CH660790A5 - Schaltungsanordnung zur berechnung der nicklage bei einem flugzeug. - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft eine Schaltungsanordnung gemäss Oberbegriff des Patentanspruches 1.

Es wurden bereits verschiedene derartige Schaltungsanordnungen bzw. Nicklagerechner entwickelt (vgl. US-PS 3 851 303 und US-PS 4 095 271 ).

Beim einen Nicklagerechner (vgl. US-PS 3 851 303) wird ein Längsbeschleunigungsmessersignal durch ein differenziertes Luftgeschwindigkeitssignal abgewandelt und mit einem Gyroskopsignal vereinigt oder gemischt, um eine Angabe der Nicklage des Flugzeuges zu liefern. Jedoch ist das differenzierte Luftgeschwindigkeitssignal Windscherungs-fehlern unterworfen, wodurch die Genauigkeit des erzeugten Nicksignales herabgesetzt wird.

In der Regel wird das berechnete Nicklagesignal für den Piloten des Flugzeugs dargestellt. Dabei kommen häufig sogenannte Durchblick-Anzeigeeinrichtungen zum Einsatz, welche Anzeigeskalen in den Sichtbereich des Piloten derart einspiegeln, dass dieser gleichzeitig die Skalen und den dahinter liegenden Bereich, z.B. das Cockpitfenster, betrachten kann. Derart kann erreicht werden, dass der Pilot die Skalen wahrnehmen kann, ohne seinen Kopf senken zu müssen; in der englischen Sprache werden diese Durchblick-Anzeigeinrichtungen deshalb als «Head-up display» oder HUD bezeichnet. Solche Anzeigeeinrichtungen sind z.B. in den US-PS Nr. 3 654 806, Nr. 3 686 626, Nr. 3 816 005 und Nr. 3 851 303 beschrieben. Soll die Nicklage dargestellt werden, so wird deshalb die Durchblick-Anzeigeeinrichtung mit einer Nicklageskala oder einer graphischen Darstellung versehen sein, auf der ein Zeiger oder ein Symbol durch das berechnete Nicklagesignal beeinflusst wird. Dies ist der Fall im anderen Nicklagerechner (vgl. US-PS 4 095 271). Dort wird ein Nicklagegenerator verwendet, der ein Nicksignal erzeugt, das von einem an einer Durchblick-Anzeigeeinrich-tung befestigten Beschleunigungsmesser abgeleitet ist, der zur Anzeige-Bezugsachse derart kalibriert ist, dass er den Nickwinkel der Bezugsachse während eines stetigen Zustandes, d.h. unbeschleunigten Flugbedingungen, angibt. Das Beschleunigungsmesser-Ausgangssignal wird für eine

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Horizontalbeschleunigung durch Subtrahieren der Luftgeschwindigkeitsrate kompensiert, um ein berechnetes Anzei-gebezugs-Nicksignal zu erzeugen. Dies aus dem Beschleunigungsmesser abgeleitete Nicksignal wird als Langterm-Nick-bezugssignal verwendet und mit dem Gyroskop-Ausgangssignal für Kurzterm-Nickauslenkungen vereinigt. Dies erfolgt durch Korrigieren des Gyronicksignales bei langsamer und begrenzter Rate zum Langterm-Bezugssignal.

Ein anderes übliches System (vgl. US-PS 4012713) verwendet das Ausgangssignal eines Längsbeschleunigungsmessers und ein differenziertes Luftgeschwindigkeistssignal, um ein Windscherungssignal zu liefern. Dieses Signal wird zu einer geeigneten Anzeigeeinrichtung gespeist, um den Piloten oder ein anderes Flugzeug vor dem Auftreten einer gefährlichen Windscherungsbedingung zu warnen.

Derartige Systeme arbeiten befriedigend bei normalen Bedingungen oder dann, wenn relativ kurztermige Wind-scherungen vorliegen. Wenn jedoch Windscherungsbedin-gungen einer langen Zeitdauer auftreten, kann das berechnete Langterm-Nickbezugssignal aufgrund einer Fehlanpassung zwischen derTrägheits- und der Luftmassenbeschleunigung fehlerhaft sein, da die Luftmassenbeschleunigung zur Kompensation der Trägheitsbeschleunigung verwendet wird. Bei bestimmten Widscherungsbedingungen kann das berechnete Nickausgangssignal langsam zu einem fehlerhaften Langterm-Nickbezugssignal gezwungen werden.

