DE69314171T2

DE69314171T2 - Hubschrauber mit integriertem feuerleit- und flugkontrollsystem mit koordinierter kursabweichungsteuerung

Info

Publication number: DE69314171T2
Application number: DE69314171T
Authority: DE
Inventors: Donald Fowler; Nicholas Lappos
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1992-05-19
Filing date: 1993-05-06
Publication date: 1998-04-09
Anticipated expiration: 2013-05-07
Also published as: DE69314171D1; WO1993023716A1; CA2133568A1; US5263662A; EP0641426B1; EP0641426A1; CA2133568C

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft Flugsteuersysteme fur Drehflügler, insbesondere betrifft sie ein integriertes Feuerleit- und Flugsteuersystem, welches für eine automatische Kurvenflugkoordination während der Steuerung eines Flugzeug-Azimuts und einer Nicklage des Flugzeugs basierend auf einer Ziellösung des Feuerleitsystems sorgt.
Im Verlauf der Jahre haben sich die Kampfeinsätze für Hubschrauber dramatisch geändert, sie beinhalten nunmehr Berührung mit feindlichen Kräften, einschließlich Aufklärung und Kampfflugzeugunterstützung von Truppen an der Front. Diese Art von Einsatz setzt die Hubschrauber zahlreichen Risiken aus, und deshalb beinhalten neue Hubschrauberentwürfe Offensivwaffen, beispielsweise Gatlingkanonen und Raketenwerfer.
Ursprünglich wurde die Hauptsteuerung der Hubschrauberbewaffnung von dem Piloten vorgenommen, der das Fluggerät vor dem Abfeuern auf das Ziel ausrichtete. Durch Einstellen der Fluglage des Flugzeugs vor dem Einsetzen zusätzlicher Munition führte der Pilot eine Korrektur bei Fehlschüssen aus. Mit der Entwicklung der Technologie wurden Zielverfolgungs- und Sensorsysteme dazu benutzt, das Ziel zu lokalisieren und diejenige Flugzeuglage festzulegen, die benötigt wurde, um die Waffe auf das Ziel zu richten, und zwar unter Berücksichtigung von auf die Bewaffnung einwirkenden äußeren Kräften, beispielsweise Wind, Flugzeuggeschwindigkeit etc. Ein solches System zeigt typischerweise ein "Fadenkreuz" an, welches bezeichnend ist für die Ist-Flugzeuglage, außerdem eine geometrische Form, die kennzeichnend ist für die Soll- Flugzeuglage, um dadurch zu einer hohen Trefferwahrscheinlichkeit des Ziels für die Waffe zu gelangen. Der Pilot muß das Fluggerät so manövrieren, daß das Fadenkreuz in die durch die Form definierte Abfeuerposition gebracht wird, bevor die Waffe abgefeuert wird. Die Zielinstruktionen, beispielsweise Fadenkreuz und geometrische Form, werden typischerweise auf einem Steuerfeld, einer Überkopfanzeige oder auf einer am Helm gelagerten Anzeige dargestellt, die den Piloten mit visueller Information bezüglich der Zielposition, der eigenen Fluglage, des Kurses, der Geschwindigkeit und der Höhe versorgt.
Obschon derartige Zielsysteme die Richtgenauigkeit für Waffen verbesserte, war der Pilot immer noch einer beträchtlichen Belastung durch das Regulieren des Flugzeugkurses und der Nicklage ausgesetzt. Es ist bekannt, daß ein geschulter Hubschrauberpilot die Lage des Fluggeräts innerhalb von 1 Grad Nicklage oder Gierlage steuern kann. Obschon dies den Anschein einer sehr genauen Steuerung erweckt, hat eine Abweichung in der Nick- oder Gierachse um 1 Grad einen beträchtlichen Einfluß auf die Flugbahn eines Projektils.
Wenn der Pilot das Flugzeug zum Anvisieren eines Ziels manövriert, liefert das automatische Flugsteuersystem des Flugzeugs (AFCS) typischerweise Steuersignale, so daß das Fluggerät koordinierte Kurvenflüge ausführt. Ein koordinierter Kurvenflug für einen Drehflügler, d. h. einen Hubschrauber mit einem Einzel-Hauptrotor, ist definiert als ein Kurvenflug mit Querneigung, bei dem der Rumpf des Fluggeräts tangential zu einer gekrümmten Flugbahn des Fluggeräts verläuft, d. h., keine Seitenschlupfvektoren vorhanden sind. Bei dieser Art von Manöver ist die Steuerung der Gierachsenbefehle für den Heckrotor kritisch.
Bei mechanischen Gestängesteuersystemen erfordert ein koordinierter Kurvenflug von dem Piloten die gleichzeitige - über Seitenruderpedale erfolgende - Eingabe des passenden Gierbetrags, um eine Anpassung zu schaffen an das Maß der über den zyklischen Knüppel eingegebenen Rolleingabe. Die jüngeren sogenannten Fly-By-Wire-Flugsteuersysteme (vgl. z. B. die US-A-4,203,532; US-A-4,067,517; US-A-4,206,891 und US-A-4,484,283) liefern automatisch die passende Giereingabe. Das AFCS befiehlt eine koordinierte Giereingabe, typischerweise bei Luftgeschwindigkeiten von mehr als 60 Knoten (etwa 30,8 m/s), basierend auf der gefühlten Geschwindigkeit des Giergeschwindigkeitskreisels. Das koordinierte Giersignal wird dann dazu verwendet, die Befehlssignale für den Haupt- und Heckrotor so zu modifizieren, wie es notwendig ist, damit die Seitenbeschleunigung des Hubschraubers gegen Null geht.
Aus der US-A-5,001,646 ist ein automatisiertes Hubschrauberflugsteuersystem bekannt. Bei diesem Stand der Technik ändert sich der Fahrzeugzustand mit den Pilotenbefehlen. Die Steuerung wird entkoppelt, um ein unerwunschtes Ansprechen des Hubschraubers in anderen Achsen als der einen, vom Piloten angegebenen Achse zu reduzieren. Offenbart sind aufgabenorientierte Steuerbetriebsarten, die automatisch ausgewählt werden, ferner automatische Steuerung des Motordrehmoments und der Rotordrehzahlbeschrähkungen. Insbesondere offenbart die Schrift eine Feuerleitvorrichtung und eine Signalverarbeitungseinrichtung. Die Schrift offenbart nicht eine Koppelzielbetriebsarteinrichtung zur Schaffung eines Koppelzielsignals in Abhängigkeit der Aktivierung einer Flugsteuersystem-Koppelzielbetriebsart.
Ziele der Erfindung beinhalten die Schaffung eines verbesserten Flugsteuersystems für einen Drehflügler, integriert mit einem Flugzeug- Feuerleitsystem, welches einen Querneigungswinkel vorgibt, um für eine automatische Kurvenflugkoordinationssteuerung zu sorgen, wenn eine Feuerleitlösung dazu benutzt wird, die Gierlage und die Nicklage des Flugzeugs während des Richtens von Waffen zu steuern.
Ein weiteres Ziel der Erfindung ist die Schaffung eines integrierten Feuerleit- und Flugsteuersystems mit einer automatischen Kurvenflugkoordinationssteuerung bei Einsatz einer Feuerleitlösung zum Steuern der Gierlage und der Nicklage des Flugzeugs nur dann, wenn die Flugzeuggeschwindigkeit über einem Schwellenwert liegt, wobei die Autorität des Pilotenbefehls aufrechterhalten wird, um eine automatische Kurvenflugkoordination zu übersteuern.
Erreicht werden diese Ziele erfindungsgemäß von einem Drehflügler- Flugsteuersystem mit den Merkmalen des Anspruchs 1, sowie durch ein solches Drehflügler-Flugsteuersystem, welches die Merkmale des Anspruchs 8 aufweist. Abhängige Ansprüche 2 bis 7 und 9 bis 14 beinhalten Weiterbildungen des Gegenstands der Ansprüche 1 und 8.
Während des Betriebs in einer Koppelzielbetriebsart, bei der ein Feuerleitlösungs-Azimutbefehl und -Erhöhungswinkelbefehl das Gierlagen- Rückkopplungsfehlersignal bzw. das Nicklagen-Rückkopplungsfehlersignal als die Fluglagenreferenz ersetzen, wird ein IFFC-Rollbefehl als Funktion der Kursgeschwindigkeit, der Luftgeschwindigkeit und der Anfangs-Drehungsgeschwindigkeit der Zielvisierlinie geliefert, um das Rollagen-Rückkopplungsfehlersignal des Flugsteuersystems zu ersetzen.
Der IFFC-Rollbefehl beinhaltet eine Querneigungswinkelkomponente als Funktion entweder einer Seitenbeschleunigung oder eines seitlichen Schlupfs.
Während der Integration des Feuerleitsystems mit dem Flugsteuersystem wird für die automatische Kurvenflugkoordinationssteuerung nur dann gesorgt, wenn der Pilot von Hand einen Freigabeschalter drückt und gedrückt hält, und die Luftgeschwindigkeit über einem Schwellenwert liegt, und während der Integration des Feuerleitsystems und des Flugsteuersystems bleibt der Pilotensteuerknüppel-Steuerweg der Primäreingang für das Flugsteuersystem, um für die Übersteuerungsmöglichkeit der seitens des Piloten angewiesenen Rollmanöver zu sorgen. Eine automatische Kurvenflugkoordination wird dann gesperrt, wenn der Pilot das Fluggerät so manövriert, daß ein koordinierter Kurvenflug vermieden wird, und dieser Zustand wird erneut freigegeben, falls der Pilot das Fluggerät in die Lage für einen koordinierten Kurvenflug manövriert.
Während des Betriebs in der Koppelzielbetriebsart ersetzen die Änderungsgeschwindigkeit des Feuerleitlösungs-Azimutbefehls und -Erhöhungswinkelbefehls die Flugzeuggiergeschwindigkeit und -nickgeschwindigkeit als Flugzeuggeschwindigkeitsreferenz in einem Geschwindigkeits- Rückkopplungsweg.
Die vorliegende Erfindung verringert die Arbeitsbelastung des Piloten während des Richtens der Waffen und verbessert die gesamte Waffeneffektivität durch Bildung einer automatischen Kurvenflugkoordination, wenn eine Feuerleitlösung dazu benutzt wird, eine Soll-Nick- und - Gierlagenreferenz auf automatischem Weg bereitzustellen. Die erfindungsgemäße automatische Kurvenflugkoordination sorgt für den notwendigen Querneigungswinkel des Flugzeugs, um einen koordinierten Kurvenflug auszuführen, und ändert deshalb nicht die für die Feuerleitlösung benötigte Gierlage. Gesperrt wird die Kurvenflugkoordination, wenn der Pilot das Flugzeug in einer Weise manövriert, die der Kurvenflugkoordination zuwiderläuft, und aus diesem Grund kann der Pilot die Kurvenflugkoordination jederzeit übersteuern. Die vom Piloten vorgegebene Steuerknüppeleingabe erhält primäre Autorität, und deshalb kann der Pilot die dem Flugzeug innewohnende Beweglichkeit für Ausweichmanöver, zum Ausbrechen aus feindlichen Zielsystemen und zum Reagieren auf neue Bedrohungen voll ausnutzen.
Die vorliegende Erfindung zielt weiterhin darauf ab, den Zielgeschwindigkeitsfehler dadurch auf Null zu bringen, daß die Genauigkeit des Waffenrichtens verbessert wird. Die Feuerleitlösung-Azimut- und Erhöhungszielgeschwindigkeit sorgen während des Betriebs in der Koppelzielbetriebsart für die Flugzeuggeschwindigkeitsreferenz in einem Geschwindigkeitsrückkopplungsweg. Deshalb nimmt die Fluglage des Flugzeugs rasch die richtige Fluglage für das Richten der Waffen ein, wobei die Genauigkeit des Waffenrichtens verbessert ist.
Die oben angegebenen sowie weitere Ziele, Merkmale und Vorteile der Erfindung ergeben sich deutlich im Lichte der nachfolgenden detaillierten Beschreibung von beispielhaften Ausführungsformen der Erfindung, wie sie in den begleitenden Zeichnungen dargestellt sind.
Fig. 1 ist grafische Darstellung der Relation zwischen einem Flugzeug- Nickwinkel und einer Zielweite für eine mit einem zehn Pfund schweren Gefechtskopf ausgestatteten 2,75-Zoll-Mark-40-Luftrakete mit auffaltbaren Flügeln;
Fig. 2 ist eine grafische Darstellung der Relation zwischen der Änderung des Geschützzielbereichs pro Grad Nickwinkel und der Entfernung zu dem Ziel für die Mark-40-Rakete gemäß Fig. 1;
Fig. 3 ist eine grafische Darstellung der Relation zwischen dem seitlichen Versatz pro Grad Kursänderung und der Zielentfernung für die Mark-40-Rakete nach Fig. 1;
Fig. 4 ist ein Blockdiagramm des integrierten Feuerleit- und Flugsteuersystems gemäß der Erfindung;
Fig. 5 ist ein vereinfachtes, schematisches Blockdiagramm eines Gier-/Nicklagensteuerteils des integrierten Feuerleit- und Flugsteuersystems nach Fig. 4;
Fig. 6 ist ein schematisches Blockdiagramm eines Freigabeabschnitts der Gier-/Nicklagensteuerung nach Fig. 5;
Fig. 7 ist ein schematisches Blockdiagramm eines Geschwindigkeitsrückkopplungswegs der Gier-/Nachlagensteuerung nach Fig. 5;
Fig. 8 ist ein schematisches Blockdiagramm einer Steuerlogik zum Steuern des Betriebs eines prellfreien Gier- und Nicklagenschalters;
Fig. 9 ist ein schematisches Blockdiagram eines Steuerteils für eine automatische Kurvenflugkoordination des in Fig. 4 gezeigten integrierten Feuerleit- und Flugsteuersystems;
Fig. 10 ist ein schematisches Blockdiagrarnm eines Berechnungsabschnitts für einen Querneigungswinkel der in Fig. 9 gezeigten automatischen Kurvenflugsteuerung;
