DE69533217T2

DE69533217T2 - Flugzeugsteuersysteme und spezieller Flugzeug-Seitenleitwerk-Steuersysteme

Info

Publication number: DE69533217T2
Application number: DE69533217T
Authority: DE
Inventors: William F. Bellevue Bryant; Paul Salo (NMI), Seattle; Arun A. Kirkland Nadkarni
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1995-05-12
Filing date: 1995-11-28
Publication date: 2005-07-14
Anticipated expiration: 2015-11-29
Also published as: EP0742142A3; EP0742142B1; JPH08310495A; DE69533217D1; JP3638685B2; US5669582A; EP0742142A2

Description

Die Erfindung betrifft Flugzeugsteuersysteme und spezieller Flugzeug-Seitenleitwerk-Steuersysteme.
Beim Fliegen in einzelnen Windstößen und atmosphärischer Turbulenz erfährt der Hinterabschnitt der Kabine von kommerziellen und anderen Transportflugzeugen höhere Niveaus von Querbeschleunigung als es die vorderen und mittleren Abschnitte der Kabine tun. Das erhöhte Niveau von Querbeschleunigung ist nicht nur von einem Standpunkt der Passagierreisequalität unkomfortabel, sondern es kann auch eine schwierige Arbeitsumgebung für Kabinenbesatzungen von kommerziellen Düsenflugzeugen bewirken, da die Bordküche von vielen solchen Flugzeugen in der Hinterkabine lokalisiert ist. Die höhere Hinterkabinenlateralbeschleunigung von kommerziellen Düsenflugzeugen in Reaktion auf einzelne Windstöße und atmosphärische Turbulenz ist auf die Steifkörper-Wetterhahn-Stabilität und die flexible Körperbiegung des Rumpfes von solchen Flugzeugen zurückzuführen. Der Hauptgrund der höheren Hinterkabinenlateralbeschleunigung ist die Querkraft, welche durch die Querkomponente von Windstößen und atmosphärischer Turbulenz, welche auf den Vertikalstabilisator des Flugzeugs auftreffen, verursacht ist. Wie es Fachleuten wohl bekannt ist, kann die Hinterkörperquerbeschleunigung signifikant reduziert werden, indem die Wirkung des Vertikalstabilisators eines Flugzeugs in Windstößen und atmosphärischer Turbulenz reduziert wird oder ihr entgegengewirkt wird.
In der Vergangenheit wurden herkömmliche modale Unterdrückungssysteme entwickelt, um den Effekt von atmosphärischer Turbulenz und Windstößen in der Hinterkabine von kommerziellen Düsenflugzeugen zu reduzieren. Modale Unterdrückungssysteme verwenden Querbeschleunigungsmesser, um laterale Seitenlasten zu erfassen. Die erfasste Information wird verwendet, um Seitenleitwerkkommandos zu erzeugen, welche dazu ausgestaltet sind, die flexible Körperreaktion auf atmosphärische Turbulenz und Windstöße zu dämpfen. Die durch modale Unterdrückungssysteme erzeugten Signale werden gefiltert, um Komponenten der Signale, die außerhalb der flexiblen Biegemodenfrequenzen des Körpers (Rumpfes) des Flugzeugs liegen, nämlich die erste Körperbiegemodenfrequenz, welche zwischen 2 und 4 Hz liegt, auszublenden. Weil modale Unterdrückungssysteme eine Dämpfung auf Körperschwingungen hinzufügen, nachdem einzelne Windstöße oder atmosphärische Turbulenz den Körper angeregt haben, solche Schwingungen zu beginnen, dämpfen modale Unterdrückungssysteme eigentlich Bewegung aufgrund von flexibler Kopplung, anstelle dahingehend zu wirken, solche Bewegung zu unterdrücken.
Vor kurzem wurden ein Verfahren und eine Vorrichtung entwickelt, um unerwünschte, aus atmosphärischer Turbulenz und Windstößen resultierende Flugzeughinterkabinenseitenbewegung zu reduzieren, welche einen Vertikalstabilisator-Druckdifferenzsensor verwenden, um ein Signal zu erzeugen, welches verwendet wird, um das Seitenleitwerk an dem Vertikalstabilisator in eine Richtung zu bewegen, welche Vertikalstabilisatorlasten abbaut. Siehe die EP-A-0 488 428 mit dem Titel „Apparatus and Method for Reducing Aircraft Loads Resulting From Atmospheric Turbulence and Gusts", auf welcher als nächstliegender verfügbarer Stand der Technik der Oberbegriff von Systemanspruch 10 basiert. Das Verfahren und die Vorrichtung, welche in dieser Anmeldung beschrieben sind, erzeugen ein Seitenleitwerkkommando, welches gefiltert worden ist, um auf Windstöße und Luftturbulenz zu reagieren. Das Filter weist eine Eckfrequenz f_c von 1 rad/s auf. Diese Eckfrequenz wurde ausgewählt, um die beste Balance zwischen einem Bereitstellen einer Verminderung von Windstoß- und Atmo sphärenturbulenz-Vertikalstabilisatorlast und Beibehalten guter Flugzeughandhabungseigenschaften zu erreichen.
Während das Verfahren und die Vorrichtung, welche in der EP-A-0 488 428 beschrieben sind, eine wesentliche Verbesserung gegenüber modalen Unterdrückungssystemen darstellen, erfordert sie Verbesserungen, insbesondere wenn sie bei einem Fly-By-Wire-Flugzeugsteuersystem verwendet werden. Die vorliegende Erfindung zielt darauf ab, solche Verbesserungen bereitzustellen.
Die vorliegende Erfindung hat zu ihrem Ziel, den oben genannten Stand der Technik zu verbessern und stellt ein Verfahren und ein System gemäß Anspruch 1 bzw. 10 bereit.
Gemäß der vorliegenden Erfindung sind ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Reduzieren der unerwünschten Seitenbewegung der Hinterkabine eines Flugzeugs, indem die lateral gerichteten Lasten und Störungen auf den Vertikalstabilisator des Flugzeugs, welche durch atmosphärische Turbulenz und Windstöße verursacht werden, abgebaut werden, bereitgestellt. Erfindungsgemäß wird ein Seitenleitwerk-Modifikationskommando zum Modifizieren des Seitenleitwerkskommandos eines Flugzeugs in einer Weise erzeugt, welche die Nettokraft über den Vertikalstabilisator des Flugzeugs, die durch atmosphärische Turbulenz und Windstöße verursacht wird, abbaut. Das Seitenleitwerk-Modifikationskommando ist ideal geeignet zur Verwendung durch ein Fly-By-Wire-Lenksystem, um Seitenleitwerkkommandos zu modifizieren. Alternativ kann das Seitenleitwerk-Modifikationskommando auch von anderen Arten von Flugzeug-Seitenleitwerksteuersystemen verwendet werden, um Seitenleitwerkposition-Kommandos in einer Weise zu verändern, welche die Nettokraft über den Vertikalstabilisator des Flugzeugs, welche durch atmosphärische Turbulenz und Windstöße verursacht wird, abzubauen.
