DE69817615T2

DE69817615T2 - VORRICHTUNG UND VERFAHREN ZUR STEUERUNG DER LENKUNGSKRAFT EINES MECHANISCHEN STEUERUNGSSYSTEMS fÜR EIN FLUGZEUG

Info

Publication number: DE69817615T2
Application number: DE69817615T
Authority: DE
Inventors: Anders SJÖQUIST
Original assignee: Saab AB
Current assignee: Saab AB
Priority date: 1997-12-30
Filing date: 1998-12-21
Publication date: 2004-06-17
Anticipated expiration: 2018-12-22
Also published as: WO1999036314A1; BR9814507A; US6386485B1; RU2213025C2; EP1042166B1; SE9704929D0; SE508672C2; DE69817615D1; SE9704929L; EP1042166A1

Description

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf ein mechanisches Steuersystem für ein Flugzeug, wobei Steuerflächen des Flugzeugs vom Führerraum des Flugzeugs aus über das Steuersystem mit Hilfe zumindest eines, operativ mit dem Steuersystem verbundenen Steuerelements, zum Beispiel ein Rad, eine Steuersäule oder ein Paar von Pedalen, betätigt werden können, wie dies im Oberbegriff des Anspruchs 1 angegeben ist.
Die Erfindung bezieht sich darüber hinaus auf ein Verfahren zur Regelung der Kraft welche mit dem Ziel, einen gewünschten Trimmwinkel zu erhalten, auf ein Steuerelement zur Steuerung der Steuerflächen eines Flugzeugs wirken muss, wobei genanntes Steuerelement operativ mit dem Steuersystem verbunden ist und zum Beispiel aus einem Rad, einer Steuersäule oder einem Paar von Pedalen besteht, wie dies im Oberbegriff des Anspruchs 6 angegeben ist.
Im Dokument GB 1 326 525 ist ein solches mechanisches Steuersystem eines Flugzeugs dargestellt.
Kleinere und mittelgroße Flugzeuge mit einem mechanischen Steuersystem auszurüsten, bei welchem, bei manuellem Flug, nur die Muskelkraft des Flugzeugführers über Seile und das Steuersystem auf die Steuerfläche wirkt, ist bereits bekannt. Das Ziel besteht in diesem Fall darin, die Steuerflächen so zu gestalten, dass die während des Fluges auf die Steuerflächen wirkenden aerodynamischen und mechanischen Kräfte nicht so groß werden, dass es für den Flugzeugführer schwierig wird, die Stellung der Steuerflächen zu verändern. Zu den bekannten Lösungen gehört die Anwendung verschiedener Arten von Hilfssteuerflächen, sogenannter Ruderklappen, in Kombination mit einem aerodynamischen Angleichen der Steuerflächen mit dem Ziel, die Kräfte auf einem handhabbaren Niveau zu erhalten.
Bei den bekannten Lösung gibt es jedoch bestehende Probleme. So kann es zum Beispiel schwierig sein, die dynamische Verbindung zwischen dem angebrachten Drehmoment und der Position der Steuersäule/des Rades zu optimieren, und ganz besonders kann dem Flugzeugführer die Beeinflussung der Steuerflächen Schwierigkeiten bereiten, wenn die Stabilität in einer rollgetrimmten Position plötzlich verloren geht und das Flugzeug infolge davon stark in eine Richtung rollt, was zum Beispiel infolge starker Vereisung eintreffen kann.
Ein Zweck der vorliegenden Erfindung besteht darin, eine Vorrichtung der eingangs erwähnten Art zu erhalten, welche dem Flugzeugführer bei manuellem Flug eine Servounterstützung bietet. Dieser Zweck wird durch die im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 1 genannten Merkmale erfüllt.
Ein weiterer Zweck der vorliegenden Erfindung besteht darin, ein Verfahren der eingangs erwähnten Art zu erhalten, durch das eine Servounterstützung bei manuellem Flug erhalten wird. Dieser Zweck wird durch die im kennzeichnenden Teil des Anspruchs 6 genannten Merkmale erfüllt.
Vorgezogene Ausführungsformen der Vorrichtung weisen eines oder mehrere der in den Unteransprüchen aufgeführten kennzeichnenden Merkmale auf.
Die Vorrichtung gemäß der Erfindung weist mehrere Vorteile auf:
Mit Hilfe dieser Vorrichtung kann ein lineare Kraftgradient erhalten werden. Für den statischen Kraftgradient kann ein gewünschter Wert festgelegt werden. Gewünschte Werte können für die visköse Dämpfung und Reibung des Rades festgelegt werden. Eine gewünschte Größe kann für die Einwirkung der Masse des Systems auf die Steuersäule/das Rad festgelegt werden.
