CH652364A5 - CONTROL SYSTEM ON A PLANE. - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Regelsystem der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art. The invention relates to a control system of the type specified in the preamble of claim 1.

Sowohl bei Starrflügel- als auch bei Drehflügel(Hubschrauber)-Flugzeugen ist es üblich, dass der Pilot eine Anzahl positionierbarer Steuervorrichtungen, wie beispielsweise Steuerknüppel, Hebel, In both fixed-wing and rotating-wing (helicopter) aircraft, it is common for the pilot to have a number of positionable control devices, such as, for example, control sticks, levers,

Räder und Pedale, benutzt, um die aerodynamischen Steuerflächen des Flugzeuges zu positionieren und dadurch die Fluglage, die Flughöhe, die Fluggeschwindigkeit u.dgl. des Flugzeuges zu steuern. Bei den einfachsten Systemen sind die Steuervorrichtungen durch Seile mit den Steuerflächen verbunden (beispielsweise sind Pedale durch Seile mit dem Seitenruder eines Starrflügelleichtfiugzeuges verbunden). In komplizierteren Systemen können die Steuervorrichtungen mechanische Verbindungen haben, die durch hydraulische Servoein-richtungen u.dgl. unterstützt werden. Wheels and pedals used to position the aerodynamic control surfaces of the aircraft and thereby the attitude, altitude, airspeed and the like. to control the plane. In the simplest systems, the control devices are connected to the control surfaces by ropes (for example, pedals are connected by ropes to the rudder of a fixed-wing light aircraft). In more complex systems, the control devices can have mechanical connections, etc., which are provided by hydraulic servo devices. get supported.

Da die Flugzeugsysteme immer komplizierter werden, wird der nutzbare Raum im Cockpit, der für die Piloten zugänglich ist, mehr und mehr mit Instrumenten, Schaltern u.dgl. ausgefüllt. Die Steuervorrichtungen selbst konkurrieren daher mit anderen Vorrichtungen um Raum im Cockpit. As the aircraft systems become more and more complicated, the usable space in the cockpit, which is accessible to the pilots, is increasingly being used with instruments, switches and the like. filled out. The control devices themselves therefore compete with other devices for space in the cockpit.

Bei einem typischen Flugzeug gibt es ein Steuerrad an einem Steuerknüppel, der die Rollage (Querneigung) und die Nicklage 5 (Längsneigung) des Flugzeuges steuert, Pedale, die ein Seitenruder steuern und ein Gassteuerpult zum Steuern des Triebwerksschubes. In einem Hubschrauber gibt es typischerweise einen Steuerknüppel für die zyklische Blattverstellung zum Steuern der Nick- und der Rollage des Flugzeuges, Pedale zum Steuern des Gierzustandes und io einen Steuerknüppel für die kollektive Blattverstellung zum Steuern des vertikalen Auftriebes oder Hubes. Diese Steuervorrichtungen und ihre mechanischen Verbindungen mit Steuerflächen oder Servo-einrichtungen, die darauf ansprechen, versperren gemeinsam den Cockpitraum in grossem Ausmass. Beispielsweise macht es das Vor-15 handensein des Steuerrades oder Steuerknüppels vor dem Pilotensitz unpraktisch, elektronische Anzeigevorrichtungen u.dgl. unmittelbar vor dem Piloten vorzusehen, weil es erforderlich ist, das Steuerrad oder den Steuerknüppel in diesem Raum in verschiedene Positionen zu bewegen, und auch deshalb, weil das Vorhandensein solcher Vor-20 richtungen die Sicht des Piloten unter gewissen Winkeln versperrt. Das Vorhandensein von Fusspedalen macht es schwierig, den Piloten die Sicht nach vorn und nach unten zu ermöglichen, was bei Hubschraubern nützlich wäre, die bei der Messwerterfassung, bei Bauarbeiten u.dgl. eingesetzt werden. Immer dann, wenn Passagiere in 25 einem der Pilotensitze sitzen, können darüber hinaus ungewollte Steuereingaben durch unerwünschten Kontakt des Passagiers mit den Steuervorrichtungen erfolgen. Das Platznehmen in den Pilotensitzen und das Verlassen derselben wird durch diese Steuervorrichtungen in unterschiedlichem Ausmass ebenfalls behindert. 30 In Systemen, in denen Pilot- und Copilotsteuervorrichtungen benutzt werden, ist es wichtig, dass die Steuervorrichtungen posi-tionsmässig miteinander synchronisiert sind, so dass ein Pilot vom anderen übernehmen kann, ohne dass abrupte Eingaben in das Steuersystem erfolgen. Aus diesem Grund sind die Steuervorrichtun-35 gen des Piloten normalerweise jeweils mit der entsprechenden Copilotsteuervorrichtung mechanisch verbunden. Meistens sind diese Verbindungen mechanisch, weil hydraulische oder elektrische Fühler und Stellantriebe, die zur Vermeidung mechanischer Verbindungen erforderlich wären, für diesen Zweck zu langsam und zu platzrau-40 bend sind. In a typical aircraft, there is a steering wheel on a joystick that controls the plane's roll (pitch) and pitch 5 (pitch), pedals that control a rudder, and a gas control panel to control engine thrust. In a helicopter there is typically a cyclic pitch stick for controlling the pitch and roll position of the aircraft, pedals for controlling yaw, and a collective pitch stick for controlling vertical lift or lift. These control devices and their mechanical connections with control surfaces or servo devices that respond to it jointly block the cockpit space to a large extent. For example, the presence of the steering wheel or joystick in front of the pilot's seat makes it impractical to have electronic indicators and the like. to be provided immediately in front of the pilot, because it is necessary to move the steering wheel or the joystick into different positions in this space, and also because the presence of such devices obstructs the pilot's view at certain angles. The presence of foot pedals makes it difficult for pilots to see forward and downward, which would be useful for helicopters used in data acquisition, construction, and the like. be used. Whenever passengers are seated in one of the pilot seats, unwanted control inputs can also occur due to undesired contact of the passenger with the control devices. Taking control of the pilot's seats and leaving them is also hindered to different degrees by these control devices. 30 In systems using pilot and co-pilot control devices, it is important that the control devices are positionally synchronized with each other so that one pilot can take over from the other without making abrupt inputs to the control system. For this reason, the pilot's controls are normally each mechanically connected to the corresponding copilot control. Most of these connections are mechanical because hydraulic or electrical sensors and actuators, which would be necessary to avoid mechanical connections, are too slow and space-consuming for this purpose.

Zum Vermeiden einiger der oben erwähnten Nachteile sind bereits Versuche unternommen worden, um «Armlehen»-Steuervorrichtungen vorzusehen, die durch einen Piloten betätigt werden können, während seine Hand auf der Armlehne eines Sitzes ruht. 45 Ausserdem hat in Flugzeugen oder Raumschiffen, in denen die Piloten hohe Gravitationskräfte auszuhalten haben, die Abfederung des Piloten in einem Sitz zur Verwendung von einigen Armlehnensteuervorrichtungen geführt. Typische Armlehnensteuervorrichtungen, die in gewissem Ausmass Erfolg gebracht haben, sind auf zwei so Achsen beschränkt, gewöhnlich auf die Nick- und die Rollachse. Auch in diesem Fall müssen jedoch die Gashebel oder Steuerknüppel für die kollektive Blattverstellung sowie die Pedale in der herkömmlichen Weise betätigt werden, wodurch es erforderlich bleibt, dass der Pilot aus seinem Sitz heraus nach Handsteuervorrichtungen 55 langt und dass seine Position in bezug auf die Fusspedale festgelegt bleibt. Es ist also auch auf diese Weise nicht möglich, die störenden Einrichtungen in vollstem Ausmasse aus dem Cockpit zu verbannen. To avoid some of the disadvantages mentioned above, attempts have been made to provide "armrest" controls that can be operated by a pilot while his hand rests on the armrest of a seat. 45 In addition, in aircraft or spaceships in which pilots have to endure high gravitational forces, the cushioning of the pilot in a seat has led to the use of some armrest control devices. Typical armrest control devices that have had some success are limited to two such axes, usually the pitch and roll axes. Even in this case, however, the throttle or joystick for the collective pitch adjustment as well as the pedals have to be actuated in the conventional manner, which requires the pilot to reach hand control devices 55 from his seat and that his position in relation to the foot pedals is fixed remains. It is also not possible in this way to banish the interfering devices from the cockpit to the fullest extent.

Es sind ausserdem bereits Versuche unternommen worden, um Armlehnensteuervorrichtungen in mehr als zwei Achsen wirksam zu 60 machen. Dazu können die Nick-, die Roll- und die Gierachse oder die Nick-, die Roll- und die Achse für die kollektive Blattverstellung (oder der Gashebel, im Falle eines Starrflügelflugzeuges) gehören. Armlehnensteuervorrichtungen, die zum Steuern in drei oder mehr als drei Achsen ausgelegt sind, haben jedoch grundsätzlich versagt, 65 und zwar wegen der Kreuzkopplung zwischen den Achsen. Wenn man die Nick- und die Gierlage mit einer Vor-Zurückbewegung und einer Rechts-Linksbewegung steuert, kann man nämlich nicht auch die kollektive Blattverstellung bei einem Hubschrauber mit einer Attempts have also been made to make armrest control devices effective in more than two axes. This can include the pitch, roll and yaw axis or pitch, roll and axis for collective pitch adjustment (or the throttle, in the case of a fixed-wing aircraft). However, armrest control devices designed to control in three or more than three axes have fundamentally failed, 65 because of the cross-coupling between the axes. If you control the pitch and yaw position with a forward-backward movement and a right-left movement, you cannot do the collective blade adjustment on a helicopter with one

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Auf-Abbewegung desselben Steuerknüppels steuern, da jede Tendenz, den Steuerknüppel nach vorn und nach hinten zu bewegen, auch dazu führt, dass sich der Steuerknüppel in einem gewissen Ausmass nach oben und nach unten bewegt (und umgekehrt). Es ist davon auszugehen, dass es sich dabei um ein Eigenproblem der Art und Weise handelt, auf die die menschliche Hand mit dem Unterarm verbunden ist, wo im wesentlichen ein Drehpunkt am Handgelenk vorhanden ist. Dadurch ergibt sich ein Konflikt mit der Drehbewegung einer Armlehnensteuervorrichtung, die drei oder mehr als drei Achsen hat, da die natürliche Bewegung des menschlichen Handgelenks eine Kopplung zwischen den Steuerknüppelbewegungen in den verschiedenen Achsen verursacht. Dasselbe gilt mit Bezug auf die Drehbewegungen, wenn sie mit Vor-Zurück- und Rechts-Linksbe-wegungen kombiniert werden. Steer up and down on the same joystick because any tendency to move the joystick back and forth will also cause the joystick to move up and down to some extent (and vice versa). It is believed that this is an inherent problem of the manner in which the human hand is connected to the forearm, where there is essentially a pivot point on the wrist. This conflicts with the rotational movement of an armrest control device that has three or more than three axes because the natural movement of the human wrist causes a coupling between the stick movements in the different axes. The same applies to the rotary movements when combined with forward-back and right-left movements.

Zum Verringern des Flugzeuggewichtes, um eine System-Redundanz zur zusätzlichen Zuverlässigkeit und Sicherheit zu schaffen und vorteilhaften Gebrauch von moderner Technologie (wie beispielsweise Computern) zu machen, sind einige «Fliegen nach Draht»-Systeme untersucht worden, die durch Fühler und Stellantriebe gekennzeichnet sind, welche elektrisch oder optisch (oder beides) miteinander verbunden sind, um mechanische Verbindungen in einem Flugzeug zu vermeiden. In einem solchen Fall könnte das typische mechanische Gestänge, das eine Zusatzservoeinrichtung betätigt, um die Steuerflächen eines Flugzeuges zu positionieren, durch einen elektrischen Positionsfühler ersetzt werden, der seinerseits einen elektro-hydraulischen Stellantrieb steuert. Es ist bislang jedoch schwierig gewesen, Fliegen-nach-Draht-Systeme zu schaffen, die eine Synchronisation zwischen den Steuervorrichtungen des Piloten und des Copiloten ohne übermässige zusätzliche Kompliziertheit und ohne im Cockpit angeordnete Vorrichtungen ermöglichen. In Fliegen-nachDraht-Systemen, die zur Verwendung in Flugzeugen vorgesehen sind, welche gemeinsame Steuervorrichtungen haben, sind daher bislang typischerweise mechanische Verbindungen zwischen den Steuervorrichtungen des Piloten und des Copiloten und mit der einzelnen mechanischen Verbindung verbundene elektrische Messwandler vorgeschlagen worden. Das erforderte die Tatsache, dass die Position (beispielsweise des Steuerknüppels für die zyklische Blattverstellung in einem Hubschrauber oder des Steuerrades eines Starrflügelflugzeuges) sowohl beim Piloten als auch beim Copiloten dieselbe sein muss, wenn die Steuerung vom Piloten an den Copiloten oder vom Copiloten an den Piloten übergeben werden soll. Die Bewegung oder die Position von solchen Steuervorrichtungen kann aber nicht ohne weiteres auf andere Weise als mechanisch synchronisiert werden, und zwar auf Grund der Schwierigkeit, geeignet schnelle Nachlaufsysteme vorzusehen, die nicht so viel Raum einnehmen. In order to reduce aircraft weight, to provide system redundancy for additional reliability and safety and to make good use of modern technology (such as computers), some "fly by wire" systems have been investigated, which are characterized by sensors and actuators , which are electrically or optically (or both) connected to each other to avoid mechanical connections in an aircraft. In such a case, the typical mechanical linkage that actuates an auxiliary servo to position the control surfaces of an aircraft could be replaced by an electrical position sensor, which in turn controls an electro-hydraulic actuator. However, it has hitherto been difficult to provide fly-to-wire systems which allow synchronization between the pilot and copilot control devices without undue additional complexity and without cockpit devices. Therefore, in fly-to-wire systems intended for use in aircraft that share common control devices, mechanical connections between the pilot and copilot control devices and electrical transducers associated with the single mechanical connection have typically been proposed. This required the fact that the position (for example, the cyclic blade control stick in a helicopter or the steering wheel of a fixed-wing aircraft) must be the same for both the pilot and the copilot when the control is from the pilot to the copilot or from the copilot to the pilot should be handed over. However, the movement or position of such control devices cannot readily be synchronized other than mechanically because of the difficulty in providing appropriately fast tracking systems that do not take up as much space.