Dieser Langterm-Windscherungsfehler kann möglichst klein gemacht werden, indem die Gyrokorrektur-Nachführ-rate verringert wird. Wenn jedoch so vorgegangen wird, können Gyroausrichtfehler aufgrund eines langsamen Aufrichtens der Gyroplattform in die dynamische Senkrechte sowie während Kehrkurven angesammelte Fehler nicht vollständig kompensiert werden. Dies gilt insbesondere während Scherungsbedingungen, unter denen Gyrofehler sowie Lang-term-Nickbezugsfehler zu einer Steigerung in der gleichen Richtung neigen und daher additiv werden.

Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine Schaltungsanordnung zu schaffen, welche die genannten Nachteile nicht aufweist.

Diese Aufgabe wird bei einem Nicklagerechner nach dem Oberbegriff des Patentanspruches I durch die in dessen kennzeichnendem Teil angegebenen Merkmale gelöst.

Nachfolgend wird die Erfindung anhand der Zeichnung näher erläutert Es zeigen :

Fig. 1 eine schematische Darstellungeines Flugzeuges mit einer Durchblick-Anzeigeeinrichtung für eine nicklagebezo-gene visuelle Information, die bei der Anflugüberwachung des Flugzeuges zum Landen benutzt wird,

Fig. 2 ein Blockschaltbild eines Nicksignalgenerators, Fig. 3 die geometrische Ausrichtung des an der Durchblickanzeigeeinrichtung angebrachten Beschleunigungsmessers und der Anströmwinkelfläche,

Fig. 4 ein Blockschaltbild einer Schaltung zum Erzeugen eines Nickstabilisiersignales aus dem kombinierten Nicksignal gemäss Fig. 2,

Fig. 5 die geometrische Ausrichtung eines an einer Anströmwinkelsonde angebrachten Beschleunigungsmessers und eines an der Durchblick-Anzeigeeinrichtung vorgesehenen Beschleunigungsmessers,

Fig. 6 eine Anströmwinkelfläche mit einem daran vorgesehenen Beschleunigungsmesser, und

Fig. 7 ein Blockschaltbild eines anderen Ausführungsbeispiels einer Schaltung zum Erzeugen eines Anzeigestabili-siersignales aus dem kombinierten Nicksignal gemäss Fig. 2.

Die vorliegende Erfindung wird im folgenden anhand einer Durchblick-Anzeigeeinrichtung erläutert und beschrieben, die eine Nick- und Flugbahninformation für den Piloten liefert, um das Führen des Flugzeuges zu erlei-chern. Jedoch sind wesentliche Merkmale der Erfindung auch beim Erzeugen einer anderen nicklagebezogenen Information oder zum Erzeugen eines genauen Nicksignales für andere Zwecke, wie beispielsweise in Flugleitsystemen, vorteilhaft.

In Fig. 1 hat ein Flugzeug 20 eine Durchblick-Anzeigeein-richtung 22, die eine nicklagebezogene Information auf einen Mischerschirm 24 wirft, der zwischen dem Piloten und der Aussenwelt liegt. Die Anzeigeeinrichtung 22 kann von üblicher Art sein.

Ein aus dem Anströmwinkel abgeleitetes Nicksignal 0a verwendet eine Beziehung zwischen einem Anströmöffnungs-winkel gib, der der Winkel des Luftgeschwindigkeitsvektors in bezug auf die Flugzeugrumpf-Bezugslinie FRL ist, und einem Luftmassen-Flugbahnwinkel y. Für die in Fig. 1 gezeigte Flugzeugnicklage ergibt sich :

dB = ©a-y oder

©a=aB+Y-

Der Anströmöffnungswinkel <xb kann aus einem lokalen Luftströmungswinkel (xl berechnet werden, der durch eine Anströmwinkelfläche 26 gemessen wird, die auf dem Flugzeugrumpf 28 des Flugzeuges 20 angeordnet ist. Im allgemeinen hat der durch die Anströmwinkelfläche 26 gemessene Winkel av die folgende Beziehung zum lokalen Luftströmungswinkel ol:

av=(xl+Aav oder

<XL=ocv-Aav.

Der lokale Luftströmungswinkel <xl erfüllt auch die folgende Geichungzum Anströmöffnungswinkel ccb:

(xl=ao+KaB.

Durch Umschreiben und Einsetzen von <xl ergibt sich: av- Aav-ao wobei ao und K aerodynamische Konstanten sind, die durch empirische Flugversuche festgelegt werden, und Aav der Fehler bzw. die Abweichung der Anströmwinkelsonde 26 hinsichtlich des Bezugsdatenwertes bedeutet, auf den ao und K festgelegt wurden.