Die Positionsrückkopplung bietet außerdem den Vorteil, dass es möglich wird die Eigenfrequenz des Systems zu beeinflussen, so dass diese nicht schlechthin durch die externe Belastung und das Trägheitsmoment des Systems vorgegeben werden. Ohne die Positionsrückkopplung ist es nicht möglich, irgendeine nicht-lineare Kraft des grundlegenden mechanischen Systems zu linearisieren. Eine Positionsrückkopplung bedeutet, dass eine lineare Korrelation zwischen dem an der Steuersäule/dem Rad angebrachten Drehmoment und dem Trimmwinkel erhalten wird.
Nachfolgend wird die Erfindung anhand eines Beispiels von Ausführungsformen der vorliegenden Erfindung unter Bezugnahme die beiliegenden Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen:
1 ein vereinfachtes übersichtliches Schema eines servounterstützten Steuertlächensystems gemäß der Erfindung;
2 ein vereinfachtes steuertechnisches Schaltbild des servounterstützten Steuerflächensystems.
In der Beschreibung aller Figuren werden die gleichen Bezugszeichen für identische oder ähnliche Teile benutzt.
Das vereinfachte übersichtliche Schema gem. 1 zeigt ein Querrudersystem, welches an jedem Flügel aus einem Querruder 1 besteht, das mit Hilfe von Querruderseilen 2 mit einem beispielsweise als ein Rad ausgeführten Steuerelement 3 verbunden ist. Das Querrudersystem umfasst zwei Steuerelemente 3, von denen eins beim Fliegen vom Flugzeugführer 4 betätigt wird. An geeigneter Stelle entlang der Querruderseile ist ein Servomotor 5 angeordnet, welcher mit Hilfe eines ersten Umschalters 12 entweder zugeschaltet (wie dargestellt) oder abgeschaltet werden kann. Ein Servotreiber 6 ist dem Servomotor 5 zugeschaltet. Sowohl ein Drehmomentgeber 7 als auch ein Winkelgeber 8, die Information an ein Steuergerät 9 liefern, welches außer dem Information von einem Winkelgeschwindigkeitsgeber 10 am Servomotor empfängt, sind an jedem Steuerelement 3 angeordnet (in der Figur nur für ein Steuerelement dargestellt). Der Winkelgeber 8 kann wahlweise am Servomotor 5 und/oder Winkelgeschwindigkeitsgeber 10 am Steuerelement angeordnet sein. Anhand der bezogenen Information erzeugt das Steuergerät 9 ein Steuersignal für die erwünschte Beeinflussung des Servomotors 5, wobei letzterer dafür konstruiert ist, die vom Flugzeugführer 4 am Steuerelement 3 aufzubringende Drehmoment so zu regeln, dass das Verhältnis zwischen dem angebrachten Drehmoment und dem Trimmwinkel des Steuerelements unabhängig vom Trimmwinkel des Steuerelements einen erwünschten, weitgehend konstanten Wert annimmt. Der Servomotor 5 kann somit in Übereinstimmung mit oder entgegen dem vom Flugzeugführer 4 aufgebrachten Drehmoment arbeiten. Wie aus der Figur hervorgeht, kann der gleiche Servomotor zum Einsatz kommen wie beim Flug mit automatischer Steuerung/Autopilot 11, und ein zweiter Umschalter 13 gestattet eine Wahl zwischen manueller und automatischer Flugsteuerung.
In 2 ist vereinfacht die Steuertechnik eines servounterstützten Querrudersystems gem. 1 dargestellt, wobei die Bezugszeichen 14 das mechanische Querrudersystem bzw. 5 den Servomotor bezeichnet. In der Figur ist das Drehmoment, welches am Steuerelement als Resultat des vom Flugzeugführer aufgebrachten Kraft mit M bezeichnet. Die Radwinkelstellung, welche in der Hauptsache proportional der Winkelstellung der Steuerfläche ist, ist hier durch das Rückkopplungssignal δ_ω und die Radwinkelgeschwindigkeit mit
gekennzeichnet. J bezeichnet das auf das Rad übertragene Trägheitsmoment des gesamten mechanischen Querrudersystems 14. In 2 ist das Querrudersystem 14 durch ein System 2. Ordnung mit einer Federkonstante K_YL und einer Dämpfungskonstante D_YL dargestellt, in welcher die Federkonstante K_YL und die Dämpfungskonstante D_YL sich auf das Steuerflächendrehmoment beziehen und beide relativ zum Rad sind. Eine Radwinkelbeschleunigung wird mit
gekennzeichnet.