Gemäß Merkmalen dieser Erfindung, wird die Druckdifferenz über entgegengesetzte Seiten des Vertikalstabilisators, vorzugsweise an der Zehn-Prozent (10%)-Sehne gemessen. Die Druckdifferenzdaten werden verwendet, um ein Seitenleitwerk-Auslenkungssignal zu erzeugen, welches roll- und gierratenkompensiert ist. Das kompensierte Seitenleitwerk-Auslenkungssignal wird hochpassgefiltert durch ein Filter, welches eine Eckfrequenz f_c aufweist, welche fünfundzwanzig Prozent (25%) der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs beträgt. Das Hochpassfilter stellt oberhalb der Eckfrequenz den vollen Stellfaktor bereit, während der Stellfaktor für Störungen niedrigerer Frequenz reduziert wird. Dies reduziert für ein optimales Stoßunterdrückungsverhalten die Steifkörperreaktion des Flugzeugs auf Stöße und Turbulenz in dem Dutch-Roll-Frequenzbereich, stellt jedoch die volle Flugzeug-Wetterhahnstabilität für niederfrequente Scherwinde wieder her. Das hochpassgefilterte Ergebnis ist ein erstes Seitenleitwerk-Auslenkungssignal, welches subtraktiv mit einem zweiten Seitenleitwerk-Auslenkungssignal kombiniert wird. Das zweite Seitenleitwerk-Auslenkungssignal wird durch Stellfaktoreinstellen und Tiefpassfiltern eines Trägheits-Schiebewinkelratensignals, welches durch den Gierdämpfer des Flugzeugs erzeugt werden kann, abgeleitet. Die Tiefpassfilter-Eckfrequenz ist mit der Hochpassfilter-Eckfrequenz bei fünfundzwanzig Prozent (25%) der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs abgeglichen. Die Größe des kombinierten Seitenleitwerk-Auslenkungssignals wird durch ein Stellfaktor-Formfilter gefiltert.
Gemäß einem speziellen Ausführungsbeispiel der Erfindung ist das Stellfaktor-Formfilter so gewählt, dass es den Stellfaktor für Frequenzen oberhalb der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs erhöht, wobei eine maximale Stellfaktorerhöhung von siebzig Prozent (70%) bei ungefähr vier (4) mal der Dutch-Roll-Frequenz erreicht wird. Der Nettoeffekt eines solchen Stellfaktorformfilters ist es, ungefähr fünfzig Prozent (50%) der Vertikalstabilisatorlast für Frequenzen zwischen f_c und ω₁ (0,25 bis 2,5 mal der Dutch-Roll-Frequenz) aufzuheben und nahezu die gesamte (85%) Vertikalstabilisatorlast oberhalb von ω₂ (4 mal der Dutch-Roll-Frequenz) aufzuheben.
Das Endergebnis ist ein Seitenleitwerkkommando-Modifikationssignal, welches, wenn es substraktiv mit dem Gierdämpfer-Seitenleitwerkkommando kombiniert wird, ein Seitenleitwerkkommando hervorruft, welches unerwünschte Seitenbewegung in der Hinterkabine eines Flugzeugs reduziert.
In Übereinstimmung mit weiteren Aspekten dieser Erfindung wird der kombinierte Seitenleitwerk-Auslenkungswert, bevor er durch das Stellfaktorformfilter gefiltert wird, durch einen festen statischen Schiebewinkelstellfaktorwert angepasst.
In Übereinstimmung mit einem weiteren speziellen Ausführungsbeispiel dieser Erfindung ist vorzugsweise ein Flusstrennungsüberwacher enthalten, um den ersten Seitenruderauslenkungswert zu überwachen und zu verhindern, dass ein Seitenleitwerkkommando-Modifikationswert erzeugt wird, welcher ein Seitenleitwerkkommando hervorrufen könnte, welches zulässige strukturelle Begrenzungen überschreitet, wenn es mit dem Gierdämpfer-Seitenleitwerkkommando kombiniert wird.
In Übereinstimmung mit weiteren Ausführungsbeispielen dieser Erfindung wird vorzugsweise der Seitenleitwerkkommando- Modifikationswert verwendet, um ein Windstoßunterdrückungs-Quersteuerungskommando zu erzeugen, indem das Seitenleitwerkkommando-Modifikationssignal stellfaktorangepasst und tiefpassgefiltert wird. Das Quersteuerungskommando reduziert in Kombination mit dem Seitenleitwerk-Modifikationskommando unerwünschte Roll-Störungen in Reaktion auf einzelne Windstöße und Turbulenzen und verbessert dadurch die Flugzeughandhabungseigenschaften sowie die Reisequalität.
Wie es leicht anhand der vorhergehenden Zusammenfassung eingeschätzt werden kann, stellt die Erfindung ein Verfahren und eine Vorrichtung zum Erzeugen eines Seitenleitwerksteuerkommandos bereit, welches das Links-Rechts-Schlingern der Hinterkabinen, welches auftritt wenn alleine ein herkömmlicher Gierdämpfer verwendet wird, um die Seitenleitwerkposition zu steuern, wesentlich reduziert, wenn ein Flugzeug in einzelnen Windstößen oder atmosphärischer Turbulenz fliegt, welche eine Querlast auf den Vertikalstabilisator des Flugzeugs erzeugen. Minimieren der Steifkörper-Gierratenreaktion auf Windstöße und atmosphärische Turbulenz verbessert auch die Flugzeugleistung. Die Verwendung dieser Erfindung führt zu einer ungefähr gleichen Querbeschleunigungsintensität, welche an dem Pilotensitz, Schwerpunkt und dem hinteren Körper des Flugzeugs auftritt. Reduzieren der Hinterkabinen-Steifkörperverschiebung verbessert die Passagierreisequalität und die Arbeitsumgebung in dem hinteren (Bordküchen-)Bereich des Flugzeugs. Reduzieren der Roll- und Gierachsenreaktion auf Windstöße und atmosphärische Turbulenz verbessert auch die Flugzeughandhabungseigenschaften und Flugbahnkontrolle, wodurch die Arbeitslast der Piloten reduziert wird. Sowohl Seitenleitwerk- als auch Radkommandos sind effektiver in Systemen, welche diese Erfindung einschließen, weil der Vertikalstabilisator-Differenzdruck verwendet wird, um Bewegung zu verhindern, im Vergleich zu vorherigen Systemen, welche Trägheitssensoren verwendet haben, um nicht befohlene Bewegung oder Bahnvariationen zu dämpfen, anstelle aus atmosphärischer Turbulenz und Windstößen resultierende Störungen zu vermeiden.