Aufgabe der Erfindung ist es, Flugzeugsteuervorrichtungen zu schaffen, die die störenden Einrichtungen im Cockpit verringern, The object of the invention is to provide aircraft control devices which reduce the interfering devices in the cockpit,

eine bessere Sichtmöglichkeit gestatten, die Ermüdung des Piloten verringern und in Fliegen-nach-Draht- und/oder Fliegen-nach-Licht-Regelsystemen benutzt werden können. Allow better visibility, reduce pilot fatigue, and can be used in fly-to-wire and / or fly-to-light control systems.

Diese Aufgabe wird durch die im Kennzeichen des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale gelöst. This object is achieved by the features specified in the characterizing part of patent claim 1.

Die Erfindung beruht auf der Erkenntnis, dass die Kopplung zwischen den Achsen von Armlehnensteuervorrichtungen, die drei oder mehr als drei Steuerachsen haben, durch die Verwendung eines kraftempfindlichen, d.h. auf eine Kraft ansprechenden Steuerknüppels eliminiert wird, ohne dass eine wahrnehmbare Bewegung erforderlich ist, um die notwendigen Krafteingaben zu machen. Die Erfindung beruht ausserdem auf der Erkenntnis, dass ein mehrachsiger Kraftsteuerknüppel einen verbesserten Eingang für ein Flugzeugregelsystem darstellt, wenn er zur Trimmeinstellung in einem System benutzt wird, das zweckmässig Vorwärts-P(proportional)I(integral)-Wege mit einer geeigneten Ansprechcharakteristik hat, die in der Grössenordnung der Zeit der Reaktion des Piloten auf das Ansprechen des Flugzeuges auf die über den Kraftsteuerknüppel gemachten Eingaben liegt. The invention is based on the recognition that the coupling between the axes of armrest control devices which have three or more than three control axes by the use of a force-sensitive, i.e. on a force-responsive joystick is eliminated without any noticeable movement being required to make the necessary force inputs. The invention is also based on the knowledge that a multi-axis force control stick represents an improved input for an aircraft control system when it is used for trim adjustment in a system which expediently has forward P (proportional) I (integral) paths with a suitable response characteristic, which is of the order of magnitude of the pilot's reaction to the response of the aircraft to the inputs made via the force control stick.

Gemäss der Erfindung spricht ein Steuerknüppel, der in mehr als zwei Achsen betätigbar ist, auf eine Kraft an, die in diesen Achsen durch den Piloten ausgeübt wird, um P- und vorzugsweise relativ schnelle I-Eingaben für schnelle und den vollen Steuerhub ausnutzende (full authority) Steuerflächenpositionierstellantriebe zu liefern. According to the invention, a joystick that can be actuated in more than two axes responds to a force that is exerted by the pilot in these axes in order to utilize P and preferably relatively fast I inputs for fast and the full control stroke (full authority) to deliver control surface positioning actuators.

Gemäss der Erfindung wird ein Steuerknüppel, der in drei oder vier Achsen betätigbar ist und auf eine Kraft vorzugsweise innerhalb eines geeigneten Steuerkraftbereiches und ohne eine Bewegung anspricht, die durch den Piloten wahrnehmbar ist, während dieser das Flugzeug im Flug steuert, als ein Eingang eines Regelsystems benutzt. Weiter werden gemäss der Erfindung elektrische Signale aus einem Steuerknüppel benutzt, um P- und I-Befehle an Stellantriebe abzugeben, die die Position der Steuerflächen des Flugzeuges einstellen, wodurch die elektrischen Eingaben, die der Pilot macht, zum Einstellen eines zweckmässig ständig auf den neuesten Stand gebrachten Trimmpunktes in jeder der gesteuerten Achsen dienen. According to the invention, a joystick that is operable in three or four axes and responds to a force preferably within a suitable control force range and without movement that is perceptible to the pilot while piloting the aircraft in flight, as an input to a control system used. Furthermore, according to the invention, electrical signals from a joystick are used to issue P and I commands to actuators which adjust the position of the control surfaces of the aircraft, as a result of which the electrical inputs made by the pilot are expediently constantly updated to the latest Served trimming point serve in each of the controlled axes.

Die Erfindung (d.h. die Verwendung eines mehrachsigen Kraftsteuerknüppels zusammen mit einem PI-Regelsystem) bietet einem Piloten die Möglichkeit, ein Flugzeug auf Grund seiner Wahrnehmungen von Änderungen in der Fluglage, der Flughöhe, der Fluggeschwindigkeit, des Kurses u.dgl. zu steuern, wobei Steuereingaben durch den Piloten nur in dem Fall gemacht werden, in welchem eine Änderung im Ansprechen des Flugzeuges erwünscht ist. Das stellt ein völlig neues Konzept der Flugzeugflugsteuerung (Fliegen zum Trimmen) dar. The invention (i.e., the use of a multi-axis force control stick together with a PI control system) offers a pilot the opportunity to design an aircraft based on his perceptions of changes in attitude, altitude, airspeed, course, and the like. to control, control inputs being made by the pilot only in the event that a change in the response of the aircraft is desired. This represents a completely new concept of aircraft flight control (flying to trim).

Die Erfindung schafft zum ersten Mal die Möglichkeit, einen einzigen Steuerknüppel (wie beispielsweise eine Armlehnensteuervorrichtung) zu benutzen, um drei oder vier Achsen ohne jegliche Kopplung zwischen den Achsen zu steuern. Die Erfindung verringert die Ermüdung des Piloten beträchtlich, da keine unbequeme Positionierung und keine übermässige Bewegung des Körpers des Piloten, wie bei den üblichen positionsbezogenen Steuersystemen, erforderlich sind. Die Erfindung eliminiert das Erfordernis der Synchronisation zwischen dem Steuerknüppel des Piloten und dem des Copiloten, weil sie das Fliegen zu einem ständig auf den neuesten Stand bringbaren Trimmpunkt in jeder der gesteuerten Achsen gestattet. Die Erfindung gestattet das Eliminieren der grossen herkömmlichen Steuerknüppel, Pedale u.dgl., die die Sicht auf die Instrumente und auf die Aussenwelt versperren und übermässig viel Raum einnehmen. Die Erfindung verringert die Arbeitslast des Piloten ohne irgendeine Beschränkung der Flugzeugmanövrierbar-keit. Die Erfindung macht es zum ersten Mal möglich, ein Flugzeug ohne die Verwendung der Füsse und mit einer freien Hand zu fliegen. Die Erfindung gestattet weiter das Vorsehen von höchst ausgeklügelten Flugzeugregelsystemen zu einem Preis, der wesentlich niedriger sein kann als der Preis von herkömmlichen Steuerknüppel-und Pedalsystemen. For the first time, the invention provides the ability to use a single joystick (such as an armrest controller) to control three or four axes without any coupling between the axes. The invention significantly reduces pilot fatigue since it does not require uncomfortable positioning and excessive movement of the pilot's body, as is the case with conventional positional control systems. The invention eliminates the need for synchronization between the pilot's stick and that of the copilot because it allows flying to a constantly updated trim point in each of the controlled axes. The invention allows the elimination of the large conventional joysticks, pedals and the like, which block the view of the instruments and the outside world and take up an excessive amount of space. The invention reduces the pilot's workload without any limitation on aircraft maneuverability. The invention makes it possible for the first time to fly an airplane without using the feet and with a free hand. The invention further allows the provision of highly sophisticated aircraft control systems at a price that can be substantially lower than the price of conventional joystick and pedal systems.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt: An embodiment of the invention is described below with reference to the accompanying drawings. It shows:

Fig. 1 eine perspektivische Darstellung einer Armlehnensteuervorrichtung nach der Erfindung, 1 is a perspective view of an armrest control device according to the invention,

Fig. 2 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines Flugzeugregelsystems nach der Erfindung für einen Hubschrauber, 2 shows a simplified block diagram of an aircraft control system according to the invention for a helicopter,

Fig. 3 eine Darstellung der Ansprechkennlinie, die in dem Regelsystem von Fig. 2 benutzt werden kann, 3 is a representation of the response characteristic that can be used in the control system of FIG. 2,

Fig. 4 ein vereinfachtes Blockschaltbild der Implementierung der Kennlinie von Fig. 3 in dem System von Fig. 2, FIG. 4 shows a simplified block diagram of the implementation of the characteristic curve from FIG. 3 in the system from FIG. 2, FIG.

Fig. 5 eine Darstellung einer weiteren Ansprechkennlinie und Fig. 6 ein Teilblockschaltbild einer Modifizierung des Systems von Fig. 2 zum Liefern von Anzeigen über den verbleibenden Steuerhub. 5 shows a representation of a further response characteristic curve; and FIG. 6 shows a partial block diagram of a modification of the system from FIG. 2 for providing indications of the remaining control stroke.

Gemäss Fig. 1 kann eine Armlehnensteuervorrichtung 10 nach der Erfindung einen Steuerknüppel 12 aufweisen, der auf einer geeigneten Abfühlmesswandlervorrichtung 13 montiert ist, die auf einer Armlehne 14 eines Pilotensitzes 16 angeordnet ist. Die Armlehne 14 kann an der Stelle 18 angelenkt sein, so dass sie nach oben und aus dem Weg drehbar ist, um dadurch den Sitz zugänglich zu machen 1, an armrest control device 10 according to the invention can have a control stick 12 which is mounted on a suitable sensing transducer device 13 which is arranged on an armrest 14 of a pilot seat 16. Armrest 14 may be articulated at location 18 so that it is rotatable up and out of the way to thereby make the seat accessible

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oder die Armlehnensteuervorrichtung 10 bei Bedarf aus der Nähe der Hand eines Passagiers zu entfernen. Gemäss Fig. 1 hat die Arm-lehnensteuervorrichtung 10 vier Achsen, nämlich für vor-zurück, rechts-links, auf-ab und drehen. Die Vor-Zurück-Achse kann sich auf die Nicklage des Flugzeuges beziehen und dadurch zum Steuern des Kanals für die zyklische Längssteuerung eines Hubschraubers oder des Höhenruders eines Starrflügelflugzeuges dienen. Die Rechts-Links-Achse der Steuervorrichtung 12 kann benutzt werden, um die Rollage zu steuern und deshalb den Kanal für die zyklische Quersteuerung eines Hubschraubers oder die Querruder eines Starrflügelflugzeuges zu steuern. Die Drehachse der Steuervorrichtung 10 kann benutzt werden, um die Gierung zu steuern und deshalb den Heck-rotorblattverstellkanal eines Hubschraubers oder das Seitenruder eines Starrflügelflugzeuges zu steuern. Die Auf-Ab-Achse der Steuervorrichtung 10 kann zur Auftrieb/Geschwindigkeit-Steuerung und deshalb zum Steuern des Kanals für die kollektive Blattverstellung eines Hubschraubers oder des Gashebels und/oder des Triebwerks/ Propellerblattanstellwinkels eines Starrflügelflugzeuges benutzt werden. or remove the armrest control device 10 from the vicinity of a passenger's hand if necessary. 1, the armrest control device 10 has four axes, namely for forward-back, right-left, up-down and rotating. The forward-back axis can relate to the pitch of the aircraft and can thus be used to control the channel for the cyclical longitudinal control of a helicopter or the elevator of a fixed-wing aircraft. The right-left axis of the control device 12 can be used to control the roll position and therefore to control the channel for the cyclical lateral control of a helicopter or the ailerons of a fixed-wing aircraft. The axis of rotation of the control device 10 can be used to control the yaw and therefore to control the tail rotor blade adjustment channel of a helicopter or the rudder of a fixed-wing aircraft. The up-down axis of the control device 10 can be used for lift / speed control and therefore for controlling the channel for the collective blade adjustment of a helicopter or the throttle control and / or the engine / propeller blade pitch angle of a fixed-wing aircraft.

