DE69218439T2

DE69218439T2 - Lenkfühlsystem für ein drehflügelflugzeug

Info

Publication number: DE69218439T2
Application number: DE69218439T
Authority: DE
Inventors: Phillip Gold; Stuart Wright
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1991-08-28
Filing date: 1992-08-21
Publication date: 1997-06-26
Anticipated expiration: 2012-08-22
Also published as: WO1993005464A1; US5213282A; EP0601122A1; DE69218439D1; EP0601122B1; ES2101872T3; CA2114326C

Description

Die Erfindung betrifft ein Flugsteuersystem für Drehflügler, namentlich ein Hubschrauber-Flugsteuersystem nach dem Oberbegriff des Anspruchs 1, insbesondere geht es um drahtgesteuerte Flugsteuersysteme.
Wenn ein Pilot ein Rollmanöver in einem Drehflügler (z. B. einem Hubschrauber) ausführt, nimmt das Ausmaß des von dem Flugzeug erzeugten Vertikalhubs ab, was, wenn es nicht abgemildert wird, das Flugzeug in einen schwachen Sinkflug bringt. Um die Höhe während des Rollens beizubehalten, hebt der Pilot die Nase des Flugzeugs an, um das Sinken zu beenden. Ferner führt der Pilot eine Steuerknüppelbewegung nach hinten aus, um die Nase aufzurichten und dadurch die Luftgeschwindigkeit beizubehalten und den Kurvenflug koordiniert zu halten.
Das Aufrichten des Flugzeugs führt zu einer positiven G-Kraft-Belastung des Hauptrotors, die über die mechanischen Verbindungssteuersysteme auf den zyklischen (Versetzungs-)Steuerknüppel des Flugzeugs zuruckübertragen wird und dem Piloten eine taktile Rückkopplung der Schwere der Belastung vermittelt. Diese Rückkopplung sorgt für ein "Manövrier- Gefühl".
Mit dem Aufkommen von Flugzeugen mit verdrahteten Steuersystem steht der von dem Piloten gehandhabte Steuerknüppel nicht mehr direkt über mechanische Verbindungsglieder mit den Leitflächen des Flugzeugs in Verbindung. Im allgemeinen werden in einem drahtgesteuerten Flugsteuersystem die Befehle des Piloten in einen digitalen Rechner eingegeben, der Rechnungen ausführt und elektrische Befehlssignale an die Leitflächen des Flugzeugs gibt. Demzufolge gibt es keine direkte mechanische Verbindung mehr zwischen dem Piloten und dem Leitwerk des Flugzeugs, über welches der Pilot das Manövrier-Gefühl vermittelt bekommen könnte.
Dieser Mangel an Manövrier-Gefühl ist besonders unerfreulich für den Piloten eines Kampffiubschraubers, da er möglicherweise den Großteil seiner Zeit damit verbringt, die Außenumgebung des Flugzeugs zu beobachten, anstatt die Luftfahrtelektronik in seinem Cockpit genau zu 5 beobachten. Folglich ist es offensichtlich von großer Bedeutung, dem Piloten über den von ilun gehandhabten Steuerknüppel ein Manövrier- Gefühl zu vermitteln; denn das, was der Pilot von den Leitflächen des Flugzeugs über den Steuerknüppel fühlt, ist äußerst wichtig, da hierdurch dem Piloten sensorische Eingaben vermittelt werden, die es ilun ermöglichen, das Flugzeug in besserer Entsprechung der Leistungsfähigkeit des Flugzeugs zu fliegen. Das Manövrier-Gefühl ist auch notwendig, damit der Pilot erkennt, wann das Fluggerät sich den Grenzen seiner Flugfähigkeit nähert. Wenn der Pilot einen geneigten Kurvenflug vorgibt, sind sowohl Gier- als auch Nickbefehle erforderlich, um zu gewährleisten, daß der Kurvenflug koordiniert abläuft und die Luftgeschwindigkeit während des Kurvenflugs konstant bleibt. Wenn allerdings der Pilot einen Nickbefehl während eines geneigten Kurvenflugs anweist, wird das Fluggerät einem Lastfaktor (auch als G-Last bezeichnet) ausgesetzt. Je steiler der geneigte Kurvenflug ist, desto stärker muß die Nickeingabe seitens des Piloten erfolgen, und entsprechend größer ist der auf das Fluggerät einwirkende Lastfaktor.
Bei Drehflüglern ist der von einem Nickbefehl erzeugte Lastfaktor im wesentlichen proportional zu der Luftgeschwindigkeit, multipliziert mit der Nickgeschwindigkeit. Beispielsweise ist der bei 296 km/h (160 Knoten) erzeugte Lastfaktor, wenn ein Nickmanöver mit 5 Grad/Senkunde erfolgt, etwa doppelt so groß wie der Lastfaktor, der bei 148 km/h (80 Knoten) für die gleiche Nickgeschwindigkeit erzeugt wird. Daher ist es wesentlich, dem Piloten über den Steuerknüppel das Gefühl des Last faktors zu vermitteln, der aufgrund des Nickbefehls auf das Fluggerät einwirkt.