Fig. 11 ist ein schematisches Blockdiagramrn einer Rollagenfunktion des Querneigungswinkel-Berechnungsteils in Fig. 10;
Fig. 12 ist ein schematisches Blockdiagramm eines Querbeschleunigungs-/Seitenschlupf-Querneigungswinkelberechnungsabschnitts des Querneigungswinkelberechnungsteils in Fig. 10;
Fig. 13 ist ein schematisches Blockdiagramm eines Rückkopplungswegs des Querneigungswinkel-Berechnungsteils in Fig. 10; und
Fig. 14 ist ein schematisches Blockdiagramm einer Steuerlogik zum Steuern des Betriebs eines prellfreien Rollagenschalters.
Das erfindungsgemäße integrierte Feuerleit- und Flugsteuersystem (IFFC) eignet sich besonders gut zur Unterstützung eines Hubschrauberpiloten in der Zielaufnahmephase der Mission und zur Verbessertung der Gesamt-Bewaffnungseffizienz durch Steigerung der Geschützfeuergenauigkeit.
Wenn ein Pilot Kontakt mit einem Ziel aufgenommen hat und ein Flugzeug-Feuerleitsystem aktiviert und eine Waffe ausgewählt ist, verwenden derzeitige Feuerleitsysteme Symbole, um den Piloten in die richtige Flugzeuglage zu dirigieren, die erforderlich ist, damit das ausgewählte Geschoß in die Zielstelle eingebracht wird. Es wird ein Fadenkreuz angezeigt, welches die derzeitige Lage des Flugzeugs symbolisiert, ferner eine geometrische Form, beispielsweise eine Raute, ein Kästchen, eine Ellipse, ein Kreis etc., die die akzeptierbare Abfeuerlösung darstellt. Nun versucht der Pilot, das Flugzeug in der Weise zu manövrieren, daß das Fadenkreuz innerhalb der geometrischen Form liegt, um einen erfolgreichen Waffenabschuß zu erreichen. Wenn das Flugzeug manövriert wird, befiehlt das AFCS eine koordinierte Giereingabe, falls der Pilot eine Rolleingabe vorgibt, um dadurch zu einem koordinierten Kurvenflug zu gelangen. Für ein gewisses Geschoß muß der Pilot eine sehr exakte Flugzeuglage erreichen und beibehalten, um einen erfolgreichen Waffenabschuß vornehmen zu können. Dies bringt eine erhebliche Belastung für den Piloten beim Regulieren des Kurses und des Nickwinkels mit sich.
Bezugnehmend auf Fig. 1 zeigt eine Abfeuertabelle die Relation zwischen dem Flugzeug-Nickwinkel und dem Geschoßzielbereich für eine mit einem zehnpfündigen Gefechtskopf bestückte, 2,75 Zoll (etwa 70 mm) Kaliber aufweisende Luftrakete mit auffaltbaren Flügeln vom Typ Mark 40. Beispielsweise muß der Pilot, damit das Geschoß in einer Entfernung von 4000 Meter trifft, einen Nickwinkel von 1/2 Grad einstellen. Die grafische Darstellung geht von der Annahme aus, daß Flugzeug und Ziel gleiche Höhe haben. Weitere Einstellungen sind dann erforderlich, wenn das Ziel sich auf einer anderen Höhe befindet als das Flugzeug.
Es ist bekannt, daß ein geschulter Pilot in der Lage ist, die Nick- und die Gierlage innerhalb von ± 1 Grad zu steuern. Fig. 2 veranschaulicht die Schwahkungen des Auftreffpunkts, verursacht durch eine 1 Grad betragende Änderung des Nickwinkels in Abhängigkeit der Zielentfernung. Bei einer Zielentfernung von beispielsweise 4000 Meter bewegt eine Nickwinkeländerung um 1 Grad den Auftreffpunkt um annähernd 250 Meter. Fig. 3 veranschaulicht die Schwahkung eines Auftreffpunkts pro Grad Kursänderung für Ziele in verschiedenen Entfernungen.
Beispielsweise wird eine 1 Grad betragende Kursänderung bei einer Zielentfernung von 4000 Meter den Auftreffpunkt um annähernd 70 Meter versetzen. Hieraus versteht sich, daß zum Erreichen einer hohen Trefferwahrscheinlichkeit der Pilot zahlreiche Waffen einsetzen muß, um die Trefferwahrscheinlichkeit zu steigern.
Das integrierte Feuerleit- und Flugsteuersystem gemäß der Erfindung verbessert die Zielgenauigkeit in der Nick- und Gierlage auf einen Wert innerhalb ± 0,1 Grad der Feuerleitsystem-Abfeuerlösung. Das System verstärkt in großem Maß die Genauigkeit der Waffenabfeuerung bei gleichzeitiger Reduzierung der Arbeitsbelastung des Piloten während des Abfeuerns. Darüber hinaus braucht der Pilot nur viel weniger Geschosse einzusetzen, um eine geeignete Trefferwahrscheinlichkeit für das Ziel zu erreichen.
Nunmehr auf Fig. 4 bezugnehmend, enthält das erfindungsgemäße System 21 ein Primärflugsteuersystem (PFCS) 22, ein automatisches Flugsteuersystem (AFCS) 24 und ein integriertes Feuerleit- und Flugsteuersystem (IFFC) 25. Das PFCS empfängt von einem Verlagerungs- Kollektivknüppel 26 über Leitungen 27 Verlagerungsbefehls-Ausgangssignale. Das AFCS empfängt ebenfalls diskrete Ausgangssignale von dem Kollektivknüppel über Leitungen 27. Das PFCS und das AFCS empfangen jeweils Kraftausgangsbefehlssignale von einer vierachsigen Seitenarmsteuerung 29 über Leitungen 30. Das AFCS und das PFCS empfangen außerdem sensierte Parametersignale von Sensoren 31 über Leitungen 32. Die Pilotenbefehlssignale auf den Leitungen 27 und 30 und die sensierten Parametersignale auf den Leitungen 32 sind zusammengefaßt in Sammelleitungen 33 und 34 in dem PFCS bzw. dem AFCS dargestellt.
Das PFCS und das AFCS enthalten jeweils Steuermodulen zum Steuern der Gier-, der Nick-, der Roll- und Hubachse des Flugzeugs. Diese Modulen sind durch Blöcke 35 bis 38 für das PFCS und Blöcke 39 bis 42 für das AFCS dargestellt. Die PFCS-Modulen liefern Rotorbefehls signale, die AFCS-Modulen sorgen für eine Konditionierung und/oder Trimmung der PFCS-Rotorbefehlssignale. Die PFCS- und die AFCS- Modulen sind untereinander über einen Bus 43 verbunden.
Das PFCS und das AFCS verwenden einen Modellfolgealgorithmus für jede Steuerachse, um Rotorbefehlssignale über Ausgangsleitungen 44 an eine Rotormischfunktion 45 zu liefern, die eine Verlagerung mechanischer Servos 46 und Gestänge 47 veranläßt, um die Spitzenbahnebene eines Hauptrotors 50 zu steuern. Darüber hinaus steuert die Rotormischfunktion 45 Heckrotorservos 48, die den Schub eines Heckrotors 51 über Gestänge 49 steuern. Die sensierten Parametersignale von den Sensoren 31 auf den Leitungen 32 beliefern das PFCS und das AFCS mit der Winkelgeschwindigkeits- und Fluglagenantwort des Flugzeugs auf die Hauptrotor- und Heckrotorbefehlssignale. Darüber hinaus liefern die Sensoren Informationen über die Geschwindigkeit, Höhe, Beschleunigung etc., die von dem Flugsteuersystem verwendet wird oder auch nicht.
Das IFFC 25 empfängt Feuerleitdaten von einem Feuerleitsystem 55 über Leitungen 57. Das IFFC empfängt außerdem sensierte Parametersignale über Leitungen 32 von Sensoren 31. Zielpositionsdaten werden dem Feuerleitsystem 55 von Zielpositions-/Winkeldaten-Eingängen 56 über Leitungen 55 zugeleitet. Die Zielposition-/Winkeldaten können von einer Vielfalt von Quellen stammen, wie es aus dem Stand der Technik bekannt ist, beispielsweise von Sichtlinienwinkel-Sensoren, Karten- und Positionsdaten, Infrarotsensoren, Lasersensoren, Radarsensoren etc. Die Feuerleitdaten auf den Leitungen 57 und sensierte Parametersignale auf den Leitungen 32 sind in dem IFFC innerhalb von Sammelleitungen 59 zusammengefaßt dargestellt.
Das IFFC enthält Steuerkanalmodulen zur Bereitstellung von Gier-, Nick- und Rollsteuersignalen für das AFCS. Diese Modulen sind durch Blöcke 60, 61 bzw. 62 dargestellt. Die IFFC-Modulen sind über den Bus 43 an die PFCS- und AFCS-Modulen angeschlossen. Wie weiter unten näher erläutert werden wird, werden, wenn die Feuerleitlösungs- Azimut- und -Erhöhungsbefehle sich innerhalb eines Schwellenwerts befinden, die AFCS-Gier- und -Nickachsen-Rückkopplungsfehlersignale ersetzt durch Feuerleit-Azimut- und -Erhöhungsachsenbefehle. Normalerweise liefert das AFCS ansprechend auf Pilotenbefehle die gewünschte Gier- und Nicklagenreferenz. Die Differenz zwischen diesen Fluglagen- Referenzbefehlen und der Ist-Flugzeuglage besteht in den Fluglagenrückkopplungsfehlersignalen, die das AFCS kontinuierlich auf Null zu bringen versucht. Wenn gewisse Waffen ausgewählt werden, z. B. eine feststehende, nach vom gerichtete Kanone oder eine Rakete mit feststehender Aufhängung, und das IFFC freigegeben ist, werden die Feuerleit-Azimut- und -Erhöhungsbefehle als die jeweiligen Fluglagenrückkopplungsfehlersignale verwendet. Dies wird als "Koppelziel"-Betriebsart bezeichnet. Das IFFC kann von dem Piloten dadurch freigegeben werden, daß er einen Schalter an der Seitenarmsteuerung 29 niederdrückt, oder es kann eine zusätzliche Logik vorhanden sein (Fig. 8), die erfordert, daß das Ziel sich in einem Erfassungsfenster befindet und das Feuerleitsystem gültige Feuerleitbefehle liefert.
Fig. 5 veranschaulicht die funktionelle Verbindung der IFFC-Gier- und -Nickmodulen 60, 61 mit dem PFCS 22 und dem AFCS 24. Fig. 5 wird in Verbindung mit den Gierachsenmodulen 35, 39 und 60 beschrieben, beispielsweise den Flugsteuer-Gierlagen-Referenz- und Feuerleit-Azimut- Befehlssignalen. Allerdings versteht der Fachmann, daß die funktionelle Verbindung gemäß Fig. 5 gleichermaßen Anwendung findet bei einer Flugsteuer-Nicklagenreferenz und Feuerleit-Erhöhungs-Befehlssignalen.
Das PFCS empfängt über eine Leitung 70 ein Gierachsenbefehlssignal, welches von der Seitenarmsteuerung 29 (Fig. 4) über Sammelleitungen 33 und Leitungen 30 zugeführt wird. Bei der vorliegenden Ausführungsform handelt es sich bei der Seitenarmsteuerung um einen vierachsigen Kraftsteuerknüppel, in welchem Gierachsenbefehlssignale dadurch erzeugt werden, daß der Pilot die Seitenarmsteuerung seitlich verdreht (nach links oder nach rechts), während Nickachsenbefehlssignale dadurch erzeugt werden, daß der Pilot die Seitenarmsteuerung drückt und zieht (vor oder zurück). Das Gierbefehlssignal wird dem Eingang einer Signalformerschaltung 72 angeboten. Die Signalformerschaltung enthält einen Sollgeschwindigkeitsantwortabschnitt, der auf eine Leitung 74 ein Soll-Giergeschwindigkeitssignal gibt, welches kennzeichnend ist für die gewünschte Änderungsgeschwindigkeit der Flugzeuglage bezüglich der Gierachse. Zusätzlich enthält die Signalformerschaltung 92 einen dynamischen Formerabschnitt, bei dem es sich um ein inverses Modell der ungefähren Gierachsenantwort der Anlage, welches ein Steuerbefehlssignal auf einer Leitung 90 gibt. Das Steuerbefehlssignal auf der Leitung 90 repräsentiert den angenäherten Rotorbefehl, der notwendig ist, um die gewünschte Gierachsen-Änderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs für jedes vom Piloten vorgegebene Manöver zu erreichen, und es stellt den primären Steuereingang für die Rotormischfunktion 45 dar.
Das Soll-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 74 wird gleichzeitig einem Summierknoten 78 in dem PFCS und einer Rumpf-Euler-Transformation 79 in dem AFCS angeboten. Im Normalbetrieb summiert der Summierknoten 78 vorgegebene Giergeschwindigkeitssignale auf der Leitung 74 (aus der Signalformerschaltung 72) und die Ist-Giergeschwindigkeit des Flugzeugs, die (über Leitungen 32 und die Sammelleitung 33 von Sensoren 31) als sensiertes Giergeschwindigkeitssignal auf einer Leitung 84 über einen Summierknoten 141 und eine Leitung 142 empfangen wird. Während des Betriebs in der Koppelzielart allerdings wird das Fluglagengeschwindigkeitssignal modifiziert durch ein Zielvisierlinien-Geschwindigkeitssignal, welches über einen Geschwindigkeitsrückkopplungsweg 143 geliefert wird, wie in bezug auf Fig. 7 noch erläutert wird. Das Ausgangssignal des Summierknotens 78 ist ein Giergeschwindigkeitsfehlersignal auf einer Leitung 85. Das Geschwindigkeitsfehlersignal wird in einer Geschwindigkeitsverstärkungsstufe 87 verstärkt und über eine Leitung 89 einem Eingang eines zweiten PFCS- Summierknotens 88 zugeleitet. Der Summierknoten 88 empfängt außerdem über die Leitung 90 das Steuerbefehlssignal von der Signalformerschaltung 72 und ein Gierbefehls-Modifiziersignal auf einer Leitung 92 von einem Geschwindigkeits- und Betragsbegrenzer 94. Der Begrenzer 94, der eine unbeschränkte Version des Gierbefehls-Modifiziersignals über eine Leitung 96 (über den Bus 43) von dem AFCS empfängt, begrenzt das Gierbefehls-Modifiziersignal, wenn dessen Betrags- und Änderungsgeschwindigkeitsgrenzwerte überschritten werden. Das Ausgangssignal des Summierknotens 88 gelangt auf eine Leitung 100 und wird über die PFCS-Ausgangssammelleitung 44 an die Mischfunktion 45 gegeben.