Gemäss einem Aspekt der Erfindung ist die Steuervorrichtung 10 eine Kraftsteuervorrichtung, die in der Lage ist, auf messbar unterschiedliche Kräfte anzusprechen, die auf sie durch den Piloten ausgeübt werden, und zwar in einer oder allen vier Achsen (oder drei Achsen, bei Bedarf),.ohne eine Bewegung des Steuerknüppels zu erfordern, die ein minimales Ausmass überschreitet, welches notwendig ist, um die Kraft festzustellen, und für den Piloten nicht wahrnehmbar ist, im Gegensatz zu den durch ihn ausgeübten Kräften. Das Ansprechen des Steuerknüppels auf Kräfte und das Vermögen des Steuerknüppels, die ausgeübten Kräfte abzufühlen, während ihm selbst keine Bewegung von irgendeiner Konsequenz in der Richtung irgendeiner ausgeübten Kraft gestattet wird, vermeidet jeglichen Konflikt zwischen der natürlichen Bewegung und Positionsreflexen einer menschlichen Hand und des Unterarms und bietet deshalb die Möglichkeit, Eingaben in allen vier Achsen zu machen, ohne dass es zu einer Kopplung zwischen den Achsen kommt (d.h. ohne dass eine Aufwärtsbewegung auch dazu tendiert, eine Rückwärtsbewegung zu sein, und umgekehrt). Ein Kraftsteuerknüppel dieses Typs, der eine nicht wahrnehmbare Bewegung hat, ist auf dem Markt erhältlich, wie beispielsweise das Modell 404-G517, das von der Fa. Measure-ment Systems, Inc., Norwalk, Connecticut, U.S.A., hergestellt wird. Andere Steuerknüppel könnten ohne weiteres benutzt werden; das einzige Erfordernis für die Durchführung der Erfindung besteht darin, dass der Steuerknüppel in allen Achsen ausreichend steif ist und ausreichend empfindliche Kraftmesseigenschaften hat, so dass ein geeigneter Bereich der Kraftempfindlichkeit (beispielsweise in der Grössenordnung zwischen 0 und 178 N (40 lbs.) in einer Richtung jeder Achse) erzielt werden kann, während die Bewegung, die zum Abfühlen solcher Kräfte erforderlich ist (beispielsweise durch Dehnungsmesser, die die winzige Auslenkung messen, welche sich aus der ausgeübten Kraft ergibt), für den Piloten beim Manövrieren im Flug nicht wahrnehmbar ist. Mit «nicht wahrnehmbar» ist gemeint, dass die Bewegung, die aus ausreichenden Krafteingaben zum Steuern des Flugzeuges resultiert, so geringfügig ist, dass es im wesentlichen kein Gefühl einer Bewegung gibt und daher keine Kopplung zwischen den Achsen infolge der Handbewegung vorhanden ist. In one aspect of the invention, the control device 10 is a force control device capable of responding to measurably different forces exerted on it by the pilot, in one or all four axes (or three axes if required), without requiring movement of the joystick that exceeds the minimum amount necessary to determine the force and is imperceptible to the pilot, as opposed to the forces exerted by him. The joystick's response to forces and the joystick's ability to sense the forces exerted while not allowing itself movement of any consequence in the direction of any force exerted avoids any conflict between the natural movement and positional reflexes of a human hand and forearm and therefore offers the possibility of making inputs in all four axes without a coupling between the axes (ie without an upward movement also tending to be a backward movement and vice versa). A force control stick of this type that has an imperceptible movement is available on the market, such as the model 404-G517, manufactured by Measure-ment Systems, Inc., Norwalk, Connecticut, U.S.A. Other joysticks could easily be used; the only requirement for practicing the invention is that the joystick is sufficiently stiff in all axes and has sufficiently sensitive force measurement properties so that a suitable range of force sensitivity (e.g., on the order of 0 to 178 N (40 lbs.) in one Direction of each axis), while the movement required to sense such forces (e.g., by strain gauges that measure the minute deflection resulting from the force exerted) is imperceptible to the pilot when maneuvering in flight. By “imperceptible” it is meant that the movement resulting from sufficient force inputs to steer the aircraft is so slight that there is essentially no feeling of movement and therefore there is no coupling between the axes as a result of the hand movement.

Ein Aspekt der Erfindung ist, wie oben dargelegt, die Erkenntnis, dass ein mehrachsiger Steuerknüppel, der zum Steuern von drei oder vier Achsen des Flugzeugansprechens ohne Kopplung zwischen den Achsen benutzt werden kann, erhalten wird, indem ein Steuerknüppel benutzt wird, der nur auf eine Kraft anspricht, ohne eine wahrnehmbare Bewegung. Das Ausüben einer nahezu konstanten Kraft ist jedoch von Natur aus ermüdend. Das Aufrechterhalten von konstanten Kräften in drei oder vier Achsen gleichzeitig kann deshalb offensichtlich eine zusätzliche Ermüdungsquelle darstellen. One aspect of the invention, as set forth above, is the recognition that a multi-axis joystick that can be used to control three or four axes of aircraft response without inter-axis coupling is obtained by using a joystick that is only one Power appeals without a noticeable movement. However, exercising an almost constant force is inherently tiring. Maintaining constant forces in three or four axes simultaneously can therefore obviously be an additional source of fatigue.

Weiter hat es sich gezeigt, dass schnelles Manövrieren in mehreren Achsen, wie beispielsweise das Drehen eines Hubschraubers um 180c während des Schwebefluges bei böigem Wind, eine schwierig durchführbare Aufgabe ist, wenn sämtliche vier Achsen des Hubschraubers mit einer einzigen Hand gesteuert werden. Sämtliche Beziehungen des Faktors Mensch einschliesslich der Funktion der Hand selbst und der Reaktion des Piloten auf das Ansprechen des Flugzeuges sind zwar nicht völlig geklärt, es ist jedoch anzunehmen, dass diese Schwierigkeit infolge der Notwendigkeit von koordinierten Befehlen in zwei oder mehr als zwei Achsen während solchen komplexen Manövern auftritt. Der Kraftsteuerknüppel nach der Erfindung unterscheidet sich von herkömmlichen Steuersystemen, in denen das Flugzeug auf Positionen der Steuervorrichtungen anspricht, wobei diese Positionen in einem winzigen Schritt leicht eingestellt werden können, unter Zuhilfenahme des Auges und unter Zuhilfenahme der Reaktion des Menschen auf die Relativposition (z.B. wo sich die Hand in bezug auf das Knie befindet). Und sie unterscheidet sich von herkömmlichen Steuervorrichtungen, die verschiedene Aufgaben verschiedenen Körperteilen zuweisen, wuche an die Ausführung dieser Aufgaben gewöhnt sind, da nur der Steuerknüppel oder das Steuerrad die Koordination einer einzigen Hand für die Nick- und Rollachsen der Steuerung erfordert. It has also been shown that fast multi-axis maneuvering, such as turning a helicopter 180c during hover in gusty wind, is a difficult task to do if all four axes of the helicopter are controlled with a single hand. While all relationships of the human factor, including the function of the hand itself and the pilot's response to the response of the aircraft, have not been fully clarified, it is believed that this difficulty arises due to the need for coordinated commands in two or more than two axes during such complex maneuvers occurs. The force control stick according to the invention differs from conventional control systems in which the aircraft responds to positions of the control devices, these positions being easily adjustable in a tiny step, with the aid of the eye and with the aid of the reaction of the person to the relative position (e.g. where the hand is in relation to the knee). And it differs from conventional control devices, which assign different tasks to different parts of the body and are used to performing these tasks, since only the control stick or the steering wheel requires the coordination of a single hand for the pitch and roll axes of the control.

Die vorstehenden Probleme bei einem Mehrachsenkraftsteuer-knüppel werden durch einen zweiten Aspekt der Erfindung überwunden: das Vorsehen eines Regelsystems, das einen engen Trimmnachlauf hat. Das heisst, jede Eingabe, die der Pilot macht, wird benutzt, um einen neuen Trimm- oder Bezugspunkt der Regelung für die betreffende Achse festzusetzen. Bei der Erfindung spricht daher der Pilot auf seine Beobachtungen der Fluglage, der Fluggeschwindigkeit und der Flughöhe des Flugzeuges sowie auf Änderungen derselben an, die er durch visuelle Beobachtung oder durch Instrumente macht, und stellt im wesentlichen die gegenwärtige Trimmposition der Flugzeugsteuerflächen ein, um Korrekturen derselben vorzunehmen. The above problems with a multi-axis force control stick are overcome by a second aspect of the invention: the provision of a control system that has a tight trim lag. This means that every input that the pilot makes is used to set a new trim or reference point of the control for the relevant axis. In the invention, therefore, the pilot responds to his observations of the attitude, the airspeed and the altitude of the aircraft, as well as changes thereof, which he makes by visual observation or by instruments, and essentially adjusts the current trim position of the aircraft control surfaces in order to correct them to make.

Gemäss Fig. 2 enthält ein Regelsystem, in welchem die Erfindung benutzt wird, einen Vierachsenkraftsteuerknüppel des mit Bezug auf Fig. 1 beschriebenen Typs. Der Kraftsteuerknüppel 10 hat mehrere Ausgänge 20-23, die Signale liefern, deren Spannung eine bekannte Funktion der in der Vertikal-, Längs-, Quer- oder Drehachse des Steuerknüppels 10 ausgeübten Kraft ist. In dem mit Bezug auf Fig. 1 beschriebenen Steuerknüppel 10 ist jede Achse zweiseitig, was Spannungen entgegengesetzter Polaritäten für die Vertikalbewegung in der Auf- bzw. Abwärtsrichtung, für die Längsbewegung in der Vorwärts- bzw. Rückwärtsrichtung, für die Querbewegung in der Rechts- bzw. Linksrichtung und für die Drehbewegung im Uhrzeiger- bzw. Gegenuhrzeigersinn ergibt. Ausserdem sind bei dem oben beschriebenen Kraftsteuerknüppel die Spannungen nahezu lineare Funktionen der Kraft. Das braucht jedoch nicht notwendigerweise so zu sein, da mehrere Signalformungsschaltungen 24-27, eine für jeden der Ausgänge 20-23, benutzt werden können, um eine bestimmte Beziehung zwischen der Spannung und der Kraft auf Signalleitungen 28-31 herzustellen, die die tatsächlichen Signaleingänge des Regelsystems darstellen. 2, a control system in which the invention is used includes a four-axis force control stick of the type described with reference to FIG. 1. The force control stick 10 has a plurality of outputs 20-23 which provide signals whose voltage is a known function of the force exerted in the vertical, longitudinal, transverse or rotational axis of the control stick 10. In the control stick 10 described with reference to FIG. 1, each axis is bilateral, which tensions of opposite polarities for the vertical movement in the up or down direction, for the longitudinal movement in the forward or backward direction, for the transverse movement in the right or Left direction and for the clockwise or counterclockwise rotation. In addition, in the case of the force control stick described above, the voltages are almost linear functions of the force. However, this need not necessarily be so, since multiple signal shaping circuits 24-27, one for each of the outputs 20-23, can be used to establish a certain relationship between the voltage and the force on signal lines 28-31, which are the actual signal inputs of the control system.

Ein Beispiel der Signalformung, die durch die Schaltung 26 erfolgt, ist in Fig. 3 gezeigt. Darin ist auf der Abszisse die Querkraft, entweder nach links oder nach rechts, und auf der Ordinate die Spannung am Ausgang der Schaltung 26 an der Leitung 30 aufgetragen. Die Signalformung ist selbstverständlich eine Spannungs-Span-nungsformung, die von der Kraft/Spannung-Beziehung des Signals auf der Leitung 22 abhängig ist. Ausgedrückt als das funktionale Ergebnis in dem hier beschriebenen Beispiel zeigt jedoch Fig. 3, dass eine Ansprechunempfindlichkeit von etwa 2,2 N (0,5 lbs.) sowohl in Richtung nach rechts als auch in Richtung nach links vorgesehen sein kann, so dass unbeabsichtigte Eingaben des Piloten und jegliche Gefahr einer Drift um den Nullpunkt der Querrichtungsachse des Steuerknüppels verringert werden. Das ist wichtig, um eine langfristige Integration von winzigen unabsichtlichen Signalen zu vermeiden, was im folgenden noch näher beschrieben ist. Dann kann ein ziemlich empfindliches Gebiet in jeder Richtung für Kräfte zwischen 2,2 N (0,5 lbs.) und 17,8 N (4 lbs.) vorgesehen sein. Dieses kann von 0 V bis 0,8 V (mit der korrekten Polarität) ansteigen. Oberhalb von Kräften von etwa 17,8 N (4 lbs.) in jeder Richtung kann das Aus5 An example of the signal shaping performed by circuit 26 is shown in FIG. 3. The transverse force, either to the left or to the right, is plotted on the abscissa and the voltage at the output of the circuit 26 on the line 30 is plotted on the ordinate. The signal shaping is of course a voltage-voltage shaping which is dependent on the force / voltage relationship of the signal on line 22. Expressed as the functional result in the example described here, however, FIG. 3 shows that a response insensitivity of approximately 2.2 N (0.5 lbs.) Can be provided both in the direction to the right and in the direction to the left, so that unintentional Pilot inputs and any risk of drift around the zero point of the cross axis of the joystick are reduced. This is important in order to avoid long-term integration of tiny unintentional signals, which is described in more detail below. Then a fairly sensitive area can be provided in any direction for forces between 2.2 N (0.5 lbs.) And 17.8 N (4 lbs.). This can increase from 0 V to 0.8 V (with the correct polarity). Above 17.8 N (4 lbs.) In either direction, the Aus5

10 10th

15 15

20 20th

25 25th

30 30th

35 35

40 40

45 45

50 50

55 55

60 60

65 65

5 5

652 364 652 364

gangssignal der Schaltung 26 (Fig. 2) in der in Fig. 3 dargestellten Weise mit zunehmender Kraft ansteigen, so dass ein sehr empfindlicher Betrieb bei niedrigen Kräften möglich ist, jedoch auch ein schnelles und volles Ansprechen in dem Regelsystem bei Bedarf erfolgt. In Fig. 3 ist die Beziehung zwischen der Spannung und der Kraft als eine nichtlineare Beziehung mit zunehmender Steigung dargestellt. Die besondere Form kann jedoch massgeschneidert werden, um sie jeder Implementierung der Erfindung anzupassen, und zwar in Abhängigkeit von den anderen Faktoren des Regelsystems, wie den Kennlinien der hydraulischen Servoeinrichtungen sowie den Flugkenndaten des Flugzeuges und dem gewünschten Ansprechen des Flugzeuges, was alles im Rahmen fachmännischen Könnens liegt. 3 of the circuit signal (FIG. 2) increase with increasing force in the manner shown in FIG. 3, so that very sensitive operation at low forces is possible, but also a quick and full response in the control system takes place if necessary. In Fig. 3, the relationship between tension and force is shown as a non-linear relationship with increasing slope. However, the particular shape can be tailored to suit any implementation of the invention depending on the other factors of the control system, such as the characteristics of the hydraulic servo devices as well as the flight characteristics of the aircraft and the desired response of the aircraft, all of which are within the skill of the art Can lie.