Der Servomotor 5 hat eine Verstärkung K_S und eine EMK-Konstante K_E, wel che proportional der Winkelgeschwindigkeit
ist. Zur Eliminierung der Wirkung der Gegen-EMK des Servomotors und Kompensation von Schwankungen des Widerstandes des Motors z. B. aufgrund von Temperaturschwankungen wird normalerweise ein stromgesteuerter Motor eingesetzt. Das servounterstützte Querrudersystem weist auch die dynamischen Schleifenverstärkungen K_M, K_L und K_D auf, wobei K_M eine Verstärkung des Drehmomentsignals M, K_L eine Verstärkung des Rückkopplungssignals δ_ω und K_D eine Verstärkung des Signals
bezeichnen. Die Werte der dynamischen Schleifenverstärkungen werden im voraus berechnet anhand der gewünschten Werte der Federkonstante k_f, Eigenfrequenz ω₀ und der relativen Dämpfung z des gesamten servounterstützten Querrudersystems, gemessen am Rad, wobei
Aus diesen Gleichungen werden die dynamischen Schleifenverstärkungen K_M, K_L und K_D erhalten als:
Das Steuersignal u zum Servomotor wird somit dargestellt durch die folgende Gleichung:
wobei das Signal δ_{ω_trim} weiter unten ausführlicher beschrieben wird.
In der Absicht, zu einer einfachen Beschreibung des Systems zu kommen, wurde angenommen, dass das mechanische Querrudersystem 14 als ein lineares System der 2. Ordnung behandelt werden kann. In Wirklichkeit ist das Querrudersystem 14 entschieden komplizierter. Insbesondere liegen signifikante Reibung und signifikantes Spiel vor, welche zusammen mit der Elastizität in den Steuerflächenseilen 2 zum Auftreten lokaler Resonanzen mit lokalen Frequenzen beitragen. Diese besonderen Merkmale schränken die Möglichkeiten einer freien Wahl der dynamischen Schleifenverstärkungen K_M, K_L und K_D und damit auch der dynamischen Eigenschaften, d. h. die freie Wahl von k_f, ω₀ und z ein.
Darüber hinaus sollten die Signale M, δ_ω und
welche durch den Servomotor 5 gehende Eingangssignale zum mechanischen Querrudersystem 14 bilden, gefiltert werden, so dass deren Frequenzintervall und -amplitude so ausfallen, dass die Näherung des Querrudersystems als lineares System 2. Ordnung Gültigkeit hat. Um dies zu erreichen, sind alle Eingangssignale M δ_ω und
tiefpassgefiltert worden. In einem Beispiel beträgt die Grenzfrequenz des Filters, welches das Radwinkelsignal δ_ω und
filtert, 50 Hz, wogegen die Grenzfrequenz des Filters, welches das Drehmomentsignal filtert, 15 Hz beträgt. Aus Stärkegründen ist es ratsam, das Drehmomentsignal M in einem Filter von solcher Konstruktion zu filtern, das bei hohen Drehmomentsignalwerten ein Ausgangssignal liefert, welches mit ansteigendem Drehmo mentsignal abfällt. Ebenfalls ratsam ist, das Drehmomentsignal M in einem Filter zu filtern, das eine tote Zone aufweist, in welcher das Drehmomentsignal annähernd null beträgt, um dadurch eine Drehmomentschwelle zu erzeugen, welche überwunden werden muss, bevor der Einfluss auf den Servomotor 5 auftritt. Von Vorteil ist auch, das Drehmomentsignal in einem Filter mit Phasenvoreilung zu filtern. In einem Beispiel ist die Amplitude des Radwinkelgeschwindigkeitssignals
durch einen Begrenzer bei hohen Winkelgeschwindigkeiten begrenzt.
Der Servomotor 5 arbeitet mehr oder weniger linear. Das Höchstdrehmoment wird erhalten, wenn die Winkelgeschwindigkeit null beträgt, und das Drehmoment fällt mit zunehmender Drehzahl linear ab.
