für die manuelle Giersteuerung, wobei eine Giereingabe von der Seitenarmsteuerung empfangen wird. Wenn der Betrag sowohl von PHI als auch von RESENS unter den zugehörigen Minimumwert abfällt, und das Fluggerät koordiniert ist, werden sowohl HSTC als auch die manuelle Giersteuerung ausgeschaltet. Dies ermöglicht es der HSTC-Logik, während eines Verzögerungs- Kurvenflugs eingeschaltet zu bleiben, wällrenddessen die Fluggeschwindigkeit unter 111 km/h (60 Knoten) abüallt, während jedoch entweder die Giergeschwindigkeit oder der Querneigungswinkel über dem jeweiligen vorbestimmten Minimumwert verbleibt, der in den Tests 162, 164 definiert wird.
Mit dem nunmehrigen Wissen, wie die HSTC-Logik eingeschaltet/ausgeschaltet wird, wird wiederum auf Figur 5 bezugnehmend, das Signal auf der Leitung 144 an den Schalter 145 gegeben. Wenn die HSTC- Logik oder die manuelle Giersteuerung eingeschaltet ist (das heißt TCENGHS = 1 oder YAWENG = 1), schließt der Schalter 145, was es dem Signal auf der Leitung 144 ermöglicht, auf eine Leitung 190 zu gelangen, die sowohl zu einem Verzögerungsfilter 192 als auch zu einer Summierfunktionseinheit 194 führt. Man beachte, daß der Schalter 145 in der Offenstellung dargestellt ist. Indem der Schalter ansprechend sowohl auf TCENGHS als auch YAWENG gemacht wird, wird der Querbeschleunigungsweg (89, 144, 190) eingeschaltet, wenn entweder die Bedingungen für die Hochgeschwindigkeitskurvenflug-Koordination erfüllt sind oder der Pilot über die Seitenarmsteuerung eine manuelle Eingabe erzeugt.
Das Rollgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 88 wird in ein Verzögerungsfilter 198 eingegeben, welches hochfrequentes Rauschen dämpft, und es liefert ein Signal über die Leitung 200 zu einer ersten Begrenzungsfunktionseinheit 202 sowie einer zweiten Begrenzungsfunktionseinheit 204. Die Grenzwerte für die erste und die zweite Begrenzungsfunktionseinheit 202, 204 sind so gewählt, daß ein Signal über die Leitung 206 gegeben wird, wenn das Fluggerät in eine Richtung rollt (zum Beispiel 0º bis 179º), um gleichzeitig über eine Leitung 208 ein Signal zu geben, wenn das Fluggerät in die andere Richtung rollt (zum Beispiel 0º bis 179º). Außerdem sind zwei Verstärkungsfunktionen 210, 212 gegeben. Der Betrag der ersten Verstärkung 210 ist geringer als der Betrag der zweiten Verstärkung 212, um den asymmetrischen Kräften Rechnung zu tragen, die mit dem Rollen des Fluggeräts nach links einhergehen, verglichen mit den Kräften beim Rollen nach rechts, die als Ergebnis der Kreiselklfte des Hauptrotors und durch andere Fluggerät-Asymmetrien entstehen. Die Ausgangssignale der ersten und der zweiten Verstärkung 210, 212 werden beide einem Summierpunkt 214 zugeführt, der ein Kurvenflug-Antizipiersignal über eine Leitng 216 an eine Verstärkung 218 liefert.
Die Verstärkung 218, die eine Funktion des Fluggeschwindigkeitssignals auf der Leitung 63 ist (ähnlich der Verstärkung 142), liefert ein Signal an die Begrenzungsfunktionseinheit 220, die ihrerseits ein Signal über eine Leitung 222 auf einen Schalter 224 gibt. Der Zustand des Schalters 224 wird von dem Signal TCENGHS derart gesteuert, daß, wenn TCENGHS wahr (d. h. gesetzt) ist, der Schalter dadurch geschlossen wird, daß das Signal auf der Leitung 222 auf eine Leitng 226 gegeben wird. Man beachte, daß der Schalter in der Offenstellung dargestellt ist, und daß der Schalter nur auf das für die Hochgeschwindigkeitskurvenflug-Koordination maßgebliche diskrete Signal TCENGHS anspricht, nicht aber auf das diskrete Signal YAWENG für die manuelle Giersteuerung. Eine Summierfunktionseinheit 227 summiert das Signal auf der Leitung 226 mit dem Ausgangssignal des Verzögerungsfilters 192 und liefert ein Signal über eine Leitung 228 zu einer Teilerfunktionseinheit 230. Die Teilerfunktionseinheit 230 teilt das Signal auf der Leitung 228 durch das Signal auf der Leitung 226 und liefert das Ergebnissignal über eine Leitung 232 an eine Summierfunktionseinheit 234. Das Signal auf der Leitung 126 wird auch auf eine weitere Teilerfunktionseinheit 236 gegeben, wo das Signal von dem Summierpunkt 194 dividiert wird durch das Signal auf der Leitung 126; das Ergebnis wird über die Leitung 238 auf eine Summierfunktionseinheit 240 gegeben.