Die US-A-4,313,165 der Anmelderin der vorliegenden Erfmdung offenbart ein System, welches auf einen Hubschrauber-Steuerknüppel ein Kraftgefühl aufbringt, welches in Relation steht zu der Größe der Kraft, mit der der Pilot auf den Steuerknüppel einwirkt. Das Patent offenbart außerdem die Planung eines auf den Steuerknüppel aufzubringenden Kraftgrößen-Gefühls als Funktion der von dem Piloten aufgebrachten Kraft. In ähnlicher Weise das eigene US-Patent 4,206,891 ein System, welches auf die Seitenruderpedale ein Kraftgefühl aufbringt, welches bezeichnend ist für das Ausmaß des seitlichen Schlupfs, den der Pilot über die Pedale anweist. Durch Bereitstellung dieses Kraftgefühls erfaßt der Pilot über die an den Pedalen anstehende Kraft das Ausmaß des von ihm angewiesenen Seitenschlupfs, und er ist deshalb angehalten, einen übermäßigen Seitenschlupf und damit eine zerstörerische Überlastung des Heckrotors zu vermeiden. Das US-Patent 4,563,743 (DE-A-34 06 050) offenbart ein Manövrierkraft-Gradientensystem, welches einen Hubschrauber veranlaßt, mit der Nase nach unten zu gehen, während der Pilot einen Rollwinkel von mehr als 30º einleitet. Demzufolge muß der Pilot den zyklischen Steuerknüppel nach hinten ziehen, um eine Soll- Nicklage zu erreichen und aufrechtzuerhalten. Hierdurch kommt es zu einem in Längsrichtung orientierten positiven Manövrierkraftgradienten. In dem US-Patent 5,001,646 ist ein integriertes Draht-Flugsteuersystem offenbart, bei dem die vom Piloten gegebenen Steuersignale entkoppelt werden, um ein unerwünschtes Ansprechen des Hubschraubers in anderen Achsen als der von dem Piloten eingegebenen einen Achse zu reduzieren. Keine dieser Druckschriften diskutiert allerdings die Probleme in Verbindung mit dem Manövriergefühl unter Verwendung einer Kraft- Seitenarmsteuerung. Darüber hinaus, diskutiert das Patent 4,563,743 nur die Probleme in Verbindung mit einem geneigten Kurvenflug von mehr als 30º in einem Hubschrauber mit einem mechanischen Gestängesteuersystem, nicht angesprochen werden die Probleme, die spezifisch sind für eine Kraft-Seitenarmsteuerung. Das Patent 4,563,743 offenbart ein Aufwärts-Nickbefehlsignal lediglich als Merkmal des Lehington-Rollwinkels.
Bei Standard-Kurvenflugmanövern mit geringen Neigungswinkeln und Lastfaktor ist es wünschenswert, wenn das Draht-Flugsteuersystem automatisch die Nick- und Gierbefehle bereitstellt, die notwendig sind, damit der Kurvenflug koordiniert abläuft. Dies trägt bei zur Verringerung der Arbeitsbelastung des Piloten, weil dieser nur einen Rollbefehl eingeben muß, anstatt gleichzeitig Roll-, Nick- und Gierbefehle zu geben. Gleichzeitig ist es aber wünschenswert, wenn der Pilot bei steilen Querneigungswinkeln und Lastfaktoren ein Manövrier-Gefühl hat, damit er an dem Steuerknüppel den Lastfaktor spüren kann, dem das Fluggerät während der von ihm ausgeführten aggressiven Manöver ausgesetzt ist.
Ein System, welches diese beiden Merkmale beinhaltet, ist in hohem Maße wünschenswert aufgrund seiner Vorteile, wonach als erstes die Arbeitsbelastung des Piloten während harmloser Manöver verringert wird und zweitens während aggressiver Manöver dem Piloten ein Manövrier-Gefühl vermittelt wird.
Ein Ziel der vorliegenden Erfindung ist die Bereitstellung eines Manövrier-Gefühls für den Piloten an dem Steuerknüppel des Flugzeugs.
Ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Bereitstellung eines adäquaten Manövrier-Gefühls für den Piloten, damit dieser in der Lage ist, zu erkennen, daß das Flugzeug an die Grenzen seiner Flugfähigkeit gelangt.
Ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Bereitstellung einer konstanten Steuerknüppelkraft pro g des Lastfaktors.
Ein noch weiteres Ziel der Erfindung ist die Schaffung eines Manövrier- Gefühls für den Piloten am Steuerknüppel, indem der Pilot aufgefordert wird, die Nase des Fluggeräts bei steil geneigten Kurvenflügen hochzuziehen.
Ein weiteres Ziel besteht darin, dafür zu sorgen, daß kein Manövrier- Gefühl für den Piloten am Steuerknüppel während eines schwach geneigten Kurvenflugs bereitgestellt wird. Erreicht werden diese Ziele gemäß der Erfindung durch ein Hubschrauber-Flugsteuersystem mit den Merkmalen des Anspruchs 1. Die abhängigen Ansprüche 2 bis 6 zeigen weitere Verbesserungen des Gegenstands des Anspruchs 1.
Ein Drehflügler-Flugsteuersystem empfängt Eingangssignale von einer mehrachsigen Kraft-Seitenarmsteuerung und legt mittels eines Flugzeug- Geschwindigkeitsbefehlsmodells einen Einstellpunkt für eine Flugzeug- Nick-Änderungsgeschwindigkeit als Funktion eines von der Seitenarm steuerung kommenden Nickbefehlsignals fest, wobei das Geschwindigkeitsbefehlsmodell auf die Luftgeschwindigkeit anspricht, um pro g des Lastfaktors eine konstante Steuerknüppelkraft einnustellen. Der Einstellpunkt dient als Referenzgröße für (1) einen Nick-Änderungsgeschwindigkeits-Rückkopplungsweg; ein integrierter Wert des Einstellpunkts wird benutzt für (2) einen Nick-Rückkopplungsweg, der die Bereitstellung eines Manövrier-Gefühls bei einem steilen geneigten Kurvenflug sorgt, während das Manövrier-Gefühl bei schwach geneigten Kurvenflügen ausgeschaltet wird; und (3) einen Vorwärtssteuerweg mit einem inversen Fahrzeugmodell, um einen Befehissignal zu schaffen, welches bezeichnend für denjenigen Befehl, der notwendig ist, damit das Fluggerät in einer durch den Einstellpunkt definierten Weise anspricht; Signale aus all diesen drei Wegen werden summiert, um ein im Betrag und der Geschwindigkeit begrenztes Befehlssignal zu geben, welches auf den Hauptrotor des Flugzeugs gegeben wird, damit das Flugzeug in Richtung eines Nickgeschwindigkeits-Verhaltens angetrieben wird, welches im wesentlichen dem gewünschten Einstellpunkt entspricht.
