DE69210193T2

DE69210193T2 - Methode und Vorrichtung zur Regelung des Schubes eines Flugzeuges während des Steigfluges

Info

Publication number: DE69210193T2
Application number: DE69210193T
Authority: DE
Inventors: Frederick C Blechen
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1991-12-23
Filing date: 1992-11-26
Publication date: 1996-09-05
Anticipated expiration: 2012-11-27
Also published as: US5299765A; EP0549014B1; EP0549014A1; DE69210193D1

Description

Technischer Bereich

Die vorliegende Erfindung betrifft eine Vorrichtung und ein Verfahren zum Steuern des Flugzeug-Triebwerkschubes, wie beschrieben im Oberbegriff von Anspruch 1 und 6. Ein solches Verfahren und eine solche Vorrichtung sind beispielsweise aus dern US-Patent Nr. 4 019 702 von Annin (an den Zessionar der vorliegenden Anmeldung übertragen) bekannt, das ein Piloten- Leitsystem offenbart, welches Nick- und Geschwindigkeitsbefehle während des Start-Steigfluges zu Zwecken der Triebwerks-Lärmverringerung anzeigt.

Hintergrund der Erfindung

Eine Anzahl von Flughäfen in den Vereinigten Staaten fordern von Flugzeugen, daß sie Lärmverringerungsprozeduren verfolgen, wenn sie abheben und im Steigflug wegfliegen. In typischer Weise erfordern diese Prozeduren einen steilen Steigflug bis zu einer bestimmten Hähe. Während des Steigfluges fliegt der Pilot bei einer empfohlenen Fluggeschwindigkeit, die eine Funktion des Flugzeuggewichtes und der Landeklappeneinstellung ist. Diesem steilen Steigflug folgt in der bestimmten Höhe eine scharfe Verringerung im Schub und im Steigwinkel, um einen minimalen, geforderten Anstiegsgradienten (und eine empfohlene Fluggeschwindigkeit) zu erreichen, bis sich das Flugzeug außerhalb der Lärmverringerungszone befindet. Auf diese Weise durchquert das Flugzeug die Lärmverringerungszone bei einer maximalen Höhe und bei einem minimalen Schubpegel, so daß der auf dem Boden wahrgenommene Lärm auf ein Mindestmaß reduziert ist.
Bisher schätzte während der Zeit, in der das Flugzeug aus der Phase mit steilem Anstiegswinkel/hohem Schub in die Phase mit verhältnismäßig flachem Steigwinkel/niedrigem Schub überging, der Pilot ganz einfach die Drosselstellung, die erforderlich war, um die geforderte Fluggeschwindigkeit aufrechtzuerhalten, und den Anstiegsgradienten ab. Iri typischer Weise umfaßte diese Prozedur das mehrfache, empirische Wiedereinstellen von Drosselstellung und Flugzeug-Nicklage, bevor die korrekte Drosselstellung und Nicklage letztlich erreicht wurden.
Infolge der Zeit und der Bemühung, die beim Bestimmen der korrekten Drosselstellung eingesetzt sind, ist es vorzuziehen, daß die Drosselstellung automatisch während dieses Überganges eingestellt wird, um das oben erwähnte, empirische Verfahren zu vermeiden und es dem Piloten zu gestatten, seine Aufmerksamkeit anderen Dingen zuzuwenden.
Ferner offenbart das US-Patent Nr. 4 662 172 von Jackson et al. (dem Zessionar der vorliegenden Erfindung übertragen), dessen Inhalt durch die Bezugnahme in seiner Gänze hierin mit aufgenommen wird, ein automatisches Drossel-Steuer- bzw. Regelsystem zum automatischen Erhöhen des Schubes eines arbeitenden Triebwerks bzw. arbeitender Triebwerke eines Flugzeugs, wenn bei einem unterschiedlichen Triebwerk ein Leistungsverlust vorliegt, während das Flugzeug bei gemindertem Schub während eines Startflug-Lärmverringerungsmanövers betrieben wird.
Diese herkömmlichen Vorrichtungen wählen jedoch nicht automatisch die Drosselstellung, um einen ausgewählten Anstiegsgradienten aufrechtzuerhalten, wenn der Pilot eine Verringerung in der Nicklage vornimmt.