Die Summierfunktionseinheit 240 empfängt außerdem ein Signal auf einer Leitung 242 von einer Summierfunktion 244, die auf ein Signal von einem Schalter 132 und ein Signal auf einer Leitung 248 von der LSTC 114 (Figur 4) anspricht. Der Schalter 132 wird gesteuert durch das HSTC-Einschaltsignal, TCENGHS, so daß wenn TCENGHS wahr (d. h. gesetzt) ist, der Schalter in die geschlossene Stellung gebracht wird. Wenn in ähnlicher Weise TCENGHS falsch (d. h. gelöscht) ist, wird der Schalter gemäß Darstellung in die Offenposition gebracht. Die Summierfunktion 234 liefert ein Signal auf einer Leitung 250, und die Summierfunktion 240 gibt ein Signal auf eine Leitung 252.
Gemäß Figur 6 empfängt der Rest der HSTC-Logik 112 die Signale auf den Leitungen 250, 252, die an Summierfunktionen 254 bzw. 256 gegeben werden. Die Logik empfängt außerdem das Fluggerät-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 70, das in Summierfunktionen 254 bzw. 256 eingegeben wird. Die Logik empfängt das Fluggerät-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 64, weiches in eine Summieriunktion 260 eingegeben wird. Das Giergeschwindigkeits-Steuerbefehlssignal auf der Leitung 62 von dem PFCS wird sowohl in eine Verstärkungsfunktion 261 als auch in einen Multiplizierer 262 eingegeben, der von einem Scheduler 263 ein fluggeschwindigkeitsabhängiges Verstärkungssignal empfängt. Die Multiplizierfunktion 262 bildet ein Signal auf einer Leitung 264 für die Summierfunktionen 256 und 260. Die Summierfunktion 260 liefert ein Signal über eine Leitung 265 an einen Multiplizierer 266, der auch ein Fluggeschwindigkeitsverstärkungssignal über eine Leitung 267 von einem Scheduler 268 empfängt. Der Scheduler 268 liefert eine Verstärkung von Null bei weniger als 111 km/h (60 Knoten) und läßt die Verstärkung bei 111-148 km/h (60 - 80 Knoten) rampenförmig ansteigen. Der Multiplizierer 266 liefert ein Signal über eine Leitung 269 an die Summierfunktion 254. Man beachte die umgekehrte Symmetrie der Verstärkung gegenüber der Fluggeschwindigkeit in den Schedulern 263, 268.
Die Verstärkungsfunktion 261 liefert ein Signal über eine Leitung 270 an Begrenzertunktionen 274, 276. Die Begrenzerfunktion 274 liefert ein Signal an die Summierfunktion 254, die ihrerseits ein Ausgangssignal auf einer Leitung 280 gibt. Die Begrenzerfunktion 276 liefert ein Signal an eine Summierfunktion 284, die außerdem ein Signal über eine Leitung 286 empfängt und die Summe dieser beiden Signale auf eine Leitung 288 gibt.
Figur 4 - 7 repräsentiert die detaillierte Darstellung der Steuergesetzmäßigkeiten für die HSTC-Logik und die manuelle Giersteuerlogik. Nichtsdestoweniger liegt die Erfindung in der HSTC-Berechnung eines Giersignals, wie es notwendig ist, um einen koordinierten Kurvenflug bei einem speziellen Fluggerät-Querneigungswinkel und bei einer speziellen Fluggeschwindigkeit zu bewerksteffigen, außerdem in der Formung/Konditionierung dieses Soll-Giersignals als eine weitere Funktion der Fluggeschwindigkeit, der Querbeschleunigung und der Rollgeschwindigkeit, um Signale bereitzustellen, die in der Fluggerät-Giersteuerlogik dazu dienen, ein verbessertes automatisches Hochgeschwindigkeits- Kurvenflugkoordinationssteuersystem zu schaffen. Dadurch, daß zwei unterschiedliche Giergeschwindigkeits-Befehisteuersignale auf den Leitungen 280, 288 erzeugt werden, erreicht die HSTC eine verbesserte automatische Kurvenflugkoordination, teilweise aufgrund der zusätzlichen Formung/Konditionierung, die mit dem Umstand zusammenhängt, daß zwei separate Querbeschleunigungwege vorhanden sind, einer mit einem Verzögerungsfilter 192, der andere ohne ein solches.
Die manuelle Giersteuerung wird auch in der HSTC-Logik bereitgestellt. Wie in Figur 7 zu sehen und im folgenden diskutiert werden wird, wird, wenn die Seitenarmsteuerung-Giereingabe empfangen wird (157) die manuelle Giersteuerung durch Setzen von YAWENG eingeschaltet. Wenn nunmehr auf Figur 5 Bezug nehmend YAWENG gesetzt ist, wird der Schalter 145 geschlossen, was den Querbeschleunigungsweg (89, 144, 190) einschaltet, aus dem ein zusammengesetztes Giergeschwindigkeitssignal berechnet und verglichen wird mit dem Ist-Fluggerät- Giergeschwindigkeitssignal, wie in Figur 6 gezeigt ist und oben diskutiert wurde. Das Vergleichen der Soll-Fluggerät-Giergeschwindigkeit mit der zusammengesetzten Giergeschwindigkeit, wie sie aus der Querbeschleunigung berechnet wird, ermöglicht es dem Piloten, die Querbeschleunigung über die Seitenarmsteuerung zu steuern.
Wenn die Seitenarmsteuerung nur eine Giereingabe liefert, wird ein flacher Kurvenflug veranlaßt (d.h. der Querneigungswinkel beträgt Null). Dies ist ein wünschenswertes Ansprechverhalten bei hohen Geschwindigkeiten für Giereingaben.