Die vorliegende Erfindung sorgt für ein Manövriergefühl, indem sie die Verstärkung des Nickgeschwindigkeits-Befehlsmodells variiert als eine Funktion der Luftgeschwindigkeit und einen positiven Nickbefehl von der Seitenarmsteuerung erfordert, um die Nase des Flugzeugs während Kurvenflügen mit steilem Querneigungswinkel nach oben zu richten. Das Variieren der Verstärkung des Geschwindigkeitsbefehlsmodells sorgt für eine konstante Steuerknüppelkraft pro g des Lastfaktors im gesamten Bereich von Nickbefehlen, die von der Kraft-Seitenarmsteuerung kommen. Die vorliegende Erfindung sorgt auch für eine automatische Kompensation des Niedergehens der Flugzeugnase während Kurvenflügen mit geringem Querneigungswinkel, was die Arbeitsbelastung des Piloten verringert, da während Kurvenflügen mit geringem Querneigungswinkel kein Befehl zum Anheben der Nase erforderlich ist, um einen koordinierten Kurvenflug beizubehalten.
Diese und andere Ziele, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich deutlicher im Licht der nachfolgenden detaillierten Beschreibung einer beispielhaften Ausführungsform, wie sie in den begleitenden Zeichnungen dargestellt ist.
Fig. 1 ist eine Darstellung eines Drehflügler-Flugsteuersystems mit einem Primärflugsteuersystem (PFCS) und einem automatischen Flugsteuersystem (AFCS);
Fig. 2 ist ein funktionelles Diagramm der Steuerlogik, die zum Steuern des Nickens des Flugzeugs in dem System nach Fig. 1 verwendet wird;
Fig. 3 ist ein auf hohem Niveau angesiedeltes Blockdiagramm der digitalen Elektronik des AFCS nach Fig. 1;
Fig. 4 ist eine funktionelle Darstellung der Nicksteuerlogik für das AFCS in Fig. 2;
Fig. 5 ist ein Blockdiagramm zur Veranschaulichung einer modifizierten Rumpf-Euler-Transformation nach Fig. 3; und
Fig. 6 ist eine bildliche Darstellung eines Fluggeräts, bei dem die Ausführungsform des Flugsteuersystems nach Fig. 1 eingesetzt werden kann. Zunächst auf Fig. 6 bezugnehmend, die eine bildliche Darstellung eines Hubschraubers als Ausführungsform 18 eines Drehflüglers ist, bei dem sich die vorliegende Erfindung anwenden läßt, enthält der Hubschrauber eine Hauptrotoranordnung 19 und eine Heckrotoranordnung 20.
Nun auf Fig. 1 bezugnehmend, handelt es sich bei dem erfindungsgemäßen Hubschrauber-Flugsteuersystem 21 um ein Modellfolge-Steuersystem, welches die von dem Piloten erzeugten Seitenarmsteuerungs- und Versetzungssteuerknüppel-Befehle über ein inverses Fahrzeugmodell" derart formt, daß ein gewünschtes Ansprechen des Fluggeräts die Folge ist. Das System beinhaltet ein Primärflugsteuersystem (PFCS) 22 und ein automatisches Flugsteuersystem (AFCS) 24. Das PFCS empfängt von einem kollektiven Versetzungs-Steuerknüppel 26 über eine Leitung 27 Versetzungs-Befehlsausgangssignale, und das AFCS empfängt die diskreten Ausgangssignale des kollektiven Steuerknüppels über eine Leitung 28. Das PFCS und das AFCS empfangen jeweils die Kraft- Ausgangsbefehlssignale einer vierachsigen Kraft-Seitenarmsteuerung 29 über Leitungen 30, und die vom Fluggerät sensierten Parametersignale von Sensoren 31 über Leitungen 32. Die Pilotenbefehlssignale auf den Leitungen 27, 28 und 30 und die sensierten Parametersignale auf den Leitungen 32 sind als in Sammelleitungen 33 und 34 in dem PFCS bzw. dem AFCS zusammengefaßt dargestellt.
Das PFCS und das AFCS enthalten jeweils eine Steuerkanallogik zum Steuern der Gier-, der Nick-, der Roll- und der Hubachse des Flugzeugs. In Fig. 1 sind diese Logikmodulen durch Blöcke 35 bis 38 für das PFCS und durch Blöcke 39 bis 42 für das AFCS dargestellt. Das PFCS liefert Rotorbefehlssignale, und die AFCS-Logik sorgt für eine Konditionierung und/oder ein Trimmen der vierachsigen PFCS-Logik funktionen. Die Logikmodulen des PFCS und des AFCS sind miteinander über einen Bus 43 verbunden.
Das inverse Vorwärts-Z-Transformationsmodell stellt einen Primärsteuereingang für die Hauptrotoranordnung 19 (Fig. 1) dar, die bewirkt, daß der Hubschrauber 18 (Fig. 6) mit einer Geschwindigkeit eine Nickbewegung ausführt, die von einem vorgegebenen Nickgeschwindigkeitssignal auf einer Leitung 62 eingestellt wird. Dieses Soll-Nickgeschwindigkeits- Signal repräsentiert eine Annäherung desjenigen Hauptrotorbefehls, der notwendig ist, um die gewünschte Änderungsgeschwindigkeit um die Nickachse des Flugzeugs für jedes von dem Piloten angewiesene Nickmanöver zu erreichen.