Zusammenfassung der Erfindung

Es ist deshalb ein Ziel der vorliegenden Erfindung, ein System zum Steuern bzw. Regeln des Flugzeugschubes während eines Lärmverringerungs-Steigfluges vorzusehen.
Es ist ein anderes Ziel der vorliegenden Erfindung, ein automatisches Drossel-Steuer- bzw. Regelsystem zum Einstellen der Drosselstellung während einer Änderung im Flugzeug-Nickverhalten vorzusehen, um einen vorbestimmtem Anstiegsgradienten beizubehalten.
Mehr im einzelnen betrifft die vorliegende Erfindung ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Einstellen des Flugzeug- Triebwerkschubes, wie beschrieben in Anspruch 1 und 6. Das Verfahren umfaßt die Schritte der Auswahl eines Gradienten für den Anstieg des Flugzeugs. Das Verfahren umfaßt auch die Schritte, das Flugzeug bei einer ersten Steigfluglage zu fliegen. Es folgen Schritte, die Nicklage der ersten Steigfluglage auf eine zweite Steigfluglage zu verringern und dann automatisch den Triebwerkschub während dieser Nicklage-Verringerung so einzustellen, daß während eines zweiten Steigflugsegments das Flugzeug mit dem gewählten Anstiegsgradienten ansteigt, während es mit der gewählten Fluggeschwindigkeit fliegt.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Die vorliegende Erfindung wird detaillierter in der nachfolgenden, detaillierten Beschreibung in Verbindung mit den Zeichnungen erörtert, in welchen:
Fig. 1 ein Blockschaltbild ist, das das Steuer- bzw. Regelsystem der vorliegenden Erfindung zeigt; und
Fig. 2 ein Blockschaltbild ist, das einen Regelabschnitt des Steuer- bzw. Regelsystems der vorliegenden Erfindung zeigt.