Kurzbeschreibung der Zeichnungen
Die vorliegende Erfindung wird leichter zu beurteilen sein, wenn sie durch Bezugnahme auf die folgende detaillierte Beschreibung eines bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung, im Zusammenhang genommen mit den beigefügten Zeichnungen, besser verstanden wird, wobei:
1 eine Draufsicht eines herkömmlichen kommerziellen Transportdüsenflugzeugs ist; und
2 ein Regelgesetzdiagramm des derzeit bevorzugten Ausführungsbeispiels der Erfindung ist.
Wie es besser aus der folgenden Beschreibung zu verstehen ist, versteht es sich, während die Erfindung zur Verwendung bei einem „Fly-By-Wire"-Flugzeugsteuersystem entworfen wurde und in Verbindung mit einem solchen System beschrieben wird, dass die Erfindung, falls erwünscht, in andere Arten von Flugzeugsteuersystemen eingefügt werden kann. Ferner versteht es sich, dass, obwohl die Erfindung in Form eines Regelgesetzes dargestellt ist, welches einzelne zum Bewerkstelligen spezifischer Funktionen gestaltete Blöcke enthält, dass die Erfindung tatsächlich auf verschiedene Weisen implementiert werden kann. Zum Beispiel können die verschiedenen Funktionen des dargestellten Regelgesetzes durch ein geeignet programmiertes Digitalcomputersystem ausgeführt werden. Alternativ können die Funktionen durch digitale oder analoge Schaltungen ausgeführt werden.
1 veranschaulicht ein herkömmliches kommerzielles Transportdüsenflugzeug 11, welches einen Vertikalstabilisator 15 beinhaltet. Der Vertikalstabilisator beinhaltet ein Seitenleitwerk 17. Beim Fliegen kann das Flugzeug 11 Windstößen und atmosphärischer Turbulenz ausgesetzt sein, welche Seitenlastkräfte (Querkräfte) erzeugen. Wie durch die Pfeile 13 gezeigt, nimmt der Vertikalstabilisator 15 einen wesentlichen Anteil der durch die Windstöße und atmosphärische Turbulenz erzeugten Querkräfte auf.
Wie in der EP-A-0 488 428, auf welche oben vollständiger Bezug genommen wurde, erklärt, wird, wenn die vergleichsweise hochfrequenten Komponenten der Querkräfte 13, welche auf den Vertikalstabilisator 15 eines Flugzeugs auftreffen, „entfernt" werden, die Gesamtquerbeschleunigung an der hinteren Trennwand des Flugzeugs um 80 Prozent (80%) reduziert. Das Entfernen kann durch Bewegen des Seitenleitwerks 17 in eine entlastende Richtung in Reaktion auf einen Windstoß oder atmosphärische Turbulenz bewerkstelligt werden. Die entlastende Richtung ist die Richtung, welche den durch den Vertikalstabilisator erzeugten Auftrieb vermindert. Wenn z. B. ein Seitenwindstoß in einer Richtung von rechts nach links (wenn man 1 anschaut) auf das Flugzeug ausgeübt ist, wirkt eine Bewegung der Hinterkante des Seitenleitwerks 17 um einen geeigneten Betrag nach links, d. h. in die entlastende Richtung, der Seitenlast entgegen, was die auf den Vertikalstabilisator wirkende Gesamtkraft reduziert.
Definitionsgemäß ist der Flugzeugseitenschiebewinkel Beta (β), welcher in 1 gezeigt ist, der Winkel zwischen der Längsachse des Flugzeugs 14 und der Flugrichtung des Flug zeugs, gezeigt durch Pfeil 21. Wie in der EP-A-0 488 428 bemerkt, bewirkt ein Bewegen des Seitenleitwerks eines herkömmlichen Transportdüsenflugzeugs um ungefähr 2 Grad in die entlastende Richtung für jedes Grad des Seitenschiebewinkels β keine auf den Vertikalstabilisator 15 wirkende Nettoseitenkraft.
Die gesamte Seitenkraft auf den Vertikalstabilisator 15 ist eine Funktion von Tiefen- und Spannweitendruckverteilung. Für einen herkömmlichen Seitenschiebewinkel tritt die maximale Druckdifferenz etwas vor der Zehn-Prozent (10%)-Sehnenposition des Vertikalstabilisators auf. Druckänderungen in Reaktion auf Seitenleitwerkauslenkungen, welche um die Seitenleitwerkgelenklinie ungefähr bei der Siebzig-Prozent (70%)-Sehnenposition zentriert sind, haben bei der Zehn-Prozent(10%)-Sehnenposition eine geringe Auswirkung.
Wie es in 2 gezeigt ist, ist in Übereinstimmung mit der vorliegenden Erfindung ein herkömmlicher differentieller Drucksensor 31 ungefähr an der Zehn-Prozent(10%)-Sehnenlinie 33 des Vertikalstabilisators 15 installiert, um die Druckdifferenz über den Vertikalstabilisator an dieser Position zu erfassen. Der differentielle Drucksensor ist ausreichend oberhalb der Rumpfkreuzung positioniert, um Rumpfbeeinträchtigung und Flügelspitzenwirbeleffekte zu minimieren. Vorzugsweise sind zwei differentielle Sensoren 31 auf dem Vertikalstabilisator ungefähr drei (3) Fuß voneinander getrennt installiert. Die Ausgänge der zwei Sensoren werden miteinander verglichen, um einen Schutz gegenüber Sensorfehlern zu gewährleisten. Wenn das Seitenleitwerk 17 in die entlastende Richtung bewegt wird, besteht eine geringe Änderung der Druckdifferenz an der Zehn-Prozent (10%)-Sehnenposition. Dies gewährleistet eine präzise Implementierung der vorliegenden Erfindung, da ein korrigierendes Bewegen des Seitenleitwerks die erfasste Druckdifferenz nicht signifikant beeinträchtigt.