Die Summierfunktion 58 summiert das befohlene Nickgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 54 (von dem Nickgeschwindigkeitsmodell 52) auf die Ist-Nickgeschwindigkeit des Fluggeräts, die (von einem Sensor 31 über Leitungen 32 und eine Sammelleitung 33) als sensiertes Nickgeschwindigkeitssignal über die Leitung 88 empfangen wird, um auf einer Leitung 65 ein Nickgeschwindigkeits-Fehlersignal zu bilden. Das Geschwindigkeitsfehlersignal wird in einer Geschwindigkeitsverstärkungsstufe verstärkt und auf einen Eingang eines zweiten Summierknotens 66 gegeben. Der Knoten 66 empfängt außerdem über die Leitung 62 das befohlene Nicksignal von dem inversen Modell 56, und ein Nickbefehl-Modifiziersignal über eine Leitung 68 von einem Geschwindigkeits- und Betragsbegrenzer 70. Der Begrenzer 70 empfängt über eine Leitung 163 (über den Bus 43) eine unbegrenzte Version des Nickbefehl- Modifiziersignals von dem AFCS-Nicklogikmodul 40, und er begrenzt den Betrag des Signals und die Änderungsgeschwindigkeit, so daß die Werte innerhalb vorbestimmter Wertegrenzen liegen. Das erhaltene Summensignal wird über die Ausgangsleitung 72 des PFCS-Nicklogikmoduls 36 ausgegeben und über die PFCS-Ausgangssammelleitungen 44 auf die Hauptrotor-Servos (46 in Fig. 1) gegeben.
Betrag und Änderungsgeschwindigkeit des Nickbefehl-Modifiziersignals von dem AFCS sind eine Funktion des Flugzeug-Nicklagenfehlers. Der Flugzeug-Nicklagenfehler ist die zweite von zwei Rückkopplungsschleifen bezüglich des Hauptrotor-Befehlssignals, wobei die erste Schleife das Nickgeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 65 ist. Wie im folgenden detailliert beschrieben wird, ist das Nickgeschwindigkeitsmodifiziersignal auf der Leitung 68 ein berechneter Wert, der durch den Modellfolgealgorithmus innerhalb des AFCS geliefert wird, basierend auf dem tatsächlichen Ansprechen des Flugzeugs auf das Rotorbefehlssignal. Das Nickbefehlsmodifiziersignal modifiziert Betrag und Änderungsgeschwindigkeit des Hauptrotorbefehlssignals als eine Funktion der Differenz (d. h. des Fehlers) zwischen der Soll- und der Ist-Nicklage.
Wie in Fig. 2 gezeigt ist, empfängt das AFCS-Nicklogikmodul 40 zusätzlich zu dem befohlenen Nickgeschwindigkeitssignal, welches von dem PFCS-Nicklogikmodul 36 über die Leitung 54 (über die Sammelleitung 43) empfangen wird, folgende sensierte Flugzeugparameter über die Sammelleitung 34: die Ist-Luftgeschwindigkeit (Leitung 60), die Ist- Giergeschwindigkeit (Leitung 64), die Nicklage (Leitung 86), den Querneigungswinkel (PHI) (Leitung 87), die Nickgeschwindigkeit (Leitung 88), die Querbeschleunigung (Leitung 89), den Kurs (Leitung 90), die Längsbodengeschwindigkeit (Leitung 91) und die Querbodengeschwindigkeit (Leitung 92). Die beste Ausführungsform des AFCS ist ein elektronisches Steuersystem auf Mikroprozessorbasis, in welchem die Algorithmen der AFCS-Logikmodulen (39 bis 41 in Fig. 1) in Form eines ausführbaren, in einem Speicher gespeicherten Programms bestehen.
Fig. 3 zeigt den Aufbau eines auf Mikroprozessorbasis ausgebildeten AFCS 24. Ein angewiesenes Nickgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 54 wird über Eingangsleitungen 93 empfangen, die in den Leitungen 43 enthalten sind, welche das AFCS mit dem PFCS verbinden. Die sensierten Flugzeugparametersignale auf den Leitungen 60, 64 und 86-92 werden von der AFCS-Eingangssammelleitung 34 am AFCS-Eingangsport 94 empfangen. Abhängig von dem Format der Eingangssignale (analog oder digital) kann das Eingangsport 94 einen Analog-Digital-Wandler, einen Frequenz-Digital-Wandler oder eine andere derartige Signalkonditionier-Funktion enthalten, von der der Fachmann weiß, daß sie benötigt wird, um die Eingangssignale in digitales Signalformat umzusetzen.
Das Eingangsport ist über einen Adressen/Daten-Bus 95 mit einem Mikroprozessor 96 verbunden (z. B. einem Intel 80286, Motorola 68020), ferner einer Speichereinrichtung 97 (die ein RAM, ein UVPROM, EEPROM enthält) und einem Ausgangsport 98. Das Ausgangsport kann einen Digital-Analog-Umsetzer enthalten, oder einen Parallel-Serien-Umsetzer, einen diskreten Ausgangstreiber oder eine andere derartige Signalumwandlungsfunktion, von der der Fachmann weiß, daß sie benötigt wird, um das digitale AFCS-Signalformat in das Format umzusetzen, welches von dem Steuersystem (21 in Fig. 1) gefordert wird. Die Ausgangsport-Leitungen, welche die Leitung 84 zu dem PFCS-Nicklogikmodul 36 beinhalten, werden durch Leitungen 101 dargestellt, die zu den Verbindungsleitungen 43 führen.
In Fig. 4 ist ein Blockdiagramm der in dem Speicher 98 residenten AFCS-Nicklogikmodulen dargestellt, die in dem Mikroprozessor 96 ausgeführt werden. Das Soll-Nickgeschwindigkeitssignal von dem PFCS wird über die Leitung 54 in eine modifizierte Rumpf-Euler-Transformation 102 eingegeben, welche außerdem Signale über Leitungen 60, 87, 103 und 104 empfängt. In Fig. 5 ist die modifizierte Rumpf-Euler- Transformation 102 dargestellt, die im Verein mit dem Nickratenmodell 52 (Fig. 1) arbeitet, um das erfindungsgemäße Manövriergefühl zu schaffen.
Konventionelle Rumpf-Euler-Transformationen setzen die Nickgeschwindigkeit, ausgedrückt in bezug auf die Rumpfachse, in eine Nickgeschwindigkeit um, die auf die Euler-Achsen bezogen ist, und zwar gemäß folgender Gleichung:
Euler-Nickgeschw.-Bef. = (cos (PHI)*Rumpf-Nickgeschw.-Bef.) + (sin(PHI)*Rumpf-Gjergeschw.-Bef.)
(Gl. 1)
Diese Gleichung überführt die angewiesenen Nick- und Giergeschwindigkeiten zu den Gier- und Nickachsen als eine Funktion des Querneigungswinkels PHI. Allerdings bewirkt bei einem koordinierten Kurvenflug der Term (sin(PHI)*Rumpf-Giergeschw.-Bef.) der Gleichung 1, daß die Nase des Flugzeugs nach unten geht, wenn PHI von Null verschieden ist. Dies erfordert, daß der Pilot eine Seitenarmsteuerungs-Eingabe macht, um die Nase hochzuziehen, so daß die Höhe während des geneigten Kurvenflugs beibehalten wird. Dies vermittelt dem Piloten ein Manövriergefühl deshalb, weil er während eines geneigten Kurvenflugs einen derartigen Befehl geben muß, dieser jedoch nicht eine gesteigerte Arbeitsbelastung des Piloten darstellt. Deshalb ist die modifizierte Rumpf-Euler-Transformation 102 derart ausgebildet, daß sie den Term (sin(PHI)*Rumpf-Nickgeschw.-Bef.) der Gleichung 1 bei kleinen Querneigungswinkeln negiert, um die Arbeitsbelastung des Piloten zu verringern, während sie den Term bei großen Querneigungswinkeln erhält, um das Manövriergefühl zu schaffen.
Die modifizierte Transformation 102 empfängt das Luftgeschwindigkeitssignal über die Leitung 60, und eine Divisionsfunktion 105 dividiert eine Konstante auf einer Leitung 106 durch das Luftgeschwindigkeitssignal, was zu einem Signal auf der Leitung 107 führt. Das Signal auf der Leitung 107 wird in eine negative Verstärkung von Eins, 108, und in eine Begrenzerfunktion 110 eingegeben. Die Obergrenze der Begrenzerfunktion wird durch das Signal auf der Leitung 107 eingestellt. Die Untergrenze wird durch ein Signal auf der Leitung 112 eingestellt, bei denn es sich um den Negativwert des Signals auf der Leitung 107 handelt.
Außerdem empfängt die Transformation 102 das Querneigungswinkel- Signal PHI über die Leitung 87, welches in eine Kosinusfunktion 114 und eine Sinusfunktion 116 eingegeben wird. Die Kosinusfunktion bildet ein Signal (entsprechend dem Kosinus von PHI) auf einer Leitung 118, die zu der Divisionsfunktion 120 und einem Multiplizierer 122 geht. Die Sinusfunktion gibt ein Signal (entsprechend dem Sinus von PHI) über eine Leitung 124 auf den Zähler-Eingang der Divisionsfunktion 120 und auf einen Multiplizierer 126. Die Divisionsfunktion 120 liefert ein Signal entsprechend dem Tangens von PHI über eine Leitung 127 zu einem Begrenzer 128, der ein im Betrag begrenztes Signal einem Multiplizierer 130 zuführt. Das Giergeschwindigkeits-Befehlssignal wird über die Leitung 103 in die Transformation eingegeben. Wenn die (nicht dargestellte) Hochgeschwindigkeits-Kurvenkoordinationsfunktion eingeschaltet ist, was durch ein diskretes Signal TCENGHS auf der Leitung 104 signalisiert wird, wird ein Schalter 136 in die geschlossene Stellung gebracht, wodurch das Giergeschwindigkeits-Befehlssignal auf der Leitung 103 auf eine Leitung 138 übergehen kann. Man beachte, daß der Schalter in seiner Offenstellung dargestellt ist. Das Signal auf der Leitung 138 wird zusammen mit dem im Betrag begrenzten Signal von dem Begrenzer 128 auf den Multiplizierer 130 gegeben, und das sich ergebende Produkt wird über eine Leitung 140 auf den Begrenzer 110 geführt. Das US-Patent 5,238,203 mit dem Titel "High Speed Tum Coordination for Rotary Wing Aircraft", eingereicht am gleichen Tag, ist ein Beispiel für eine Hochgeschwindigkeits-Kurvenflugkoordination, die das diskrete Signal TCENGHS steuert; die Druckschrift wird hier durch Bezugnahme inkorporiert.
Der obere und der untere Grenzwert der Begrenzerfunktion 110 werden gesteuert als Funktion des Luftgeschwindigkeitssignals auf der Leitung 60 und des konstanten Signals auf der Leitung 106. Der Wert der Konstanten bestimmt den Querneigungswinkel, oberhalb dessen eine Nickeingabe seitens des Piloten während eines geneigten Kurvenflugs des Flugzeugs erforderlich ist. Wie oben diskutiert wurde, gibt es während Kurvenflügen mit geringem Querneigungswinkel keinen Grund, dem Piloten ein Manövriergefühl zu vermitteln, da jeglicher aus einem derartigen Gefühl resultierende Vorteil mehr als wett gemacht wird durch die dann erhöhte Arbeitsbelastung des Piloten. Aus diesem Grund sorgt die Transformation 102 lediglich für ein Manövriergefühl bei geneigten Kurvenflügen außerhalb einer Zone, deren Grenzen durch die obere und die untere Grenze der Begrenzerfunktion 110 eingestellt werden.