Detaillierte Beschreibung

Die vorliegende Erfindung bewirkt die automatische Verringerung des Flugzeugschubes, wenn eine vorgewählte Lärmverringerungshöhe nach dem Abheben erreicht wurde. Die vorliegende Erfindung steuert dann den Motorschub, so daß, wenn der Pilot eine "empfohlene" Abflug-Anstiegs-Fluggeschwindigkeit beibehält, das Flugzeug automatisch einem gewählten Lärmverringerungs-Anstiegsgradienten folgt. Diese empfohlene Abflug-Anstiegs-Fluggeschwindigkeit (üblicherweise V&sub2; + 27,8 km [15 Knoten]) ist eine Funktion des Flugzeuggewichts und der Klappeneinstellung und ist unabhängig von Lärmverringerungsbetrachtungen.
In einer typischen Abflugsituation an einem Flugplatz, bei dern Lärmverringerungsprozeduren wirksam sind, wird nach dern Abheben von der Laufbahn ein maximaler Anstiegswinkel bei der empfohlenen Abflugs-Anstiegs-Fluggeschwindigkeit beibehalten. Nach dem Annähern an die geforderte Lärmverringerungshöhe, die in typischer Weise etwa 304 Meter [1000 Fuß] über Bodenniveau (AGL) beträgt, wird vom Piloten gefordert, den Flugzeugschub und die Nicklage zu verringern, um bei einem minimalen Anstiegswinkel zu fliegen.
Nach dem Annähern an die Lärmverringerungshöhe beginnt das vorliegende Steuer- bzw. Regelsystem mit der Verringerung des Triebwerkschubes auf ein Niveau, das erforderlich ist, um den Lärmverringerungs-Anstiegsgradienten bei der empfohlenen Abflugs-Anstiegs-Fluggeschwindigkeit beizubehalten. In einer beispielhaften Ausführungsform stellt der Pilot durch Beobachten der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit, die am Flugzeug- Flugleitgerät angezeigt ist, ganz einfach den Steuerknüppel ein, um die empfohlene Abflugs-Anstiegs-Fluggeschwindigkeit beizubehalten. Auf diese Weise muß der Pilot lediglich die Nicklage des Flugzeugs durch Betätigen des Steuerknüppels verringern. Gleichzeitig bewirkt es das Steuer- bzw. Regelsystem der vorliegenden Erfindung, den Schub des Flugzeugtriebwerks automatisch zu verringern, um den vorgewählten Lärmverringerungs-Anstiegsgradienten beizubehalten (in typischer Weise zwischen 1 und 2%). In einer anderen, beispielhaften Ausführungsform wird die Steuerung der Flugzeug- Nicklage (und die Steuerung der Fluggeschwindigkeit durch Einstellungen der Nicklage) in einer herkömmlichen Weise durch das Flugzeug-Autopilotensystem bewirkt.
Um die vorliegende Erfindung zu beschreiben, wird zuerst Bezug auf Fig. 1 genommen, die das Steuer- bzw. Regelsystem der vorliegenden Erfindung zeigt, das insgesamt mit 20 bezeichnet ist, um die Schubabgabe eines herkömmlichen Flugzeugtriebwerks 22 einzuregulieren. Das Steuersystem gibt ein Signal an eine herkömmliche Drossel-Servoeinrichtung 24 ab, die automatisch eine herkömmliche Drosselklappe 26 in der Lage einstellt, die ihrerseits mit dem Triebwerk 22 in herkömmlicher Weise verknüpft ist. Im Betrieb veranlaßt, wenn das Flugzeug die Lärmverringerungshöhe erreicht, ein Lärmverringerungs-Befehlssignal, das vom Steuersystem 20 erzeugt wird, die Drossel, automatisch in eine solche Lage eingestellt zu werden, daß der vorbestimmte Lärmverringerungs-Anstiegsgradient beibehalten wird.
In einer beispielhaften Ausführungsform soll die Bezugnahme auf herkömmliche Komponenten in dieser detaillierten Beschreibung Komponenten betreffen, die gegenwärtig an Bord von Boeing-Flugzeugen der Modelle 737-300/400/500 eingebaut sind. In dieser beispielhaften Ausführungsform wird das Steuersystem 20 in einem herkömmlichen, digitalen Drosselregler- Rechner realisiert werden.
In der vorliegenden Erfindung wird während des anfänglichen Steigfluges nach dem Abflug von einem Flughafen ein herkömmliches Abhebe-Schub-Steuersignal von einem herkömmlichen Flugführungsrechner 30 abgegeben (Fig. 1). Der Flugführungsrechner (FMC) 30 speichert die zugewiesene Flugroute, die zugewiesenen Höhen und die Temperaturinformation, und erzeugt aus diesen Informationen das Abhebe-Schub-Steuersignal in einer herkömmlichen Weise. Das Abhebe-Schub-Steuersignal wird in das Steuersystem 20 durch einen Schalter 32 eingegeben, dern seinerseits ein Subtrahierer 36 nachfolgt, bevor die Prozedur auf die Drossel-Servoeinrichtung 24 übergeht. Wenn sich der Schalter 32 in der mit ausgezogenen Linien dargestellten "oberen" Lage befindet, die in Fig. 1 gezeigt ist, ist die Lärmverringerungs-Drosselsteuerung unwirksam, und der Betrieb, wie er gerade beschrieben wurde, ist rein herkömmlich.