NIEDRIGGESCHWINDIGKEITS-KURVENFLUGKOORDINATIONSLOGIK

Die LSTC-Logik 114 gemaß Figur 8 empfangt das Querneigungswinkelsignal PHI, das Längsbodengeschwindigkeitssignal und das Querbodengeschwindigkeitssignal. Das Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 87 wird in die Berechnungsiogik 300 eingegeben, die folgende Gleichung realisiert:
Yestc = (g*sind(PHI)/(konditionierte Bodengeschwindigkeit) 2)
wobei:
Yestc = für einen koordinierten Kurvenflug notwendige Giergeschwindigkeit
g = 9,81 m/s² (32,174 Fuß/sec²)
PHI = Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 87.
Die Variable Yestc ist bezeichnend für den Betrag des Gierens des Fluggeräts, wie er erforderlich ist für einen speziellen Querneigungswinkel PHI und die konditionierte Bodengeschwindigkeit, damit das Fluggerät einen koordinierten Kurvenflug durchführt. Die Berechnungslogik 300 realisiert die Gleichung 2 und liefert ein Signal über eine Leitung 302 an eine Einblendfunktion 304, deren Betrieb durch das diskrekte Signal TCENGLS gesteuert wird. Das heißt: Wenn TCENGLS gesetzt ist, macht die Verstärkung der Einblendfunktion einen Übergang zum Wert 1 und läßt das Signal auf der Leitung 302 auf die Leitung 306 passieren. Das heißt, die Funktion macht innerhalb einer spezifizierten Zeitspanne in Abhängigkeit des Zustands von TCENGLS einen allmählichen Übergang des Eingangssignals zu oder von der Einblend-Ausgangsleitung. Wenn TCENGLS einen Übergang von gelöscht auf gesetzt macht, blendet die Einbiendfunktion das Eingangssignal ein, und wenn TCENGLS einen Übergang von gesetzt nach gelöscht macht, blendet die Funktion das Signal aus.
Das Signal der Längsbodengeschwindigkeit auf der Leitung 91 wird in eine Begrenzungsfunktionseinheit 308 eingegeben, die sicherstellt, daß ihre begrenztes Ausgangssignal auf einer Leitung 310 nicht unter einen gewissen Wert abfällt (z.B. 29,6 km/h (16 Knoten)), um eine Division durch Null zu unterbinden. Das Längsbodengeschwindigkeitssignal wird auch in einen Verstärkungs-Scheduler 311 eingegeben. Das begrenzte Ausgangssignal wird in ein Verzögerungsfilter 312 eingegeben, welches das konditionierte Bodengeschwindigkeitssignal über eine Leitung 314 in die Logik 300 eingibt.
Das Querbodengeschwindigkeitssignal wird über eine Leitung 92 in ein Verzögerungsfilter 318 eingegeben, welches das hochfrequente Rauschen dämpft und ein gefiltertes Signal auf eine Multiplizierfunktionseinheit 319 gibt. Die Multiplizierfunktionseinheit multipliziert die Signal von dem Verstärkungs-Scheduler 311 und dem Filter 318 und liefert auf eine Leitung 320 ein konditioniertes Längsbodengeschwindigkeitssignal. Eine Einblendfunktion 324 unter der Steuerung des diskreten Signals TCENGLS empfängt das konditionierte Bodengeschwindigkeitssignal und liefert ein Ausgangssignal über eine Leitung 326 an eine Teilerfunktionseinheit 328. In der Funktion ähnlich wie die Einblendfunktionseinheit 304 blendet die Einblendeinheit 324 das konditionierte Bodengeschwindigkeitssignal ein, wenn TCENGLS gesetzt ist, und blendet das Geschwindigkeitssignal aus, wenn TCENGLS gelöscht ist. Die Teilertunktion 328 liefert ein Ausgangssignal an eine Summierfunktion 330, die auch das Signal auf der Leitung 306 empfängt. Der summierte Wert wird in eine Multiplizierfunktionseinheit 334 eingegeben.
Ein Scheduler 336 ermöglicht es der Mukiplizierfunktionseinheit 334, ein von Null verschiedenes Signal auf eine Ausgangsleitung 338 zu geben, während das Längsbodengeschwindigkeitssignal auf der Leitung 91 zwischen 0 und 148 km/h (0 und 80 Knoten) beträgt. Wie dargestellt, liefert der Scheduler 336 das von Null verschiedene Signal, indem das Multiplianten-Signal auf einer Leitung 340 zwischen 0 und 1 durch eine Rampenfunktion übergeht. Deshalb ist es aus dem Scheduler ersichtlich, daß die LSTC-Logik bei dieser Ausführungsform nur arbeitet zwischen 0 und 148 km/h (0 und 80 Knoten) zwischen 46 und 111 km/h (25 bis 60 Knoten) volle Autorität hat und begrenzte Autorität zwischen 0 bis 46 km/h (0 bis 25 Knoten) und 110 bis 148 km/h (60 bis 80 Knoten) hat.
Figur 9 zeigt eine Routine 350, welche die LSTC-Logik dadurch einschaltet/ausschaltet, daß sie das diskrete Signal TSENGLS steuert. Nach dem Eintritt in die Routine über einen Schritt 352 bestimmt ein Test 358, 360, ob der Betrag des Querneigungswinkels PHI kleiner als 4 Grad ist und ob der Betrag der Fluggerät-Giergeschwindigkeit kleiner als 2 Grad/Sekunde ist. Sind beide Bedingungen erfüllt, wird in einem Schritt 362 eine Variable TEMP gesetzt. Ist aber der Test 358 oder 360 negativ, löscht ein Schritt 364 TEMP. Als nächstes wird eine Unterroutine 366 ausgeführt, um die Flankenübergänge der Variablen TEMP zu verzögern, ähnlich dem Betrieb der Unterroutine 170 (Figur 7). Als nächstes erfolgt ein Test 368, der den Zustand von TEMP beurteilt. Ist TEMP gesetzt, so wird anschließend der Schritt 356 ausgeführt, der TCENGLS löscht, ansonsten erfoigt ein Test 370, um festzustellen, ob der Pilot über die Seitenannsteuerung eine Rolleingabe gibt. Tut er dies, und ist der Betrag des Querneigungswinkels PHI größer oder gleich 4 Grad, was durch einen Test 372 festgestellt wird, und ist die Längsbodengeschwindigkeit im Test 373 größer als 4,9 km/h (16 Fuß/Sekunde), wird ein Schritt 374 ausgeführt, um die LSTC-Logik durch Setzen von TCENGLS einzuschalten. Dann wird die Routine 350 über einen Rückkehrschritt 376 verlassen. Unter Verwendung lediglich der Bodengeschwindigkeit zum Einschalten der LSTC-Logik kann die Logik während eines gesamten Verzögerungs-Kurventflugs so lange eingeschaltet bleiben, wie der Betrag sowohl der Giergeschwindigkeit als auch des Querneigungswinkels oberhalb ihrer jeweiligen vorbestimmten Schwellenwerte bleiben, was im Test 258, 360 definiert wird.