Die Querruder 1 bei den meisten Flugzeugen mit ausschließlich mechanischem Steuersystem haben sogenannte Trimmklappen, deren Position mit Hilfe sogenannter Trimmzylinder eingestellt wird. Im Normalfall wird nur das Trimmsystem eines Flügels – beispielsweise des linken Flügels – benutzt, während das Trimmsystem des anderen Flügels als Reserve dient. Das Trimmsystem funktioniert auf die Weise, dass bei einem Trimmvorgang der Trimmzylinder den Winkel der Trimmklappe beeinflusst, so dass das Querruder 1 um einen bestimmten Winkel nach außen geschwenkt wird. Bei einem mechanischen System bedeutet dies, dass die Nullposition des Rades, d. h. die Trimmposition, die das Rad beim Aufbringen des Drehmoments durch den Flugzeugführer 4 annimmt, verstellt wird.
Beim Trimmen können bei einem servounterstützten System Probleme auftreten, wenn keine Kompensation für die neue Nullposition stattfindet. Dieses Problem kann ausgeschaltet werden, wenn ein der eingetrimmten Nullposition des Rades entsprechender Winkelverstellterm δ_{ω_trim} auf das Radwinkel-Rückkopplungssignal zur Anwendung kommt. Der Winkelverstellterm kann aus Signalen von an den Trimmzylindern angeordneten Positionsgebern erzeugt werden. Allerdings muss hierbei die Tatsache berücksichtig werden, das der Wirkungsgrad der Trimmklappe größer ist bei der Abwärtsbewegung aus einer Neutralstellung in den hohen Druck unter dem Flügel als bei der Aufwärtsbewegung in den niedrigen Druck auf der Oberseite des Flügels. Wenn der Positionsgeber des Trimmzylinders so angeordnet ist, dass das von diesem ausgehende Signal positiv bei der Abwärtsbewegung der Trimmklappe und negativ bei der Aufwärtsbewegung der Trimmklappe ist, muss auch diesem Umstand Rechnung getragen werden. Darüber hinaus muss auch berücksichtigt werden, ob jeweils das normale Trimmsystem, das Reservetrimmsystem oder eine Kombination beider Systeme zum Einsatz kommen.
Für den mit diesem Bereich der Technik vertrauten Fachmann ist einsichtig, dass sich die Erfindung nicht nur auf die oben beschriebenen Ausführungsformen beschränkt, sondern eher zu Modifikationen im Rahmen des Erfindungsgedankens, so wie dieser aus den folgenden Ansprüchen hervorgeht, veranlasst. So kann die Vorrichtung zum Beispiel so gestaltet sein, dass eine im Steuersystem angeordnete Autopilotfunktion zur Anwendung kommt, und/oder so, dass das Verhältnis zwischen der am Steuerelement angebrachten Kraft und dem Trimmwinkel des Steuerelement mit zunehmender Geschwindigkeit des Flugzeugs zunimmt und umgekehrt, um dadurch dem Flugzeugführer eine natürliche Wahrnehmung der Geschwindigkeit der Steuerflächen zu vermitteln. Das System kann zudem natürlich auch bei Höhenrudern und Seitenrudern zur Anwendung kommen.
Bezugszeichen-Verzeichnis

1: Querruder
2: Seil
3: Steuerelement
4: Flugzeugführer
5: Servomotor
6: Servotreiber
7: Drehmomentgeber
8: Winkelgeber
9: Steuergerät
10: Winkelgeschwindigkeitsgeber
11: Automatische Steuerung/Autopilot
12: Umschalter
13: Umschalter
14: Mechanisches Querrudersystem

Claims

Ein mechanisches Steuersystem für ein Flugzeug, wobei Steuerflächen (1) des Flugzeugs vom Führerraum des Flugzeugs aus über das Steuersystem mit Hilfe zumindest eines, operativ mit dem Steuersystem verbundenen Steuerelements (3), zum Beispiel ein Rad, eine Steuersäule oder ein Paar von Pedalen, betätigt werden können; dadurch gekennzeichnet, dass an das Steuersystem auch ein Servomotor (5) zusammen mit Gebern angeschlossen ist, welche Geber so ausgeführt sind, dass sie bei Betätigung des Steuerelements (3) durch eine dafür angebrachte Kraft das auf das Steuerelement (3) ausgeübte Drehmoment, den Trimmwinkel des Steuerelements und die momentane Winkelgeschwindigkeit des Steuerelements erkennen, wobei das System ein Steuergerät (9) umfasst, welches auf solche Weise für eine Steuerung des Servomotors (5) angeordnet ist, dass ein Verhältnis zwischen der am Steuerelement (3) und dem Trimmwinkel des Steuerelements angebrachten Kraft einen erwünschten und im Wesentlichen konstanten Wert annimmt.