Wenn man sich jedoch der vorgewählten Lärmverringerungshöhe nähert und das Steuersystem aktiviert wird, dann bewegt sich der Schalter 32 in die "untere" Lage, die in gestrichelten Linien gezeigt ist (Fig. 1) und es gestattet, daß ein Lärmverringerungs-Schubsignal (statt des Abhebe-Schub-Befehlssignals) in die Drossel-Servoeinrichtung 24 eingegeben wird. Bei der vorliegenden Erfindung wird das Lärmverringerungs- Schubsignal von einem Regler 37 erzeugt, der noch später zu beschreiben ist.
In einer beispielhaften Ausführungsform werden die gewählte Lärmverringerungshöhe und der gewählte Anstiegsgradient (Gs) vom Piloten bei einer herkömmlichen Steueranzeigeeinheit (CDU) 38 eingegeben, die in der Flugzeugkanzel angeordnet ist. Die Steueranzeigeeinheit 38 umfaßt einen Anzeigebildschirm und eine alphanumerische Tastatur (beide nicht gezeigt), was die Wahl eines Abhebe-Datenblatts von Hand gestattet, in das der Pilot die Lärmverringerungshöhe und den gewählten Anstiegsgradienten vor dem Abflug eingeben kann.
Es wird immer noch auf Fig. 1 Bezug genommen; die Lage der Drosselklappe 26 wird von einer Fehlerregelschleife 40 reguliert, die einen Triebwerksdrehzahl-zu-Schub-Wandler 42 umfaßt. Während des Betriebes des Wandlers 42 wird ein Triebwerks-Drehzahlsignal, das von einem Triebwerksfühler (nicht gezeigt) ausgegeben wird, in ein Schubsignal für die Subtraktion vom Abhebe-Schubbefehl oder Lärmverringerungs-Schubbefehl (in Abhängigkeit von der Lage des Schalters 32) an der Subtraktionseinrichtung 36 ausgegeben. Die Umwandlung der Triebwerksdrehzahl zu Schub wird unter Benutzung bekannter Gleichungen ausgeführt und ist eine Funktion der Machzahl des Flugzeugs und der Außenlufttemperatur, die aus einem herkömmlichen Flugdatenrechner 44 unter Verwendung von Signalen herkömmlicher Temperatur- und Druckfühler erhalten werden.
Im vorliegenden Beispiel hat das Steuersystem 20 zwei mögliche Betriebsweisen. In einer ersten Betriebsweise wird das ausgewählte Anstiegsgradienten-(Gs-)Signal aus der Steueranzeigeinheit 38 durch einen Schalter 43 eingegeben, welcher, wenn er sich in der mit einer gestrichelten Linie dargestellten Lage (in Fig. 1) befindet, das Anstiegsgradienten-Signal an den Flugführungsrechner 30 abgibt, wo es in herkömmlicher Weise (unter Verwendung von Nachschlagetabellen, die das Flugzeug-Gesamtgewicht, die Temperatur und die Flugplatz- Druckhöhe umfassen) in ein Triebwerk-Drehzahlsignal umgewandelt wird. Dieses Drehzahlsignal wird dann am Drehzahl-zu- Schub-Wandler 41 in einen Schubwert umgewandelt. Um einen Vorrang gegenüber dem Lärmverringerungs-Flugsignal (aus dem Block 44) in dem Fall herzustellen, daß es für den sicheren Betrieb des Flugzeugs zu niedrig ist, wird ein minimaler Sicherheits-Anstiegsgradienten-Wert in einem Speicherblock 45 gespeichert. Das minimale Sicherheits-Anstiegsgradienten-Signal wird durch einen Schalter 46 (der sich in der mit einer gestrichelten Linie bezeichneten Lage befindet) in den Regler 37 eingegeben, wo es in ein Mindest-Sicherheits-Schubsignal (auf eine Weise, die noch später zu beschreiben ist) umgewandelt wird. Der Lärmverringerungs-Schubwert wird mit dem Mindest-Sicherheits-Schubsignal, das vom Regler 37 erzeugt wird, an einem Vergleicher 52 verglichen, und der größere Wert wird dern Schalter 32 zugeführt.
In einer bevorzugten Betriebsweise sind die Schalter 43 und 46 in den in ausgezogener Linie dargestellten Positionen fest verdrahtet, die in Fig. 1 gezeigt sind. In dieser Betriebsweise wird der gewählte Anstiegsgradient Gs unmittelbar in den Regler 37 eingegeben, der den erforderlichen Schub auf eine Weise errechnet, die später noch zu beschreiben ist. Das sich ergebende Signal für den geforderten Schub wird durch den Vergleicher 52 in den Schalter 32 eingegeben.