TRIMMSTEUERUNG FÜR AUTOMATISCHE KURVENFLUGKOORDINATION

Figur 10 ist eine funktionelle Darstellung einer Seiten-/Richtungs- Trimmsteuerfunktion 400, die in Verbindung mit den oben erläuterten automatischen Hochgeschwindigkeits- und Niedriggeschwindigkeits- Kurvenflug-Koordinationssystemen arbeitet, um eine Kurvenflugkoordination um ein gespeichertes Trimmen (d. h. eine Fluggerät-Rollage) vorzusehen. Um ein Beispiel zu geben: Bei Querwindbedingungen kann das Fluggerät auf einen von Null verschiedenen Querneigungswinkel getrimmt werden, um den Wind zu kompensieren, und die Funktion der Kurvenflugkoordination koordiniert automatisch den Kurvenflug um diese neue Trimmlage. Dies stattet den Piloten mit einer automatischen Kurvenflugkoordination um eine von ihm gewählte einstellbare Trimmlage aus, wodurch das Erfordernis für den Piloten entfällt, von Hand eine Querwindkompensation vorzunehmen.
Gemäß Figur 10 wird das Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 63 an eine Funktionseinheit 402 gegeben, die ein Signal über eine Leitung 404 an eine Summierfunktion 406 gibt. Die Summierfunktion empfängt außerdem das Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 87 und gibt ein Differenzsignal an einen Synchronisator 408. Der Betrieb des Synchronisators 408 wird durch zwei diskrete Signale NTCREL1 und TCON über Leitungen 409 bzw. 410 von einem kollektiven Versatz-Steuerknüppel 26 gesteuert.
Der Synchronisator 408 liefert ein Signal DELPHI über eine Leitng 411 an die HSTC-Logik 112 und die LSTC-Logik 114. Das Signal DELPHI repräsentiert die Differenz zwischen dem Signal auf der Leitung 407 und dem gespeicherten Querneigungswlnkelwert in dem Synchronisator 408. Der gespeicherte Querneigungswinkel in dem Synchronisator 408 repräsentiert den neuen Querneigngswinkelwert, um den herum die HSTC und die LSTC die Steuerung vornehmen.
Das Querbeschleunigungsignal auf der Leitung 89 wird in einen Synchronisator 411 eingegeben, der ein Signal über eine Leitung 412 an die HSTC-Logik 112 gibt. Das Querbodengeschwindigkeitssignal auf der Leitung 92 wird in einen Synchronisator 414 eingegeben, der auf eine Leitung 416 ein sychronisiertes Signal gibt. Der Betrieb jeder der Synchronisatoren 410, 411 und 414 wird gesteuert durch diskrete Signale NTCREL1 und TCON.
Figur 11 zeigt einen Griffabschnitt 430 des kollektiven Versatz-Steuerknüppels 26, wobei der Griffabschnitt einen Dreistellungs-Trimmschalter 432 besitzt. Der Zustand des Dreistellungsschalters wird definiert durch zwei diskrete Signale TCREL1 und TCON, die von dem Griff über die Leitungen 409 und 410 geliefert werden. Der Zustand dieser Signale basiert auf der Stellung des Schalters gemäß Tabelle 1. Tabelle 1 Schalterposition Erste Zweite Dritte
Befindet sich der Schalter in der zweiten Position, befiehlt der Pilot, daß sowohi die HSTC-Logik als auch die LSTC-Logik ausgeschaltet sind, so daß er das Fluggerät in nicht-koordinierter Weise fliegen kann, falls er dies wünscht, ohne daß eine Einmischung seitens der HSTC- und LSTC- Logiken erfolgt. Wenn die Schalterposition aus der zweiten Position für einen Übergang zurück zu der ersten Position gelockert wird, antworten die Synchronisatoren 408, 411 und 414 (Figur 10) durch Speichern desjenigen jeweiligen Eingangswerts, den sie gerade empfangen. Dies fängt die gewünschte Trimmlage des Fluggeräts ein. Das heißt Wenn der Pilot das Fluggerät um eine neue Fluglage zu trimmen wünscht, bringt der Pilot den Schalter 432 in die zweite Position, um die HSTC- und die LSTC-Logik auszuschalten, und er fliegt das Fluggerät in die gewünschte Fluglage, um die herum er seinen neuen Trimmpunkt zu halten wünscht. Hat er die gewünschte Fluglage erreicht, läßt er den Schalter aus dessen zweiter Position los, so daß der Schalter in die erste Position gelangen kann, was die Synchronisatoren veranlaßt das gerade empfangene Eingangssignal zu speichern. Als ein zusätzliches Merkmal bei diesem System wird die dritte Schalterposition dazu verwendet, einen Befehl einzuleiten, wonach die derzeit in den Synchronisatoren gespeicherte Trimmlage über eine Zeitspanne von mehreren Sekunden (z. B. drei Sekunden) in die Nenn-Flügelebenen-Fluglage ausgeblendet wird. Wenn die einigen Sekunden verstrichen sind, haben die Synchronisatoren jeweils als ihren zugehörigen gespeicherten Trimmwert die Nenn-Trimmung, die kennzeichnend ist für eine Flügelebenenlage. Als eine alternative Ausführungsform ist vorgesehen, daß die Funktion des Trimmschalters 432 unter Verwendung von zwei Schaltern ausgeführt wird, und/- oder daß der Schalter auch an einer anderen Stelle angeordnet werden kann als an dem Sammelsteuerknüppel 430. Als ein Beispiel kann der Schalter als Fußschalter ausgebildet sein, oder er kann an der Seitenarmsteuerung plaziert sein.