Mechanisches Steuersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass es sich bei dem Servomotor (5) um einen Servomotor handelt, der im Steuersystem angeordnet und normalerweise für ein Zusammenwirken mit einer automatischen Steuerung (11) konstruiert ist.
Mechanisches Steuersystem nach Anspruch 1 oder 2, bei dem die Steuerflächen (1) darüber hinaus Trimmklappen für Quertrimmung und auf diese Klappen wirkende Trimmzylinder aufweisen und außerdem auch mit genannten Trimmzylindern verbundene Geber zur Erkennung der Position der Trimmzylinder, dadurch gekennzeichnet, dass das Steuergerät so ausgeführt ist, dass es, ausgehend von den von den anderen Gebern detektierten Positionen, die Trimmposition, die das Steuerelement (3) infolge der Quertrimmung zwangsläufig angenommen hat, als Positionsmittelwert für das un betätigte Steuerelement (3) behandelt, bei welchem keine Verstärkung durch den Servomotor (5) erhalten wird.
Mechanisches Steuersystem nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass das Steuergerät Mittel zur Filterung von solcher Ausführung aufweist, dass auf Basis der von den Gebern detektierten Bedingungen lokale Resonanzen aus dem mechanischen Steuersystem ausgefiltert werden.
Mechanisches Steuersystem nach einem der Ansprüche 1 bis 4 und zusätzlich ausgestattet mit Geschwindigkeitsgebern zur Detektierung der Geschwindigkeit des Flugzeugs, dadurch gekennzeichnet, dass das Steuergerät so ausgeführt ist, dass es anhand der detektierten Geschwindigkeit das Verhältnis zwischen der am Steuerelement (3) aufgebrachten Kraft und dem Trimmwinkel des Steuerelement bei Zunehmen der Geschwindigkeit vergrößert und umgekehrt.
Verfahren zur Regelung der Kraft welche mit dem Ziel, einen gewünschten Trimmwinkel zu erhalten, auf ein Steuerelement (3) zur Steuerung der Steuerflächen (1) eines Flugzeugs wirken muss, wobei genanntes Steuerelement (3) operativ mit dem Steuersystem verbunden ist und zum Beispiel aus einem Rad, einer Steuersäule oder einem Paar von Pedalen, dadurch gekennzeichnet, dass bei Betätigung des Steuerelements (3) infolge eines auf das Steuerelement (3) ausgeübten Drehmoments durch Anbringen einer Kraft dafür dies detektiert wird zusammen mit dem Trimmwinkel und der momentanen Winkelgeschwindigkeit des Steuerelements, dass ein mit dem Steuersystem verbundener Servomotor (5) so ausgeführt ist, dass er anhand der detektierten Bedingungen gesteuert wird, so dass ein erwünschtes, im Wesentlichen konstantes Verhältnis zwischen der am Steuerelement (3) und dem Trimmwinkel des Steuerelements angebrachten Kraft einen erwünschten und im Wesentlichen konstanten Wert annimmt.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass ein Ser vomotor (5), der im Steuersystem angeordnet und normalerweise für ein Zusammenwirken mit einem automatischen Steuersystem (11) ausgeführt ist, als Servomotor (5) mit der Aufgabe eingesetzt ist, das Eingangssignal zum Steuersystem zu verstärken.
Verfahren nach einem der Ansprüche 6 oder 7, bei dem die Steuerflächen darüber hinaus Trimmklappen für Quertrimmung und auf diese Klappen wirkende Trimmzylinder aufweisen, wobei die Position der Trimmzylinder detektiert wird, dadurch gekennzeichnet, dass die Trimmposition, die das Steuerelement (3) infolge der Quertrimmung zwangsläufig angenommen hat, als Positionsmittelwert für das unbetätigte Steuerelement (3) behandelt wird, bei welchem keine Verstärkung durch den Servomotor (5) erhalten wird.
Verfahren nach einem der Ansprüche 6 bis 8, dadurch gekennzeichnet, dass Mittel zur Filterung von solcher Ausführung eingesetzt werden, dass auf Basis der von den Gebern detektierten Bedingungen lokale Resonanzen aus dem mechanischen Steuersystem ausgefiltert werden.
Verfahren nach einem der Ansprüche 6 bis 9, bei dem außerdem die Geschwindigkeit des Flugzeugs detektiert wird, dadurch gekennzeichnet, dass das Verhältnis zwischen der am Steuerelement (3) aufgebrachten Kraft und dem Trimmwinkel des Steuerelement bei Zunehmen der Geschwindigkeit vergrößert und umgekehrt.