Wie es besser aus der nachfolgenden Beschreibung zu verstehen ist, modifiziert die vorliegende Erfindung die durch den differentiellen Drucksensor 31 erzeugten Daten auf verschiedene Weise, was in dem Erzeugen eines Seitenleitwerk-Modifikationskommandos resultiert, welches, wenn es in ein Seitenleitwerkkommando einbezogen wird, bewirkt, dass sich das Seitenleitwerk des Flugzeugs in eine Richtung bewegt, die den Seitenlasten, welche die durch den differentiellen Drucksensor 31 erfasste Druckdifferenz hervorrufen, entgegenwirkt.
Die differentiellen Druckdaten, welche durch den differentiellen Drucksensor 31 erzeugt werden, bezeichnet mit ΔP, werden zuerst hinsichtlich Fluggeschwindigkeit kompensiert, wie in Block 35 dargestellt. Spezieller ist das Ausmaß von Seitenleitwerkbewegung, welches erforderlich ist, um die Vertikalstabilisatorkraft, die durch Windstöße oder atmosphärische Turbulenz hervorgerufen ist, abzubauen, eine Funktion der Flugzeug-Fluggeschwindigkeit. Wenn für einen konstanten Seitenleitwerkwinkel die Fluggeschwindigkeit ansteigt, wird durch das Seitenleitwerk eine größere Kraft um die Gierachse des Flugzeugs ausgeübt. Fluggeschwindigkeitsstellfaktorkompensation wird durch Dividieren von ΔP durch einen Auftreffdruck q_c, dessen Wert eine Funktion des Gesamtluftdrucks minus den statischen Luftdruck des Flugzeugs ist, bewerkstelligt. In einer herkömmlichen Weise erzeugt ein Luftdatencomputer 37, welcher an Bord des Flugzeugs lokalisiert ist, einen Wert für q_c, welcher auf den von dem Gesamtdruckfühler und dem Anschluss für statischen Druck des Flugzeugs empfangenen Daten basiert. Das Endergebnis der Fluggeschwindigkeitsstellfaktorkompensationsanpassung ist ein Druckdiffe renzkoeffizient (ΔCp), welcher unabhängig von der Fluggeschwindigkeit ist. Der Auftreffdruck wird verwendet, weil er leicht unter Verwendung der Daten vom Gesamtdruckfühler und Anschluss für statischen Druck bestimmbar ist, welche grundlegende Elemente eines Luftdatensystems sind. Alternativ könnte der Druckdifferenzkoeffizient ΔCp auf eine traditionellere Weise unter Verwendung eines dynamischen Drucks q, welcher eine Funktion der Luftdichte und des Quadrats der wahren Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs ist, berechnet werden. Wie es Fachleuten wohl bekannt ist, entspricht der Auftreffdruck ungefähr dem dynamischen Druck mal 0,25 mal das Quadrat der Machzahl.
ΔCp wird an Block 39 mit einem Faktor β/ΔCp multipliziert, welcher auf der Machgeschwindigkeit des Flugzeugs basiert. Der Wert β/ΔCp ist nicht linear mit der Machgeschwindigkeit des Flugzeugs verknüpft und vorzugsweise in einer Nachschlagetabelle gespeichert. Siehe Block 40. Der Wert von β/ΔCp ist die Beziehung zwischen dem Flugzeugseitenschiebewinkel β und dem gemessenen Vertikalstabilisator-Druckkoeffizienten. Das Ergebnis der Modifikation 39 erzeugt einen mit β_ΔP bezeichneten Wert, welcher dann roll-/gierratenkompensiert wird. Ein Gierratenkompensationswert wird durch Multiplizieren (Block 41) des durch die Trägheitsreferenzeinheit des Flugzeugs erzeugten Gierratenwerts mit einer Stellfaktoranpassung, welche auf der wahren Fluggeschwindigkeit (V_T) des Flugzeugs basiert, erzeugt. Die Stellfaktoranpassung wird durch Dividieren von Lx_ΔP durch V_T erzeugt, wobei Lx_ΔP der Abstand entlang der Mittellinie 14 des Flugzeugs (1) von dem Schwerpunkt zu dem Ort des differentiellen Druckfühlers 31 (2) ist. Siehe Block 43. Ein Rollratenkompensationswert wird durch Multiplizieren (Block 45) der durch die Trägheitsreferenzeinheit des Flugzeugs bestimmten Rollrate mit einer Stellfaktoranpassung, welche auf der wahren Fluggeschwindigkeit (V_T) des Flugzeugs basiert, erhalten. Die Stellfaktoranpassung wird erzeugt, indem Lz_ΔP durch V_T dividiert wird, wobei Lz_ΔP der Abstand zwischen dem Schwerpunkt des Flugzeugs und der Position des differentiellen Drucksensors ist. Siehe Block 47. Die Gier- und Rollratenkompensationswerte werden subtraktiv kombiniert. Siehe Block 49. Der resultierende Wert wird subtraktiv mit dem Wert von β_ΔP kombiniert, um einen Luftmassenseitenschiebewinkel-(β_airmass)-Wert zu erzeugen. Siehe Block 51.
Um Seitenleitwerkbewegung in Reaktion auf vergleichsweise hochfrequente Seitenlasten bereitzustellen und niederfrequente Eingaben zu dämpfen, wird der β_airmass-Wert durch ein Hochpassfilter gefiltert. Siehe Block 53. Die Eckfrequenz des Hochpassfilters f_c beträgt ungefähr fünfundzwanzig Prozent (25s) der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs in Bogenmaß pro Sekunde, d. h. f_c ist ungefähr gleich 0,25 mal ω_Dutch-Roll. Der gefilterte β_airmass-Wert wird subtraktiv mit einem gefilterten β_inertial-Wert kombiniert. Siehe Summierer 55.
Der gefilterte β_inertial-Wert wird aus dem β-Punkt-inertial-Wert β ._inertial abgeleitet, welcher durch ein Gierdämpfer-Modul 56 erzeugt wird, z. B. ein Gierdämpfer-Modul der üblicherweise auf derzeitigen Boeing 757, 767 und 747–400 Flugzeugen verwendeten Art. Ein Gierdämpfer-Regelgesetz, welches Daten erzeugt, welche funktional äquivalent zu den durch ein Gierdämpfer-Modul erzeugten Daten sind, ist in dem primären Flugcomputer des Boeing 777 Flugzeugs enthalten. In einer herkömmlichen Weise wirkt das Gierdämpferkommando unerwünschter Gierschwingung, bekannt als Dutch-Roll, entgegen. β ._inertial, welches die Änderungsrate des Seitenschiebewinkels β ist, ist eine übliche Ausgabe einer Gierdämpfer-Funktion. Der β ._inertial-Wert wird unter Verwendung der trägheitsbestimmten Gierraten-, Rollraten-, Querbeschleunigungs- und Querneigungswinkelwerten berechnet.