Ein Beispiel dafür, wie die Signalformung des in Fig. 3 gezeigten Typs leicht möglich ist, ist in Fig. 4 gezeigt, in der dargestellt ist, wie in geeigneter Weise vorgespannte und begrenzte Verstärker angeordnet werden könnten, um eine Verbundformung des Signals der in Fig. 3 gezeigten Art zu erreichen. Gemäss Fig. 4 kann die Signalformungsschaltung 26 sechs Verstärker 26a-26f enthalten. Die An-sprechunempfindlichkeitsverstärker 26a und 26b haben jeweils die Verstärkung null, bis eine Spannung, die eine Kraft von 2,2 N (0,5 lbs.) darstellt, erreicht ist, woraufhin diese Verstärker lineare Verstärkungen von eins aufweisen. Das ergibt einfach eine An-sprechunempfindlichkeit von ±2,2 N (± 0,5 lbs.). Die Feineinstell-verstärkungsverstärker 26c und 26d liefern den Empfindlichkeitsbereich für die niedrige Kraft durch die Verstärkung null für Kräfte entgegengesetzter Richtung und durch eine lineare Verstärkung von 0,2 V pro 4,5 N (1 lb.) bis zu einem Maximum von 0,8 V für jede von den Ansprechunempfindlichkeitsverstärkern 26a und 26b durchgelassene Spannung, wobei der Ausgang bei 0,8 V dann geklemmt oder begrenzt wird. Die eine hohe Verstärkung aufweisenden Verstärker 26e und 26f liefern die hohe Verstärkung für hohe Kräfte, die als nichtlinear mit zunehmender Steigung in Fig. 3 dargestellt ist. Diese haben deshalb die Verstärkung null, bis das Ausgangssignal der Feineinstellverstärkungsverstärker 26e, 26f 0,8 V erreicht, woraufhin die Verstärkung bis zu dem Grenzwert des Eingangssignals zunimmt. Die Ausgangssignale der Feineinsteil- und der eine hohe Verstärkung aufweisenden Verstärker 26c-26f werden in einem Summierpunkt 26g summiert, bei welchem es sich um einen speziellen Summierverstärker oder um die Eingangsschaltung der P- und/oder I-Verstärkungsvorrichtung handeln kann, die im folgenden mit Bezug auf Fig. 2 beschrieben ist. An example of how signal shaping of the type shown in FIG. 3 is easily possible is shown in FIG. 4, which shows how appropriately biased and limited amplifiers could be arranged to perform composite shaping of the signal of FIG 3 shown way to achieve. 4, the signal shaping circuit 26 may include six amplifiers 26a-26f. The response immunity amplifiers 26a and 26b each have zero gain until a voltage representing a force of 2.2 N (0.5 lbs.) Is reached, whereupon these amplifiers have linear gains of one. This simply results in a response insensitivity of ± 2.2 N (± 0.5 lbs.). The fine tuning gain amplifiers 26c and 26d provide the low force sensitivity range by zero gain for opposite forces and a linear gain of 0.2 V per 4.5 N (1 lb.) to a maximum of 0.8 V for each voltage passed by the immunity amplifiers 26a and 26b, then clamping or limiting the output at 0.8V. The high gain amplifiers 26e and 26f provide the high gain for high forces, which is shown as nonlinear with increasing slope in FIG. 3. These therefore have zero gain until the output signal of the fine-gain amplifiers 26e, 26f reaches 0.8 V, whereupon the gain increases up to the limit value of the input signal. The output signals of the fine adjustment and high gain amplifiers 26c-26f are summed at a summing point 26g, which may be a special summing amplifier or the input circuitry of the P and / or I amplification device, which are described below 2 is described.

Für die Nick- und Gierkanäle kann eine Signalformung erfolgen, die ähnliche Kennlinien wie in Fig. 3 ergibt. Tatsächlich ist die Erfindung mit einer Nickkanalkennlinie ausgeführt worden, die mit der in Fig. 3 dargestellten des Rollkanals übereinstimmte, und mit einer Gierkanalsignalformungskennlinie, die sich von der in Fig. 3 dargestellten Rollkennlinie nur dahingehend unterschied, dass die Verstärkung 0,225 V pro 0,11 Nm Drehmoment (0,225 V per inch lb.) und die Ansprechunempfmdlichkeit + 0,0003 Nm ( + 0,27 inch lbs.) betrug. For the pitch and yaw channels, signal shaping can take place, which gives similar characteristics as in FIG. 3. In fact, the invention has been carried out with a pitch channel characteristic that coincided with that of the roll channel shown in FIG. 3, and with a yaw channel signal shaping curve that differed from the roll characteristic shown in FIG. 3 only in that the gain was 0.225 V per 0.11 Nm torque (0.225 V per inch lb.) and the response sensitivity was + 0.0003 Nm (+ 0.27 inch lbs.).

Der kollektive Kanal kann dagegen eine anders geformte Kurve haben, bei der sich die Steigung in bezug auf die Kraft negativ ändert. Gemäss Fig. 5 kann der Vertikalkanal 178 N (40 lbs.) an Kraft für maximale Steuerknüppeleingaben erfordern (statt 89 N (20 lbs.), wie in der Rechts-Links- und in der Vor-Zurück-Achse). Eine Ansprechunempfmdlichkeit von ± 4,5 N (+ 1 lb.) kann benutzt werden, und die lineare Verstärkung in der Aufwärtsrichtung kann in der Grössenordnung von 0,19 V pro 4,5 N (1 lb.) liegen, während die Verstärkung in der Abwärtsrichtung in der Grössenordnung von 0,8 V pro 4,5 N liegen kann, aber über einer Ausdehnung von 35,6 N (8 lbs.) in der negativen Richtung vorhanden ist. Darüber hinaus zeigt Fig. 5, dass zum Berücksichtigen der Regelabweichung in der Beziehung zwischen der kollektiven Blattverstellung und der Fluggeschwindigkeit die Steigungen in Fig. 5 am besten abnehmen (statt zunehmen, wie in dem Fall des Nick-, des Roll- und des Gierkanals). Fig. 4 zeigt auf jeden Fall die Einfachheit, mit der die positive oder negative Ansprechunempfmdlichkeit unabhängig eingestellt werden kann und mit der verschiedene Verstärkungen und Grenzwerte für jede Richtung in jeder Achse kombiniert werden können, um einen gewünschten Spannungsverlauf in bezug auf die auf den Steuerknüppel ausgeübte Kraft in jeder Richtung jeder Achse zu erhalten. Ebenso können mittels Suchen in einer Tabelle oder mittels Berechnungen, bei denen Konstanten benutzt werden, die in einer Tabelle aufgesucht werden und auf der Basis der Grössen der Spannung auf den Leitungen 20-23 basieren, die Kennlinien des in den Fig. 3 und 5 dargestellten Typs in einem geeigneten Digitalcomputer digital erhalten werden. Ein geeigneter Digitalcomputer bildet beispielsweise den Gegenstand einer weiteren Patentanmeldung der Anmelderin, für die die Priorität der U.S.-Patentanmeldung, Serial- No. 938,583, vom 31. August 1978 in Anspruch genommen worden ist. The collective channel, on the other hand, can have a differently shaped curve in which the gradient changes negatively with respect to the force. 5, the vertical channel may require 178 N (40 lbs.) Of force for maximum joystick inputs (instead of 89 N (20 lbs.) As in the right-left and forward-back axes). A response sensitivity of ± 4.5 N (+ 1 lb.) can be used, and the linear gain in the upward direction can be on the order of 0.19 V per 4.5 N (1 lb.) while the gain in the downward direction may be on the order of 0.8 V per 4.5 N, but is present over 35.6 N (8 lbs.) in the negative direction. In addition, FIG. 5 shows that to account for the control deviation in the relationship between the collective pitch and the airspeed, the slopes in FIG. 5 decrease best (rather than increase, as in the case of the pitch, roll and yaw channels) . Fig. 4 definitely shows the simplicity with which the positive or negative responsiveness can be adjusted independently and with which various gains and limits for each direction in each axis can be combined to achieve a desired voltage curve with respect to that applied to the joystick Get force in every direction of each axis. Likewise, the characteristics of that shown in FIGS. 3 and 5 can be found by searching in a table or by means of calculations using constants that are found in a table and based on the magnitudes of the voltage on lines 20-23 Type can be obtained digitally in a suitable digital computer. A suitable digital computer, for example, forms the subject of another patent application by the applicant, for which the priority of the U.S. patent application, serial no. 938,583, of August 31, 1978.

Gemäss Fig. 2 werden die geformten Signale auf den Leitungen 28-31 an mehrere Verstärker 32-39 angelegt, von denen die Verstärker 32-35 Proportionalverstärker (P-Verstärker) sind, während die Verstärker 36-39 integrierende Verstärker (I-Verstärker) sind. Die Verstärker 32-39 ergeben deshalb eine Pl-Verstärkung der vom Piloten vorgenommenen Eingabe in die Steuerflächen des Flugzeuges. Die Verstärker liefern jeweils ein Ausgangssignal auf einer entsprechenden Leitung 40-47, die in zugeordneten Summierpunkten 50-53 zusammen mit entsprechenden negativen Rückführungssignalen auf zugeordneten Leitungen 54-57 summiert werden. Das Ausgangssignal jedes Summierpunktes ist ein Positionsfehlersignal auf einer zugeordneten Leitung 60-63, das einen geeigneten Verstärker 64-67 ansteuert, der seinerseits das Magnetventil 70-73 einer hydraulischen Servoeinrichtung 74-77 steuert. Drei der Servoeinrichtungen 74-76 geben mechanische Eingangssignale an einen Mischer 84 ab, der seinerseits die mechanischen Eingangssignale 86-88 an einer Taumelscheibe 90 steuert, die ihrerseits den Anstellwinkel der Blätter eines Hauptrotors 92 steuert. Die Gierservoeinrichtung 77 steuert die mechanische Verbindung 94 mit einem Blattverstellarm 96, der den Anstellwinkel der Blätter des Heckrotors 98 steuert. 2, the shaped signals on lines 28-31 are applied to several amplifiers 32-39, of which the amplifiers 32-35 are proportional amplifiers (P-amplifiers), while the amplifiers 36-39 are integrating amplifiers (I-amplifiers) are. The amplifiers 32-39 therefore result in a PI amplification of the pilot's input into the control surfaces of the aircraft. The amplifiers each deliver an output signal on a corresponding line 40-47, which are summed in assigned summing points 50-53 together with corresponding negative feedback signals on assigned lines 54-57. The output signal of each summing point is a position error signal on an associated line 60-63 which drives a suitable amplifier 64-67 which in turn controls the solenoid valve 70-73 of a hydraulic servo 74-77. Three of the servo devices 74-76 deliver mechanical input signals to a mixer 84, which in turn controls the mechanical input signals 86-88 on a swash plate 90, which in turn controls the angle of attack of the blades of a main rotor 92. The yaw servo 77 controls the mechanical connection 94 with a blade adjustment arm 96 which controls the angle of attack of the blades of the tail rotor 98.