Die Grösse aB kann dann in die Gleichung für 0« eingesetzt werden, so dass sich ergibt:

_ av-ao Aav ©a + y.

K K

Die Grösse y in Grad kann erhalten werden, indem die barometrische Höhenrate oder-änderung Hbaro durch die wahre Luftgeschwindigkeit Vtrue dividiert und das Ergebnis mit 57,3 multipliziert wird. Die wahre Luftgeschwindigkeit kann aus einem Luftdatenrechner oder anderen Informationsquellen erzielt werden. Die barometrische Höhenänderung kann erhalten werden, indem das Ausgangssignal eines (nicht gezeigten) barometrischen Höhenmessers differenziert wird, der ein Teil der Instrumentierung des Flugzeuges 20 sein kann.

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Die Langtermgenauigkeit des auf dem Anströmwinkel beruhenden Nicksignales 0« hängt von dem Einfluss ab, den horizontale und vertikale Winde und Scherungen auf den Anströmwinkel ccb und auf den Luftmassen-Flugbahnwinkel Y haben. Im allgemeinen neigen Wind- und Scherungsfehler dazu, bei der Berechnung des auf dem Anströmwinkel beruhende Nicksignales 0azu verschwinden.

Fig. 2 zeigt ein Nickrechnersystem nach der Erfindung, wobei das Ausgangssignal von der Anströmwinkelfläche 26 verwendet wird, um ein Langterm-Nicksignal zu liefern, und wobei das Ausgangssignal von einem Gyroskop 29 benutzt wird, um eine Kurzterm-Nickinformation zu erzeugen.

Das Ausgangssignal av der Anströmwinkelfläche 26 wird zu einem Summierer 40 gekoppelt, wo es um einen Betrag gleich der Konstanten ao verringert wird. Dieses Signal wird dann mit einem Faktor 1/K durch einen Multiplizierer 42 multipliziert, so dass sich ein Signal av-ao K

ergibt, das wiederum gleich ist mit:

Aav aB+ "IT"

Dieses Signal wird in einem Addierer 44 zum Luftmassen-Flugbahnwinkel y addiert, der erhalten wird, in dem die barometrische Höhenänderung H baro durch die wahre Luftgschwindigkeit Vtrue dividiert und der Quotient mit 57,3 in einem Multiplizierer 46 multipliziert wird.

Die Summation der beiden Signale im Summierer 44 liefert das folgende Ausgangssignal :

Dieses Signal wird zu einem Summierer 50 durch einen Schalterkontakt 48 gekoppelt und durch einen Begrenzer 52 auf eine Schwankungsbreite von höchstens ± 3° begrenzt. Dieses Signal wird dann durch einen Integrierer 54 integriert, um dynamische Kurztermstörungen des Signals zu filtern.

Das vom Integrierer 54 integrierte Signal wird mit dem Gyroausgangssignal ©eyro in einem Summierer 56 summiert, um ein berechnetes Nickausgangssignal zu erzeugen, das die Nicklage des Flugzeuges 20 darstellt, und das jedoch eine konstante Komponente mit dem Wert

Aav

K

enthält. Das Ausgangssignal vom Summierer 56 wird zurück zum Summierer 50 gekoppelt, der dieses Signal vom Ausgangssignal des Summierers 44 subtrahiert, um ein Fehleroder Abweichungssignal zu erzeugen. Das Fehlersignal wird zeitlich integriert, um ein Korrektursignal zu entwickeln, das zum Gyroskopsignal ©gyr» addiert wird, damit Langterm-fehler verringert werden, die auf Langzeitdauer-Windsche-rungen beruhen können.

Um ein Beaufschlagen des Integrierers 54 mit falscher Information zu verhindern, wie beispielsweise während des Startens, wenn die Luftgeschwindigkeit unter einem vorbestimmten Wert von beispielsweise 130 km/h (70 Knoten) ist, trennt der Schalterkontakt 48 den Ausgang des Summierers 44 vom Eingang des Summierers 50 und koppelt das Ausgangssignal 0gyro des Gyroskops 29 mit dem Eingang des Summierers 50. Unter diesen Bedingungen ist das Ausgangssignal des Summierers 56 lediglich das Signal 0gyro.

Der Begrenzer 52 und eine Zeitkonstante t des Integrierers

54 sind so gewählt, dass die dynamischen Kurztermstörungen des rohen ©a-Signales angemessen gefiltert werden, wobei jedoch typische Gyroquellen, wie beispielsweise eine Plattformaufrichtung während einer Beschleunigung und Kehrkurvenfehler, ausgeschlossen werden. Das sich ergebende Ausgangssignal folgt dem Gyronicksignal für Kurztermver-änderungen und dem auf av beruhenden Nicksignal für Langtermschwankungen.