Der Zustand der diskreten Signale NTCREL1 und TCON wird auch dazu benutzt, die HSTC-Logik und die LSTC-Logik in der in den Figuren 12 und 13 gezeigten Weise zu steuern. Figur 12 veranschaulicht eine Routine 440, bei der es sich um eine modifizierte Version der Routine nach Figur 7 handelt, um zu steuern, ob die HSTC-Logik 112 eingeschaltet wird oder nicht (d. h., ob der diskrete Wert TCENGHS gesetzt oder gelöscht ist). Der Kürze halber sollen ohne Verzicht auf Details lediglich die Unterschiede zwischen den Figuren 7 und 12 diskutiert werden. Die Schritte, Tests und Unterroutinen, die nicht modifiziert wurden, behalten die gleiche Ziffernbezeichnung, die in Figur 7 verwendet wird.
Gemäß Figur 12 wurde die Routine 440 modifiziert, indem zuerst die Beurteilungen in den Tests 441 und 442 bezüglich des Signals DELPHI auf der Leitung 411 (Figur 10) geändert wurden. Unter Verwendung von DELPHI anstatt PHI handelt es sich bei dem Querneigungswinkelwert nun um den Wert, der in dem Synchronisator 408 gespeichert ist, und nicht um den Nennwert der Flügelebenenlage. Eine weitere Modifizierung ist die Hinzufügung einer Beurteilung des Signals TCREL1 zu einem Test 443. Wenn eine der beiden Bedingungen im Test 443 erfüllt ist, schaltet der Schritt 174 die HSTC aus. Ansonsten, wenn keine der stellt fest, ob der Schalter sich in der dritten Position befindet, wozu beurteilt wird, ob der diskrete Wert TCON gesetzt ist, und falls dies der Fall ist, wird die HSTC-Logik durch Setzen von TCENGHS im Schritt 446 eingeschaltet. All die Schritte/Tests/Unterroutinen, die nicht modifiziert wurden, laufen in der gleichen Weise ab, wie dies in Figur 7 offenbart ist.
Die LSTC-Logik wird auch modifiziert, um in Verbindung mit der Trimm-Logik zu arbeiten, wozu die Routine 350 nach Figur 9 so modifiziert wird, daß die Routine 450 gemäß Figur 13 erhalten wird. Gemäß Figur 13 besteht eine Modifizierung aus der Hinzufügung eines Tests 452, der feststellt, ob der Schalter 432 in der dritten Position befindet. Ist dies der Fall, was angegeben wird durch den Umstand, daß TCON gesetzt ist, wird die LSTC-Logik durch Setzen von TCENGLS in einem Schritt 454 eingeschaltet, und die Routine 450 wird über einen Schritt 376 verlassen. Ansonsten wird die Routine fortgesetzt, indem ein Test 456 durchgeführt wird. Der Test 456 stellt fest, ob die Fluggerät-Bodengeschwindigkeit Kleiner als 4,9 m/s (16 Fuß/Sekunde) ist oder TCREL1 gesetzt ist, und wenn eine dieser beiden Bedingungen erfüllt ist, wird die LSTC-Logik durch Löschen von TCENGLS im Schritt 356 ausgeschaltet. Wenn keine der Bedingungen im Test 456 erfüllt ist, wird als nächstes ein Test 457 ausgeführt. Der Test 457 stellt fest, ob der Betrag von DELPHI Meiner als 2 Grad ist, ähnlich dem Test 441 (Figur 12).
DELPHI wird auch in einem Test 458 anstelle von PHI beurteilt. Nachdem nun die Arbeitsweise der HSTC- und der LSTC-Logik zusammen mit der Trimmsteuerlogik offenbart sind, kann die Diskussion zu der in Figur 4 dargestellten AFCS-Giersteuerlogik zurückkehren.
Erneut auf Figur 4 Bezug nehmend, liefert die HSTC-Logik 112 das Signal auf der Leitung 288 an eine Rumpf-Euler-Transformation 459, weiche das sich auf Fluggerätrumpf-Achsen beziehende Signal transformiert in ein Signal auf einer Leitung 460, welches sich auf Trägheitsachsen bezieht. Die Transformation 459 empfängt auch Signale bezüglich des Fluggerät-Querneigungswinkels, der Nicklage und der befohlenen Nickgeschwindigkeit auf Leitungen 87, 86 bzw. 461. Die Einzelheiten, wie die Transformation erfolgt, sind in Figur 14 gezeigt. Der Fachmann erkennt, daß eine Erläuterung nicht notwendig ist, da der Vorgang der Transformation aus Figur 14 leicht ersichtlich ist.
Das Signal auf der Leitng 460, welches bezeichnend ist für die Soll- Giergeschwindigkeitsänderung, wird in ein Fluggerät-Fluglagemodell eingegeben, welches beim Ausführungsbeispiel ein Integrator 462 ist, der das Soll-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 460 zeitlich integriert und ein Signal über eine Leitung 464 an eine Summierfunktion 466 liefert, welches kennzeichnend für einen Soll-Fluggerätkurs ist. Die Summierfunktion empfängt außerdem über die Leitung 90 das Ist-Fluggerätkurssignal und liefert über eine Leitung 468 an eine Euler-Rumpf- Transformationseinheit 470 ein Kursfehlersignal.