Die Servoeinrichtungen 74-77 sind jeweils mit einem entsprechenden Positionsfühler 100-103 versehen, der ein elektrisches Signal auf einer zugeordneten Leitung 104-107 liefert, das die Position des mechanischen Ausganges 80-82, 94 der entsprechenden Servoeinrichtung anzeigt. Diese Signale werden über zugeordnete Verstärker 108-111 zum richtigen Skalieren und Trennen an die Rückführungsleitungen 54-57 angelegt. In irgendeinem gegebenen Zeitpunkt hat jede der Servoeinrichtungen eine besondere Position, und, wenn eine Position befohlen wird, die sich davon unterscheidet, wird sich das durch ein Signal auf einer der Leitungen 60-63 äussern, das über die Verstärker 64-67 in dem elektromechanischen Ventil 70-73 eine Magnetkraft erzeugt, durch die das Ventil verstellt und ein Ungleichgewicht in der Servoeinrichtung erzeugt wird, so dass unter Druck stehendes Hydrauliköl, das über eine Leitung 112 aus einer Hydraulikölquelle 113 zugeführt wird, den Hydraulikkolben und deshalb die mechanischen Ausgänge 80-82 und 94 für den gewünschten Vorgang bewegt. Sämtliche Servoeinrichtungen und Hubschraubervorrichtungen 64-113 sind herkömmlicher Art. Die Servoeinrichtungen 74-77 müssen jedoch schnelle, elektrisch gesteuerte Vollsteuerhubser-voeinrichtungen sein, statt der elektrisch getrimmten, mechanischen Zusatzservoeinrichtungen des im Stand der Technik zum Steuern der Flugzeugsteuerflächen benutzten Typs. Servoeinrichtungen, die für die Verwendung bei der Erfindung geeignet sind, stehen ohne weiteres zur Verfügung. The servo devices 74-77 are each provided with a corresponding position sensor 100-103, which supplies an electrical signal on an associated line 104-107, which indicates the position of the mechanical output 80-82, 94 of the corresponding servo device. These signals are applied to feedback lines 54-57 via associated amplifiers 108-111 for proper scaling and separation. At any given time, each of the servo devices will have a particular position, and if a position other than that is commanded, this will be manifested by a signal on one of the lines 60-63 that is transmitted through amplifiers 64-67 in the electromechanical Valve 70-73 generates a magnetic force by which the valve is displaced and an imbalance is created in the servo device, so that hydraulic oil under pressure, which is supplied via line 112 from a hydraulic oil source 113, causes the hydraulic piston and therefore the mechanical outputs 80- 82 and 94 moved for the desired operation. All servo devices and helicopter devices 64-113 are conventional. However, servo devices 74-77 must be fast, electrically controlled, full control lift servo devices, rather than the electrically trimmed mechanical auxiliary servo devices of the type used in the prior art to control aircraft control surfaces. Servo devices suitable for use in the invention are readily available.

Eine Betrachtung des Betriebes in einer der Achsen des in Fig. 2 dargestellten Regelsystems wird die neue Art der Flugregelung deutlich machen. Sollte beispielsweise der Pilot eine grössere kollektive Blattverstellung wünschen, wird er an dem Steuerknüppel nach oben drücken, so dass an dem Ausgang 20 der Vertikalachse ein elektrisches Signal in Abhängigkeit von der Grösse der Kraft, die er vertikal auf den Steuerknüppel ausübt, abgegeben wird. Dieses Signal wird in seiner Höhe gemäss der Signalformungsschaltung 24 (d.h. der als Beispiel in Fig. 5 gezeigten) umgewandelt, um ein Pilotensteuersignal auf der Leitung 28 zu liefern. Augenblicklich wird der P-Verstärker 32 das Signal auf der Leitung 28 verstärken und es A look at the operation in one of the axes of the control system shown in FIG. 2 will make the new type of flight control clear. If, for example, the pilot desires a larger collective blade adjustment, he will push up on the control stick so that an electrical signal is emitted at the output 20 of the vertical axis depending on the magnitude of the force that he exerts vertically on the control stick. This signal is converted in height according to signal shaping circuit 24 (i.e., the one shown as an example in Fig. 5) to provide a pilot control signal on line 28. Instantly, P-amplifier 32 will amplify the signal on line 28 and it

5 5

10 10th

15 15

20 20th

25 25th

30 30th

35 35

40 40

45 45

50 50

55 55

60 60

65 65

652 364 652 364

6 6

über die Leitung 40 als ein Eingangssignal an den Summierpunkt 50 anlegen. Dadurch wird automatisch eine Verstimmung in dem Ausgangssignal des Summierpunktes 50 hervorgerufen, da die Servoeinrichtung 74 das mechanische Gestänge 80 nicht augenblicklich bewegen kann, und deshalb wird der Positionsfühler 100 ein Signal über die Leitung 54 an den Summierpunkt abgeben, das die augenblickliche Ausgangsstellung des mechanischen Gestänges 80 anzeigt. Der Summierpunkt 50 wird daher auf der Leitung 60 ein Signal liefern, das dann durch den Verstärker 64 verstärkt wird und eine Verstimmung in dem Magnetventil 70 verursacht, um die Servoeinrichtung 74 zu veranlassen, das Gestänge 80 in der gewünschten Richtung anzutreiben. Die Servoeinrichtungen 74-77 werden so ausgewählt, dass sie in der Lage sind, die Steuerflächen um 100% ihres Steuerhubes in einer sehr kurzen Zeitspanne zu bewegen, die in der Grössenordnung von einer Sekunde liegt. In Abhängigkeit von den Verstärkungen der Signalformungsschaltungsanordnung 24 und der Verstärker 32, 64 kann etwas Druck, der durch den Piloten ausgeübt wird, zu einem Signal ausreichender Grösse an dem Magnetventil 70 führen, so dass die Servoeinrichtung 74 den maximalen Hydraulikdruck auf ihren Kolben und dadurch die maximale Beschleunigungskraft auf das mechanische Gestänge 80 ausübt. Wenn dagegen der Pilot ein kleines Signal benutzt, wird die anfängliche proportionale Komponente dieses Signals, die durch den P-Verstärker 32 über den Summierpunkt 50 und den Verstärker 64 durchgelassen wird, nur geringfügig sein und deshalb nur einen leichten Stoss des Kolbens innerhalb der Servoeinrichtung 74 verursachen. Apply via line 40 as an input signal to summing point 50. This automatically causes a detuning in the output signal of the summing point 50 since the servo 74 cannot move the mechanical linkage 80 instantaneously, and therefore the position sensor 100 will emit a signal via line 54 to the summing point indicating the instantaneous initial position of the mechanical linkage 80 indicates. The summing point 50 will therefore provide a signal on line 60 which is then amplified by amplifier 64 and causes detuning in solenoid valve 70 to cause servo 74 to drive linkage 80 in the desired direction. Servos 74-77 are selected so that they are able to move the control surfaces 100% of their control stroke in a very short amount of time, on the order of one second. Depending on the gains of signal shaping circuitry 24 and amplifiers 32, 64, some pressure exerted by the pilot may result in a signal of sufficient magnitude on solenoid valve 70 that servo 74 causes the maximum hydraulic pressure on its piston and thereby the exerts maximum acceleration force on the mechanical linkage 80. Conversely, if the pilot uses a small signal, the initial proportional component of that signal, which is passed through the P-amplifier 32 through the summing point 50 and the amplifier 64, will be only slight and therefore only a slight push of the piston within the servo 74 cause.

Ein System, bei dem nur eine Proportionalverstärkung benutzt wird, wie es vorstehend beschrieben ist, würde perfekt arbeiten, mit Ausnahme der Tatsache, dass der Pilot ständig eine Kraft ausüben müsste, die gleich der Sollposition der Vorrichtung sein würde, um im Gleichgewicht mit dem Rückführungssignal auf der Leitung 54 (beispielsweise) zu sein, selbst während eines langen Fluges, bei dem keine Verstellungen der Steuerflächen erfolgen. Das könnte offensichtlich über mehrmals zehn Minuten zur Ermüdung führen. Die Ermüdung ist nachteilig, weil die Kräfte in mehreren Achsen (vier, wenn die Erfindung in einer Vierachsenbetriebsart benutzt wird) gleichzeitig ausgeübt werden müssen. A system using only proportional gain as described above would work perfectly, except for the fact that the pilot would have to constantly exert a force that would be equal to the desired position of the device to be in balance with the feedback signal to be on line 54 (for example), even during a long flight in which the control surfaces are not adjusted. Obviously, this could lead to fatigue for several ten minutes. Fatigue is disadvantageous because the forces in multiple axes (four if the invention is used in a four-axis mode) must be applied simultaneously.

Unter der Anfangsüberlegung würde das vorstehende Ermüdungsproblem als durch ein getrimmtes System der in herkömmlichen Flugzeugsteuervorrichtungen benutzten Typs leicht lösbar erscheinen. In solchen Systemen werden die Steuervorrichtungen positioniert, bis die Flugzeugflugparameter so wie erwünscht sind, und dann werden die verschiedenen Steuervorrichtungen auf ihre gegenwärtigen Positionen getrimmt. Bei dieser Art der Trimmpositionierung werden der Steuerknüppel, das Steuerrad oder das Pedal in einer räumlichen Beziehung zu dem Flugzeug gehalten, die die entsprechende Sollposition der Steuerflächen darstellt, an der sie befestigt sind. Wenn der Pilot die Position der Steuerflächen in bezug auf irgendeine der Steuervorrichtungen ändern möchte, erfasst er wieder die besondere Steuervorrichtung in der Position, in der sie getrimmt gehalten worden ist. Er kann dann die Steuervorrichtung entgegen der Federarretierung o.dgl. in eine andere Position bewegen und wieder die Trimmung einschalten, oder, wie es üblicherweise der Fall ist, die Trimmung in bezug auf die besondere Steuervorrichtung, die er einzustellen wünscht, lösen, in eine neue Position bewegen und dann die Trimmung wieder einschalten. Es ist jedoch buchstäblich unmöglich, eine Achse gleichzeitig mit einem drei oder vier Achsen aufweisenden Einhandkraftsteuerknüppel zu trimmen. Das ist auf mehrere Faktoren zurückzuführen: erstens wird in einem kraftbetätigten Proportionalsystem, wenn das Einschalten der Trimmung mittels Druckknöpfen an der Einhandsteuervorrichtung selbst erfolgt, die blosse Bewegung eines Daumens oder eines Fingers zum Berühren des Druckknopfes die Kräfte in einer oder in mehreren Achsen ändern, so dass die Trimmung an einem unerwünschten Punkt ausgeführt wird; zweitens ist es fast unmöglich, in dem Kraftsteuerknüppel den Kraftbefehl wiederherzustellen, auf den die Trimmung eingestellt worden ist, wenn es erwünscht ist, die Trimmung zu lösen und den Kraftsteuerknüppel zu benutzen, um einen neuen Given the initial consideration, the above fatigue problem would appear to be easily resolved by a trimmed system of the type used in conventional aircraft control devices. In such systems, the control devices are positioned until the aircraft flight parameters are as desired and then the various control devices are trimmed to their current positions. With this type of trim positioning, the joystick, the steering wheel or the pedal are held in a spatial relationship to the aircraft, which represents the corresponding desired position of the control surfaces to which they are attached. When the pilot wishes to change the position of the control surfaces with respect to any of the control devices, he again detects the particular control device in the position in which it was kept trimmed. He can then or the like the control device against the spring lock. move to another position and turn on the trim again, or, as is usually the case, release the trim in relation to the particular control device he wishes to adjust, move to a new position and then turn on the trim again. However, it is literally impossible to trim one axis at a time with a three or four axis single-lever control stick. This can be attributed to several factors: firstly, in a power-operated proportional system, if the trimming is switched on by means of push buttons on the one-hand control device itself, the mere movement of a thumb or a finger to touch the push button will change the forces in one or more axes, so that the trim is performed at an undesired point; second, it is almost impossible to restore in the force stick the force command to which the trim has been set when it is desired to release the trim and use the force stick to make a new one

Trimmpunkt festzulegen — selbst wenn Kraftmessinstrumente benutzt würden, würde das Lösen der Trimmung in drei oder vier Achsen gleichzeitig das Abgleichen der tatsächlichen Kraft in dem Steuerknüppel auf die Trimmkraft durch visuellen Vergleich erfor-5 dem, was nahezu unmöglich wäre; und drittens würde das tatsächliche Trimmen des Kraftsteuerknüppels selbst eine äusserst kostspielige mikroempfindliche Positions- oder Krafthalteservoeinrich-tung in jeder der vier Achsen erfordern, wodurch sämtliche Vorteile, die eine Armlehnensteuervorrichtung bieten kann, durch Einfühle rung neuer Komplexitäten in das System verringert würden. Schliesslich wäre eine Trimmung auf Zeitbasis durch linear ansteigende elektronische Signale zum Aufrechterhalten derselben Stellantriebsposition wie bei dem Kraftsteuerknüppel unpraktisch, weil der Pilot seine Kraft allmählich wegnehmen muss, um sie dem Trimmanstieg 15 anzupassen. Für alle praktischen Zwecke ist das eine unmögliche Aufgabe. Jede Fehlübereinstimmung zwischen der Wegnahme der Kraft des Piloten von der Steuervorrichtung und dem linearen Anstieg der elektronischen Signale führt zu unzulässigen transienten Vorgängen bei dem Flugzeug. Weiter wird die Schwierigkeit des 20 gleichzeitigen Einstellens von sämtlichen vier Achsen während Manövern, die mit einer hohen Arbeitsbelastung des Piloten verbunden sind, wie beispielsweise bodenbezogenes Manövrieren eines Hubschraubers (z.B. beim Beladen von Schiffen), Starten oder Landen eines Flugzeuges bei starken Querwinden u.dgl., noch vergrössert, 25 wenn Kräfte in drei oder vier Achsen mit einer einzigen Hand alle gleichzeitig eingestellt werden müssen. Setting the trim point - even if force gauges were used, loosening the trim in three or four axes would simultaneously require the actual force in the joystick to be compared to the trim force by visual comparison, which would be almost impossible; and third, the actual trimming of the force control stick itself would require an extremely costly microsensitive position or force servo device in each of the four axes, thereby reducing all of the benefits that an armrest control device can offer by introducing new complexities into the system. Finally, time-based trimming by linearly increasing electronic signals to maintain the same actuator position as the power stick would be impractical because the pilot must gradually release his power to adjust for the increase in trim 15. This is an impossible task for all practical purposes. Any mismatch between the pilot's deprivation of power from the controller and the linear increase in electronic signals results in illegal transient operations on the aircraft. Furthermore, the difficulty of simultaneously adjusting all four axes during maneuvers which are associated with a high workload on the part of the pilot, such as, for example, ground-based maneuvering of a helicopter (for example when loading ships), starting or landing an aircraft in the case of strong crosswinds and the like ., enlarged, 25 when forces in three or four axes must all be adjusted simultaneously with a single hand.