Wie es in 2 gezeigt ist, wird der β-Punkt-inertial-Wert, d. h. der β ._inertial-Wert, zuerst stellfaktorkompensiert, indem β ._inertial durch f_c dividiert wird, welches, wie oben beschrieben, ungefähr gleich fünfundzwanzig Prozent (25%) der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs in Bogenmaß pro Sekunde ist. Siehe Block 57. Der stellfaktorangepasste β-Punkt-inertial-Wert wird tiefpassgefiltert, wie durch Block 59 dargestellt. Der Tiefpassfilter weist eine obere Eckfrequenz gleich f_c auf, welche, wie oben beschrieben, gleich fünfundzwanzig Prozent (25%) der Dutch-Roll-Frequenz ist. Die β_inertial-Tiefpassfilter-Eckfrequenz ist mit der β_airmass-Hochfilter-Eckfrequenz abgeglichen, um während Flugzeugmanövern eine geeignete Aufhebung des gemessenen β_airmass zu gewährleisten.
Wie oben bemerkt, wird der gefilterte β_inertial-Wert subtraktiv mit dem gefilterten β_airmass-Wert kombiniert, wie in Block 55 dargestellt. Das Ergebnis ist ein mit β_Gust bezeichneter Wert. Der β_Gust-Wert wird durch einen festen statischen Schiebestellfaktor gleich δ_RUD/β stellfaktorangepasst, wobei δ_RUD die Seitenleitwerkauslenkung in Grad ist. Siehe Block 61. Der stellfaktorkompensierte β_Gust-Wert wird durch ein Stellfaktorformfilter modifiziert. Siehe Block 63. Das Stellfaktorformfilter hat bis hinauf zu ω₁ einen Wert von 1,0 und steigt bei ω₂ auf einen Wert von 1,7, wobei ω₁ gleich ungefähr 2,5 mal der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs in Bogenmaß pro Sekunde ist und ω₂ gleich ungefähr 4,0 mal der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs in Bogenmaß pro Sekunde ist. Der Nettoeffekt des Stellfaktorformfilters ist es, ungefähr bei Frequenzen zwischen f_c und ω₁ fünfzig Prozent (50%) der Vertikalstabilisatorlast aufzuheben und bei Frequenzen über ω₂ annähern den vollen Vertikalstabilisatoreffekt (85%) aufzuheben. Obwohl bildhaft in 2 als linear zwischen ω₁ und ω₂ variierend dargestellt, ist das gezeigte Diagramm tatsächlich eine asymptotische Darstellung des Filters, welches eine herkömmliche S-Form aufweist. Das tatsächliche Filter ist ein Lead-Lag-Filter, wobei ω₁ der 3 db-Punkt des unteren oder Lead-Abschnitts des Filters ist und ω₂ der 3 db-Punkt des oberen oder Lag-Abschnitts des Filters ist.
Sofern nicht durch einen unten beschriebenen Flusstrennungsüberwacher 65 abgeschaltet, wird der stellfaktorgeformte Filterwert subtraktiv mit einem Gierdämpfer-Seitenleitwerkkommando kombiniert, welches durch Stellfaktoranpassen des β ._inertial-Signals, um ein Seitenleitwerkkommando zu erzeugen, erhalten wird. Siehe Block 67. Das β ._inertial-Signal wird durch
stellfaktorangepasst, wobei
eine Funktion der Fluggeschwindigkeit ist und mit dem Flugzeugtyp variiert. Bei der Boeing 777 variiert
von 2,9 bei niedrigen Fluggeschwindigkeiten bis hinunter zu 0,8 bei hohen Fluggeschwindigkeiten. Somit bildet der stellfaktorgeformte Filterwert ein Seitenleitwerk-Modifikationskommando.
Der Flusstrennungsüberwacher 65 überwacht den ΔCp-Wert und erfasst oszillierende ΔP-Signale, welche Flusstrennung anzeigen. Wenn ein oszillierendes ΔP-Signal erfasst wird, wird verhindert, dass der stellfaktorgeformte Filterwert Teil des Seitenleitwerkkommandos wird. Vielmehr wird das Seitenleitwerk-Modifikationskommando auf Null reduziert. Ein geeigneter Flusstrennungsüberwacher ist in der EP-A-0 742 508 mit dem Titel „Method and Apparatus for Detecting Oscillatory Phenomena Indicative of Airflow Separation" beschrieben, welche gleichzeitig hiermit eingereicht wurde und die gleichen effektiven Daten aufweist.
Das Seitenleitwerk-Modifikationskommando kann auch dafür verwendet werden, ein Quersteuerungskommando zu erzeugen, welches verwendet werden kann, um die Längsachsenstörung des Flugzeugs in Reaktion auf Windstöße und Turbulenz aufzuheben. Spezieller, wie in 2 gezeigt, wird das Quersteuerungskommando erzeugt, indem zuerst das Seitenleitwerk-Modifikationskommando durch δ_LAT/δ_RUD stellfaktormodifiziert wird, wobei δ_LAT gleich der äquivalenten Radbewegung in Grad ist und δ_RUD gleich der Seitenleitwerksbewegung in Grad ist. Siehe Block 71. Das stellfaktormodifizierte Seitenleitwerk-Modifikationskommando wird dann durch ein Tiefpass-Radaktivitätsfilter 73 gefiltert, dessen Grenzfrequenz ω₃ ungefähr gleich 4,0 mal der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs in Bogenmaß pro Sekunde ist. Das Quersteuerungs-Tiefpassfilter gewährleistet eine ausreichende Bandbreite, um den Flugzeugrollmodus zu steuern, dämpft jedoch die höheren Frequenzen, um Steuerflächenaktivität zu reduzieren und Kopplung mit strukturellen Flügelmoden zu vermeiden.