Um den Regler 37 (um das Lärmverringerungs-Schubsignal oder um das Mindest-Sicherheits-Schubsignal zu erzeugen) noch detaillierter zu beschreiben, ist das folgende vorgesehen. In einer beispielhaften Ausführungsform ist der Regler 37 ein Software-Programm, das in dem herkömmlichen Drosselregel- Computer gespeichert ist. Der Regler 37 ist dadurch wirksam, daß er entweder das Lärmverringerungs-Schubsignal oder das Mindest-Sicherheits-Schubsignal in Form eines vorhergesagten Schubes (Tp) erzeugt, der erforderlich ist, um den gewählten Anstiegsgradienten (Gs) oder den minimalen, sicheren Anstiegsgradienten, je nachdem, zu berechnen. Für die leichtere Erörterung wird der Betrieb des Reglers 37 unter Bezugnahme auf die Erzeugung eines Lärmverringerungs-Bezugs-Schubsignals als eine Funktion des gewählten Anstiegsgradienten-Signals (Gs) erörtert, obwohl auch die Erzeugung eines Mindest- Sicherheits-Schubsignals als eine Funktion des Signals für den minimalen, sicheren Anstiegsgradienten auf identische Weise stattfindet.
Mehr im einzelnen wird der vorhergesagte Schub (Tp) errechnet durch die Gleichung:
Tp = Gs x C&sub1; + Cd x qsA (1)
wobei C&sub1; der Auftriebsbeiwert des Flugzeugs ist, Cd der Luftwiderstands-Beiwert des Flugzeugs, q der dynamische Druck und SA die gesamte Tragflächengröße des Flugzeugs ist (ein konstanter Wert, der im Regler 37 für das spezifische, interessierende Flugzeug gespeichert ist). In der Gleichung Nr. 1 wird C&sub1; bestimmt durch die Gleichung:
C&sub1; = (W/cos P)/qSA (2)
wobei W das Gewicht des Flugzeugs ist und P der gegenwärtige Querneigungswinkel des Flugzeugs. In einem beispielhaften Ausführungsbeispiel wird das Gewicht des Flugzeugs vom Piloten an der Steueranzeigeeinheit 38 eingegeben, und P wird aus einer herkömmlichen Trägheits-Bezugseinheit (IRU) 53 (Fig. 2) an Bord des Flugzeugs gewonnen. Ferner wird der Wert q der Gleichung Nr. 2 bestimmt durch die Gleichung:
q = rho x Veq x Veq (3)
wobei rho die Meeresspiegel-Luftdichte ist (eine Konstante, die in dem Regler 37 gespeichert ist) und Veq die äquivalente Flugzeug-Fluggeschwindigkeit ist, die herkömmlicherweise aus dern Flugdatenrechner (ADC) 44 abgegeben wird.
Es wird nun auf Fig. 2 Bezug genommen, die den Regler 37 detaillierter zeigt, wobei der Betrag qSA cos P an einem Multiplizierer 62 berechnet wird und das Flugzeug durch das sich ergebende Produkt an einem Dividierer 64 geteilt wird, um C&sub1; zu erhalten. Andererseits wird der Luftwiderstands-Beiwert Cd aus einer Nachschlagetabelle 66 für Luftwiderstandspolare erhalten, die Werte von Cd als Funktionen des Flugzeug-Auftriebbeiwerts C&sub1; für verschiedenartige Klappeneinstellungen enthält (erhalten aus einem herkömmlichen Klappen-Lagefühler 68). Bei der vorliegenden Erfindung werden die Werte von Cd von Luftwiderstandspolaren erhalten (bezogen auf ein Flugzeug bei ebenem Flug). Diese Luftwiderstandspolaren werden jedoch verwendet, um die Werte Cd für ein Flugzeug bei leichtem Steigflug zu erzeugen.
Um irgendeinen Fehler im ausgewählten Luftwiderstands-Anstiegsgradienten beispielsweise infolge von Ungenauigkeiten in den Luftwiderstandspolaren zu kompensieren, wird eine Fehlerschleife vorgesehen, die bei 70 bezeichnet ist. In der Fehlerschleife 70 wird ein Fehlerausdruck Ge (manchmal als Potential Gamma bekannt) erzeugt, indem man (an einem Subtrahierer 74) von dem gewählten Lärmverringerungs-Anstiegsgradienten (Gs) eine Summe abzieht, die gleich ist dem gemessenen Anstiegsgradienten (Gm) plus einem Beschleunigungsausdruck (a). Der Zweck des Beschleunigungsausdrucks ist es, dazu beizutragen, daß das Flugzeug bei einem konstanten Anstiegsgradienten fliegt, indem man Ge unabhängig macht von irgendwelchen Flugzeug-Fluggeschwindigkeitsänderungen infolge von Flugzeugmanövern. Das heißt, während des Steigflugs nach dern Abfliegen steuert der Pilot die Fluggeschwindigkeit durch Einstellen der Nicklage des Flugzeuges. Der vorliegende Regler ist wirksam, den Flugzeugschub so einzustellen, daß das Flugzeug dem gewählten Lärmverringerungs-Anstiegsgradienten folgt. Der Beschleunigungs-Korrekturausdruck (a) wäre nicht notwendig, wenn der Pilot den Steigflug mit genau der empfohlenen Steigflug-Fluggeschwindigkeit fliegen würde. Wenn jedoch kein Beschleunigungs-Korrekturausdruck vorliegt und der Pilot die empfohlene Steigflug-Fluggeschwindigkeit nicht genau einhalten würde, dann könnte der Fehlerausdruck Ge, statt gegen Null zu konvergieren, tatsächlich so divergieren, daß das Flugzeug nicht dem gewählten Anstiegsgradienten folgen würde.