Ein weiterer Aspekt der Erfindung besteht darin, dass den durch den Mehrachsenkraftsteuerknüppel gegebenen Befehlen gefolgt oder nachgelaufen wird. In einem Beispiel der Erfindung erfolgt der 3° Nachlauf durch Mitkopplungsintegralverstärkungen, die durch die Verstärker 36-39 parallel zu den Proportionalverstärkern 32-35 erfolgen. In dem vorstehend angegebenen Betriebsbeispiel wird daher, wenn der Pilot eine Kraft ausübt, die eine gewünschte Änderung in der Positionierung des Gestänges 80 anzeigt, der augenblickliche 35 Effekt durch ein Signal an dem Proportionalverstärker 32 in der vorstehend beschriebenen Weise erzeugt. Bevor aber die Servoeinrichtung 74 eine Position erreichen kann, um zu bewirken, dass das Rückführungssignal auf der Leitung 54 gleich dem Proportionalbefehl auf der Leitung 40 ist, wird der integrierende Verstärker 36 be-40 ginnen, ein ansteigendes Ausgangssignal auf der Leitung 44 mit derselben Polarität wie das Signal auf der Leitung 40 zu haben. Die integrierenden Verstärker 36-39 sind mit derartigen Zeitkonstanten versehen, dass sie in der Lage sind, die gesamte Piloteneingabe in einem Zeitrahmen anzunehmen, der der Reaktion des Piloten auf 45 das Ansprechen des Flugzeuges entspricht und in der Grössenordnung von einer Sekunde oder so liegt. In einem typischen Fall kann daher, wenn der Pilot die Steuerfläche in einem gewissen Ausmass zu trimmen wünscht, eine sehr kleine Eingabe in diese, die sofort ausgeführt wird, zu dem gewünschten Ergebnis führen, da die Servoein-50 richtung 74 am Anfang auf das Proportionalsignal auf der Leitung 40 anspricht und der Beharrungszustand durch ein Signal auf der Leitung 44 schnell erreicht wird, welches das Rückführungssignal auf der Leitung 54 ausgleicht. Wenn eine grosse, aber langsame Änderung in der Position einer Steuerfläche gewünscht wird, kann der 55 Pilot eine sehr kleine Kraft ausüben, so dass das Signal von dem Steuerknüppel auf der Leitung 20 sehr klein ist, und das Signal, das durch den integrierenden Verstärker 36 zu integrieren ist, kann entsprechend klein sein. Wenn jedoch der Pilot weiterhin eine kleine Kraft über eine Zeitspanne ausübt, wird das fortgesetzte Vorhan-60 densein des Signals auf der Leitung 20 bewirken, dass der Integrator 36 ständig sein Ausgangssignal erhöht (bis zu einem begrenzten Maximalwert, wie im folgenden beschrieben), so dass das Signal auf der Leitung 44 leicht um mehrere Grössenordnungen das Signal auf der Leitung 40 übersteigen kann. Das würde zur Folge haben, dass die 65 Servoeinrichtung 74 weiterhin die Position des Gestänges 80 verändert, bis das Rückführungssignal auf der Leitung 44 mit dem durch die Proportionalverstärkung auf der Leitung 40 und dem durch die Integralverstärkung auf der Leitung 44 erzeugten übereinstimmt. Another aspect of the invention is that the commands given by the multi-axis force control stick are followed or followed. In one example of the invention, the 3 ° caster is carried out by positive feedback integral amplifications which are carried out by the amplifiers 36-39 in parallel to the proportional amplifiers 32-35. In the above operating example, therefore, when the pilot exerts a force indicative of a desired change in the position of the linkage 80, the instantaneous effect is produced by a signal on the proportional amplifier 32 in the manner described above. However, before servo 74 can reach a position to cause the feedback signal on line 54 to be equal to the proportional command on line 40, integrating amplifier 36 will begin, an increasing output signal on line 44 of the same polarity how to have the signal on line 40. The integrating amplifiers 36-39 are provided with time constants such that they are able to accept all of the pilot input in a time frame that corresponds to the pilot's response to the aircraft's response and is on the order of a second or so. In a typical case, therefore, if the pilot desires to trim the control surface to a certain extent, a very small input into it which is carried out immediately can lead to the desired result, since the servo device 74 initially responds to the proportional signal responds on line 40 and the steady state is quickly reached by a signal on line 44 which compensates for the feedback signal on line 54. If a large but slow change in the position of a control surface is desired, the 55 pilot can exert a very small force so that the signal from the joystick on line 20 is very small and the signal through the integrating amplifier 36 can be integrated can be correspondingly small. However, if the pilot continues to exert a small force over a period of time, the continued presence of the signal on line 20 will cause integrator 36 to continually increase its output signal (up to a limited maximum, as described below) that the signal on line 44 can easily exceed the signal on line 40 by several orders of magnitude. This would result in the servo 74 continuing to change the position of the linkage 80 until the feedback signal on line 44 matches that generated by the proportional gain on line 40 and that generated by the integral gain on line 44.

7 7

652 364 652 364

In der Praxis hat es sich gezeigt, dass die Kombination eines Kraftmesswandlers (mit nicht wahrnehmbarer Bewegung) und der PI-Regelung über die Servoeinrichtung auf die ausgeübte Kraft hin dem Piloten gestattet, eine Kraft auszuüben, bis er ein gewünschtes Ansprechen fühlt, und dann die Kraft wieder auf null zu verringern, wenn der Integralverstärkungsteil des Systems in den Abgleich mit dem Rückführungssignal kommt. Daher haben die in Fig. 2 gezeigten vier Achsen einen nicht festgelegten Trimmpunkt, wobei jede Servoeinrichtung 74-77 die Positionierung des entsprechenden mechanischen Gestänges 80-82 und 94 in eine Position bewirkt hat, in der das entsprechende Rückführungssignal auf einer Leitung 54-57 im Abgleich mit dem Integralverstärkungssignal auf der Leitung 44-47 ist. Die Steuerung des Flugzeuges ist zu allen Zeiten in einer Betriebsart, in welcher der Pilot diese nicht festgelegte Trimmposition in irgendeiner Achse durch Ausüben einer entsprechenden Kraft in der gewünschten Richtung für eine ausreichende Zeitspanne und mit einer ausreichenden Grösse einstellt, um die gewünschte Änderung in dem nicht festgelegten Trimmpunkt für diese Achse mit der gewünschten Änderungsgeschwindigkeit zu erzielen. Die Gesamtwirkung besteht vom Standpunkt des Piloten aus darin, dass es einen einzigen Trimmpunkt gibt, nämlich die Kraft null an der Steuervorrichtung (in Wirklichkeit Kraftwerte innerhalb des Ansprechunem-pfindlichkeitsbereiches). Weiter tendiert der besondere Skalenend-wert oder Sättigungswert der Kraftsteuervorrichtung zur Deakzen-tuierung, da die I-Regelung eine Steuerflächengeschwindigkeit (typischerweise einen Flugzeugbeschleunigungsbefehl) für jede konstante Kraftausübung erzeugt. Der Pilot muss deshalb nicht die volle Steuervorrichtungskraft ausüben, um die maximale Flugzeugmanöv-rierung zu erreichen. Das ersetzt das maximale Manöver für die volle Ausübung der Steuerung, die sich in herkömmlichen Verschiebungssteuervorrichtungen findet. Mit Hilfe der Erfindung kann der Pilot deshalb mit einem losen Gefühl auf dem Steuerknüppel oder mit von dem Steuerknüppel entfernten Händen beim Dauerflug fliegen. Wegen der Möglichkeit des Erzeugens von grossen Stellbefehlen durch Integrieren von sehr kleinen Signalen, die durch den Kraftsteuerknüppel geliefert werden, ist es wichtig, dass die Signalformungseinrichtungen eine Ansprechunempfmdlichkeit für jede Polarität jeder Achse des Steuerknüppels erzeugen. In practice, it has been shown that the combination of a force transducer (with imperceptible movement) and the PI control via the servo device, based on the force exerted, allows the pilot to exert a force until he feels a desired response, and then that Force to decrease back to zero when the integral gain portion of the system aligns with the feedback signal. Therefore, the four axes shown in FIG. 2 have an unspecified trim point, with each servo 74-77 causing the corresponding mechanical linkage 80-82 and 94 to be positioned in a position where the corresponding feedback signal is on a line 54-57 in Match with the integral gain signal on line 44-47. The control of the aircraft is at all times in an operating mode in which the pilot sets this undefined trimming position in any axis by exerting a corresponding force in the desired direction for a sufficient period of time and with a sufficient size to not make the desired change to achieve the defined trim point for this axis with the desired rate of change. The overall effect from the pilot's point of view is that there is a single trim point, namely zero force on the control device (in reality force values within the response sensitivity range). Furthermore, the particular full scale or saturation value of the force control device tends to be deactivated since the I control generates a control surface speed (typically an aircraft acceleration command) for each constant application of force. The pilot therefore does not have to exert full steering force to achieve maximum aircraft maneuvering. This replaces the maximum maneuver for full control that is found in conventional shift control devices. With the help of the invention, the pilot can therefore fly with a loose feeling on the joystick or with his hands removed from the joystick during continuous flight. Because of the ability to generate large actuating commands by integrating very small signals provided by the force stick, it is important that the signal shaping devices create a response sensitivity for each polarity of each axis of the stick.

In Fig. 2 ist die Leitung 31 in dem Gierkanal mit einem zusätzlichen Integrierverstärker 117 verbunden, der ein Integral der Drehkraft über eine Leitung 118 an eine Radlenkvorrichtung 119 abgibt. Das ist für die Erfindung nicht wesentlich, veranschaulicht aber die Tatsache, dass, wenn Lenkpedale in einem Flugzeug eliminiert werden (beispielsweise um dem Piloten um seine Füsse Sicht auf die Erde zu verschaffen und das Gewicht des Steuersystems zu verringern), der Steuerknüppel zur Lenkung auf dem Boden sowie zum Manövrieren im Flug benutzt werden kann. 2, the line 31 in the yaw channel is connected to an additional integrating amplifier 117, which outputs an integral of the torque via a line 118 to a wheel steering device 119. This is not essential to the invention, but illustrates the fact that when steering pedals are eliminated in an aircraft (for example, to provide the pilot with a view of the earth around his feet and to reduce the weight of the control system), the control stick is turned on can be used on the ground and for maneuvering in flight.