Da der Lastfaktor etwa proportional zu der Luftgeschwindigkeit bei einer gegebenen Nickgeschwindigkeit zunimmt, werden die Grenzen der Begrenzerfunktion 110 umgekehrt proportional zur Luftgeschwindigkeit variiert. Dies verringert den Betrag des oberen und des unteren Grenz signals auf den Leitungen 107 und 112 in Abhängigkeit erhöhter Luftgeschwindigkeit, wodurch der Bereich der angewiesenen Giergeschwindigkeit vergrößert wird, in welchem das Manövriergefühl erzeugt wird. Allerdings sollte darauf hingewiesen werden, daß der Querneigungswinkel, oberhalb dessen das Manövriergefühl generiert wird, unabhängig von Änderungen der Luftgeschwindigkeit konstant bleibt. Dieser Schwellen-Querneigungswinkel dient zum Berechnen der Konstanten auf der Leitung 106, ein detailliertes Beispiel hierzu wird im folgenden erläutert.
Die Konstante auf der Leitung 106 wird basierend auf der Gleichung für das Giergeschwindigkeits-Befehlssignal auf der Leitung 103 berechnet, die sich folgendermaßen ausdrücken läßt:
Rtc = [g*sin(PHI)]/V(mps) (Gl. 2)
wobei: Rtc = Giergeschw.-Befehissignal auf Leitung 103
g = 9,81 m/sec²
PHI = Querneigungswinkel
V(mps) = Luftgeschwindigkeit in Metern/Sekunde
(Rtc = [g*sin(PHI)J/V(fps)
wobei: V(fps) = Luftgeschwindigkeit in Fuß/Sekunde und
g = 32 Fuß/sec²
Rtc repräsentiert die Giergeschwindigkeit, die für das Fluggerät erforderlich ist, um einen koordinierten Kurvenflug auszuführen, während es einen speziellen Querneigungswinkel PHI und eine spezielle Luftgeschwindigkeit aufweist. Die Gleichung 1 kann man umschreiben zu
Rtc = (g*sin(PHI)*3,6/V (Kph) (Gl. 3)
wobei: V(Kph) = Luftgeschwindigkeit in Km/h
(Rtc = [g*sin(PHI)*0,5924]/V(Kts) wobei: V(Kts) =Luftgeschw. in Knoten
Wenn der Schalter 136 geschlossen ist und das Signal auf der Leitung 127 nicht die Grenzen der Begrenzerfunktion 128 übersteigt, läßt sich das Signal auf der Leitung 140 angeben in der Form Rtc*tan(PHI). Eingesetzt in den Ausdruck für Rtc nach Gleichung 2 läßt sich der Ausdruck für das Signal auf der Leitung 140 folgendermaßen angeben:
Rtc*tan(PHI) =
[tan(PHI)*g*sin(PHI)*3,6]/V(kph) (Gl. 4)
Angenommen, das Signal auf der Leitung 140 befinde sich innerhalb der Grenzen der Begrenzerfunktion 110; dann liefert die Summierfunktion 145 folgendes Signal:
Nickgeschw.-Befehl - (Rtc*tan(PHI)) (Gl. 5)
Die Multiplikationsfunktion 122 liefert dann ein Signal entsprechend dem Produkt von Gleichung 4 und cos (PHI), welches sich folgendermaßen ausdrücken läßt:
cos(PHI)*[Nickgeschw.-Befehl - (Rtc*tan(PHI))]
(Gl. 6).
Das Streichen von Termen und die Ausführung der Addition in der Summierfunktion 146 liefert folgendes Signal auf einer Leitung 147:
cos(PHI)*Nickgeschw.-Befehl - Rtc*sin(PHI) + Rtc*sin(PHI) (Gl. 7).
Erneut liefert das Streichen von Termen einen Ausdruck für das Signal auf der Leitung 147, wenn das Signal auf der Leitung 140 innerhalb der Grenzen der Begrenzerfunktion 110 liegt (d. h. kein Manövriergefühl), und der Schalter 136 geschlossen ist (Kurvenflugkoordination ist eingeschaltet). Der reduzierte Ausdruck lautet:
cos(PHI)*Nickgeschw.-Befehl (Gl. 8).
Durch Vergleichen der Gleichungen 8 und 1 ist ersichtlich, daß der Term (sin(PHI) + Rumpf-Giergeschwindigkeitsbefehl) wunschgemäß negiert wurde bei Kurvenflügen mit kleinem Querneigungswinkel, um zu verhindern, daß die Nase des Flugzeugs während des geneigten Kurvenflugs niedergeht.
Während stärker geneigter Kurvenflüge überschreitet der Betrag des Signals auf der Leitung 140, definiert in der Form (Rtc*tan(PHI)), die Grenzen der Begrenzerfunktion 110. Dies hat zur Folge, daß das Signal auf der Leitung 144 an dem Grenzwert gekappt wird, welchen das Signal auf der Leitung 140 überschritten hat. Deshalb ist das Signal auf der Leitung 142
sin(PHI) * Rumpf-Giergeschw.-Befehl (Gl. 9)
nicht länger negiert, und demzufolge wird die Nase des Flugzeugs niedergedrückt. Der Pilot muß auf dieses Nach-Unten-Nicken reagieren mit einer über die Seitenarmsteuerung erfolgenden Nickeingabe "Nase hoch", um während des Kurvenflugs eine nahezu konstante Nicklage beizubehalten. Dadurch, daß der Pilot zu dieser Eingabe genötigt ist, sowie dadurch, daß die Verstärkung in dem Geschwindigkeitsbefehlsmodell 52 (Fig. 1) in Abhängigkeit der Luftgeschwindigkeit variiert wird dem Piloten ein Manövriergefühl gemäß der Erfindung vermittelt.
Um ein Beispiel für die Berechnung des Wertes der Konstanten auf der Leitung 106 zu geben: wenn der Querneigungswinkel, der zur Aktivierung des Manövriergefühls gewünscht wird, 30 Grad beträgt, kann hlerzu der Wert der Konstanten auf der Leitung 106 berechnet werden, indem man in die Gleichung 4 30 Grad einsetzt. Das heißt: der Wert der Konstanten auf der Leitung 106 entspricht dann [tan(30º)*g*sin(30º)*0,5924], was sich zu 5,5 berechnet, wenn g =9,81 m/sec² ist).
Zusammengefaßt: wenn das Signal auf der Leitung 140 die Grenzwerte der Begrenzerfunktion 110 übersteigt, wird das Signal auf der Leitung 144 gekappt, um das Auslöschen des Manövriergefühl-Terms auf der Leitung 142 zu verhindern. Dies führt dazu, daß der Pilot ein gewisses Manövriergefühl erhält, während das Manövriergefühl bei Hubschrauberoperationen mit geringem Querneigungswinkel mit dem Zweck beseitigt wird, die Belastung des Piloten zu reduzieren.