Wie es leicht aus der vorangegangenen Beschreibung ersichtlich ist, ist diese Erfindung eine Verbesserung des bzw. der in der EP-A-0 488 428 beschriebenen Verfahrens und Vorrichtung zum Reduzieren von Flugzeuglasten, welche aus atmosphärischer Turbulenz und Windstößen resultieren. Anstelle Filter zu verwenden, welche eine Eckfrequenz f_c aufweisen, um die β ._inertial- und β_airmass-Werte zu filtern, welche ungefähr 1,0 Bogenmaß pro Sekunde beträgt, wurde die Eckfrequenz f_c der Filter auf ungefähr fünfundzwanzig Prozent (25%) der Dutch-Roll- Frequenz reduziert. Erhöhen der Bandbreite, um den Dutch-Roll-Frequenzbereich einzuschließen, verbessert das Unterdrückungsverhalten von Windstößen und atmosphärischer Turbulenz, indem die Steifkörperreaktion auf Windstöße und atmosphärische Turbulenz verringert wird. Im Ergebnis wird das Flugzeug daran gehindert, bei Frequenzen in dem Dutch-Roll-Bereich in den Wind zu gieren. Ein Betrieb in dem Dutch-Roll-Frequenzbereich erfordert einen verbesserten Abgleich zwischen Luftmassen- und Trägheits-Seitenschiebewinkel, wie unten beschrieben. Die größere Bandbreite erhält auch länger ein Seitenschieben aufgrund von Windstößen und Turbulenz und reduziert effektiv die Wetterhahn-Stabilität. Reduzierte Wetterhahn-Stabilität führt zu einem erhöhten Abrutschen über den Flügel in Windstößen und Turbulenz aufgrund des Flugzeug-Schieberollmoments. Dieser Effekt wird durch das Quersteuerungskommando adressiert, wie es unten vollständiger diskutiert wird.
Ein verbesserter Abgleich zwischen Luftmassen- und Trägheitsseitenschieben wird durch Korrigieren des differentiellen Drucksignals ΔP hinsichtlich Gierrate und Rollrate gewährleistet. Die Korrektur erzeugt ein genaueres Maß für den Luftmassen-Seitenschiebewinkel. Die Korrektur hinsichtlich Gierrate und Rollrate erzeugt ein besseres Gleichgewicht zwischen dem Luftmassen-Seitenschiebewinkel und Trägheits-Seitenschiebewinkel während Manövern und minimiert somit verfälschte Flächenkommandos, welche die Flugzeughandhabungseigenschaften herabsetzen können. Wie oben bemerkt, wird die Korrektur hinsichtlich Gierrate und Rollrate besonders wichtig, wenn die Eckfrequenz f_c des Hochpassfilters unterhalb der Dutch-Roll-Frequenz liegt.
Die Einbeziehung des Stellfaktorformfilters 63 führt zu einem Seitenleitwerkstellfaktor, welcher als Funktion der Frequenz variiert. Der Formfilter erhöht einen Hochfrequenzstellfaktor um siebzig Prozent (70%). Der Nettoeffekt des Stellfaktorformens ist es, ungefähr fünfzig Prozent (50%) der Vertikalstabilisatorlast durch Windstöße und atmosphärische Turbulenz bei Frequenzen zwischen f_c und ω₁ aufzuheben und annähernd die gesamte Vertikalstabilisatorwindstoßlast (85%) für Frequenzen oberhalb von ω₂ aufzuheben. Ungefähr die Hälfte der Stabilisatorlast ist bei niedrigen Frequenzen erforderlich, um die Seitenlast aufgrund von Rumpfauftrieb auszugleichen. Bei höheren Frequenzen ist die Rumpfauftrieb-Anstiegszeitkonstante ausreichend langsam, dass im Wesentlichen die gesamte Vertikalstabilisatorlast aufgehoben werden kann. Die Aufgabe ist es, das Giermoment aufgrund des Flügels und Körpers des Flugzeugs genau mit dem Giermoment aufgrund des Vertikalstabilisators abzugleichen, so dass das Nettogiermoment Null ist. Optimale Leistung wird bewirkt, indem ein Giermoment von Null aufgrund von Windstößen und atmosphärischer Turbulenz bereitgestellt wird. Das Formfilter ermöglicht einen erhöhten Stellfaktor in dem höherfrequenten Bereich, ohne in dem niederfrequenten Bereich zu übersteuern. Im Ergebnis wird das Flugzeug daran gehindert, in dem Frequenzbereich zwischen Dutch-Roll und erstem Körperbiegen in den Wind zu gieren. Hochpassfiltern des Luftmassen-Seitenschiebewinkels ermöglicht es dem Flugzeug, sich für Frequenzen unterhalb von f_c in den Wind zu drehen. Die nominellen Frequenzen für ω₁ und ω₂ sind, wie oben bemerkt, 2,5 mal bzw. 4,0 mal der Dutch-Roll-Frequenz. Spezifische Frequenzen und Stellfaktorgrößen für ein gegebenes Flugzeug werden etwas als Funktion der Konfiguration von Flügel/Körper/Rumpf und Vertikalstabilisator variieren.
Wie oben bemerkt, wird ein Quersteuerungs-Windstoß- oder Turbulenz-Unterdrückungskommando durch Seitenschiebeabgleichen aus dem Seitenleitwerk-Modifikationskommando erhalten. Die Bandbreite des Quersteuerungskommandos ist durch ω₃, die Grenzfrequenz des Radaktivitätsfilters 73, begrenzt, um Biegemodenkopplung zu vermeiden. Das Quersteuerungskommando kann dann als serieller Eingang für den Quersteuerungsabschnitt eines Fly-By-Wire-Flugsteuerungssystems oder ein serieller Eingang eines Querruderservos oder eines Autopilot-Quersteuerungsservos in einem herkömmlichen Flugsteuersystem verwendet werden. Die Verwendung eines Quersteuerungskommandos, welches eine Bandbreite aufweist, die ungefähr gleich 4,0 mal der Dutch-Roll-Frequenz beträgt, minimiert Steifkörper-Rollreaktion, ohne an die Körperbiege- und Flügelmoden des Flugzeugs zu koppeln. Das Quersteuerungskommando verbessert die Handhabungseigenschaften des Flugzeugs, indem die Rollreaktion auf Windstöße und atmosphärische Turbulenz reduziert wird. Als ein Mittel zum Implementieren des Seitenleitwerk-Modifikationskommandos dieser Erfindung ist das Quersteuerungskommando ein Schlüsselteil zum Steuern der Steifkörper-Turbulenz- und Windstoß-Reaktion, weil das Kommando der erhöhten Tendenz eines Abrutschens über den Flügel (aufgrund des Schieberollmoments) entgegenwirkt, wenn die Wetterhahn-Stabilität des Flugzeugs künstlich reduziert wird. Im Ergebnis wird das Flugzeug am Rollen aufgrund von Turbulenzen und Windstößen bei der Eckfrequenz f_c und darüber gehindert.