Oben in Fig. 2 liefert eine Leitung 114 ein Signal, das die Tatsache anzeigt, dass das Flugzeug den Boden berührt hat, d.h., dass ein Rad oder eine Landekufe mit dem Boden in Berührung ist. Ein solches Signal kann durch einen «Aufsetzschalter» geliefert oder in anderer Weise aus der Rad- oder Landekufentragvorrichtung an dem Flugzeug abgeleitet werden. Ein solches Signal wird gewöhnlich in vielen Flugzeugen für eine Vielzahl von Zwecken geliefert, beispielsweise um zu verhindern, dass die automatische Flugregelstabi-Iitätsausrüstung arbeitet, während das Flugzeug auf dem Boden ist. Das Signal auf der Leitung 114 wird an jeden der Integrierverstärker 36-39 angelegt und dient als ein Integratorhaltsignal: in Abhängigkeit von der Implementierung der Erfindung kann dieses Signal einfach einen elektronischen Schalter inaktivieren, der in den Integratorrückkopplungsweg geschaltet ist, so dass der Integrierkondensator von dem Eingang des Verstärkers getrennt wird. Wenn das Flugzeug den Boden berührt, wird daher der nicht festgelegte Trimmpunkt für den Augenblick konstant gehalten, und der Pilot manövriert dann allein über den Proportionalweg. Wenn das Flugzeug abgeschaltet wird, werden alle nicht festgelegten Trimmpunkte elektrisch auf null verringert, und zwar entweder durch besondere Initialisierungsrückstellungen oder anderweitig auf dem Fachmann geläufige Weise. Wenn dann das Flugzeug wieder in Betrieb genommen wird, hält das Signal auf der Leitung 114 sämtliche Integratoren auf ihrem Initialisierungswert, der null ist. Irgendwelche Steueringaben in die Steuervorrichtung, die während des Rollens auf dem Flugplatz oder während des Parkens des Flugzeuges gemacht werden, werden deshalb nicht dazu führen, dass es zu Integrationen kommt. Es ist somit sichergestellt, dass der Trimmpunkt sämtlicher Steuerflächen während des Starts in der Nullstellung ist, so dass keine unerwünschten Steuereingaben beim Beginn des Starts vorhanden sein können. Der Start erfolgt deshalb durch den Piloten allein über die Proportionalschleife. Das Signal auf der Leitung 114 wird ausserdem einem In verter 116 zugeführt, der ein komplementäres Arbeiten des Integrierverstärkers 117 bewirkt, welcher zum Lenken des Flugzeuges auf dem Boden benutzt wird (wenn eine solche Einrichtung erforderlich ist). At the top of Fig. 2, line 114 provides a signal indicating the fact that the aircraft has touched the ground, i.e., that a wheel or skid is in contact with the ground. Such a signal can be provided by a "touchdown switch" or can be derived in some other way from the wheel or runner carrying device on the aircraft. Such a signal is commonly provided in many aircraft for a variety of purposes, for example to prevent the automatic flight control stability equipment from operating while the aircraft is on the ground. The signal on line 114 is applied to each of the integrating amplifiers 36-39 and serves as an integrator hold signal: depending on the implementation of the invention, this signal can simply inactivate an electronic switch that is connected in the integrator feedback path so that the integrating capacitor from that Input of the amplifier is disconnected. Therefore, when the aircraft touches the ground, the undefined trimming point is kept constant for the moment, and the pilot then maneuvers alone via the proportional path. When the aircraft is shut down, any undefined trim points are electrically reduced to zero, either by special initialization resets or otherwise in a manner familiar to those skilled in the art. Then, when the aircraft is brought back into service, the signal on line 114 keeps all integrators at their initialization value, which is zero. Any control inputs into the control device that are made while taxiing at the airfield or while parking the aircraft will therefore not result in integrations. This ensures that the trimming point of all control surfaces is in the zero position during the start, so that there can be no undesired control inputs at the start of the start. The pilot therefore takes off via the proportional loop alone. The signal on line 114 is also fed to an inverter 116 which causes the integrating amplifier 117 to work complementarily, which is used to steer the aircraft on the ground (if such a device is required).

Es kann eine Anzeige über den verbleibenden Steuerhub in Systemen, in denen die Erfindung benutzt wird, erforderlich sein, was nun unter Bezugnahme auf Fig. 6 beschrieben wird. In herkömmlichen Systemen weist das mechanische Gestänge, das durch den Piloten tatsächlich betätigt wird, wenn er einen Steuerknüppel, einen Hebel, ein Steuerrad oder ein Pedal manövriert, positionsempfindliche Vorrichtungen zum Aktivieren von Warneinrichtungen auf, die anzeigen, dass die Grenze des Steuerhubes in einer bestimmten Achse erreicht worden ist. Als Ersatz für eine solche positionsempfindliche Einrichtung kann gemäss Fig. 6 eine elektronische Einrichtung vorgesehen werden. Beispielsweise kann das Summieren des Proportional- und des Integralausgangssignals durch eine Summierschaltung 50a erfolgen, der nicht das Positionsrückführungssignal auf der Leitung 54 zugeführt wird, wodurch ein Positionsstellsignal auf einer Leitung 60a geliefert wird. Diese kann in einem Summierpunkt 120 mit einer geeigneten Bezugsspannung verglichen werden, welche 100% des Steuerhubes für den betreffenden Kanal anzeigt, beispielsweise aus einer Quelle 122, um auf einer Leitung 124 ein Signal zu liefern, das den verbleibenden Steuerhub anzeigt. Dieses Signal kann an ein Messgerät 126 angelegt werden, um dem Piloten eine konstante, quantitative Anzeige des verbleibenden Steuerhubes zu liefern, und ausserdem an einen Wertdetektor 128, dessen Ausgangssignal auf einer Leitung 130 die Tatsache anzeigen wird, dass 90% (oder irgendein anderer Prozentsatz) des Gesamtsteuerhubes in dieser Achse gegenwärtig eingesetzt sind. Dieses Signal kann, beispielsweise in einer ODER-Schaltung 132, mit diskreten Anzeigesignalen über das Erreichen des Schwellengrenzwertes des Steuerhubes in anderen Achsen, die beispielsweise über Leitungen 134 geliefert werden, verknüpft werden, um ein Warnsignal auf einer Leitung 136 zu erzeugen, welches eine Warnlampe 138 sowie einen Steuerknüppelrüttler 140 oder eine andere herkömmliche Alarmeinrichtung betätigen kann. Der Steuerknüppelrüttler 140 ersetzt in Verbindung mit den Warnlampen und den Anzeigern für den verbleibenden Steuerhub das Steueranschlaggefühl und Steuermessgeräte, die benutzt werden, um den Piloten zu warnen, dass er die volle Grenze des Steuerhubes (d.h. die Steuerhubbegrenzungsanschläge) erreicht. Das Rütteln des Steuerknüppels, wenn sich die besondere Achse einer Grenze nähert, ist nämlich als Warnzeichen erwünschter als das Warten auf das Erreichen des Hubbegrenzungsanschlages, wie in positionsempfindlichen Systemen. An indication of the remaining control stroke may be required in systems in which the invention is used, which will now be described with reference to FIG. 6. In conventional systems, the mechanical linkage that is actually actuated by the pilot when maneuvering a joystick, lever, steering wheel, or pedal has position-sensitive devices for activating warning devices that indicate that the limit of the control stroke in a particular one Axis has been reached. An electronic device can be provided as a replacement for such a position-sensitive device according to FIG. 6. For example, the summation of the proportional and the integral output signal can be carried out by a summing circuit 50a, to which the position feedback signal on line 54 is not supplied, as a result of which a position setting signal is provided on line 60a. This can be compared in a summing point 120 with a suitable reference voltage which indicates 100% of the control stroke for the relevant channel, for example from a source 122, in order to provide a signal on line 124 which indicates the remaining control stroke. This signal can be applied to a meter 126 to provide the pilot with a constant, quantitative indication of the remaining control stroke, and also to a value detector 128, the output of which on line 130 will indicate the fact that 90% (or any other percentage ) of the total control stroke are currently used in this axis. This signal can be combined, for example in an OR circuit 132, with discrete display signals about reaching the threshold limit value of the control stroke in other axes, which are supplied, for example, via lines 134, in order to generate a warning signal on line 136 which is a warning lamp 138 and a joystick vibrator 140 or other conventional alarm device. The joystick vibrator 140, in conjunction with the warning lamps and the remaining control stroke indicators, replaces the control stroke feel and control gauges used to warn the pilot that it is reaching the full stroke limit (i.e., the control stroke limit stops). Shaking the control stick when the particular axis approaches a limit is more desirable as a warning sign than waiting for the stroke limit stop to be reached, as in position-sensitive systems.

Die Erfindung, bei der der besondere Kraftsteuerknüppel benutzt wird, wie er oben mit Bezug auf Fig. 1 beschrieben worden ist, ist zum Steuern eines Leichthubschraubers erfolgreich verwendet worden. In dieser Ausführungsform hatten die Signalformungsschaltungen 24-27 Kennlinien, wie sie oben mit Bezug auf die Fig. 3-5 beschrieben worden sind. Die Verstärkungen der Verstärker 32-39 wurden so eingestellt, dass sich Ansprechzeiten ergaben, die in dem Bereich von einer halben bis zwei Sekunden lagen. Beispielsweise wurde die Konstante Kc für den Integrierverstärker 36 gleich 1,25 gewählt, und bei einer vertikal auf den Kraftsteuerknüppel 10 ausgeübten maximalen Kraft, so dass eine maximale Spannung an der Leitung 20 erschien, betrug die Minimalzeit für den vollen Hub der Servoeinrichtung 74 in jeder Richtung ungefähr 1,5 s. Die Konstante The invention using the particular power stick as described above with reference to Fig. 1 has been used successfully to control a light helicopter. In this embodiment, the signal shaping circuits 24-27 had characteristics as described above with reference to Figs. 3-5. The gains of amplifiers 32-39 were adjusted to give response times in the range of half a second to two seconds. For example, the constant Kc for the integrating amplifier 36 was chosen equal to 1.25, and with a maximum force applied vertically on the force control stick 10 so that a maximum voltage appeared on the line 20, the minimum time for the full stroke of the servo device 74 was in each Direction about 1.5 s. The constant

5 5

10 10th

15 15

20 20th

25 25th

30 30th

35 35

40 40

45 45

50 50

55 55

60 60

65 65

652 364 652 364

Kp in dem Verstärker 37 wurde gleich 0,5 gewählt und ergab eine Mindestzeit für den vollen Hub der Servoeinrichtung 75 in jeder Richtung von etwa 2 s. Die Konstante KR in dem Verstärker 38 wurde gleich 1,0 gewählt und ergab eine Mindestzeit für den vollen Hub der Servoeinrichtung 76 in jeder Richtung von etwa 1 s. Die Konstante KY in dem Verstärker 39 wurde gleich 1,25 gewählt und ergab eine Mindestzeit für den vollen Hub der Servoeinrichtung 77 in jeder Richtung von etwa 0,8 s. Die Verstärkungen standen in Beziehung zu der Verstärkung des entsprechenden Proportionalkanals; jede dieser Verstärkungen wurde aber in Abhängigkeit von der Verstärkungsbeziehung eingestellt, die die Signalformungsschaltungen 24-27 lieferten, und von den Kenndaten (wie beispielsweise der Ser-voeinrichtungsverstärkung), die in dem übrigen Teil des Systems vorhanden waren, was alles bekannt ist. Kp in the amplifier 37 was chosen equal to 0.5 and gave a minimum time for the full stroke of the servo device 75 in each direction of about 2 s. The constant KR in the amplifier 38 was chosen equal to 1.0 and gave a minimum time for the full stroke of the servo device 76 in each direction of about 1 s. The constant KY in the amplifier 39 was chosen equal to 1.25 and gave a minimum time for the full stroke of the servo device 77 in each direction of about 0.8 s. The gains were related to the gain of the corresponding proportional channel; however, each of these gains was adjusted depending on the gain relationship provided by signal shaping circuits 24-27 and the characteristics (such as servo device gain) that were present in the rest of the system, as is well known.

Die bis hierher gegebene Beschreibung erfolgte im wesentlichen auf der Basis von analogen Steuervorrichtungen, bei denen Verstärker mit geeigneten Verstärkungen, Grenzwerten und Integriereigenschaften benutzt werden und die analogen Spannungen summiert werden, um die Servoventile anzusteuern. Die Erfindung kann jedoch in gleicher Weise und wird in vielen Fällen vorzugsweise in einem System ausgeführt werden, in welchem die Signalformung, das Integrieren, das Summieren u.dgl. durch einen oder mehrere Digitalcomputer ausgeführt werden. Ein Beispiel dafür ist das Doppelcomputersystem, das in der oben erwähnten Patentanmeldung der Anmelderin beschrieben ist. Zur Ausführung der Erfindung in einem Flugzeug, in welchem solche Computer benutzt werden, würden die von dem Kraftsteuerknüppel 10 abgegebenen Spannungen über verschiedene Multiplexeingänge an den A/D-Wandler in Fig. 1 der genannten Anmeldung angelegt werden, und die Magnetventile 70-73 würden wie in den Fig. 1 und 2 der genannten Anmeldung angesteuert werden. Wenn ein Doppelcomputersystem benutzt würde, würden beide Computer in jede Achse geschaltet werden. Andererseits ist es selbstverständlich möglich, bei Bedarf nur einen einzigen Computer zu verwenden. The description so far has been made essentially on the basis of analog control devices, in which amplifiers with suitable gains, limit values and integrating properties are used and the analog voltages are summed in order to drive the servo valves. However, the invention can be carried out in the same way and in many cases will preferably be carried out in a system in which signal shaping, integration, summing and the like. run by one or more digital computers. An example of this is the dual computer system described in the applicant's above-mentioned patent application. To practice the invention in an aircraft using such computers, the voltages provided by the power stick 10 would be applied to the A / D converter in Fig. 1 of said application via various multiplex inputs, and the solenoid valves 70-73 would as in FIGS. 1 and 2 of the application mentioned. If a dual computer system were used, both computers would be switched on each axis. On the other hand, it is of course possible to use only a single computer if necessary.