Wenn, genauer gesagt, beim Steigflug nach dem Abfliegen das Flugzeug von dem gewählten Anstiegsgradienten dadurch abweicht, daß es einen steileren Anstiegsgradienten fliegt, würde das Flugzeug verzögert (negative Beschleunigung). Bei der vorliegenden Erfindung wird der negative Beschleunigungsausdruck (-a) zum steileren, gemessenen Anstiegsgradienten (Gm) an einem Addierer 76 so dazugezählt, daß der sich ergebende, "korrigierte", gemessene Anstiegsgradient (eingegeben in den Subtrahierer 74) auf das verringert ist, was der gemessene Steigfluggradient gewesen wäre, hätte der Pilot die empfohlene Steigflug-Fluggeschwindigkeit beibehalten.
Falls andererseits das Flugzeug von dem gewählten Steigfluggradienten (infolge der Abweichung von der empfohlenen Fluggeschwindigkeit) dadurch abweicht, daß er einen flacheren Steigfluggradienten fliegt, würde das Flugzeug beschleunigen. Dieser positive Beschleunigungsausdruck (a) wird zu dem flacheren, gemessenen Anstiegsgradienten (Gm) so hinzugezählt, daß der korrigierte, gemessene Anstiegsgradient gleich ist dem, was der gemessene Anstiegsgradient gewesen wäre, hätte der Pilot die empfohlene Steigflug-Fluggeschwindigkeit beibehalten.
Bei dem gegenwärtigen Ausführungsbeispiel ist die gemessene Flugzeugbeschleunigung (a) eine herkömmliche Ausgabe aus dem herkömmlichen Drosselsteuerungs-Computer 78 und ist gleich der Flugzeug-Rumpfachsen-Beschleunigung minus der Nicklage, die unter Benutzung eines zweckmäßigen Skalars unterteilt wurde, wie etwa Radianten oder Fuß pro Sekunde.
Zusätzlich wird der gemessene Anstiegsgradient Gm an einem Dividierer 82 durch die folgende Gleichung berechnet:
Gm = Hdot/Vecht (5)
wobei Hdot die Flugzeug-Anstiegsgeschwindigkeit ist, die eine herkömmliche Ausgabe aus dem Flugdatenrechner (ADC) 44 ist, und Vecht die echte Flugzeug-Fluggeschwindigkeit ist, die ebenfalls eine herkömmliche Ausgabe aus dem Flugdatenrechner 44 ist.
In der vorliegenden Fehlerschleife 70 wird der Fehlerausdruck Ge aus dem Substrahierer 74 durch einen Schalter 77 zu einem KGe/s-Integrierer 79 abgegeben (wobei KGE die Verstärkungs konstante und 5 ein Laplace-Operator ist), mit einer Verstärkung von etwa 0,01. Der Schalter 77 wird in die mit einer ausgezogenen Linie dargestellte, geschlossene Lage bewegt (wie in Fig. 2 gezeigt), in Abhängigkeit von einem Signal aus der Steueranzeigeeinheit 38, wenn das Flugzeug die Lärmverringerungshöhe erreicht. Der Zweck des Schalters 77 ist es, zu vermeiden, daß der Integrierer 79 in Gang gesetzt wird, bevor der eigentliche Wert von Ge berechnet wurde, oder, in anderen Worten, bevor das Flugzeug sich auf dem Lärmverringerungs-Anstiegsgradienten stabilisiert hat. Der Verstärkungsfaktor des Integrierers 79 wird so gewählt, daß der Fehlerausdruck langsam korrigiert wird, ohne daß man wesentlich die dynamischen Eigenschaften der Fehlerschleife beeinträchtigt. Der sich ergebende, nachgestellte Fehlerausdruck Gek wird zum ausgewählten Anstiegsgradienten Gs (aus der Steueranzeigeeinheit 38) bei einem Addierer 80 hinzugezählt, um einem befohlenen Anstiegsgradientenausdruck (Gc) zu erzeugen.
Um den Lärmverringerungsschub Tn zu berechnen, ist bekannt, daß
Tn Gc x W/cos P + D (6)
wobei D = der Flugzeug-Gesamtluftwiderstand. Ferner gilt:
Tn/qs = Gc x C&sub1; + Cd (7)
da C&sub1; = W/cos p und Cd = D/qS. Deshalb gilt:
Tn = (Gc x C&sub1; + Cd) x qS (8).
Es wird wieder auf Fig. 2 zurück Bezug genommen; der Ausdruck Gc X C&sub1; der Gleichung Nr. 7 wird an einem Multiplizierer 83 (hinter dem Addierer 80) erzeugt. Das sich ergebende Produkt aus dem Multiplizierer 83 wird zu Cd (aus der Nachschlagetabelle 66) bei einem Addierer 84 hinzuaddiert, und die sich ergebende Summe wird mit dem Produkt qSA an einem nachgeordneten Multiplizierer 86 multipliziert, um das Lärmverringerungs-Schubsignal zu erzeugen, zur Verwendung, wie sie vorher unter Bezugnahme auf Fig. 1 beschrieben wurde.