Der Betrag und die Änderungsgeschwindigkeit des Gierbefehls-Modifiziersignals vom AFCS sind eine Funktion des Flugzeug-Kursfehlers während Normalbetrieb. Das Gierbefehls-Modifiziersignal vollzieht eine Flugzeuglagen-Rückkopplungsschleife um das Rotorbefehlssignal herum. Die Fluglagenrückkopplungsschleife ist die zweite von zwei Rückkopplungsschleifen um das Rotorbefehlssignal herum; die erste Schleife ist eine Giergeschwindigkeits-Rückkopplungsschleife, gebildet durch das Giergeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 89.
Das Gierbefehls-Modifiziersignal ist ein berechneter Wert, der durch einen Modellfolgealgorithmus im Inneren des AFCS basierend auf der Ist-Flugzeugantwort auf das Rotorbefehlssignal geliefert wird. Das Gierbefehls-Modifiziersignal modifiziert das Rotorbefehlssignal in der Weise, daß die vom Piloten vorgegebene Gierlage erreicht wird. Eine detailliertere Beschreibung des Modellfolgealgorithmus des AFCS sowie der AFCS-Architektur findet sich in der anhängigen US-Patentanmeldung 07/751,431 entsprechend der US-A-5,238,203 mit dem Titel "High Speed Turn Coordination For A Rotary Wing Aircraft" der Anmelderin.
Ein Gierlagen-Rückkopplungsfehlersignal dient normalerweise dazu, das Gierbefehls-Modifiziersignal bereitzustellen. Während des Betriebs des IFFC in der Koppelzielbetriebsart allerdings wird der Feuerleitsystem- Azimutbefehl dazu verwendet, das Gierbefehls-Modifiziersignal bereitzustellen. Das Fluglagen-Rückkopplungsfehlersignal wird in dem AFCS entwickelt. Das vorgegebene Giergeschwindigkeitssignal wird über die Leitung 74 der Rumpf-Euler-Transformation 79 angeboten. Diese Transformation 79 transformiert das Giergeschwindigkeitssignal, welches auf die Achsen des Flugzeugrumpfs bezogen ist, auf eine Trägheitsachsen- Referenz auf einer Leitung 101, die einem Summierknoten 102 zugeführt wird. Der andere Eingang des Summierknotens 102 ist ein Fluglagenreferenz-Folgefehlersignal auf einer Leitung 103.
Das Ausgangssignal des Summierknotens 102 gelangt über eine Leitung 104 auf eine AFCS-Trimmlagenreferenzfunktion 106 geliefert. Die Referenzfunktion 106 ist eine Integralfunktion, die das vorgegebene Giergeschwindigkeitssignal (bezogen auf die Trägheitsachsen, Leitung 101) umsetzt in ein Soll-Gierlagensignal auf der Leitung 105. Das Soll- Gierlagensignal wird einem Summierknoten 108 zugeführt, dessen anderer Eingang ein Gierlagensignal auf einer Leitung 107 empfängt, welches von Sensoren 31 über Leitungen 32 und die Sammelleitung 34 (Fig. 4) zugeführt wird. Das Ausgangssignal des Summierknotens 108 ist das Gierlagen-Rückkopplungsfehlersignal auf einer Leitung 109, bezogen auf die Trägheitsachsen, wobei es sich um die Differenz zwischen der Soll- Gierlage auf der Leitung 105 und der Ist-Flugzeuggierlage auf der Leitung 107 handelt. Das Gierlagen-Rückkopplungsfehlersignal wird einer Euler-Rumpf-Transformation 110 zugeführt, die das Gierlagen- Rückkopplungsfehlersignal von einem Trägheitsachsensystem zurücktransformiert in ein Flugzeugrumpfachsensystem auf einer Leitung 111. Die Arbeitsweise beider Transformationsfunktionen 79 und 110 ist in größerer Einzelheit in der bereits erwähnten US-Patentanmeldung Nr. 07/751,431 (US-A-5,238,203) der Anmelderin beschrieben.
Während des Betriebs des Systems in der Koppelzielbetriebsart wird das Gierlagen-Rückkopplungsfeblersignal ersetzt durch das Feuerleit-Azimutbefehlssignal. Es gibt daher eine Differenz zwischen der Gierlagenreferenz, wie sie durch das AFCS angegeben wird, und der Ist-Flugzeuggierlage, weil das Gierlagen-Rückkopplungsfehlersignal nicht dazu benutzt wurde, das Gierbefehls-Modifiziersignal bereitzustellen. Deshalb wird das Fluglagenreferenzfolgefehlersignal über die Leitung 103 dem Summierknoten 102 zugeführt, um das Geschwindigkeitssignal auf der Leitung 104 zu modifizieren. Das Fluglagengeschwindigkeitsfolgefehlersignal wird bereitgestellt durch einen Fluglagenfolgeabschnitt 115 des IFFC. Der Fluglagenfolgeabschnitt empfängt über eine Leitung 117 ein Fluglagenfolgefehlersignal und wandelt dies um in ein Fluglagenreferenzfolgefehlersignal.
Das Gierlagenrückkopplungsfehlersignal auf der Leitung 111 wird an einen Begrenzer-Fader-Abschnitt 120 des IFFC gegeben. Im Normalbetrieb läßt der Begrenzer-Fader-Abschnitt 120 das Gierlagenrückkopplungsfehlersignal auf die Leitung 122 durch, über die das Gierlagenrückkopplungssignal über einen Proportionalweg mit einer darin enthaltenen Verstärkungsfunktion 125 auf einen Summierknoten 135 gelangt. Außerdem wird das Gierlagenrückkopplungssignal an den Summierknoten 135 über einen Integralweg gegeben, der eine Signalauswahl-/Konditionierfunktion 132 und eine Integralfunktion 130 enthält. Im Normalbetrieb liefert die Signalauswahl-/Konditionierfunktion 132 das Gierlagenrückkopplungsfehlersignal einfach an die Integralfunktion 130. Das Ausgangssignal des Summierknotens 135 ist das Gierbefehl-Modifiziersignal auf der Leitung 96.
Wenn das System in der Koppelzielbetriebsart arbeitet, ersetzt der Begrenzer/Fader-Abschnitt 120 des IFFC das Gierlagenrückkopplungssignal auf der Leitung 122 durch ein IFFC-Azimuthbefehlssignal auf einer Leitung 140. Darüber hinaus modifiziert die Signalauswahl-/Konditionierfunktion 132 das IFFC-Azimuthbefehlssignal, wenn die Koppelzielbetriebsart freigegeben ist, wie es weiter unten detaillierter anhand der Fig. 6 erläutert wird.
Das IFFC-Azimuthbefehlssignal wird von dem Flugzeug-Feuerleitsystem bereitgestellt. Normalerweise, wenn eine spezielle Bedrohungs-/Feind- Situation als das Ziel zur Verwendung in der Koppelzielbetriebsart ausgewählt ist, wird von einem Autozielverfolger 153, z. B. einer elek trooptischen Verfolgungseinrichtung oder einem Radarsystem, Zielazimuth- und -erhöhungsinformation über eine Leitung 155 geliefert. Die Azimuth- und Erhöhungsinformation von dem Autoverfolger 153 ist ein Sichtlinienvektor zwischen dem Ziel und einem beliebigen Punkt an dem Flugzeugrumpf, der für Sichtlinienberechnungen dient, beispielsweise eine Flugzeug-Referenzachse. Der Sichtlinienvektor wird aufgelöst in eine Erhöhungswinkelkomponente und eine Azimuthkomponente. Das Ausgangssignal der Autoverfolgerfunktion 153 wird über die Leitung 155 einem Summierknoten 156 und einer Vorhaltewinkel-Berechnungsfunktion 157 zugeflihrt. Dem anderen Eingang der Vorhaltewinkel-Berechnungsfunktion 157 wird ein Waffentypsignal über eine Leitung 159 von einer Waffenauswahlfunktion 160 zugeleitet. Die Vorhaltewinkel- Berechnungsfunktion verwendet die Waffentypinformation und die Autoverfolgungsinformation, um das Ausmaß des Waffenversatzes, d. h. den Vorhaltewinkel, zu berechnen, basierend auf dem ausgewählten Waffentyp, damit ein Ziel mit einer Bahn und einer Geschwindigkeit getroffen wird, die der Zielbahn- und -positionsinformation entspricht, die von der Autoverfolgungsfunktion geliefert wird. Der Vorhaltewinkel wird über eine Leitung 161 auf den Summierknoten 156 gegeben, wo er auf die Zielsichtlinienvektoren gegeben wird, um auf eine Leitung 165 einen korrigierten Azimuthbefehl zu geben.
Der korrigierte Azimuthbefehl auf der Leitung 165 wird einem Summierknoten 168 zugeleitet. Dessen anderes Eingangssignal ist ein Seelenachsenkorrektursignal auf einer Leitung 170 von der Waffenauswahlfunktion 160. Das Seelenachsenkorrektursignal ist kennzeichnend für den Versatz zwischen der ausgewählten Waffe und der Flugzeug-Referenzachse. Das Ausgangssignal des Summierknotens 168 ist ein Azimuthbefehl, bei dem es sich um eine Azimuthkomponente einer Zielvisierlinie handelt. Die Zielvisierlinie kennzeichnet die Waffenflugbahn, die von dem Feuerleitsystem für die Waffe bestimmt wird, um das Ziel erfolgreich zu treffen. Der Azimuthbefehl wird über eine Leitung 172 auf eine Komplementärfilterfunktion 175 gegeben. Das Komplementärfilter kann irgendein geeigneter, aus dem Stand der Technik bekannter Typ sein, der es ermöglicht, daß die Frequenzbandbreite der Flugzeugrumpfgeschwindigkeit hoch bleibt, während das Ansprechverhalten der Flugzeugrumpfgeschwindigkeit auf Rauschen aus dem Feuerleitweg gesenkt wird. Das Ausgangssignal des Komplementärfilters ist das IFFC-Azimuthbefehlssignal auf der Leitung 140.
Der Fachmann sieht, daß die IFFC-Koppelzielfunktion den AFCS-Fluglagenhaltesignalweg verwendet, der normalerweise mit einem Gierlagenrückkopplungsfehlersignal beaufschlagt wird. Die normale Fluglagenhaltefunktion wird vor Einleitung des IFFC-Koppelzielbetriebs eingeschaltet. Nach Einleitung des IFFC-Koppelzielbetriebs wird der normale Fluglagenrückkopplungsweg für die Gierachse dadurch modifiziert, daß das Gierlagenrückkopplungsfehlersignal ersetzt wird durch das IFFC- Azimuthbefehlssignal. Da das Feuerleit-Azimuthbefehlssignal im wesentlichen das gleiche Signal ist, welches ansonsten einen Geschützdrehstand-Winkel vorgeben wurde, wobei die Feuerleitlösung dann erfüllt ist, wenn das Feuerleitbefehlssignal Null ist, d. h. eine drehbar aufgehängte Kanone so gesteuert würde, daß sie exakt mit dem Zielrahmen fluchtet. Dies unterstellt, daß die Zielsichtlinie von der Feuerleitfunktion kombiniert wird mit dem geeigneten Vorhaltewinkel, einschließlich Balistik, Zielzustand und eigener Zustand. Darüber hinaus wird der Feuerleitlösung unterstellt, daß sie die Fluchtung der Waffen-Seelenachse bezüglich des Zielrahmens und des Autoverfolgers berücksichtigt.
Nunmehr auf Fig. 6 bezugnehmend, besteht die Funktion des Begrenzer/Fader-Abschnitts 120 des IFFC darin, die Feuerleitazimuth- und - erhöhungsbefehle allmählich an die Stelle der Gier- und Nicklagenrückkopplungsfehlersignale zu setzen, wenn der IFFC-Koppelzielbetrieb eingeschaltet wird. Fig. 6 wird auch in bezug auf Gier- und Azimuthsignale beschrieben, die Beschreibung ist jedoch gleichermaßen anwendbar auf Nick- und Erhöhungssignale, wie der Fachmann leicht sieht. Wie oben in Verbindung mit Fig. 5 erläutert wurde, wird ein Feuerleit-Azimuthbefehlssignal über eine Leitung 172 von dem Feuerleitsystem 55 bereitgestellt. Der Feuerleitazimuthbefehl wird auf das Komplementärfilter 175 gegeben, dessen Ausgangssignal ein IFFC-Azimuthbefehlssignal auf einer Leitung 140 ist. Das Azimuthbefehlssignal wird auf eine Verstärkungsfunktion 200 gegeben, deren Ausgangssignal über eine Leitung 202 auf einen Summierknoten 205 gegeben wird. Die Verstärkungsfunktion 200 hat die Aufgabe, die IFFC-Antwort auf kleine Fehler einzustellen, ohne den normalen AFCS-Fluglagenverstärkungswert zu beeinflussen. Es kann wünschenswert sein, das IFFC mit einer größeren Verstärkung für kleinere Fehler auszustatten, damit die Flugzeuglage stärker auf Feuerleitazimuthbefehle anspricht und damit das Flugzeug schnell die richtige Feuerstellung einnimmt und beibehält.
Der andere Eingang des Summierknotens 205 wird durch das Nicklagenrückkopplungsfehlersignal auf der Leitung 111 vom Ausgang der Euler- Rumpf-Transformation 110 (Fig. 5) gebildet. Das Ausgangssignal des Summierknotens 205 ist ein IFFC-Fluglagenfehlersignal auf einer Leitung 207, welches auf eine Begrenzerfunktion 208 gegeben wird. Der Betrag des IFFC-Fluglagenfehlersignals ist das Ausmaß der Änderung in der Fluglage, wie sie von dem Feuerleitazimuthbefehl vorgegeben wird, gegenüber der vom Piloten vorgegebenen Gierlage. Die Obergrenze und die Untergrenze der Begrenzerfunktion 208 werden in einem Autoritätsgrenzenteil 210 des IFFC festgelegt. Der Autoritätsgrenzenteil 210 spricht an auf die Feuerleitazimuth- und -erhöhungsbefehle. Das Ausgangssignal des Autoritätsgrenzenteils 210 wird über eine Leitung 250 auf die Begrenzerfunktion 208 gegeben, um die Obergrenze der Begrenzerfunktion festzulegen, und wird über einen Multiplizierer 252 mit einem Wert von minus Eins gegeben, dessen Ausgangssignal die Untergrenze der Begrenzerfunktion 208 auf einer Leitung 254 ist. Man sieht, daß für größere Azimuthbefehle auf der Leitung 140 der Wert der Verstärkung 200 den Wert des Feuerleitazimuthbefehls auf der Leitung 140, auf den die Begrenzerfunktion 208 einwirkt, ändert. Wenn die Obergrenze des Begrenzers beispielsweise 6 Grad beträgt und die Verstärkungsfunktion einen Wert von 2 hat, beträgt die Obergrenze der Begrenzerfunktion 3 Grad bezüglich des Feuerleitazimuthbefehls. Allerdings wirkt der Begrenzer immer noch bei 6 Grad bezüglich der Änderung der Fluglage, wie sie durch das Fluglagenrückkopplungsfehlersignal auf der Leitung 111 gekennzeichnet wird.