Wie es leicht aus der vorhergehenden Beschreibung ersichtlich ist, reduziert die Erfindung wesentlich die Hinterkabinenseitenbewegung eines Flugzeugs, wenn das Flugzeug einzelne Windstöße aufnimmt oder auf atmosphärische Turbulenz trifft. Reduzieren der Hinterkabinensteifkörperverschiebung verbessert die Passagierreisequalität und die Arbeitsumgebung der Kabi nenbesatzung. Reduzieren von Längs- und Hochachsenreaktion auf Windstöße und atmosphärische Turbulenz verbessert die Handhabungseigenschaften und Bahnsteuerung und reduziert somit die Pilotenarbeitslast. Die Seitenleitwerk- und Quersteuerungskommandos sind effektiver als in herkömmlichen Systemen, weil der Vertikalstabilisator-Differenzdruck verwendet wird, um unerwünschte Bewegung zu verhindern. Anstelle unerwünschte Bewegung zu dämpfen, verhindert die Erfindung, dass einzelne Windstöße und atmosphärische Turbulenz Störungen bewirken.
Obwohl ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung dargestellt und beschrieben wurde, versteht es sich, dass innerhalb des Umfangs der beigefügten Ansprüche verschiedene Änderungen daran vorgenommen werden können.

Claims

Verfahren zum Erzeugen eines Seitenleitwerk-Modifikationskommandos zum Verringern von unerwünschter Seitenbewegung in der Hinterkabine eines Flugzeugs, umfassend: – Erfassen der Druckdifferenz über die entgegengesetzten Seiten des Vertikalstabilisators des Flugzeugs; – Erzeugen eines Luftmassen-Schiebewinkelsignals basierend auf einem Signal, welches die erfasste Druckdifferenz darstellt; – Roll- und Gierkompensieren des Luftmassen-Schiebewinkelsignals, um ein kompensiertes Luftmassen-Schiebewinkelsignal zu erzeugen; – Hochpassfiltern des kompensierten Luftmassen-Schiebewinkelsignals unter Verwendung eines Filters, welches eine Eckfrequenz aufweist, die im Wesentlichen fünfundzwanzig Prozent (25%) der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs beträgt, um ein erstes Seitenleitwerk-Auslenkungssignal zu erzeugen; – Ableiten eines zweiten Seitenleitwerk-Auslenkungssignals durch Stellfaktoranpassung und Tiefpassfiltern eines Signals, welches eine trägheitsabgeleitete Schiebewinkelrate darstellt, unter Verwendung eines Filters, welches eine Eckfrequenz aufweist, die im Wesentlichen fünfundzwanzig Prozent (25%) der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs beträgt; – subtraktives Kombinieren des ersten und zweiten Seitenleitwerk-Auslenkungssignals; und – Stellfaktor-Formfiltern des kombinierten Seitenleitwerk-Auslenkungssignals, um ein Seitenleitwerk-Modifikationskommando zu erzeugen, wobei das Stellfaktor-Formfiltern dadurch das kombinierte Seitenleitwerk-Auslenkungssignal gemäß einer Filtercharakteristik, welche als Funktion der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs bestimmt ist, stellfaktormodifiziert.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei das erste Seitenleitwerk-Auslenkungssignal kompensiert wird, indem das Signal, welches die erfasste Druckdifferenz darstellt, durch eine Staudruckvariable (q_c) geteilt wird, deren Wert eine Funktion des Gesamtluftdrucks minus des statischen Luftdrucks des Flugzeugs ist.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, wobei das erste Seitenleitwerk-Auslenkungssignal außerdem durch einen Faktor (β/ΔC_p) kompensiert wird, dessen Wert auf der Machgeschwindigkeit des Flugzeugs basiert.
Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3, wobei die Roll- und Gierkompensation des ersten Seitenleitwerk-Auslenkungssignals umfasst: – Bestimmen eines Rollratenkompensationswerts durch Multiplizieren der Rollrate des Flugzeugs mit einer Rollratenstellfaktoranpassung, welche auf der wahren Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs basiert; – Bestimmen eines Gierratenkompensationswerts durch Multiplizieren der Gierrate des Flugzeugs mit einer Gierratenstellfaktoranpassung, welche auf der wahren Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs basiert; – subtraktives Kombinieren des Rollratenkompensationswerts und des Gierratenkompensationswerts, um einen kombinierten Roll- und Gierratenkompensationswert zu erzeugen; und – subtraktives Kombinieren des kombinierten Roll- und Gierratenkompensationswerts mit dem ersten Seitenleitwerk-Auslenkungssignal.
Verfahren nach Anspruch 4, wobei die Gierratenstellfaktoranpassung Lx_ΔP geteilt durch V_T beträgt, wobei Lx_ΔP der Abstand entlang der Mittellinie des Flugzeugs von dem Schwerpunkt des Flugzeugs zu dem Ort ist, an welchem die Druckdifferenz erfasst wird, und V_T die wahre Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs ist; und wobei die Rollratenstellfaktoranpassung Lz_ΔP geteilt durch V_T beträgt, wobei Lz_ΔP der vertikale Abstand zwischen dem Schwerpunkt des Flugzeugs und dem Ort ist, an welchem die Druckdifferenz erfasst wird, und V_T die wahre Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs ist.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1–5, wobei das kombinierte Seitenleitwerk-Auslenkungssignal stellfaktorangepasst wird, bevor es Stellfaktor-formgefiltert wird, wobei die Stellfaktoranpassung des kombinierten Seitenleitwerk-Auslenkungssignals durch einen Betrag gleich δ_RUD/β erfolgt, wobei δ_RUD gleich einer Seitenleitwerkbewegung in Grad ist und β gleich dem Schiebewinkel des Flugzeugs ist.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1–6, wobei das Stellfaktor-Formfiltern einen Stellfaktorwert von 1,0 bei ω₁ und tiefer und einen Stellfaktorwert von 1,7 bei ω₂ und höher aufweist und zwischen ω₁ und ω₂ variiert, wobei ω₁ im Wesentlichen 2,5 mal der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs beträgt und ω₂ im Wesentlichen 4,0 mal der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs beträgt.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1–7, beinhaltend ein Erzeugen eines Quersteuerungskommandos basierend auf dem Seitenleitwerk-Modifikationskommando, und wobei das Seitenleitwerk-Modifikationskommando durch einen Faktor von δ_LAT/δ_RUD stellfaktorangepasst wird, wobei δ_LAT gleich einer äquivalenten Radbewegung in Grad ist und δ_RUD gleich einer Seitenleitwerkbewegung in Grad ist.
Verfahren nach Anspruch 8, wobei das Quersteuerungskommando durch Tiefpassfiltern des Seitenleitwerk-Modifikationskommandos bestimmt wird, wobei das Tiefpassfiltern eine Grenzfrequenz von ω₃ aufweist, wobei ω₃ im Wesentlichen 4,0 mal der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs beträgt.