Claims

1. Verfahren zum Einstellen des Flugzeug-Triebwerkschubes, wobei das Verfahren die folgenden Schritte aufweist:

a. Auswählen eines ersten Anstiegsgradienten (Gs) für den Flugzeug-Steigflug;

b. Fliegen des Flugzeuges in einer ersten Nicklage während eines ersten Steigflugsegmentes;

c. Verringern der ersten Nicklage des Flugzeugs am Ende des ersten Steigflugsegments bei der vorgewählten Lärmverringerungshöhe (38), ausgehend von der ersten Nicklage, gekennzeichnet durch:

d. Fliegen des Flugzeugs mit einer vorgewählten Fluggeschwindigkeit während eines zweiten Steigflugsegments;

e. Messen (82) eines Anstiegsgradienten (Gm) des Flugzeugs;

f. Bestimmen (37) eines Bezugs-Schubpegels durch Bestimmen eines ersten Wertes, der eine Funktion des gewählten Anstiegsgradienten ist, Bestimmen eines zweiten Wertes, der abhängig ist von den Flugzeug-Fluggeschwindigkeitsänderungen, indem man einen Beschleunigungswert des Flugzeugs bestimmt und den Beschleunigungswert und den gemessenen Anstiegsgradienten kombiniert, Bestimmen einer Differenz zwischen dem ersten Wert und dem zweiten Wert, um einen Fehlerwert (Ge) zu erzeugen (74), und Umwandeln des Fehlerwertes in einen Bezugs-Schubpegel;

g. Messen (42) des tatsächlichen Schubpegels des Triebwerks; und

h. Einstellen (24) des tatsächlichen Schubpegels des Triebwerks, so daß sich der tatsächliche Schubpegel an den Bezugs-Schubpegel während der Verringerung der Nicklage so annähert, daß das Flugzeug mit dem gewählten Anstiegsgradienten während des zweiten Steigflugsegments ansteigt.

2. Verfahren, wie ausgeführt in Anspruch 1, zusätzlich mit dem Schritt, das Flugzeug bei der gewählten Fluggeschwindigkeit während des ersten Steigflugsegments zu fliegen.

3. Verfahren, wie ausgeführt in Anspruch 1, worin der ausgewählte Anstiegsgradient ein Lärmverringerungs-Anstiegsgradient ist.

4. Verfahren, wie ausgeführt in Anspruch 1, worin der Schritt des Umwandelns des Fehlerwertes in den Schubwert die folgenden Schritte aufweist:

a. Kombinieren (80) des Fehlerwertes mit dem ersten Wert, um einen dritten Wert zu erzeugen;

b. Multiplizieren (83) des dritten Wertes mit einem Wert, der eine Funktion des Wertes des Auftriebsbeiwerts für das Flugzeug ist, um einen vierten Wert zu erzeugen; und

c. Kombinieren (84) des vierten Wertes mit einem Wert, der eine Funktion des Wertes des Luftwiderstands-Beiwerts für das Flugzeug ist.

5. Verfahren, wie ausgeführt in Anspruch 1, worin der Schritt der automatischen Einstellung die folgenden Schritte aufweist:

a. Bestimmen eines ersten Schubniveaus, das eine Funktion des gewählten Anstiegsgradienten (Gs) ist;

b. Bestimmen (45) des Werts eines minimalen Anstiegsgradienten;

c. vergleichen (52) des Werts des minimalen Anstiegsgradienten mit dem ersten Wert und Auswählen (32) eines der beiden Werte, der der größere ist, um ein Bezugsschubniveau zu erzeugen;

d. Messen (42) des tatsächlichen Schubniveaus des Triebwerks;

e. Vergleichen (36) des tatsächlichen Triebwerk-Schubniveaus mit dem Bezugs-Schubniveau; und

f. Einstellen (24) des tatsächlichen Schubniveaus des Triebwerks so, daß sich das tatsächliche Schubniveau an das Bezugs-Schubniveau annähert.