Noch einmal auf Fig. 4 bezugnehmend, wird ein Soll-Nickgeschwindigkeitssignal auf einer Leitung 147, nun bezogen auf Euler-Achsen aufgrund der Transformation, sowie modifiziert entsprechend dem Bedarf an Manövriergefühl, in ein Nicklagenmodell (z. B. einen Integrator) eingegeben, welcher eine zeitliche Integration ausführt und auf eine Leitung 152 ein Soll-Nicklagensignal gibt. Eine Differenzfunktion 154 berechnet die Differenz zwischen deni Soll-Nicklagensignal und dem Ist- Nicklagensignal THETA auf der Leitung 86, und liefert ein Nicklagenfehlersignal auf einer Leitung 156. Da das Nicklagenfehlersignal sich auf Euler-Achsen und nicht auf Rumpf-Achsen des Hubschraubers bezieht, wird das Signal in eine Euler-Rumpf-Transformation 158 eingegeben, damit es einer Rücktransformation in Rumpfachsen unterzogen wird. Die Euler-Rumpf-Transformation empfängt außerdem ein Kursfehlersignal über eine Leitung 159 (über den Bus 43) von dem AFCS-Gierlogikmodul 39. Die Arbeitsweise dieser Transformationseinheit 158 ergibt sich deutlich aus der obigen Beschreibung der Fig. 5, und daher soll aus Gründen der Kürze keine weitere Erläuterung gegeben werden. Die Euler-Rumpf-Transformation 158 liefert ein transformiertes Nicklagenfehlersignal über eine Leitung 160 an eine Proportional-Integral-Kompensationsfunktion 162. Die Kompensation beinhaltet sowohl einen Proportionalweg als auch einen Integralweg, die kombiniert werden, um auf einer Leitung 163 eine unbegrenzte Version des Nickbefehls-Modifiziersignals auf der Leitung 68 zu geben. Die Ausgestaltung von Proportional- und Integralkompensatoren ist dem Stand der Technik bekannt.
Es versteht sich, daß der Schutzumfang der vorliegenden Erfindung nicht beschränkt wird durch spezielle Verstärkungen, Nacheilfilter, Zeitkonstanten, Summierfunktionen und Begrenzerfunktionen, wie sie hier angegeben sind. Vielmehr wird davon ausgegangen, daß bei der Ausführung der vorliegenden Erfindung spezifischen Steuergesetzmäßigkeiten unterliegen, die auf dem dynamischen Verhalten der zu steuernden Anlage beruhen (z. B. bei einem Kampfhubschrauber im Gegensatz zu einem zivilen Hubschrauber), sowie den Besonderheiten jeder speziellen Anlage. Beispielsweise kann das inverse Modell von größerer als der ersten Ordnung sein. Darüber hinaus ist es nicht notwendig, daß das Steuersystem aufgeteilt wird in ein PFCS und ein AFCS. Vielmehr kommt auch in Betracht, daß das System in einigen Anwendungsfällen überhaupt nicht aufgeteilt wird, während in anderen Anwendungsfällen das System zusätzlich in Subsysteme unterteilt werden kann, basierend auf Kriterien wie Zuverlässigkeit und Wartungsfreundlichkeit.
Obschon offensichtlich, soll doch angemerkt werden, daß die Erfindung natürlich nicht auf ein Steuersystem auf Mikroprozessorbasis beschränkt ist. Das System läßt sich auch in Form eines elektronischen Systems ohne Mikroprozessor (entweder digital oder analog) implementieren.
Sämtliche vorstehend genannten Änderungen und Abwandlungen tangieren die Erfindung nicht. Es reicht aus, daß ein Drehflügler-Flugsteuersystem Eingangsgrößen von einer mehrachsigen Kraft-Seitenarmsteuerung empfängt und über ein Flugzeug-Geschwindigkeitsbefehlsmodell einen Einstellpunkt für die Flugzeug-Nickänderungsgeschwindigkeit als eine Funktion der Luftgeschwindigkeit und eines Nickbefehlssignals von der Seitenarmsteuerung einrichtet und oberhalb einer gewissen Luftgeschwindigkeit eine konstante Steuerknüppelkraft pro g Lastfaktor bereitstellt. Das Geschwindigkeitsbefehlsmodell spricht auf die Luftgeschwindigkeit an, um die konstante Steuerknüppelkraft pro g Lastfaktor einzurichten; der Einstellpunkt dient als Referenzgröße für (1) einen Nickänderungsgeschwindigkeits-Rückkopplungsweg; ein integrierter Wert für den Einstellpunkt dient für (2) einen Nick-Rückkopplungsweg, der eine modifizierte Rumpf-Euler-Transformation beinhaltet, die für ein Manövriergefühl bei Kurvenflügen mit großem Querneigungswinkel sorgt, während das Manövriergefühl bei Kurvenflügen mit geringem Querneigungswinkel beseitigt wird; und (3) einen Vorwärts-Steuerweg mit einem inversen Fahrzeugmodell, um ein Befehlssignal bereitzustellen, welches bezeichnet ist für denjenigen Befehl, der benötigt wird, damit das Flugzeug in einer durch den Einstellpunkt definierten Weise reagiert. Die erhaltenen Signale von sämtlichen drei Wegen werden summiert, um ein im Betrag und der Geschwindigkeit begrenztes Befehlssignal bereitzustellen, welches an den Hauptrotor des Fluggeräts gegeben wird, damit das Fluggerät in Richtung eines Nickgeschwindigkeits-Ansprechverhaltens angetrieben wird, welches im wesentlichen dem gewünschten Einstellpunkt entspricht. Während dem Piloten ansprechend auf die Seitenarmsteuerung während Kurvenflügen mit großem Querneigungswinkel ein Manövriergefühl vermittelt wird, wird ihm oberhalb einer gewissen Luftgeschwindigkeit eine konstante Steuerknüppelkraft pro g Lastfaktor vermittelt.