Das IFFC-Fluglagenfehlersignal wird über die Leitung 207 auf die Begrenzerfunktion 208 gegeben, um dadurch seinen Betrag zu beschränken. Das Ausgangssignal der Begrenzerfunktion 208 wird über eine Leitung 260 auf einen Summierknoten 262 gegeben. Dessen anderer Eingang empfängt über die Leitung 111 das Gierlagemückkopplungsfehlersignal.
Das Ausgangssignal des Summierknotens 262 ist ein IFFC-Azimuthbefehlssignal auf einer Leitung 263, dessen Betrag bezüglich der Änderung beschränkt ist, die sie gegenüber der seitens des Piloten vorgegebenen Fluglage veranlassen kann. Wenn die Differenz zwischen dem IFFC-Azimuthbefehlssignal und dem AFCS-Fluglagenrückkopplungsfehlersignal groß ist, beschränkt die Begrenzerfunktion 208 den Betrag dieser Differenz, um den Einfluß des IFFC-Fluglagenbefehlssignals auf die Flugzeuglage zu begrenzen.
Das im Betrag beschränkte IFFC-Azimuthbefehlssignal auf der Leitung 263 und das AFCS-Fluglagenrückkopplungsfehlersignal auf der Leitung 111 werden auf einen prellfreien Schalter 265 gegeben. Der prellfreie Schalter 265 wird von einem vom Piloten betätigbaren Schalter gesteuert, der sich z. B. an der Seitenarmsteuerung 29 (Fig. 4) befindet. Das Ausgangssignal des prellfreien Schalters ist das AFCS-Fluglagenrückkopplungsfehlersignal, wenn der Pilot nicht den Schalter an der Seitenarmsteuerung drückt, und das Ausgangssignal des Schalters ist das im Betrag begrenzte IFFC-Azimuthbefehlssignal, wenn der Pilot den Seitenarmsteuerungs-Schalter einschaltet. Deshalb wird die IFFC-Koppelzielbetriebsart nur eingeschaltet, wenn der Pilot von Hand den prellfreien Schalter 265 einschaltet. Wenn zu irgendeinem Zeitpunkt während des Betriebs der Koppelzielbetriebsart der Pilot den Schalter losläßt, kehrt das System in den Normalbetrieb zurück.
Das Ausgangssignal des prellfreien Schalters wird über eine Leitung 268 an die Verstärkungsfunktion 125 in dem AFCS-Proportionalweg (Fig. 5) gegeben. Das Ausgangssignal des prellfreien Schalters 265 wird außerdem über die Leitung 268 auf den Integrator 130 innerhalb des AFCS- Integralwegs gegeben, und zwar über die Signalauswahl-/Konditionierfunktion 132. Es ist wünschenswert, in dem Integralweg beim Arbeiten in der Koppelzielbetriebsart eine hohe Verstärkung zu haben, damit die Lage des Flugzeugs rasch die Zieleinstellung einnimmt. Die erhöhte Integralverstärkung wird durch einen Verstärkungsfunktionsblock 270 gewährleistet. Das IFFC-Azimuthbefehlssignal wird über die Verstärkungsfunktion 272, die das Signal durch die Proportionalweg-Azimuthverstärkung dividiert, auf den Integraiweg gegeben. Deshalb wird der Signalwert zur Vereinfachung des Verständnisses des Betriebs der Integralwegfunktion auf Skaleneinheiten des Feuerleitwinkelfehlers zurückgestellt. Das Ausgangssignal der Verstärkungsfunktion 272 wird über eine Leitung 275 auf eine Summierfunktion 276 gegeben. Das andere Eingangssignal des Summierknotens 276 ist die Feuerleit-Azimuthbefehlsrate auf einer Leitung 278, die als Ausgangssignal einer Differenzierfunktion 279 geliefert wird, welche den Feuerleitazimuthbefehl auf der Leitung 172 differenziert. Die Feuerleitazimuthbefehls- Geschwindigkeit wird dem Summierknoten 276 als ein Fehlerdämpfüngssignal angeboten, um eine übersteuerte Integratorantwort zu dämpfen, die verursacht wird durch Verwendung der großen Verstärkung innerhalb der Verstärkungsfunktion 270. Das Ausgangssignal der Verstärkungsfunktion 270 wird über eine Leitung 281 auf einen Schalter 283 gegeben. Das andere Eingangssignal des Schalters 283 ist das Ausgangssignal des prellfreien Schalters 265 auf der Leitung 268. Der Schalter 283 spricht an auf die Aktivierung des prellfreien Schalters. Im Normalbetrieb liefert der Schalter das Fluglagenrückkopplungsfehlersignal über die Leitung 268 direkt an den AFCS-Integralweg auf der Leitung 285. Beim Arbeiten in der Koppelzielbetriebsart liefert der Schalter das IFFC- Azimuffibefehlssignal auf der Leitung 281 an den AFCS-Integralweg auf der Leitung 285.
Erneut auf Fig. 5 bezugnehmend, versucht ein Geschwindigkeitsfehlerrückkopplungsweg, das Giergeschwindigkeitsfehlersignal auf der Leitung 89 während des Normalbetriebs auf Null zu bringen. Der Geschwindigkeitsfehler hat Bezug zu der vom Piloten vorgegebenen Giergeschwindigkeit auf der Leitung 74 und der Ist-Flugzeuggiergeschwindigkeit auf der Leitung 142. Beim Arbeiten in der Koppelzielbetriebsart versucht der Fluglagenrückkopplungsweg, das Azimuthbefehlssignal, d. h. den Azimuthzielfehler, auf Null zu bringen. Ein Normalbetrieb des Geschwindigkeitsrückkopplungswegs in der Koppelzielbetriebsart würde zu einem bleibenden Fehler zwischen der Flugzeuggierlage und dem Azimuthbefehlssignal führen, weil der Geschwindigkeitsfehler auf die Ist- Flugzeuggierlage bezogen ist. Deshalb wird der Geschwindigkeitsrückkopplungsweg nach Fig. 7 dazu benutzt, das Fluglagengeschwindigkeitsfehlersignal während des Arbeitens in der Koppelzielbetriebsart bereitzustellen, um so den bleibenden Fehler zu beseitigen.
Nach Fig. 7 wird der Azimuthbefehl über die Leitung 172 auf einen Differenziator 350 gegeben. Das Ausgangssignal des Differenziators 350 ist ein Azimuthgeschwindigkeitssignal auf einer Leitung 352, kennzeichnend für die Änderungsgeschwindigkeit des Azimuthbefehls. Das Azimuthgeschwindigkeitssignal wird auf einen Summierknoten 355 gegeben. Dessen anderer Eingang wird durch das Flugzeug-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 142 gegeben, welches über den Summierknoten 356 und die Leitung 357 zugeführt wird. Das Ausgangssignal des Sum mierknotens 355 ist ein IFFC-Gierlagengeschwindigkeitsfehlersignal auf einer Leitung 358.
Das IFFC-Gierlagengeschwindigkeitsfehlersignal wird auf eine Verstärkungsfunktion 359 gegeben, deren Ausgangssignal auf einem Geschwindigkeitsbegrenzer 362 gelangt. Der Geschwindigkeitsbegrenzer 362 beschränkt das IFFC-Gierlagengeschwindigkeitsfehlersignal, wenn die Änderungsgeschwindigkeitsgrenzen des Begrenzers überschritten werden. Das IFFC-Gierlagengeschwindigkeitsfehlersignal wird dann von einer Integratorfunktion 368 integriert, deren Ausgangssignal auf einen Autoritätsbegrenzer 370 gelangt. Der Autoritätsbegrenzer 370 begrenzt das IFFC-Gierlagengeschwindigkeitsfehlersignal, wenn die Betragsgrenzen des Begrenzers überschritten werden.
Das Ausgangssignal des Autoritätsbegrenzers 370 wird über eine Leitung 372 an eine Einblendfunktion 375 und einen Summierknoten 356 gegeben. Das Zurückführen des Ausgangssignals des Autoritätsbegrenzers 370 über den Summierknoten 356 hat die Wirkung, daß eine Nacheilfunktion bezüglich des Feuerleit-Azimuthgeschwindigkeitssignals geschaffen wird, wodurch das Ausgangssignal des Integrators 368 dem Azimuthgeschwindigkeitssignal folgt. Die Zeitkonstante der Nacheilfunktion bestimmt sich durch den Betrag der Verstärkungsfunktion 359. Die Einblendfunktion 375 liefert ihr Ausgangssignal über die Leitung 379 an den Summierknoten 141 ansprechend auf den Betrieb des prellfreien Schalters 265. Wenn der prellfreie Schalter nicht eingeschaltet ist, ist das Ausgangssignal der Einblendfunktion Null, und wenn der prellfreie Schalter eingeschaltet ist, blendet die Einblendfunktion ihr Eingangssignal auf der Leitung 372 allmählich auf die Ausgangsleitung 379 über. Es versteht sich also, daß das Ausgangssignal des Summierknotens 141 die Flugzeuggiergeschwindigkeit während des Normalbetriebs ist. Nach Einschalten der Koppelzielbetriebsart ist das Ausgangssignal des Summierknotens 141 der IFFC-Azimuthgeschwindigkeitsfehler. Während des Betriebs in der Koppelzielbetriebsart versucht also der Rückkopplungsweg für den Geschwindigkeitsfehler, die Zielgeschwindigkeit gegen Null zu bringen.
Der prellfreie Schalter 265 (Fig. 6) wird gemäß Beschreibung ansprechend darauf aktiviert, daß der Pilot einen Schalter oder eine Taste an der Seitenarmsteuerung 29 (Fig. 4) drückt. Es kann aber auch wünschenswert sein, die Koppelzielbetriebsart zu sperren, wenn nicht andere gewisse Erfordernisse erfüllt sind. Ein Beispiel für eine komplexere Steuerung des prellfreien Schalters 265 ist in Fig. 8 gezeigt. Wenn die Taste 920 an der Seitenarmsteuerung des Piloten gedrückt wird, wird über eine Leitung 921 an ein UND-Gatter 925 ein Signal gegeben. Der andere Eingang des UND-Gatters 925 ist ein über eine Leitung 930 von dem Feuerleitsystem 55 kommendes Feuerleit-Gültigkeitssignal. Das Feuerleit-Gültigkeitssignal kennzeichnet die Aktivierung des Feuerleitsystems, die Auswahl einer Waffe des Typs, der zum Zielen eine gesteuerte Gier- und/oder Nick-Lage erfordert, z. B. eine feststehende, nach vom gerichtete Bordkanone, und daß ein Ziel von den Feuerleitsensoren verfolgt wird. Wenn beide Bedingungen erfüllt sind, d. h., wenn der Pilot die Taste 920 drückt und das Feuerleit-Zulässigkeitssignal vorhanden ist, liefert das UND-Gatter über eine Leitung 932 ein Signal an ein zweites UND-Gatter 935.
Der andere Eingang des UND-Gatters 935 ist ein AZ/EL-In-Grenzen- Signal auf einer Leitung 937. Das AZ/EL-In-Grenzen-Signal ist kennzeichnend dafür, daß der Betrag sowohl des Feuerleit-Azimuth- als auch des Feuerleit-Erhöhungs-Signals (bezüglich einer Trägheitsreferenz) unter einem zugehörigen Schwellenwert liegt. Der Feuerleit-Erhöhungsbefehl wird über das Komplementärfilter 175 einer Rumpf-Euler-Transformation 940 zugeleitet. In ähnlicher Weise wird der Feuerleit-Azimuthbefehl über das Komplementärfilter 175 einer Rumpf-Euler-Transformation 941 zugeführt. Die Transformationen 940, 941 wandeln die Feuerleitsignale von einer Rumpfachsenreferenz um in eine Trägheitsachsenreferenz. Als nächstes werden die Feuerleitsignale Funktionen 945, 946 zugeleitet, die ermitteln, ob der Betrag des Feuerleit-Erhöhungsbefehls und -Azimuthbefehls größer als ein zugehöriger Schwellenwert ist. Wenn sowohl der Azimuth- als auch der Erhöhungsbefehl unter einem zugehörigen Schwellenwert liegt, liefert das NOR-Gatter 947 über die Leitung 937 ein Signal an das UND-Gatter 935. Wenn sämtliche Bedingungen erfüllt sind, liefert das UND-Gatter 935 über eine Leitung 950 ein Signal zum Aktivieren des prellfreien Schalters 265.
Wenn ein Pilot zum Befeuern eines Ziels in eine Abfeuerlage hineinmanövriert und ein Kurvenflug erforderlich ist, gibt der Pilot typischerweise über den zyklischen Steuerknüppel einen Rollbefehl ein. Wenn die Flugzeuggeschwindigkeit sich über einem gewissen Wert befindet, typischerweise über 60 Knoten (etwa 30,8 m/s), gibt das AFCS eine koordinierte Giereingabe basierend auf der gefühlten Seitenbeschleunigung vor. Das Gier-Koordinationssignal modifiziert das Heckrotorbefehlssignal so, wie es notwendig ist, um die Seitenbeschleunigung des Hubschraubers auf Null zu bringen, um dadurch den Hubschrauber in einen koordinierten Kurvenflug zu bringen. Die Schriften US-A-4,003,532; US-A- 4,067,517; US-A-4,206, 891 und US-A-4,484,283 zeigen Beispiele für sogenannte Fly-By-Wire-Flugsteuersysteme, die automatische, koordinierte Giereingaben in der oben beschriebenen Weise bereitstellen.