6. Vorrichtung zum Einstellen des Flugzeug-Triebwerkschubes, wobei die Vorrichtung die folgenden Merkmale aufweist:

a. Mittel zum Wählen eines ersten Anstiegsgradienten für den Steigflug des Flugzeugs;

b. Mittel zum Fliegen des Flugzeugs bei einer ersten Nicklage während eines ersten Steigflugsegments;

c. Mittel zum Verringern der Nicklage des Flugzeugs am Ende des ersten Steigflugsegments bei der vorgewählten Lärmverringerungshöhe (38), ausgehend von der ersten Nicklage, gekennzeichnet durch

d. Mittel zum Fliegen des Flugzeugs mit einer gewählten Fluggeschwindigkeit während eines zweiten Steigflugsegments;

e. Mittel zum Messen eines Anstiegsgradienten (Gm) des Flugzeugs;

f. Mittel (37) zum Bestimmen eines Bezugs-Schubniveaus, mit Mitteln zum Bestimmen eines ersten Wertes, der eine Funktion des gewählten Anstiegsgradienten ist, Mitteln zum Bestimmen eines zweiten Wertes, der unabhängig ist von den Fluggeschwindigkeitsänderungen des Flugzeugs, indem man einen Beschleunigungswert des Flugzeugs bestimmt und den Beschleunigungswert und den gemessenen Anstiegsgradienten kombiniert, Mitteln zum Bestimmen der Differenz zwischen dem ersten Wert und dem zweiten Wert, um einen Fehlerwert (Ge) zu erzeugen (74), sowie Mitteln zum Umwandeln des Fehlerwertes in einen Bezugs-Schubpegel;

g. Mittel (42) zum Messen des tatsächlichen Schubniveaus des Triebwerks; und

h. Mittel (24) zum Einstellen des tatsächlichen Schubniveaus des Triebwerks, so daß das tatsächliche Schubniveau sich an das Bezugs-Schubniveau während der Nicklagenverringerung so annähert, daß das Flugzeug mit dem ausgewählten Anstiegsgradienten während des zweiten Steigflugsegments ansteigt.

7. Vorrichtung, wie ausgeführt in Anspruch 6, zusätzlich mit Mitteln zum Fliegen des Flugzeuges bei der gewählten Fluggeschwindigkeit während des ersten Steigflugsegments.

8. Vorrichtung, wie ausgeführt in Anspruch 6, worin die automatischen Einstellmittel folgende Merkmale aufweisen:

a. Mittel zum Bestimmen eines ersten Schubniveaus, das eine Funktion des ausgewählten Anstiegsgradienten (Gs) ist;

b. Mittel (45) zum Bestimmen des Wertes eines minimalen Anstiegsgradienten;

c. Mittel zum Vergleichen (52) des Wertes des minimalen Anstiegsgradienten mit dem ersten Wert und zum Auswählen (32) eines der beiden Werte, der der größere ist, um ein Bezugs- Schubniveau zu erzeugen;

d. Mittel (42) zum Messen des tatsächlichen Schubniveaus des Triebwerks;

e. Mittel (36) zum Vergleichen des tatsächlichen Schubniveaus des Triebwerks mit dem Bezugs-Schubniveau; und

f. Mittel (24) zum Einstellen des tatsächlichen Schubniveaus des Triebwerks, so daß das tatsächliche Schubniveau sich an das Bezugs-Schubniveau annähert.

9. Verfahren zum Einstellen des Flugzeug-Triebwerkschubes gemäß Anspruch 1, gekennzeichnet durch

a. Bestimmen eines minimalen Anstiegsgradienten-Pegels (45);

b. Vergleichen (52) des minimalen Anstiegsgradienten- Pegels mit dem Steigflug-Schubniveau und Auswählen (32) eines der beiden Niveaus, welches das größere ist, um ein Bezügs- Schubniveau zu erzeugen;

c. Messen (42) des tatsächlichen Schubniveaus des Triebwerks; und

d. Einstellen (24) des tatsächlichen Schubniveaus des Triebwerks, so daß das tatsächliche Schubniveau sich an das Bezugs-Schubniveau annähert.

10. Vorrichtung zum Einstellen des Flugzeug-Triebwerkschubes gemäß Anspruch 6, gekennzeichnet durch

a. Mittel (45) zum Bestimmen eines minimalen Anstiegsgradienten-Niveaus;

b. Mittel zum Vergleichen (52) des minimalen Anstiegsgradienten-Niveaus mit dem Anstiegs-Schubniveau und Auswählen (32) eines der beiden Niveaus, welches das größere ist, um ein Bezugs-Schubniveau zu erzeugen;

c. Mittel (42) zum Messen des tatsächlichen Schubniveaus des Triebwerks; und

d. Mittel (24) zum Einstellen des tatsächlichen Schubniveaus des Triebwerks, so daß das tatsächliche Schubniveau sich an das Bezugs-Schubniveau annähert.