Die Transformationseinheit 470 setzt das Signal auf der Leitung 468, das auf Trägheitsachsen bezogen ist, in Fluggerätrumpf-Achsen zurück. Die Transformationseinheit 470 empfängt außerdem Signale, die bezeichnend sind für den Fluggerät-Querneigungswinkel, die Nicklage, und den Nicklagenfehier über die Leitungen 87, 86 bzw. 471. Die Einzelheiten der Euler-Rumpf-Transformationseinheit 470 sind in Figur 15 dargestellt, die bei Betrachtung aus sich heraus verständlich ist, so daß eine Erläuterung überflüssig ist, weil der Arbeitsablauf der Transformation gemäß Figur 15 dem Fachmann ersichtlich ist.
Die Transformationseinheit 470 liefert über eine Leitung 472 ein transformiertes Kursfehlersignal an einen Proportional-Integral-Kompensator 474. Der Kompensator liefert ein Signal auf einer Leitung 476 an einen Summierpunkt 478, der auch das Signal auf der Leitung 280 empfängt, welches von der HSTC-Logik 112 nach Multiplikation mit einer Giergeschwindigkeitsverstärkung 479 geliefert wird, und gibt das Signal auf die Leitung 84. Der Wert der Giergeschwindigkeitsverstärkung 479 ist gleich der Geschwindigkeitsverstärkungsstufe 64 (Figur 1) in dem PFCS- Giersteuerungsmodul 35. Die Verwendung des gleichen Werts für diese Verstärkungen macht es möglich, daß das Produkt des Soll-Giergeschwindigkeitssignals und der Giergeschwindigkeitsverstärkung auf der Leitung 480 das Gier-Rückkopplungssignal in dem PFCS-Gierlogikmodul 35 aufhebt (Figur 1). Diese Aufhebung verbessert zusätzlich die Leistungsfähigkeit des automatischen Kurvenflugkoordinationssystems.
Die Einzelheiten des Kompensators 474 sind in Figur 16 dargestellt. Die Arbeitsweise des Kompensators ergibt sich aus der Figur, so daß eine detaillierte Erläuterung überflüssig ist. Allerdings wird auf den Umstand hingewiesen, daß die Verstärkungen 481, 482 in den Integral- und Proportionalwegen eine Funktion des Fluggeschwindigkeitssignals auf der Leitung 60 sind.
Es versteht sich, daß der Schutzumfang der vorliegenden Erfindung nicht auf die speziellen Verstärkungen, Verzögerungsfilter, Summierfunktionen und Begrenzungsfunktionen beschränkt ist, die hier vorgestellt wurden. Vielmehr unterliegen bei der Ausführung der vorliegenden Erfindung spezielle Steuergesetzmäßigkeiten Änderungen aufgrund der dynamischen Eigenschaften des zu steuernden Geräts (z. B. ein Kampfhubschrauber gegenüber einem kommerziellen Hubschrauber), und der zu jedem Gerät gehörigen Besonderheiten. Beispielsweise kann es in einigen Anwendungsfällen das PFCS-Geschwindigkeitsmodell erforderlich machen, eine Größenordnung größer zu sein als die Verzögerung erster Ordnung, die oben offenbart wurde. In ähnlicher Weise kann das Invers-Modell größer als die erste Ordnung sein. Ferner ist es nicht notwendig, daß das Flugsteuersystem in ein PFCS und ein AFCS unterteilt wird. Stattdessen kommt auch in Frage, daß das System bei einigen Anwendungsfällen überhaupt nicht aufgeteilt ist, während bei anderen Anwendungsfällen das System noch weiter in Subsysteme unterteilt ist, basierend auf Kriterien wie zum Beispiel Zuverlässigkeit und Wartungsfreundlichkeit.
Obwohl eigentlich selbstverständlich, soll doch darauf hingewiesen werden, daß die vorliegende Erfindung natürlich nicht auf ein Steuersystem auf Mikroprozessorbasis beschränkt ist. Das System kann ohne Mikroprozessor als elektronisches System (entweder digital oder analog) implementiert werden.
Sämtliche vorstehend angegebenen Änderungen und Abwandlungen berühren nicht die Erfindung, es reicht aus, daß ein Modell, welches dem Drehflügelflugzeug-Flugsteuersystem folgt, ansprechend auf Rollbefehle eine automatischen Kurvenflugkoordination liefert, indem es einen Gierbefehl für das Fluggerät liefert, der berechnet wird auf der Grundlage des Fluggerät-Querneigungswinkels und der Fluggeschwindigkeit, um die Soll-Kurvenfluggeschwindigkeit vorherzusagen, die notwendig ist, damit das Fluggerät einen koordinierten Kurvenflug mit einer Fluggeschwindigkeit und einem Querneigungswinkel durchläuft, wobei das Giersteuerbefehlssignal auf der Grundlage von Signalen geformt/- konditioniert wird, die bezeichnend sind für die Fluggerät-Seitenbeschleunigung und Rollgeschwindigkeit, um ein verbessertes automatisches Kurvenflugkoordinationssystem zu schaffen.