Während des Betriebs in der IFFC-Koppelzielbetriebsart wird das Gierbefehlsmodifiziersignal von dem IFFC-Azimuthbefehlssignal über den Proportional- und den Integralweg des AFCS geliefert. Während gewisser, von dem Gierbefehlsmodifiziersignal in der Koppelzielbetriebsart gelieferter Giermanöver kann es wünschenswert sein, einen koordinierten Kurvenflug vorzusehen, insbesondere bei hohen Geschwindigkeiten. Allerdings ist der Einsatz der normalen AFCS-gesteuerten automatischen Kurvenkoordinationssteuerung in der IFFC-Koppelzielbetriebsart aus zwei Gründen nicht durchführbar: erstens modifiziert die Änderung der Fluglage aufgrund des Betriebs in der Koppelzielbetriebsart lediglich die Gier- und die Nicklage des Flugzeugs, und die Feuerleitlösung hat keinen Einfluß auf das Rollen des Flugzeugs. Zweitens wäre es für das AFCS unerwünscht, ein koordinierendes Giereingabesignal bereitzustellen, weil dieses Einfluß hätte auf die Gierlage, die durch das IFFC- Azimuthbefehlssignal vorgegeben wird, so daß die vorgegebene Abfeuerlage beeinträchtigt würde. Deshalb wird die automatische Kurvenkoordinationssteuerung nach Fig. 9 bereitgestellt, um das Rollen des Flugzeugs (den Querneigungswinkel) während einer von dem IFFC-Azimuthbefehlssignal vorgegebenen Änderung der Gierlage während der Arbeit in der Koppelzielbetriebsart zu steuern.
Fig. 9 veranschaulicht die funktionelle Verbindung des IFFC-Rollmoduls 62 mit dem PFCS 22 und dem AFCS 24. Das PFCS empfängt über die Leitung 1070 ein Rollachsenbefehlssignal, welches über die Sammelleitungen 33 und die Leitungen 30 von der Seitenarmsteuerung 29 (Fig. 4) kommt. Wie oben beschrieben, handelt es sich bei der Seitenarmsteuerung um einen vierachsigen Kraftsteuerknüppel, in welchem Rollachsenbefehlssignale dadurch erzeugt werden, daß der Pilot eine nach links oder rechts gerichtete Kraft auf die Seitenarmsteuerung ausübt. Das Rollbefehlssignal wird an den Eingang einer Signalformerschaltung 1072 geführt. Die Signalformerschaltung enthält einen Sollgeschwindigkeitsantwort-Abschnitt, der über eine Leitung 1074 ein Soll-Rollgeschwindigkeitssignal liefert, welches bezeichnend ist für die gewünschte Änderung der Flugzeuglage bezüglich der Rollachse. Darüber hinaus enthält die Signalformerschaltung 1072 einen dynamischen Formerabschnitt, bei dem es sich um ein inverses Modell des approximierten Rollachsen- Ansprechverhaltens der Anlage handelt, um ein Steuerbefehlssignal auf eine Leitung 1090 zu geben. Der Steuerbefehlssignal auf der Leitung 1090 repräsentiert den angenäherten Rotorbefehl, der benötigt wird, um die gewünschte Rollachsen-Änderungsgeschwindigkeit des Flugzeugs für jedes vom Piloten vorgegebene Manöver zu erreichen, und es stellt den primären Steuereingang für die Rotormischfunktion 45 dar.
Das Soll-Rollgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 1074 gelangt an: einen Summierknoten 1078 innerhalb des PFCS, einer Rumpf-Euler- Transformation 1079 in dem AFCS und ein Querneigungswinkel-Berechnungsmodul 1077. Der Summierknoten 1078 summiert das Soll-Rollgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 1074 (welches von der Signalformerschaltung 1072 kommt) mit der Ist-Rollgeschwindigkeit des Flugzeugs, die (von Sensoren 31 über Leitungen 32 und Sammelleitungen 33) als sensiertes Rollgeschwindigkeitssignal über die Leitung 1084 empfangen wird. Das Ausgangssignal des Summierknotens 1078 ist ein Rollgeschwindigkeitsfehlersignal auf einer Leitung 1085. Das Rollgeschwindigkeitsfehlersignal wird in einer Geschwindigkeitsverstärkungsstufe 1087 verstärkt und über eine Leitung 1089 an einen Eingang eines zweiten PFCS-Summierknotens 1088 gegeben. Der Summierknoten 1088 empfängt außerdem das Steuerbefehlssignal auf der Leitung 1090 von der Signalformerschaltung 1072, und ein Rollbefehls-Modifiziersignal von einem Geschwindigkeits- und Betragsbegrenzer 1094 über eine Leitung 1092. Der Begrenzer 1094, der eine unbegrenzte Version des Rollbefehls-Modifiziersignals auf einer Leitung 1096 (über den Bus 43) von dem AFCS empfängt, beschränkt das Rollbefehls-Modifiziersignal, falls dessen Grenzen bezüglich des Betrags und der Änderungsgeschwindigkeit überschritten werden. Das Ausgangssignal des Summierknotens 1088 gelangt über eine Leitung 1100 über die PFCS-Ausgangssammelleitungen 44 an die Mischfunktion 45.
Ein Rollagenrückkopplungsfehlersignal dient normalerweise zur Bildung des Rollbefehls-Modifiziersignals. Während des Betriebs des IFFC in der Koppelzielbetriebsart jedoch wird das Querneigungswinkel-Berechnungsmodul 1077 dazu benutzt, das Rollbefehls-Modifiziersignal bereitzustellen. Das Rollbefehlrückkopplungsfehlersignal wird in dem AFCS entwickelt. Das Soll-Rollgeschwindigkeitssignal wird über die Leitung 1074 an die Rumpf-Euler-Transformation 1079 gegeben. Die Transformation 1079 transformiert das Rollgeschwindigkeitssignal, welches auf Flugzeugrumpfachsen bezogen ist, in eine Trägheitsachsenreferenz auf einer Leitung 1101, über die es einem Summierknoten 1102 zugeführt wird. Der andere Eingang des Summierknotens 1102 ist ein Rollagen- Referenz-Folgefehlersignal auf einer Leitung 1103. Das Ausgangssignal des Summierknotens 1102 wird über eine Leitung 1104 der AFCS- Trimmlagen-Referenzfunktion 1106 zugeführt. Die Referenzfunktion 1106 ist eine Integralfunktion, die das Soll-Rollagensignal (bezüglich der Trägheitsachsen auf der Leitung 1101) umwandelt in ein Soll-Rollagensignal auf der Leitung 1105. Das Soll-Rollagensignal wird einem Summierknoten 1108 zugeführt, dessen anderer Eingang ein Rollagensignal auf einer Leitung 1107 von Sensoren 31 über Leitungen 32 und die Sammelleitung 34 (Fig. 4) empfängt. Das Ausgangssignal des Summierknotens 1108 ist das Rollagen-Rückkopplungsfehlersignal auf einer Leitung 1109 bezüglich der Trägheitsachsen, und es handelt sich um die Differenz zwischen der Soll-Rollage auf der Leitung 1105 und der Ist- Flugzeugrollage auf der Leitung 1107. Das Rollagen-Rückkopplungsfehlersignal wird einer Euler-Rumpf-Transformation 1110 angeboten, die das Rollagen-Rückkopplungsfehlersignal aus dem Trägheitsachsen-Bezug zurücktransformiert in einen Flugzeugrumpfachsen-Bezug auf einer Leitung 1111. Die Arbeitsweise beider Transformationsfunktionen 1079 und 1110 ist in Fig. 6 detaillierter dargestellt.
Während des Betriebs des Systems in der Koppelzielbetriebsart wird das Rollagen-Rückkopplungsfehlersignal ersetzt durch ein IFFC-Rollsignal, welches von dem Querneigungswinkel-Berechnungsmodul 1077 bereitgestellt wird. Deshalb gibt es möglicherweise eine Differenz zwischen der Rollagenreferenz, wie sie von dem AFCS geliefert wird, und der Ist- Flugzeugrollage, weil das Rollagen-Rückkopplungsfehlersignal nicht dazu benutzt wurde, das Rollbefehl-Modifiziersignal bereitzustellen. Deshalb wird das Rollagen-Referenz-Folgefehlersignal über die Leitung 1103 auf den Summierknoten 1102 gegeben, um das Rollgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 1104 zu modifizieren. Das Rollagengeschwindigkeits-Folgefehlersignal wird von einem Rollagen-Folgeabschnitt 1115 des IFFC bereitgestellt. Der Rollagen-Folgeabsclmitt empfängt über eine Leitung 1117 das Rollagen-Folgefehlersignal und wandelt es um in ein Rollagen-Referenz-Folgefehlersignal.
Das Rollagen-Rückkopplungsfehlersignal auf der Leitung 1111 wird auf einen prellfreien Rollschalter 1265 gegeben. Im Normalbetrieb läßt der prellfreie Rollschalter 1265 das Rollagenrückkopplungssignal auf die Leitung 1122 durch, wo das Rollagenrückkopplungssignal über einen eine Verstärkungsfunktion 1125 enthaltenden Proportionalweg und einen eine Integralfunktion 1130 enthaltenden Integralweg auf einen Summierknoten 1135 gegeben wird. Das Ausgangssignal des Summierknotens 1135 ist das Rollbefehlsmodifiziersignal auf der Leitung 1096.
Das Querneigungswinkel-Berechnungsmodul 1077 spricht an auf ein Luftgeschwindigkeitssignal, ein Kursgeschwindigkeitssignal, ein Nickgeschwindigkeitssignal, ein Giergeschwindigkeitssignal, ein Seitenschlupfsignal, ein Querbeschleunigungssignal, ein Gierlagensignal, ein Nicklagensignal und ein Rollagensignal, die von Sensoren 31 über Leitungen 32 und die Sammelleitung 59 (Fig. 4) sowie Leitungen 1136 bis 1144 zugeführt werden. Im vorliegenden Zusammenhang bezieht sich der Begriff Seitenschlupf auf den Winkel, der zwischen der Zielrichtung des Flugzeugbugs und einem Vektor entsprechend der Richtung des relativen Winds gebildet wird. Ein positiver Seitenschlupf entsteht, wenn der Wind von der rechten Seite des Flugzeugs kommt, d. h. der Flugzeugbug befindet sich links von dem relativen Windvektor. Ein negativer Seitenschlupf tritt ein, wenn der Wind von der linken Seite des Flugzeugs kommt. Das IFFC-Azimuthbefehlssignal wird über die Leitung 140 von der Feuerleitsteuerung 55 über das komplementäre Filter 175 an das Querneigungswinkel-Berechnungsmodul 1077 geliefert. Das Ausgangssignal des Querneigungswinkel-Berechnungsmoduls ist ein IFFC-Rollbefehlssignal auf einer Leitung 1150. Während des Betriebs des Systems in der Koppelzielbetriebsart ersetzt der prellfreie Rollschalter 1265 das Rollagenrückkopplungssignal auf der Leitung 1122 durch das IFFC-Rollbefehlssignal auf der Leitung 1150.
Die Querneigungswinkel-Berechnungslogik 1077 berechnet einen Querneigungswinkel anhand der Luftgeschwindigkeit, der Flugzeugkursgeschwindigkeit und einer Sichtlinien-Kursgeschwindigkeit. Darüber hinaus liefert das Querneigungswinkel-Berechnungsmodul eine weitere Querneigungs-Modifizierung, um die Querbeschleunigung und/oder den Seitenschlupf gegen Null zu bringen. Bezugnehmend auf Fig. 10 liefert die Rollagenfunktion 1200 ein Soll-Rollagensignal über eine Leitung 1202 an eine Begrenzerfunktion 1210. Das Soll-Rollagensignal enthält eine Flugzeug-Kursgeschwindigkeitskomponente und eine Sichtlinien- Kursgeschwindigkeitskomponente. Die Rollagenfunktion 1200 ist in Fig. 11 in größerer Einzelheit dargestellt. Bezugnehmend auf Fig. 11, wird der Feuerleit-Erhöhungsbefehl an eine Differenzierfunktion 1701 gegeben, deren Ausgangssignal ein Azimuthgeschwindigkeitssignal auf einer Leitung 1702 ist, beispielsweise ein Ziel-Nickgeschwindigkeitssignal bezüglich des Flugzeugrumpfs in der Nickachse. Das Azimuthgeschwindigkeitssignal wird auf einen Summierknoten 1703 gegeben, an dessen anderen Eingang das Flugzeug-Nickgeschwindigkeitssignal geliefert wird, welches von Sensoren 31 über die Leitung 1138 zugeführt wird. Das Ausgangssignal des Summierknotens 1703 ist ein LOS-Nickgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 1704, kennzeichnend für die Trägheits-Drehgeschwindigkeit des Ziel-LOS bezüglich der Erde, aufgelöst in dem Flugzeug-Nickachsen-Referenzrahmen. Dies repräsentiert die Drehgeschwindigkeit im Trägheitsraum, mit der das Flugzeug dann Nicken sollte, wenn es die richtige Geschwindigkeit bei der Zielverfolgung hat. In ähnlicher Weise wird der Feuerleit-Azimuthbefehl an eine Differenzierfunktion 1705 gegeben, deren Ausgangssignal ein Azimuthgeschwindigkeitssignal auf einer Leitung 1706 ist. Das Azimuthgeschwindigkeitssignal wird auf einen Summierknoten 1707 gegeben, dessen anderer Eingang das Flugzeug-Giergeschwindigkeitssignal empfängt, welches von Sensoren 31 über die Leitung 1139 zugeführt wird. Das Ausgangssignal des Summierknotens 1707 ist ein LOS-Giergeschwindigkeitssignal auf einer Leitung 1708, kennzeichnend für die Trägheits-Drehgeschwindigkeit des Ziel-LOS bezüglich der Erde, aufgelöst in dem Flugzeug-Gierachsen-Referenzrahmen.
Das LOS-Nickgeschwindigkeitssignal (LOSPR) und das LOS-Giergeschwindigkeitssignal (LOSYR) werden an einen LOS-Kursgeschwindigkeits-Berechnungsfunktionsblock 1710 gegeben. Die Flugzeugnicklage (THETAB) und Nicklage (PHIB) werden ebenfalls - über Leitungen 1143 und 1142 - an den Funktionsblock 1710 gegeben. Der Funktionsblock 1710 berechnet ein LOS-Kursgeschwindigkeitssignal, welches kennzeichnend ist für die Kursgeschwindigkeit des Ziel-LOS bezüglich eines Bezugs-Trägheitsrahmens, der bezüglich der Erd-Horizontalebene aufgelöst ist. Die LOS-Kursgeschwindigkeits-Berechnungsfunktion verwendet die nachstehend angegebene Gleichung 2, um das LOS-Kursgeschwindigkeitssignal (LOSHR) zu bestimmen:

(Gleichung 2)

LOSHR = [LOSPR*sin(PHIB) + LOSYR*cos(PHIB)]/cos(THETAB)
Die LOSHR-Komponente des Soll-Rollagensignals wird dadurch bereitgestellt, daß das LOSHR-Signal der Querneigungswinkel-Berechnungsfunktion 1730 zugeführt wird. Deren andere Eingangsgröße ist die Luftgeschwindigkeit auf der Leitung 1136. Die Querneigungswinkel-Berechnungsfunktion 1730 verwendet die nachstehende Gleichung 3 zum Bestimmen der Soll-Rollage (RA):

(Gleichung 3)

RA = ATAN [(Kursgeschwindigkeit)* (Luftgeschwindigkeit)/(Schwerkraft) *(C)]
wobei C eine Konstante für die gegebenenfalls notwendige Einheiten- Umwandlung ist. Die LOSHR-Komponente des Soll-Rollagensignals wird als nächstes an eine Verstärkungsfunktion 1732 gegeben.
In ähnlicher Weise wird die Flugzeug-Kursgeschwindigkeit über die Leitung 1137 auf eine Querneigungswinkel-Berechnungsfunktion 1740 gegeben. Diese Funktion verwendet außerdem die Luftgeschwindigkeit auf der Leitung 1136 zum Berechnen der Flugzeug-Kursgeschwindigkeitskomponente des Soll-Rollagensignals unter Verwendung der obigen Gleichung 3. Die Flugzeug-Kursgeschwindigkeitskomponente des Soll- Rollagensignals wird auf eine Verstärkungsfunktion 1742 gegeben.
Der Betrag des Soll-Rollagensignals hängt ab von der Flugzeug-Kursgeschwindigkeit bei großen Feuerleit-Azimuthbefehlen, die bezeichnend sind für große Zielfehler. Verringert sich der Zielfehler, so hängt das Soll-Rollagensignal von dem LOS-Kursgeschwindigkeitssignal ab. Wenn sich also der Zielfehler verringert, hängt der berechnete Querneigungswinkel von der Flugzeug-Kursgeschwindigkeit ab, die notwendig ist, um die richtige Feuerstellung beizubehalten.
Die LOS-Kursgeschwindigkeitskomponente des Soll-Rollagensignals wird über eine Leitung 1712, und die Flugzeug-Kursgeschwindigkeitskomponente des Soll-Rollagensignals wird über eine Leitung 1713 auf Verstärkungsfunktionen 1715 bzw. 1716 gegeben. Die Verstärkungsfunktionen haben reziproke Kennlinien, so daß bei kleinen Feuerleit-Azimuthbefehlen auf der Leitung 140 die LOS-Kursgeschwindigkeitsverstärkung 1715 maximalen Betrag aufweist, d. h. den Wert Eins, und die Flugzeug-Kursgeschwindigkeitsverstärkung 1716 kleinsten Betrag aufweist, d. h. Null ist. Wenn der Betrag des Feuerleit-Azimuthbefehls größer wird, nimmt der Betrag der Flugzeug-Kursgeschwindigkeitsverstärkungsfunktion 1716 bis auf den Maximalwert zu, während der Betrag der LOS- Kursgeschwindigkeitsverstärkungsfunktion 1715 auf seinen Minimumwert abnimmt. Bei kleinen Feuerleit-Azimuthbefehlen wird also das Soll- Rollagensignal vornehmlich unter Verwendung der LOS-Kursgeschwindigkeitskomponente auf der Leitung 1712 bestimmt, und wenn der Betrag des Feuerleit-Azimuthbefehlssignals zunimmt, wird vornehmlich die Flugzeug-Kursgeschwindigkeitskomponente auf der Leitung 1713 dazu benutzt, das Soll-Rollagensignal bereitzustellen. Die Ausgangsgrößen der Verstärkungsfunktionen 1715 und 1716 werden über Leitungen 1718 bzw. 1719 auf einen Summierknoten 1720 gegeben. Dessen Ausgangssignal ist das Soll-Rollagensignal auf der Leitung 1202, welches auf den Begrenzer 1210 gegeben wird.
Noch einmal auf Fig. 10 bezugnehmend, werden der Betrag für die obere und die untere Grenze des Begrenzers 1210 in einer Funktionseinheit 1212 festgelegt, welche die Obergrenze und die Untergrenze auswählt als das größere Signal von einem Geschwindigkeitsgrenzwertsignal auf einer Leitung 1213 und einem IFFC-Roll-Anfangstrimmsignal auf einer Leitung 1215. Das Geschwindigkeitsgrenzwertsignal auf der Leitung 1213 kommt von einer Geschwindigkeitsbegrenzungsfunktion 1217. Die Geschwindigkeitsbegrenzungsfunktion spricht an auf das Luftgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 1136, und sie beschränkt den Betrag des Querneigungswinkels basierend auf der Flugzeug-Luftgeschwindigkeit. Wie weiter unten in Verbindung mit Fig. 13 im einzelnen noch erläutert werden wird, wird das IFFC-Roll-Anfangstrimmsignal von einem IFFC-Rückkopplungsweg geliefert. Während des Normalbetriebs ist die Eingangsgröße des Rückkopplungswegs ein IFFC-Rollfehlersignal, und während des Betriebs in der Koppelzielbetriebsart ist das Eingangssignal des Rückkopplungsweg das vom Piloten vorgegebene Rohgeschwindigkeitssignal.
Das Ausgangssignal des Begrenzers 1210 wird über eine Leitung 1220 auf eine geschwindigkeitsbegrenzte Nacheilfunktion 1222 gegeben. Die Nacheilfunktion 1222 verlangsamt das Ansprechverhalten und begrenzt die Änderungsgeschwindigkeit des Soll-Rollagensignals derart, daß das Flugzeug nicht zu schnell in die Schräglage geht. Das Ausgangssignal der geschwindigkeitsbegrenzten Nacheilfunktion wird über eine Leitung 1225 auf einen Summierknoten 1227 gegeben, wo es mit dem IFFC- Roll-Anfangstrimmsignal auf der Leitung 1215 summiert wird. Das Ausgangssignal des Summierknotens 1227 wird über eine Leitung 1230 auf einen Summierknoten 1235 gegeben. Dessen anderes Eingangssignal ist ein Querneigungswinkelsignal, welches der Seitenbeschleunigung und/oder dem Seitenschlupf des Flugzeugs auf einer Leitung 1237 entspricht.
Der Betrag des Querneigungswinkelsignals wird abgeleitet, um den Flugzeug-Querneigungswinkel so zu ändern, daß die Querbeschleunigung und/oder der Seitenschlupf auf Null gebracht wird. Wenn ein Pilot von Hand eine Kurvenflugkoordination vorgibt, ist die Querbeschleunigung typischerweise Null; aufgrund der Seitenkraft des Heckrotors jedoch erreiht der Seitenschlupf nicht wirklich den Wert Null. Diese Art von Steuerung hat sich als angemessen für normale Betriebsbedingungen erwiesen. Beim Betrieb in der Koppelzielbetriebsart allerdings würde die Zielgenauigkeit der Waffen dadurch verbessert werden, daß man Steuereingaben so vorgibt, daß der Seitenschlupf auf Null gebracht wird. Deshalb versucht die erfindungsgemäße Steuerung zunächst, die Querbeschleunigung gegen Null zu bringen, um dann zu versuchen, den Seitenschlupf auf Null zu bringen.
Das Querneigungswinkelsignal wird von einer Querneigungswinkel- Berechnungsfunktion 1240 geliefert, die in Verbindung mit Fig. 12 näher erläutert wird. Bezugnehmend auf Fig. 12 wird die Querbeschleunigung über eine Leitung 1141 und der Seitenschlupf über eine Leitung 1140 auf eine Auswahl- und Mischtunktion 1800 gegeben. Am Anfang ist das Ausgangssignal der Auswahl- und Mischfunktion 1800 das Querbeschleunigungssignal, und nachdem das Flugzeug einen Querneigungswinkel eingenommen hat, wird das Querbeschleunigungssignal ausgeblendet und das Seitenschlupfsignal eingeblendet. Erreicht werden kann dies einfach als Funktion der Zeit, es kann auch abhängig vom Betrag des Azimuthzielfehlers geschehen, so daß das Seitenschlupfsignal nicht eher als das Ausgangssignal der Auswahl-/Misch-Funktion eingeblendet wird, als bis der Azimuthzielfehler unterhalb eines Schwellenwerts liegt.
Das Ausgangssignal der Auswahl-/Misch-Funktion 1800 wird über ein Nacheilfilter 1847 auf einen Proportionalweg mit einer Verstärkungsfunktion 1850 und auf einen eine Integralfunktion 1852 enthaltenden Integralweg gegeben. Die Verstärkungsfunktion 1850 spricht auch auf die Luftgeschwindigkeit auf der Leitung 1136 an. Der Betrag der Verstärkungsfunktion 1850 ist bei geringen Luftgeschwindigkeiten, z. B. bei weniger als 35 Knoten (etwa 18 m/s) auf dem niedrigsten Wert von z. B. 0,5, und ist bei höheren Luftgeschwindigkeiten, z. B. bei mehr als 90 Knoten (etwa 46,3 m/s) auf dem höchsten Wert, beispielsweise -1. Das Ausgangssignal des Integral- und des Proportionalwegs werden an einer Summierstelle 1855 summiert, deren Ausgangssignal einem Begrenzer 1860 zugeleitet wird, der den Betrag des Soll-Querneigungswinkels begrenzt. Das Ausgangssignal des Begrenzers 1860 wird einer Verstärkungsfunktion 1864 angeboten, die das Querneigungswinkelsignal umwandelt von Grad in Radian. Das Ausgangssignal der Verstärkungsfunktion 1864 wird über eine Leitung 1867 einem Ein-/Ausblender 1869 zugeleitet. Dieser Fader 1869 spricht an auf den Betrieb des prellfreien Rollschalters 1265 (Fig. 16). Ist der Schalter nicht betätigt, was bedeutet, daß die Kurvenflugkoordination in der Koppelzielbetriebsart nicht eingeschaltet ist, so ist das Ausgangssignal des Faders auf der Leitung 1237 Null. Wenn hingegen der Schalter betätigt ist, blendet der Fader das Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 1847 auf die Leitung 1237 über.
Noch einmal auf Fig. 10 bezugnehmend, ist das Ausgangssignal des Summierknotens 1235 der Gesamt-IFFC-Sollquerneigungswinkel und wird über eine Leitung 1270 einem Summierknoten 1272 zugeführt. Dessen anderes Eingangssignal ist ein Rumpf-Rollagensignal (z. B. ein Querneigungswinkel) auf der Leitung 1275. Das Rollagensignal auf der Leitung 1144 wird einer Euler-Rumpf-Transformation 1278 zugeleitet, die das Rollagensignal aus einer Trägheitsachsenreferenz in eine Rumpfachsenreferenz auf der Leitung 1275 umwandelt. Das Ausgangssignal der Summierstelle 1272 ist ein IFFC-Rollagenfehlersignal mit Bezug auf den Rumpf auf der Leitung 1280.
Das IFFC-Rumpfreferenz-Rollagenfehlersignal wird über die Leitung 1280 einem Summierknoten 1285 zugeleitet. Der andere Eingang des Summierknotens 1285 ist das AFCS-Rollagenrückkopplungsfehlersignal auf der Leitung 1111. Das Ausgangssignal der Summierstelle 1285 ist ein IFFC-Rollfehlersignal auf der Leitung 1286, bei dem es sich um die Differenz zwischen dem IFFC-Rumpfreferenz-Rollagenfehlersignal und dem AFCS-Rollagenrückkopplungsfehlersignal handelt. Das IFFC-Rollfehlersignal wird an eine Begrenzerfunktion 1287 gegeben, welche den Betrag des IFFC-Rollfehlersignals beschränkt und dadurch die Vorherrschaft des IFFC beschränkt, durch die das IFFC das Flugzeug von der seitens des Piloten vorgegebenen Rollage wegzieht. Das Ausgangssignal der Begrenzerfunktion 1287 wird über eine Leitung 1290 auf einen Summierknoten 1291 gegeben, wo es mit dem AFCS-Rollagenrückkopplungsfehlersignal auf der Leitung 1111 summiert wird. Das Ausgangssignal der Summierstelle 1291 ist das IFFC-Rollbefehlssignal auf der Leitung 1150.
Das IFFC-Rollbefehlssignal auf der Leitung 1150 wird an einen Eingang des prellfreien Rollschalters 1265 gegeben. Das Rollagenrückkopplungs fehlersignal auf der Leitung 1111 wird dem anderen Eingang des prellfreien Rollschalters zugeführt. Dessen Ausgangssignal auf der Leitung 1122 gelangt an die Integral- und Proportionalwege des AFCS (Fig. 9).
Im folgenden wird die Arbeitsweise des prellfreien Rollagenschalters in Verbindung mit Fig. 14 erläutert.
Im Normalbetrieb wird das IFFC-Rollfehlersignal auf der Leitung 1286 in einen Rückkopplungsweg 1295 eingegeben, um auf der Leitung 1215 das IFFC-Roll-Anfangstrimmsignal zu erzeugen. Gemäß Fig. 13 wird das IFFC-Rollfehlersignal auf eine Verstärkungsfunktion 1200 mit einem negativen Verstärkungswert gegeben. Das Ausgangssignal der Verstärkungsfunktion wird über einen normalerweise geschlossenen Schalter 1905 auf einen Summierknoten 1910 gegeben. Dessen anderes Eingangssignal ist das Soll-Rollgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 1074, welches über den offenen Schalter 1912 kommt. Die Arbeitsweise des normalerweise geschlossenen Schalters 1905 und des normalerweise offenen Schalters 1912 hängt ab vom Status des prellfreien Rollschalters 1265. Im Normalbetrieb, d. h. wenn die Koppelzielbetriebsart nicht eingeschaltet ist, ist der normalerweise geschlossene Schalter 1905 geschlossen, während der normalerweise offene Schalter 1912 geöffnet ist. Wird die IFFC-Kurvenflugkoordination in der Koppelbetriebsart aktiviert, ist der normalerweise geschlossene Schalter 1905 geöffnet, und der normalerweise geöffnete Schalter 1912 ist geschlossen. Das Ausgangssignal der Summierstelle 1910 wird auf einen Begrenzer 1917 gegeben, der den Betrag des Fehlersignals beschränkt. Das Ausgangssignal des Begrenzers 1917 wird durch eine Integrierfunktion 1920 integriert, um auf die Leitung 1215 das IFFC-Roll-Anfangstrimmsignal zu geben.
Deshalb wird im Normalbetrieb das IFFC-Rollfehlersignal in den Rückkopplungsweg eingeführt, um den Rollfehler auf Null zu bringen. Dies geschieht in der Absicht, einen großen Sprung bei der Soll-Rollage bei Aktivierung der Koppelzielbetriebsart zu vermeiden. Während des Betriebs in der Koppelzielbetriebsart wird das Soll-Rollgeschwindigkeitssignal in den Rückkopplungsweg eingeleitet, so daß das Rollmodifiziersignal abhängt von dem vom Piloten vorgegebenen Rollgeschwindigkeitssignal, zusätzlich zu der durch die Feuerleitlösung vorgegebenen Flugzeuglage. Deshalb behalten vom Piloten vorgegebene Querneigungswinkel Vorherrschaft.
Während des Betriebs in der Koppelzielbetriebsart kann eine Rückkopplungsschleife um den Integrator 1220 des Rückkopplungswegs gebildet werden. Das Ausgangssignal des Integrators wird über die Leitung 1215 einer Verstärkungsfunktion 1221 zugeführt. Deren Ausgangssignal wird einem Begrenzer 1945 zugeleitet, der den Betrag des Signals in der Rückkopplungsschleife begrenzt. Das Ausgangssignal des Begrenzers wird über einen normalerweise offenen Schalter 1948 einer Summierstelle 1910 zugeführt. Der normalerweise offene Schalter 1948 kann ansprechend auf die Betätigung des prellfreien Rollschalters 1265 während der Arbeitsweise in der Koppelzielbetriebsart geschlossen werden. Die Arbeitsweise des Schalters 1948 kann auch von der Luftgeschwindigkeit abhängig gemacht werden, so daß er möglicherweise nur dann geschlossen wird, wenn die Luftgeschwindigkeit einen Schwellenwert übersteigt, beispielsweise 35 Knoten (etwa 18 m/s). Die Rückkopplungsschleife hat die Wirkung, daß der Wert des Anfangstrimmsignals eliminiert wird, der auf der Leitung 1215 vor dem Einschalten des IFFC anstand. Ferner wirkt die Rückkopplungsschleife als Verzögerungsfunktion gegenüber der Piloten-Rolleingabe und bewirkt, daß das Ausgangssignal des Integrators dem vorgegebenen Rollgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 1074 folgt.
Im Normalbetrieb liefert der prellfreie Rollschalter das Rollagenrückkopplungsfehlersignal an die Integral- und Proportionalwege des AFCS. Allerdings liefert der prellfreie Schalter das IFFC-Rollbefehlssignal an die AFCS-Integral- und -Proportionalwege, wenn die IFFC-Kurvenflugkoordination eingeschaltet ist. Die Steuerlogik nach Fig. 14 dient zum Steuern des Betriebs des prellfreien Rollschalters 1265. Gemäß Fig. 14 enthält die Steuerlogik des prellfreien Rollschalters einen Initialisierungs- Logikteil 2000, eine Freigabelogik 2001 und eine Sperrlogik 2002.
Der Initialisierungs-Logikteil 2000 spricht an auf das Luftgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 1136 und ein Signal, was dem Einschaltzustand eines prellfreien Gier- und Nickschalters auf der Leitung 920 entspricht (Fig. 8). Das Luftgeschwindigkeitssignal wird auf eine Funktion 2005 gegeben, die ein Ausgangssignal auf ein erstes UND-Gatter 2008 gibt, wenn die Luftgeschwindigkeit größer als ein Schwellenwert von z. B. 35 Knoten (etwa 18 m/s) ist. Wenn also die Luftgeschwindigkeit über dem Schwellenwert liegt und die prellfreien Gier- und Nickschalter eingeschaltet sind, liefert das UND-Gatter 2008 ein Ausgangssignal über eine Leitung 2010 zu einem Monoflop 2012. Diese Monoflop-Funktion liefert ein vorübergehendes Ausgangssignal über eine Leitung 2015 abhängig von einem Eingangssignal auf der Leitung 2010, bildet also einen monostabilen Multivibrator. Das Signal auf der Leitung 2015 wird auf ein ODER-Gatter 2017 gegeben, dessen Ausgangssignal an den Setz-Eingang eines Flipflops 2020, d. h. einen getriggerten Zwischenspeicher, gelegt wird. Das Ausgangssignal des UND-Gatters 2008 wird auch über die Leitung 2010 an einen invertierenden Anschluß eines ODER-Gatters 2022 gelegt. Dessen Ausgangssignal wird an einen Rücksetzanschluß des Flipflops 2020 gegeben.
Das Flipflop 2020 gibt ein Ausgangssignal über die Leitung 2025 zum Freigeben des prellfreien Rollschalters für eine IFFC-Kurvenflugkoordination, wenn an den Setz-Eingang des Flipflops ein Signal geliefert wird. Das Signal auf der Leitung 2025 wird beseitigt, und der prellfreie Schalter kehrt in den Normalzustand zurück, wenn ein Signal auf den Rücksetz-Eingang des Flipflops gelangt. Wenn also die prellfreien Gier- und Nickschalter eingeschaltet sind und die Luftgeschwindigkeit über dem Schwellenwert liegt, liefert das Monoflop ein vorübergehendes Signal über das ODER-Gatter 2017 an den Setz-Eingang des Flipflops, um den prellfreien Rollschalter 1265 freizugeben. Wenn anschließend die Geschwindigkeit unter den Schwellenwert abfällt, oder wenn die prellfreien Gier- und Nickschalter ausgeschaltet werden, verschwindet das Signal auf der Leitung 2010 von dem UND-Gatter 2008, und das ODER-Gatter 2022 liefert ein Signal an den Rücksetz-Anschluß des Flipflops und bringt dadurch den prellfreien Rollschalter wieder in den Normalbetriebszustand zurück.
Wenn das Flipflop durch die Initialisierungs-Legik 2000 gesetzt ist, kann die IFFC-Kurvenflugkoordination durch die Sperrlogik 2002 gesperrt und durch die Freigabelogik 2001 wieder freigegeben werden. Die Sperrlogik spricht an auf das Rollachsenbefehlssignal auf der Leitung 1070 und das Gierachsenbefehlssignal auf der Leitung 70, die von der Seitenarmsteuerung 29 (Fig. 4) kommen. Wenn der Pilot ein über einem Schwellenwert liegendes Rollachsenbefehlssignal nach rechts und ein über einem Schwellenwert liegendes Gierachsenbefehlssignal nach links gibt, was durch die Funktionsblöcke 2030 bzw. 2031 ermittelt wird, gibt das UND-Gatter 2035 über eine Leitung 2037 ein Ausgangssignal an ein ODER-Gatter 2038. In ähnlicher Weise gibt, wenn der Pilot ein über einer Schwelle liegendes Rollachsenbefehlssignal nach links und ein über einem Schwellenwert liegendes Gierachsenbefehlssignal nach rechts gibt, was durch die Funktionsblöcke 2040 bzw. 2041 festgestellt wird, das UND-Gatter 2045 über eine Leitung 2047 ein Ausgangssignal auf das ODER-Gatter 2038. Dessen Ausgangssignal gelangt über das ODER- Gatter 2022 an den Rücksetz-Eingang des Flipflops, so daß dann, wenn eine der von dem UND-Gatter 2035 oder 2045 geprüften Bedingungen erfüllt ist, an den Rücksetz-Anschluß des Flipflops ein Signal geliefert wird, wodurch die IFFC-Kurvenflugkoordination ausgeschaltet wird.
Wenn die IFFC-Kurvenflugkoordination durch die Sperrlogik 2002 ausgeschaltet ist, läßt sie sich durch die Freigabelogik 2001 erneut aktivieren. Die Freigabelogik spricht an auf das Rollachsenbefehlssignal auf der Leitung 1070 sowie das Seitenschlupfsignal auf der Leitung 1140. Wenn der Pilot ein über einer Schwelle liegendes Rollachsenbefehlssignal nach rechts eingibt, während das Flugzeug einen über einem Schwellenwert liegenden positiven Seitenschlupf aufweist, was in Funktionsblöcken 2050 bzw. 2051 ermittelt wird, liefert das UND-Gatter 2055 ein Ausgangssignal über eine Leitung 2057 an ein ODER-Gatter 2058. In ähnlicher Weise gibt, wenn der Pilot ein über einem Schwellenwert liegendes Rollachsenbefehlssignal nach links gibt und das Flugzeug einen über einem Schwellenwert liegenden negativen Seitenschlupf aufweist, was in den Funktionsblöcken 2060 bzw. 2061 ermittelt wird, das UND-Gatter 2065 ein Ausgangssignal über eine Leitung 2067 an das ODER-Gatter 2058. Das Ausgangssignal des ODER-Gatters 2058 wird über das ODER-Gatter 2017 dem Setz-Eingang des Flipflops zugeführt. Wenn daher die einen oder anderen Bedingungen, die durch die UND- Gatter 2055 oder 2065 geprüft werden, erfüllt sind, liefert das ODER- Gatter 2058 ein Signal über das ODER-Gatter 2017 an den Setz-Eingang des Flipflops, um die Kurvenflugkoordination wieder freizugeben. Die IFFC-Kurvenflugkoordination kann auch dann gesperrt werden, wenn das Flugzeug einen starken Seitenschlupf aufweist. Das Seitenschlupfsignal wird über die Leitung 1140 auf eine Funktion 2070 gegeben, die ein Ausgangssignal auf eine Leitung 2072 gibt, wenn der Betrag, d. h. der Absolutwert, des Seitenschlupfsignals über einem Schwellenwert liegt. Ein Ausgangssignal auf der Leitung 2072 wird dem Rücksetz-Eingang des Flipflops über das ODER-Gatter 2022 zugeführt, so daß dann, wenn das Flugzeug einen über einem Schwellenwert liegenden Seitenschlupf aufweist, die Kurvenflugkoordination gesperrt wird. Ist der Seitenschlupf unter den durch die Funktion 2070 geprüften Schwellenwert gesunken, kann die Kurvenflugkoordination durch die Freigabelogik erneut freigegeben werden, vorausgesetzt, die Bedingungen für die Initialisierungslogik sind erfüllt. Die Kurvenflugkoordination wird bei starkem Seitenschlupf deshalb gesperrt, weil dieser bedeutet, daß der Pilot mit Absicht eine solche Kurve fliegt, daß er das Ziel anvisiert und dabei anstelle eines koordinierten Kurvenflugs das Gieren wählt.
Beschrieben wird die Erfindung anhand der Steuerung sowohl des Gierens als auch des Nickens beim Arbeiten in der Koppelzielbetriebsart. Die Erfindung arbeitet jedoch gleichermaßen auch in einem Flugzeug mit gelenkigen Höhenrichtung anstatt in Azimuthrichtung aufgehängten Raketen. In diesem Fall wird der Feuerleitsystem-Erhöhungsbefehl dazu benutzt, den Erhöhungswinkel der drehkopfgelagerten Kanone oder Rakete zu steuern, und das integrierte Feuer- und Flugsteuersystem dient lediglich zum Steuern des Flugzeug-Azimuths, wenn in der Koppelzielbetriebsart gearbeitet wird. In ähnlicher Weise wird dann, wenn das Flugzeug mit einer nur in Azimuthrichtung drehbar aufgehängten Kanone ausgestattet ist, oder mit Raketen, die in Azimuth- aber nicht in Erhöhungsrichtung gelenkig sind, der Feuerleitbefehl dazu benutzt, den Azimuth der Kanone oder der Rakete zu steuern, und das integrierte Feuer- und Flugsteuersystem steuert nur die Nickachse des Flugzeugs unter Verwendung des Feuerleit-Erhöhungsbefehls während des Betriebs in der Koppelzielbetriebsart. In diesem Fall wird die automatische Kurvenflugsteuerung gemäß der Erfindung nicht benötigt, da der Feuerleit- Azimuthbefehl nicht die Flugzeug-Azimuthreferenz in dem Fluglagen- Rückkopplungsweg bereitstellt. In jedem Fall können die Prinzipien der Erfindung dazu eingesetzt werden, die Gierlage des Flugzeugs und die Nicklage des Flugzeugs so zu steuern, wie es für den Zielvorgang erforderlich ist.
Die Erfindung wird ausgeführt in einem Flugsteuersystem beschrieben, in dem Berechnungen digital erfolgen, beispielsweise in einer automatischen digitalen Flugsteuerung unter Verwendung eines bekannten Mikroprozessors, mit dessen Hilfe die erfindungsgemäßen algorithmischen Unterroutinen ausgeführt werden. Allerdings kann die Erfindung auch durch eine Spezial-Digitalhardware oder -Analoghardware realisiert werden, falls dies erwünscht ist. In diesem Fall läßt sich die Erfindung in anderer Weise implementieren, als es oben erläutert wurde, wobei die grundlegende Äquivalenz der hier vorgestellten Software mit einer digitalen Spezialhardware und -software berücksichtigt wird, wie es dem Fachmann bekannt ist. Darüber hinaus können natürlich sämtliche hier offenbarten Zykluszeiten, Verstärkungen, Zählerstände und dergleichen so eingestellt werden, daß sie zu der jeweiligen Implementierung und Anwendung der Erfindung passen.