Claims

1. Hubschrauber-Flugsteuersystem (21) des Typs, der Signale bezüglich der Ist-Nicklage (86), der Ist-Nicklagen-Änderungsgeschwindigkeit (88), des Querneigungswinkels (87) und der Luftgeschwindigkeit (60) des Hubschraubers empfängt, wobei

a) eine Kraft-Seitenarmsteuerung (29) ein Nickachsen-Befehlssignal liefert;

b) das Flugsteuersystem die Nickbewegung des Hubschraubers dadurch steuert, daß es an den Hauptrotor des Hubschraubers einen Einstellpunkt-Signalwert gibt, der bezeichnend ist für den zum Erzielen einer gewissen Nicklage erforderlichen Hauptrotor-Blattspitzenweg,

c) wobei dem Piloten ein Manövriergefühl vermittelt wird, gekennzeichnet durch:

d) eine Geschwindigkeitsmodelleinrichtung (52), die auf das Luftgeschwindigkeitssignal anspricht, um für jeden Wert eines ihm angebotenen Nickachsen-Befehlssignals einen entsprechenden Signalwert für die Soll-Nickänderungsgeschwindigkeit des Hubschraubers bereitzustellen, die als eine Funktion des Luftgeschwindigkeitssignals konditioniert ist, um auf die Seitenarmsteuerung als eine Funktion des auf das Hauptrotorblatt einwirkenden Lastfaktors eine konstante Kraft auszuüben;

e) eine Einrichtung (110) zum Erzeugen eines Manövriergefühls für den Piloten an der Seitenarmsteuerung, indem der Wert des Soll-Nickänderungsgeschwindigkeitssignals derart mit einem Vorgabewert beaufschlagt wird, daß die Flugzeugnase während eines Kurvenflugs mit großem Querneigungswinkel geringfügig nach unten gezogen wird, wobei ein dafür bezeichnender vorbelasteter Soll-Nickänderungsgeschwindigkeitssignalwert bereitgestellt wird;

f) eine Einrichtung (150) zum zeitlichen Integrieren des vorbelasteten Soll-Nickänderungsgeschwindigkeitssignalwerts, um einen Soll-Nicklagen-Einstellpunktsignalwert zu bilden;

g) eine Einrichtung (154) zum Berechnen der Differenz zwischen dem Soll-Nicklagen-Einstellpunktsignalwert und dem Ist-Nicklagen-Signalwert, um einen dementsprechenden Nicklagen- Fehlersignalwert zu bilden;

h) eine Invers-Modell-Einrichtung (56), die für jeden Wert des Soll-Nickgeschwindigkeitssignals einen Vorwärts-Nick-Einstell punktsignalwert bildet, der bezeichnend ist für diejenige Nicklage, die der Hubschrauber einnehmen muß, um aerodynamisch bezüglich seiner Nickachse mit einer Geschwindigkeit anzusprechen, die durch den Soll-Nickgeschwindigkeits-Einstellpunktsignalwert eingestellt wird;

i) eine Einrichtung (66) zum Addieren des Vorwärts-Nick-Einstellpunktsignalwerts, des Nickgeschwindigkeits-Fehlersignalwerts und des Nicktagen-Signalwerts, um als Summe daraus einen Einstellpunktsignalwert zu liefern; und

j) eine Einrichtung (72, 44, 45, 46, 47) zum Ausgeben des Einstellpunktsignalwerts an den Hauptrotor (19) des Hubschraubers.

2. Flugsteuersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung (110) zur Schaffung eines Manövriergefühls die Nase des Flugzeugs nach unten senkt, wenn der Betrag des Querneigungswinkelsignalwerts einen gewissen Schwellenwert übersteigt, der als Funktion des Luftgeschwindigkeitssignalwerts berechnet wird.

3. Flugsteuersystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet,

daß

a) die Geschwindigkeitsmodelleinrichtung (52) ein Nacheilfilter mit veränderlicher Verstärkung aufweist, dessen Wert als Funktion des Luftgeschwindigkeitssignalwerts eingestellt wird,

b) der Wert der veränderlichen Verstärkung ein konstanter Wert für Werte des Luftgeschwindigkeitssignals von Null bis etwa 148 km/h (achtzig Knoten) ist, und

c) von dem konstanten Wert in umgekehrt proportionaler Weise als Funktion von Luftgeschwindigkeitssignalwerten oberhalb von etwa 148 km/h (achtzig Knoten) abnimmt.

4. Flugsteuersystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet,

daß die Einrichtung (110) zum Schaffen eines Manövriergefühls aufweist:

a) eine Einrichtung (120) zum Berechnen des Tangens des Querneigungswinkelsignalwerts und zum Bereitstellen eines diesbezüglichen Tangenssignals; und

b) eine Einrichtung (130) zum Berechnen des Produkts des Tangenssignalwerts und des Giergeschwindigkeits-Befehlssignalwerts und zum Begrenzen des Betrags des erhaltenen Produkts auf den Bereich zwischen veränderlichen Grenzwerten, die bezeichnend sind für den Schwellenwert, und die eingestellt werden als Funktion des Werts des Luftgeschwindigkeitssignals, und um den veränderlichen Vorgabesignalwert bereitzustellen in Form eines Signals, welches bezeichnend ist für das im Betrag begrenzte Produkt.

5. Flugsteuersystem nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Invers-Modell-Einrichtung (56) ein Voreilfilter erster Ordnung beinhaltet, welches in Vorwärts-Nick-Einstellpunktsignalwerte liefert.

6. Flugsteuersystem nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch:

a) eine Rumpf-Euler-Transformation (102) zum Transformieren des vorbelasteten Soll-Nick-Änderungsgeschwindigkeits-Signalwerts aus semer Basis bezüglich der Hubschrauberrumpfachsen in eine neue Basis bezüglich Euler-Trägheitskoordinaten; und

b) eine Einrichtung (158) zum Rücktransformieren des Nicklagen- Fehlersignalwerts von dessen Basis bezüglich der Euler-Trägheitskoordinaten auf die Basis bezüglich des Hubschrauberrumpfs.