Claims

1. Hochgeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinationssystem für einen Hubschrauber des Typs mit mehreren Sensoren, die sensierte Signale liefern, die bezeichnend sind für eine Hubschrauber-Querbeschleunigung (89), einen Querneigungswinkel (87), eine Giergeschwindigkeit (64), eine Rollgeschwindigkeit (88), einen Steuerkurs (90) und eine Fluggeschwindigkeit (60), mit einer Seitenarm- Steuerung (29), die ein Gierachsen-Steuerbefehlssignal (50) an das Kurvenflugkoordinationssystem liefert, welches ein koordinierendes Gierbefehlssignal während eines Kurvenflugs mit Querneigung an den Heckrotor (20) liefert, um den Hubschrauber in einen koordinierten Kurvenflug zu bringen, wobei das Kurvenflugkoordinationssystem aufweist:

eine Einrichtung (52), die für jeden Wert eines ihr angebotenen Gierachsenbefehlssignals einen entsprechenden Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunkt-Signalwert liefert, der kennzeichnend ist für die Soll-Hubschrauberänderungsgeschwindigkeit um die Hubschrauber-Gierachse;

gekennzeichnet durch:

eine Kurvenflugkoordinationseinrichtung (112), die jeden Wert des Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignals, welcher ihr angeboten wird, mit einem Giergeschwindigkeits-Vorsignalwert beaufschlagt, um einen konditionierten Giergeschwindigkeits-Einstellpunkt-Signalwert zu liefern, damit der Giergeschwindigkeits- Vorsignalwert berechnet wird als eine Funktion der sensierten Signalwerte für den Querneigungswinkel, die Fluggeschwindigkeit, die Querbeschleunigung und die Rollgeschwindigkeit, wobei der Gieregeschwindigkeits-Vorsignalwert kennzeichnend ist für die Giergeschwindigkeit, die der Hubschrauber braucht um während eines Querneigungs-Kurvenflugs einen koordinierten Flug durchzuführen;

eine Einrichtung (459) zum Transformieren jedes Werts des konditionierten Giergeschwindkeits-Einstellpunktsignals aus seiner Basis bezüglich der Hubschrauberrumpf-Achsen in eine neue Basis bezüglich Euler-Trägheitsachsen, und um ein dafür bezeichnendes transformiertes Signal bereitzustellen;