Claims

1. Drehflügler-Flugsteuersystem zum Bereitstellen von Leitflächen- Befehlssignalen für die Leitflächen des Drehflüglers, um dadurch eine Steuerung beim Flug des Drehflüglers bezüglich der Gier-, der Nick-, der Roh- und der Hubachse vorzunehmen, umfassend:

a) eine Feuerleiteinrichtung (55) zum Bereitstellen eines Azimutbefehlssignals (AZ) und eines Erhöhungsbefehlssignals (EL), bezeichnend für die Änderung in der Gierlage und der Nicklage, damit eine Flugzeug-Referenzachse mit einer Zielvisierlinie ausgerichtet wird;

b) eine Einrichtung (31) zum Fühlen der Änderungsgeschwindigkeit des Flugzeugkurses und zum Bereitstellen eines dafür bezeichnenden Flugzeugkurs-Geschwindigkeitssignals;

c) eine Signalverarbeitungseinrichtung (25), die auf das Zielvisierlinien-Kursgeschwindigkeitssignal, das Kursgeschwindigkeitssignal und ein Luftgeschwindigkeitssignal anspricht, um ein Soll-Rollagensignal bereitzustellen, welches bezeichnend für diejenige Flugzeugrollage ist, die zu einem im wesentlichen koordinierten Kurvenflug führt;

gekennzeichnet durch:

d) eine Koppelzielbetriebsart-Anzeigeeinrichtung (25) zum Liefern eines gekoppelten Zielsignals in Abhängigkeit der Aktivierung einer mit dem Flugsteuersystem gekoppelten Zielbetriebsart;

e) wobei das Azimutbefehlssignal und das Erhöhungsbefehlssignal während des Betriebs in der Koppelzielbetriebsart die Flugzeug- Gierlagenreferenz und -Nicklagenreferenz liefern;

f) eine Einrichtung (31) zum Fühlen der Änderungsgeschwindigkeit der Zielvisierlinie und zum Bereitstellen eines dazugehörigen Zielvisierlinien-Kursgeschwindigkeitssignals.

2. Drehflügler-Flugsteuersystem nach Anspruch 1,

dadurch gekennzeichnet,

daß

a) das Soll-Rollagensignal primär von dem Kursgeschwindigkeitssignal abhängt, wenn das Azimutbefehlssignal (AZ) oberhalb eines oberen Schwellenwerts liegt,

b) das Soll-Rollagensignal primär von dem Zielvisierlinien-Kursgeschwindigkeitssignal abhängt, wenn das Azimutbefehlssignal unterhalb eines unteren Schwellenwerts liegt,

c) das Soll-Rollagensignal sowohl von dem Kursgeschwindigkeitssignal als auch von dem Zielvisierlinien-Kursgeschwindigkeitssignal abhängt, wenn das Azimutbefehlssignal zwischen dem oberen und dem unteren Schwellenwert liegt.

3. Drehflügler-Flugsteuersystem nach Anspruch 1,

dadurch gekennzeichnet,

daß die Kurvenflugkoordinationseinrichtung außerdem aufweist:

a) eine Einrichtung (31) zum Fühlen der Flugzeugseitenbeschleunigung und zum Bereitstellen eines diesbezüglichen Seitenbeschleunigungssignals (1140);

b) eine Einrichtung (31) zum Fühlen eines Flugzeugseitenschlupfs und zum Bereitstellen eines diesbezüglichen Seitenschlupfsignals (1140);

c) wobei die Signalverarbeitungseinrichtung anfangs auf das Seitenbeschleunigungssignal (1141) anspricht, um das Soll- Rollagensignal mit einer Rollagenkomponente als Funktion der Flugzeugseitenbeschleunigung bereitstellt, um den Betrag der Seitenbeschleunigung gegen Null zu bringen, und anschließend die Flugzeuglage einen Querneigungswinkel annimmt, ansprechend auf das Seitenschlupfsignal (1140), um das Soll- Rollagensignal mit einer Rollagenkomponente als Funktion des Flugzeugseitenschlupfs bereitzustellen, um den Betrag des Seitenschlupfsignals (1140) gegen Null zu bringen.