Die Signalverarbeitung, auf die oben kurz eingegangen ist, könnte entweder allein durch Tabellendurchsuchung oder durch eine Kombination von Tabellendurchsuchung nach Konstanten mit anschliessenden Berechnungen, bei denen die Konstanten benutzt werden, erfolgen. Sämtliche digitalen Verfahren, die zum Implementieren der oben mit Bezug auf Fig. 2 beschriebenen Funktionen erforderlich sind, sind bekannt und werden gegenwärtig in verschiedenen Systemen für eine ähnliche Flugzeugregelung benutzt, aber nicht zum Regeln auf die durch die Erfindung geschaffene neue Weise. The signal processing, which was briefly discussed above, could be carried out either solely by table search or by a combination of table search for constants with subsequent calculations, in which the constants are used. All of the digital techniques required to implement the functions described above with reference to FIG. 2 are known and are currently used in various systems for similar aircraft control, but not for control in the new manner provided by the invention.

Die Erfindung kann ohne weiteres in Verbindung mit automatischen Flugregelsystemen, wie beispielsweise Autopiloten, die die Fluglage, die Fluggeschwindigkeit und den Kurs regeln, oder wie beispielsweise Dämpfungsregelsystemen, welche äussere Einwirkungen auf die Lage des Flugzeuges, z.B. durch Windböen u.dgl., kompensieren, benutzt werden. Das Verbinden von automatischen Flugregelsystemen mit einem Flugzeugregelsystem nach der Erfindung ist ganz einfach, da das Fliegen auf einen Trimmpunkt bereits mit der Erfindung erreicht wird, wobei der Trimmpunkt durch den Autopiloten in Abhängigkeit von Kreiselausgangssignalen korrigierbar ist und durch die Dämpfungsregelsysteme in Abhängigkeit von Wende-kreiselausgangssignalen stabilisiert wird. Beispielsweise könnten die Autopilotfunktionen in den Eingang der passenden Integrierverstärker 36-39 eingegeben werden, und die Stabilitätseingangssignale könnten in die Proportionalverstärker 32-35 oder in die Summierpunkte 50-53 eingegeben werden. Das würde zur Folge haben, dass der Autopilottrimmpunkt mit dem in dem Integralweg des Systems gespeicherten Isttrimmpunkt zusammenfällt. Andererseits könnten beide Autopilotfunktionen bei Bedarf einfach in den Summierpunkten 50-53 summiert werden; in diesem Fall würden die Abweichungen, die durch den Autopiloten korrigiert werden, elektrische Eingangssignale sein, die die Abweichung von dem in jeder Achse durch deren Integralweg festgesetzten Trimmpunkt anzeigen. In jedem Fall müssten die elektrischen Signale aus der automatischen Flugregelausrüstung in geeigneter Weise geformt werden, um die Differenzen zwischen einem positionsempfindlichen mechanischen System herkömmlicher Art und dem hier beschriebenen System zu berücksichtigen. Beispielsweise sollte die Grösse von Stabilitätssignalen niedrig gehalten werden, in der Grössenordnung von 5% oder 10% des Steuerhubes; und die Autopilotsignale sollten eine begrenzte zeitliche Änderung haben, obgleich sie im vollen Steuerhub wirksam sind. Wenn die Automatikstabilitätssignale nach dem Integralweg summiert und zu dem beweglichen Trimmpunkt des Regelsystems nach der Erfindung addiert werden, sollte der Trimmpunkt für Stabilitätssignale durch die Autopilotsignale ständig auf den neuesten Stand gebracht werden, damit der mittlere Punkt des Steuerhubes begrenzter Stabilität den Veränderungen im Autopilottrimmpunkt folgen kann. Sämtliche bekannten und für solche automatischen Flugregelsysteme benutzten Techniken sind bei der Erfindung direkt anwendbar, ohne dass weitere spezielle Überlegungen erforderlich sind, wenn sie in einem Flugzeugregelsystem nach der Erfindung benutzt werden. The invention can readily be used in conjunction with automatic flight control systems, such as autopilots, which control flight attitude, flight speed and course, or such as damping control systems, which have external effects on the position of the aircraft, e.g. by gusts of wind and the like, compensate, be used. The connection of automatic flight control systems with an aircraft control system according to the invention is very simple, since flying to a trim point is already achieved with the invention, the trim point being correctable by the autopilot as a function of gyro output signals and by means of the damping control systems as a function of turning gyro output signals is stabilized. For example, the autopilot functions could be input to the appropriate integrating amplifiers 36-39 and the stability input signals could be input to the proportional amplifiers 32-35 or to the summing points 50-53. This would result in the autopilot trim point coinciding with the actual trim point stored in the system's integral travel. On the other hand, both autopilot functions could simply be summed up at summing points 50-53; in this case the deviations corrected by the autopilot would be electrical input signals indicating the deviation from the trim point set in each axis by its integral travel. In any case, the electrical signals from the automatic flight control equipment would have to be shaped appropriately to take into account the differences between a position sensitive mechanical system of a conventional type and the system described here. For example, the size of stability signals should be kept low, in the order of 5% or 10% of the control stroke; and the autopilot signals should have a limited change over time, although they are effective in the full control stroke. If the automatic stability signals are summed according to the integral travel and added to the movable trim point of the control system according to the invention, the trim point for stability signals should be constantly updated by the autopilot signals so that the center point of the control stroke of limited stability can follow the changes in the autopilot trim point . All of the known techniques used for such automatic flight control systems are directly applicable to the invention without further special considerations when used in an aircraft control system according to the invention.

Die Erfindung ist hauptsächlich für ein Drehflügelflugzeug (Hubschrauber) beschrieben worden. Die Lehren der Erfindung sind jedoch in gleicher Weise bei Regelsystemen anwendbar, die für Starrflügelflugzeuge benutzt werden. Im Falle eines Starrflügelflugzeuges würde die Längsachse das Höhenruder steuern, die Querachse würde die Querruder steuern, und die Drehachse würde das Seitenruder steuern. Die Vertikalachse könnte benutzt werden, um die Geschwindigkeit und/oder den Auftrieb (z.B. den Triebwerksschub oder den Propellerblattanstellwinkel) zu steuern, um eine Anpassung an irgendeine besondere Implementierung der Erfindung nach Bedarf vorzunehmen. Selbstverständlich würden die Zeitkonstanten und die Signalformung für ein solches System auf der Basis fachmännischen Könnens auf dem Gebiet der Servosteuerung der aerodynamischen Steuerflächen eines Starrflügelflugzeuges gewählt werden. Es gibt jedoch nichts besonderes, was zu berücksichtigen ist, wenn ein Starrflügelflugzeugregelsystem nach der Erfindung statt des oben beschriebenen geschaffen wird. The invention has mainly been described for a rotary wing aircraft (helicopter). However, the teachings of the invention are equally applicable to control systems used for fixed wing aircraft. In the case of a fixed wing aircraft, the longitudinal axis would control the elevator, the transverse axis would control the ailerons, and the axis of rotation would control the rudder. The vertical axis could be used to control speed and / or lift (e.g. engine thrust or propeller pitch) to adapt to any particular implementation of the invention as needed. Of course, the time constants and the signal shaping for such a system would be chosen on the basis of expert knowledge in the field of servo control of the aerodynamic control surfaces of a fixed-wing aircraft. However, there is nothing special to consider when creating a fixed wing aircraft control system according to the invention instead of the one described above.

Bei Bedarf könnte die Funktion des mechanischen Mischers 84 durch elektrische Signalverknüpfungen in einem FHegen-nach-Draht-System nach der Erfindung erfüllt werden. Die Signale würden dann die Hauptservoeinrichtungen in der Taumelscheibe 90 ansteuern, die elektromagnetisch o.dgl. statt mechanisch ausgebildet sein würden. Die vier Achsen des Kraftsteuerknüppels würden dann keine eins-zu-eins-Entsprechung mit irgendeiner besonderen Servoeinrichtung haben. Die bedeutsame Tatsache ist, dass die Erfindung eine PI-Regehmg in einer aerodynamischen Achse des Flugzeuges auf in einer entsprechenden Achse eines Steuerknüppels, der wenigstens drei Achsen hat, ausgeübte Kräfte hin gestattet. If necessary, the function of the mechanical mixer 84 could be accomplished by electrical signaling in a FHegen-to-wire system according to the invention. The signals would then drive the main servo devices in the swash plate 90, the electromagnetic or the like. instead of being mechanical. The four axes of the force control stick would then have no one-to-one correspondence with any particular servo device. The important fact is that the invention allows PI control in an aerodynamic axis of the aircraft towards forces exerted on a corresponding axis of a joystick that has at least three axes.

8 8th

5 5

10 10th

15 15

20 20th

25 25th

30 30th

35 35

40 40

45 45

50 50

55 55

R R

4 Blätter Zeichnungen 4 sheets of drawings

Claims (4)

652364652364 1. Regelsystem an einem Flugzeug mit vier Steueraehsen für die Nicklage, die Rollage, die Gierung und den Auftrieb oder die Geschwindigkeit, mit mehreren positionierbaren aerodynamischen Steuerflächen, deren Positionen das Flugzeug in den vier Steuerachsen steuern, mit einer Steuervorrichtung, die bei Betätigung durch einen Piloten Steuersignale für die Positionierung der aerodynamischen Steuerflächen liefert, und mit Positioniervorrichtungen, die zwischen die Steuervorrichtung und die aerodynamischen Steuerflächen geschaltet sind und auf die ihnen zugeführten Positioniersteuersignale hin die Positionierung der aerodynamischen Steuerflächen steuern, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuervorrichtung einen Mehrachsenkraftsteuerknüppel (10) aufweist, der durch die Hand des Piloten zu halten bestimmt ist und Ausgangssignale liefert, welche Kräfte anzeigen, die auf den Steuerknüppel in wenigstens drei verschiedenen Steuerknüppelachsen, von denen jede einer der Flugzeugsteuerachsen entspricht, ausgeübt werden, und dass mehrere Signalverarbeitungskanäle vorhanden sind, von denen jeder so angeschlossen ist, dass er auf das einer entsprechenden Steuerknüppelachse zugeordnete Ausgangssignal anspricht und ein zugeordnetes Positioniersteuersignal an die Positioniervorrichtungen (74-77) abgibt, das sowohl eine Proportionalfunktion als auch eine Integralfunktion des zugeordneten Kraftsteuerknüppelausgangssignals ist. 1. Control system on an aircraft with four control axes for the pitch position, roll position, yaw and lift or speed, with several positionable aerodynamic control surfaces, the positions of which control the aircraft in the four control axes, with a control device which, when actuated by a Pilot provides control signals for the positioning of the aerodynamic control surfaces, and with positioning devices which are connected between the control device and the aerodynamic control surfaces and control the positioning of the aerodynamic control surfaces in response to the positioning control signals supplied to them, characterized in that the control device has a multi-axis force control stick (10) which is determined to be held by the pilot's hand and provides output signals indicative of forces acting on the joystick in at least three different joystick axes, each corresponding to one of the aircraft control axes ht, and that there are several signal processing channels, each of which is connected in such a way that it responds to the output signal assigned to a corresponding joystick axis and outputs an assigned positioning control signal to the positioning devices (74-77), which has both a proportional function and one Integral function of the associated force stick output signal is. 2. Regelsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Signalverarbeitungskanäle jeweils nicht auf Kraftsteuerknüppel-ausgangssignale ansprechen, die unterhalb eines kleinen Schwellenwertes liegen, um dadurch das Integrieren von Signalen zu verhindern, die aus kleinen unabsichtlich ausgeübten Kräften in der entsprechenden Achse des Kraftsteuerknüppels resultieren. 2. Control system according to claim 1, characterized in that the signal processing channels in each case do not respond to force stick output signals which are below a small threshold value, in order thereby to prevent the integration of signals which result from small unintentionally exerted forces in the corresponding axis of the force control stick . 2 2nd PATENTANSPRÜCHE PATENT CLAIMS 3. Regelsystem nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch eine Einrichtung, die anspricht, wenn das Flugzeug mit dem Boden in Berührung ist, und ein Integrationshaltsignal an die Signalverarbeitungskanäle abgibt, die jeweils auf das Vorhandensein des Integrationshaltsignals hin die Positioniersteuersignale als Summe einer Proportionalfunktion der Steuerknüppelausgangssignale und der Integralfunktion derselben, die zur Zeit der Abgabe des Integrationshaltsignals vorhanden ist, liefern. 3. Control system according to claim 1 or 2, characterized by a device which responds when the aircraft is in contact with the ground, and emits an integration hold signal to the signal processing channels, each of the positioning control signals as the sum of a proportional function of the presence of the integration hold signal Joystick output signals and the integral function thereof, which is present at the time the integration hold signal is output. 4. Regelsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Signalverarbeitungskanäle Integralzeitkonstanten haben, die so gewählt sind, dass der volle Steuerhub an der entsprechenden Steuerfläche innerhalb einer Zeit in der Grössenord-nung von 0,5 bis 2 s im Anschluss an den Empfang eines Maximalsignals aus der entsprechenden Achse des Kraftsteuerknüppels (10) zur Verfügung steht. 4. Control system according to one of claims 1 to 3, characterized in that the signal processing channels have integral time constants which are selected so that the full control stroke on the corresponding control surface within a time in the order of magnitude of 0.5 to 2 s afterwards to receive a maximum signal from the corresponding axis of the force control stick (10).