eine erste Einrichtung (466) zum Berechnen eines Differenzsignalwerts zwischem dem Soll-Hubschrauberkurs-Einstellpunktsignalwert und dem sensierten Steuerkurssignalwert, und um ein für den Differenzwert bezeichnendes Kursfehlersignal bereitzustellen:

eine Einrichtung (470) zum Zurücktransformieren jedes Werts des Kursfehlersignals aus dessen Basis bezüglich der Euler- Trägheitsachsen zurück in die Basis bezüglich der Hubschrauberrumpf-Achsen, und um einen dafür bezeichnenden transformierten Kursfehlersignalwert bereitzustellen;

eine Einrichtung (478) zum Berechnen eines zweiten Differenzwerts zwischen dem Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignalwert und dem sensierten Giergeschwindigkeitssignalwert, und um ein für die zweite Differenz bezeichnendes Giergeschwindigkeitsfehlersignal bereitzustellen;

eine Invers-Modell-Einrichtung (56), um für jeden Wert des Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignals einen Vorwärtssteuerungs-Gier-Einstellpunktsignalwert bereitzustellen, der bezeichnend ist für das Gier-Maß, welches für den Hubschrauber erforderlich ist, damit er sich um seine Gierachse mit einer Geschwindigkeit dreht, die von dem Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignalwert eingestellt wird;

eine Einrichtung (66) zum Summieren des transformierten Kursfehlersignalwerts, des Giergeschwindigkeits-Fehlersignalwerts und des Vorwärtssteuerungs-Gier-Einstellpunktsignalwerts, um als Summenwert daraus den koordinierenden Gierbefehlssignalwert zu liefern; und

eine Einrichtung (72) zum Ausgeben des koordinierenden Gierbefehlssignalwerts an den Hubschrauber-Heckrotor.

2. System nach Anspruch 1, bei dem die Kurvenflug-Koordinationseinrichtung aufweist:

eine Einrichtung (116) zum Berechnen des Sinus des sensierten Querneigungswinkelsignals und zum Liefern eines dafür bezeichnenden Signals; und

zum Multiplizieren des Sinuswerts des Querneigungswinkelsignals mit einem konstanten Wert, der die durch Schwerkraft bedingte Beschleunigung bezeichnet, und zum Dividieren des daraus erhaltenen Produkts durch den sensierten Fluggeschwindigkeftssignalwert, um ein koordinierendes Giergeschwindigkeitssignal zu liefern, und

eine Einrichtung, die anspricht auf die sensierten Signale, die bezeichnend sind für die Querbeschleunigung (89), die Rollgeschwindigkeit (88) und die Fluggeschwindigkeit (60), um jeden Wert des koordinierenden Giergeschwindigkeitssignals als eine Funktion der sensierten Signale zu konditionieren, um den Giergeschwindigkeits-Vorsignalwert zu liefern.

3. System nach Anspruch 2, bei dem die Kurvenflug-Koordinationseinrichtung eine Einrichtung (132) zum Einstellen des Giergeschwindigkeits-Vorsignalwerts auf Null bei Fluggeschwindigkeiten unterhalb eines ersten Schwellenwerts aufweist, so daß eine automatische Kurvenflugkoordination nur bei Fluggeschwindigkeiten oberhalb des ersten Schwellenwerts erfolgt.

4. System nach Anspruch 2, bei dem die Invers-Modell-Einrichtung ein Phasenvoreilfilter zumindest erster Ordnung aufweist.

5. System nach Anspruch 4, bei dem die Kurvenflug-Koordinationseinrichtung eine Einrichtung aufweist zum Berechnen eines Steuerkurs- Vorsignalwerts, der als eine Funktion der sensierten Signale für den Querneigungswinkel, die Fluggeschwindigkeit, die Querbeschleunigung und die Rollgeschwindigkeit berechnet wird, wobei die Einrichtung zum Summieren den Steuerkurs-Vorsignalwert mit dem transformierten Kursfehlersignalwert, dem Giergeschwindigkeits- Fehlersignalwert und dem Vorwärtssteuerungs-Gier-Einstellpunktsignalwert summiert, um den koordinierenden Gierbefehlssignalwert zu liefern.

6. System nach Anspruch 5, bei dem die Kurvenflug-Koordinationseinrichtung eine Einrichtung aufweist zum Eihstellen sowohl des Giergeschwindigkeits-Vorsignalwerts als auch des Steuerkurs-Vorsignalwerts auf Null bei Fluggeschwindigkeiten unterhalb eines ersten Schwellenwerts, so daß die automatische Kurvenflugkoordination nur bei Fluggeschwindigkeiten oberhalb des ersten Schwellenwerts erfolgt.

7. System nach Anspruch 6, bei dem die Einrichtung zum Berechnen einen Geschwindigkeitsverstärkungs-Multiplizierer aufweist, um den zweiten Differenzwert mit einem Verstärkungswert zu multiplizieren, damit als Produktwert daraus der Giergeschwindigkeits-Fehlersignalwert erhalten wird.