4. Drehflügler-Flugsteuersystem nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch:

a) eine von einem Piloten bedienbare Steuereinrichtung (29) zum Bereitstellen von Achsenbefehlssignalen (70), mit denen eine gegebene Lagenachse des Flugzeugs gesteuert wird;

b) eine auf die Achsenbefehlssignale (70) ansprechende Einrichtung (72) zum Bereitstellen eines Soll-Lagengeschwindigkeitssignals (74), welches bezeichnend ist für die Soll- Änderungsgeschwindigkeit der Flugzeuglage bezüglich der gegebenen Lagenachsen;

c) eine Einrichtung (31) zum Fühlen der Änderungsgeschwindigkeit der Flugzeuglage bezüglich der gegebenen Lagenachse und zum Bereitstellen eines diesbezüglichen Ist-Lagengeschwindigkeitssignals (84);

d) eine Einrichtung (78), die auf das Soll-Lagengeschwindigkeitssignal (74) und das Ist-Lagengeschwindigkeitssignal (84) anspricht, um ein Lagengeschwindigkeitsfehlersignal (85) als Funktion der Differenz zwischen dem Soll-Lagengeschwindigkeitssignal (74) und dem Ist-Lagengeschwindigkeitssignal (84) zu bilden;

e) eine Einrichtung (350), die auf das Azimutbefehlssignal (AZ) und das Erhöhungsbefehlssignal (EL) anspricht, um ein Azimutgeschwindigkeitssignal (352) und ein Erhöhungsgeschwindigkeitssignal zu bilden, bezeichnend für die Änderungsgeschwindigkeit des Azimutbefehlssignals (AZ) bzw. des Erhöhungsbefehlssignals (EL), und

f) eine Geschwindigkeitsrückkopplungseinrichtung (143), die auf das Fehlen des Koppelzielsignals anspricht und Leitflächenbefehlssignale bereitstellt, um den Betrag des Lagengeschwindigkeitsfehlersignals für die gegebene Lagenachse gegen Null zu treiben, und auf das Vorhandensein des Koppelzielsignals anspricht, um das Lagengeschwindigkeitsfehlersignal für die Gierachse und die Nickachse zu ersetzen durch das Azimutgeschwindigkeitssignal bzw. das Erhöhungsgeschwindigkeitssignal.

5. Drehflügler-Flugsteuersystem nach Anspruch 4, weiterhin

gekennzeichnet durch:

a) eine auf das Soll-Lagengeschwindigkeitssignal ansprechende Einrichtung, um ein Sollagensignal zu bilden, welches kennzeichnend ist für eine Soll-Flugzeuglage bezüglich der gegebenen Lagenachse;

b) eine Einrichtung zum Fühlen der Fluglage des Flugzeugs in der gegebenen Lagenachse und zum Bereitstellen eines diesbezüglichen Ist-Lagensignals;

c) eine auf das Sollagensignal und das Istlagensignal ansprechende Einrichtung zum Bilden eines Lagenrückkopplungsfehlersignals als Funktion der Differenz zwischen dem Sollagensignal und dem Istlagensignal; und

d) eine Fluglagenrückkopplungseinrichtung, die auf das Fehlen des Koppelzielsignals anspricht, um Leitflächenbefehlssignale bereitzustellen, durch die der Betrag des Fluglagenrückkopplungsfehlersignals für die gegebene Lagenachse gegen Null getrieben wird, und auf das Fehlen des Koppelzielsignals anspricht, um das Fluglagenrückkopplungsfehlersignal für die Gierachse, die Nickachse und die Rollachse zu ersetzen durch das Azimutbefehlssignal, das Erhöhungsbefehlssignal bzw. das Soll-Rolllagensignal.

6. Drehflügler-Flugsteuersystem nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch:

a) ein auf das Koppelzielsignal und den Umstand, daß das Luftgeschwindigkeitssignal oberhalb eines Schwellenwert liegt, ansprechende Einrichtung zum Bereitstellen eines Initialisierungssignals für einen koordinierten Kurvenflug;

b) wobei die Signalverarbeitungseinrichtung äuf das Initialisierungssignal zur Schaffung einer Kurvenflugkoordination während des Betriebs des Flugsteuersystems in der Koppelbetriebsart anspricht, und auf das Fehlen des Initialisierungssignals anspricht, um während des Betriebs des Flugsteuersystems in der Koppelbetriebsart eine Kurvenflugkoordination zu sperren.

7. Drehflügler-Flugsteuersystem nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch:

a) eine von einem Piloten bedienbare Steuereinrichtung (29) zum Bereitstellen von Achsenbefehlssignalen zum Steuern einer gegebenen Fluglagenachse des Flugzeugs;

b) eine Sperrlogikeinrichtung (2002), die auf die gleichzeitige Eingabe eines Rechts-Rollachsenbefehlssignals und eines Links- Gierachsenbefehlssignals oder ein Links-Rollachsenbefehlssignal und ein Rechts-Gierachsenbefehlssignal anspricht, um ein Sperrsignal zu bilden;

c) eine Freigabelogikeinrichtung (2001), die auf das gleichzeitige Auftreten eines Rechts-Rollachsenbefehlssignals und eines Positiv-Seitenschlupfsignals oder ein Links-Rollachsenbefehlssignal und ein negatives Seitenschlupfsignal anspricht, um ein Freigabesignal zu bilden; und

d) wobei die Signalverarbeitungseinrichtung auf das Sperrsignal anspricht, um die Kurvenflugkoordination während des Betriebs des Flugsteuersystems in der Koppelzielbetriebsart zu sperren, und auf das Vorhandensein des Freigabesignals anspricht, um während des Betriebs des Flugsteuersystems in der Koppelzielbetriebsart die Kurvenflugkoordination erneut freizugeben.

8. Integriertes Hubschrauber-Feuerleit- und Flugsteuersystem zum Bereitstellen von Leitflächenbefehlssignalen für die Leitflächen des Hubschraubers, um die Gier-, die Nick-, die Roh- und die Hublagenachsen des Hubschraubers im Flug zu steuern, umfassend:

a) eine Steuereinrichtung (29), die von einem Piloten bedienbar ist, um Achsenbefehlssignale zum Steuern einer gegebenen Fluglagenachse des Hubschraubers zu bilden;

b) eine Einrichtung (72), die auf die Achsenbefehlssignale anspricht, um ein Soll-Lagengeschwindigkeitssignal zu bilden, welches bezeichnend ist für die Soll-Änderungsgeschwindigkeit der Flugzeuglage in der gegebenen Fluglagenachse;

c) eine Einrichtung (31) zum Fühlen der Änderungsgeschwindigkeit der Flugzeuglage in der gegebenen Fluglagenachse und zum Bilden eines diesbezüglichen Ist-Lagengeschwindigkeitssignals (84);

d) eine Feuerleiteinrichtung (55) zum Bereitstellen eines Azimutbefehlssignals (AZ) und eines Erhöhungsbefehlssignals (EL), kennzeichnend für eine Änderung der Hubschrauber-Gierlage bzw. der Nicklage bezüglich einer Hubschrauberrumpf-Referenzachse, die mit der Zielvisierlinie auszurichten ist;

e) eine Einrichtung (78), die auf das Soll-Lagengeschwindigkeitssignal (74) und das Ist-Lagengeschwindigkeitssignal (84) anspricht, um ein Lagengeschwindigkeitsfehlersignal (85) als Funktion der Differenz zwischen dem Soll-Lagengeschwindigkeitssignal (74) und dem Ist-Lagengeschwindigkeitssignal (84) zu bilden; und

f) eine Geschwindigkeitsrückkopplungseinrichtung (143), die auf das Lagengeschwindigkeitsfehlersignal anspricht, um Leitflächenbefehlssignale zu bilden, mit denen der Betrag des Lagengeschwindigkeitsfehlersignals für die gegebenen Fluglagenachse gegen Null getrieben wird;

gekennzeichnet durch:

g) eine auf das Azimutbefehlssignal (AZ) und das Erhöhungsbefehlssignal (EL) ansprechende Einrichtung (350) zum Bilden eines Azimutgeschwindigkeitssignals (352) und eines Erhöhungsgeschwindigkeitssignals, bezeichnend für die Änderungsgeschwindigkeit des Azimutbefehlssignals bzw. des Erhöhungsbefehlssignals;

h) eine Koppelzielbetriebsart-Anzeigeeinrichtung (25) zum Bilden eines Koppelzielbetriebssignals in Abhängigkeit des Einschaltens eines integrierten Feuerleit- und Flugsteuersystem- Koppelzielbetriebs; und

i) wobei die Geschwindigkeitsrückkopplungseinrichtung (143) auf das Vorhandensein des Koppelzielbetriebssignals anspricht, um das Lagengeschwindigkeitsfehlersignal für die Gierachse und die Nickachse zu ersetzen durch das Azimutgeschwindigkeitssignal bzw. das Erhöhungsgeschwindigkeitssignal.

9. Integriertes Hubschrauber-Feuerleit und -Flugsteuersystem nach Anspruch 8,

gekennzeichnet durch:

a) eine Einrichtung zum Fühlen der Änderungsgeschwindigkeit der Zielvisierlinie und zum Bereitstellen eines diesbezüglichen Zielvisierlinien-Kursgeschwindigkeitssignals (LOSHR);

b) eine Einrichtung zum Fühlen der Änderungsgeschwindigkeit des Flugzeugkurses und zum Bereitstellen eines diesbezüglichen Flugzeugkursgeschwindigkeitssignals (HR);

c) eine Einrichtung zum Fühlen der Flugzeugluftgeschwindigkeit und zum Bilden eines diesbezüglichen Luftgeschwindigkeitssignals; und

d) eine Signalverarbeitungseinrichtung, die auf das Zielvisierlinien-Kursgeschwindigkeitssignal, das Kursgeschwindigkeitssignal und das Luftgeschwindigkeitssignal anspricht, um ein Soll-Rollagensignal für eine solche Flugzeugrollage bereitzustellen, die zu einem im wesentlichen koordinierten Kurvenflug führt.

10. System nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet,

a) das Soll-Rollagensignal primär von dem Kursgeschwindigkeitssignal abhängt, wenn das Azimutbefehlssignal oberhalb eines oberen Schwellenwerts liegt;

b) das Soll-Rollagensignal primär von dem Zielvisierlinien-Kursgeschwindigkeitssignal abhängt, wenn das Azimutbefehlssignal unterhalb eines unteren Schwellenwerts liegt; und

c) das Soll-Rollagensignal sowohl von dem HR-Signal als auch dem LOSHR-Signal abhängt, wenn das Azimutbefehlssignal zwischen dem oberen und dem unteren Schwellenwert liegt.

11. System nach Anspruch 9,

dadurch gekennzeichnet,

daß die Signalverarbeitungseinrichtung weiterhin aufweist:

a) eine Einrichtung (31) zum Fühlen einer Flugzeugseitenbeschleunigung und zum Bereitstellen eines diesbezüglichen Seitenbeschleunigungssignals (1141);

b) eine Einrichtung zum Fühlen eines Flugzeugseitenschlupfs und zum Bereitstellen eines diesbezüglichen Seitenschlupfsignals (1140);

c) wobei die Signalverarbeitungseinrichtung zunächst auf das Seitenbeschleunigungssignal (1141) anspricht, um das Soll- Rollagensignal mit einer Rollagenkomponente als Funktion der Flugzeugseitenbeschleunigung bereitzustellen und damit den Betrag der Seitenbeschleunigung gegen Null zu treiben, und anschließend die Flugzeuglage einen Querneigungswinkel annimmt, ansprechend auf das Seitenschlupfsignal (1140), um das Soll-Rollagensignal mit einer Rollagenkomponente als Funktion des Flugzeugseitenschlupfs bereitzustellen, um den Betrag des Seitenschlupfsignals (1140) gegen Null zu treiben.

12. System nach Anspruch 11,

gekennzeichnet durch:

a) eine Einrichtung, die auf die Achsenbefehlssignale anspricht, um ein Solifluglagensignal zu bilden, welches bezeichnet ist für eine Sollflugzeuglage in der gegebenen Fluglagenachse;

b) eine Einrichtung zum Fühlen der Fluglage des Flugzeugs in der gegebenen Fluglagenachse und zum Bilden eines diesbezüglichen Istfluglagensignals;

c) eine Einrichtung, die auf das Sollfluglagensignal und das Istfluglagensignal anspricht, um ein Fluglagenrückkopplungsfehlersignal als Funktion der Differenz zwischen dem Soll- und Istfluglagensignal zu bilden; und

d) eine Fluglagenrückkopplungseinrichtung, die auf das Vorhandensein des Koppelzielsignals anspricht; um Leitflächenbefehlssignale zum Treiben des Betrags des Fluglagenrückkopplungssignals gegen Null für die gegebene Fluglagenachse zu bilden, und die auf das Vorhandensein des Koppelzielsignals anspricht, um das Fluglagenrückkopplungsfehlersignal für die Gierachse, die Nickachse und die Rollachse zu ersetzen durch das Azimutbefehlssignal, das Erhöhungswinkelbefehlssignal bzw. das Soll- Rollagensignal.

13. System nach Anspruch 12, gekennzeichnet durch:

a) eine Einrichtung zum Fühlen der Flugzeugluftgeschwindigkeit und zum Bereitstellen eines diesbezüglichen Luftgeschwindigkeitssignals;

b) eine Einrichtung, die auf das Koppelzielsignal und den Umstand anspricht, daß das Luftgeschwindigkeitssignal oberhalb eines Schwellenwerts liegt, um ein Initialisierungssignal für einen koordinierten Kurvenflug bereitzustellen;

c) wobei die Kurvenflugkoordinationseinrichtung auf das Initialisierungssignal anspricht, um während des Betriebs des Flugsteuersystems in der Koppelzielbetriebsart für eine Kurvenflugkoordination zu sorgen, und auf das Fehlen des Initialisierungssignals anspricht, um während des Betriebs des Flugsteuersystems in der Koppelzielbetriebsart eine Kurvenflugkoordination zu sperren.

14. System nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch

b) eine Sperriogikeinrichtung (2002), die auf die gleichzeitige Eingabe eines Rechts-Rollachsenbefehlssignals und eines Links- Gierachsenbefehlssignals oder ein Links-Rollachsenbefehlssignal und ein Rechts-Gierachsenbefehlssignal anspricht, um ein Sperrsignal zu bilden;