System zum Erzeugen eines Seitenleitwerk-Modifikationskommandos, welches dazu bestimmt ist, unerwünschte Seitenbewegung der Hinterkabine eines Flugzeugs zu verringern, wenn es im Einsatz auf das Seitenleitwerk davon angewendet wird, wobei das System umfasst: – einen Druckdifferenzsensor (31) zum Erfassen der Druckdifferenz über die entgegengesetzten Seiten eines Seitenleitwerks (15), welches ein Flugzeug vertikal stabilisiert; – ein Seitenleitwerk-Modifikationskommando-Subsystem, welches mit dem Druckdifferenzsensor verbunden ist, wobei das Seitenleitwerk-Modifikationskommando-Subsystem beinhaltet: – einen Dividierer (35) zum Teilen eines Signals, welches die Differenz darstellt, durch eine Staudruckvariable (q_c), um ein Druckkoeffizientensignal zu erzeugen; – einen Skalierer (39) zum Skalieren des Druckkoeffizientensignals mit einem Faktor, welcher das Druckkoeffizientensignal in ein Luftmassen-Schiebewinkelsignal umwandelt; – ein Hochpassfilter (53) zum Filtern eines Signals, welches mit dem Luftmassen-Schiebewinkelsignal in Beziehung steht, um ein erstes Seitenleitwerk-Auslenkungssignal zu erzeugen, wobei die Funktion des Hochpassfilters durch seine Eckfrequenz definiert ist; – ein Tiefpassfilter (59) zum Filtern eines Signals, welches eine trägheitsabgeleitete Schiebewinkelrate darstellt, um ein zweites Seitenleitwerk-Auslenkungssignal zu erzeugen, wobei die Funktion des Tiefpassfilters durch seine Eckfrequenz definiert ist; und – einen Subtrahierer (55) zum subtraktiven Kombinieren des ersten und zweiten Seitenleitwerk-Auslenkungssignals, dadurch gekennzeichnet, (a) dass im Einsatz jedes der Hochpass- und der Tiefpassfilter mit seiner Eckfrequenz, welche im Wesentlichen 25% der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs beträgt, arbeitet; und dass das Seitenleitwerk-Modifikationskommando-Subsystem weiter beinhaltet: (b) einen Roll- und Gierratenkompensator (41–49) zum Kompensieren des Luftmassen-Schiebewinkelsignals, um ein kompensiertes Luftmassen-Schiebewinkelsignal bereitzustellen, wobei es sich bei diesem Signal um das Signal handelt, welches mit dem Luftmassen-Schiebewinkelsignal in Beziehung steht, welches durch das Hochpassfilter gefiltert ist; und (c) ein Stellfaktor-Formfilter (63) zum Filtern des kombinierten Seitenleitwerk-Auslenkungssignals, um das Seitenleitwerk-Modifikationskommando zu erzeugen, wobei das Stellfaktor-Formfilter dadurch das kombinierte Seitenleitwerk-Auslenkungssignal gemäß einer Filtercharakteristik, welche als Funktion der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs bestimmt ist, stellfaktormodifiziert.
System nach Anspruch 10, wobei das Seitenleitwerk-Modifikationskommando-Subsystem außerdem einen Seitenleitwerk-Kompensator (40) zum Kompensieren des ersten Seitenleitwerk-Auslenkungssignals durch einen Faktor (β/ΔC_p), dessen Wert auf der Machgeschwindigkeit des Flugzeugs basiert, beinhaltet.
System nach Anspruch 10 oder 11, wobei der Roll- und Gierratenkompensator beinhaltet: – einen Rollmultiplizierer (45) zum Multiplizieren der Rollrate des Flugzeugs mit einer Rollratenstellfaktoranpassung, welche auf der wahren Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs basiert, – einen Gierratenmultiplizierer (43) zum Multiplizieren der Gierrate des Flugzeugs mit einer Gierratenstellfaktoranpassung, welche auf der wahren Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs basiert; – einen ersten Subtrahierer (49) zum Kombinieren des Rollratenkompensationswerts und des Gierratenkompensations werts, um einen kombinierten Roll- und Gierratenkompensationswert zu erzeugen; und – einen zweiten Subtrahierer (51) zum Kombinieren des kombinierten Roll- und Gierratenkompensationswerts mit dem ersten Seitenleitwerk-Auslenkungssignal, wobei die Gierratenstellfaktoranpassung gleich Lx_Δp geteilt durch V_T ist, wobei Lx_Δp der Abstand entlang der Mittellinie des Flugzeugs von dem Schwerpunkt des Flugzeugs zu dem Ort ist, an welchem die Druckdifferenz erfasst wird, und V_T die wahre Fluggeschwindigkeit des Flugzeugs ist.
System nach Anspruch 10, 11 oder 12, wobei das Seitenleitwerk-Modifikationskommando-Subsystem einen Stellfaktoranpasser (61) zum Stellfaktoranpassen des kombinierten Seitenleitwerk-Auslenkungssignals, bevor das kombinierte Seitenleitwerk-Auslenkungssignal durch das Stellfaktor-Formfilter gefiltert wird, beinhaltet, wobei die Stellfaktoranpassung des kombinierten Seitenleitwerk-Auslenkungssignals durch einen Betrag gleich δ_RUD/β erfolgt, wobei δ_RUD gleich der Seitenleitwerksbewegung in Grad ist und β gleich dem Schiebewinkel des Flugzeugs ist.
System nach einem der Ansprüche 10–13, wobei der Stellfaktorformfilter (63) einen Stellfaktorwert von 1,0 bei ω₁ und tiefer und einen Stellfaktorwert von 1,7 bei ω₂ und höher aufweist und zwischen ω₁ und ω₂ variiert, wobei ω₁ im Wesentlichen 2,5 mal der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs beträgt und ω₂ im Wesentlichen 4,0 mal der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs beträgt.
System nach einem der Ansprüche 10–14, beinhaltend ein Quersteuerungskommando-Subsystem zum Erzeugen eines Quersteuerungskommandos basierend auf dem Seitenleitwerks-Modifikationskommando, wobei das Quersteuerungskommando-Subsystem ein Tiefpassfilter (73) zum Filtern des Seitenleit werk-Modifikationskommandos beinhaltet, wobei das Tiefpassfilter eine Grenzfrequenz von ω₃ aufweist, wobei ω₃ im Wesentlichen 4,0 mal der Dutch-Roll-Frequenz des Flugzeugs beträgt, wobei das Quersteuerungskommando-Subsystem einen Stellfaktoranpasser (71) zum Stellfaktoranpassen des Seitenleitwerk-Modifikationskommandos mit einem Faktor von δ_LAT/δ_RUD beinhaltet, wobei δ_LAT gleich der äquivalenten Radbewegung in Grad ist und δ_RUD gleich der Seitenleitwerksbewegung in Grad ist.