Das Ausgangssignal vom Summierer 44 wird vom Gyroskopsignal ©gyro in einer Summierverbindung 49 subtrahiert, um ein Signal zu erhalten, das die vertikale Scherung darstellt, der das Flugzeug unterworfen ist. Dieses Signal wird in einer Waschschaltung 51 gefiltert, die dessen dynamische Kurztermkomponenten ausschliesst, um ein Signal VSlzu erhalten, das die vertikale Langterm-Windscherung wiedergibt. Das Signal VSl wird zu einem Vergleicher 53 gekoppelt, der ein Ausgangssignal zu einem Vertikal-Scherungsanzeiger

55 dann speist, wenn die vertikale Windscherung vorbestimmte Grenzen überschreitet. Wenn zusätzlich ein Signal durch den Vergleicher 53 erzeugt wird, trennt ein Schalterkontakt 57 den Begrenzer 52 und den Integrierer 54 vom Summierer 50 und verbindet diese mit Erde, damit verhindert wird, dass das berechnete Nickausgangssignal von vertikalen Langterm-Windscherungen beeinträchtigt wird. Während dieser Zeit wird das Ausgangssignal des Integrierers 54 auf einem konstanten Pegel gehalten, indem der Schalterkontakt 57 mit Erde verbunden wird.

Der Versetzungsfehler Aav

K

ist eine Konstante, der sich nicht verändert, sobald der Winkel der Anströmsonde 26 installiert ist. Das Ausgangssignal der Schaltung der Fig. 2 kann als Teil einer üblichen Durchblick-Anzeigeeinrichtung oder in anderen Anwendungen verwendet werden, die eine genaue Nickinformation erfordern, wie beispielsweise in einem Flugbahnleitsystem.

In den Fig. 3 und 4 ist ein System dargestellt, das ein Nickstabilisiersignal aus dem Ausgangssignal der Schaltung der Fig. 2 erzeugt und den Fehler ausschliesst, der durch die Fehlausrichtung der Anströmwinkelsonde 26 eingeführt wird. Die Schaltung der Fig. 4 ist insbesondere für eine Durchblick-Anzeigeeinrichtung geeignet, die ein Nicksignal zur Stabilisierung der Anzeige benötigt.

In Fig. 3 ist ein Längsbeschleunigungsmesser 60 direkt auf der Plattform der Durchblick-Anzeigeeinrichtung befestigt, und die Anzeige-Einrichtung 22 ist derart kalibriert, dass sich bei Justierung mit ihrem Bezugsachsenpegel und mit einem Null-Nickeingangssignal die angezeigte Horizontallinie mit dem wahren Horizont überlappt. Das Ausgangssignal Ali des Längsbeschleunigungsmessers 60 wird kalibriert, um die wahre Nicklage abzulesen, wenn die HU D-Bezugsachse in nomineller Ausrichtung mit der Flugzeugrumpf-Bezugslinie FRL ist, während statische Bedingungen vorliegen. Wenn die Anzeigeeinrichtung 22 und der Längsbeschleunigungsmesser 60 im Flugzeug installiert sind, muss jeder Fehlausrichtfehler Aai des Längsbeschleunigungsmessers 60 durch ein Nickstabilisiersignal ©d kompensiert werden, das gleich ist mit der Summe eines wahren Nickwinkels 0 und des Fehlausrichtfehlers Aai.

Die in Fig. 4 dargestellte berechnete Nickstabilisierschaltung schliesst den auf der Anströmwinkelsonde 26 beruhenden Fehlausrichtfehler des Ausgangssignales des Rechners in Fig. 2 aus, indem langsam die Langtermkomponente des Signales

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zu dem Winkel korrigiert wird, der durch den Beschleunigungsmesser 60 gemessen wird, welcher auf der HUD-Be-zugsachse angebracht ist.

Das Ausgangssignal wird mit einem Faktor 0,53 in einem Multiplizierer 62 multipliziert und vom Ausgangssignal Ali des an der Anzeigeeinrichtung angebrachten Beschleunigungsmessers 60 in einem Summierer 64 subtrahiert. Das Ausgangssignal des Summierers 64 wird durch ein Filter 66 gefildert, das einen Teil eines Komplementärfilters 68 umfasst. Die Übertragungsfunktion für das Filter 66 ist derart, dass die Langtermkomponenten des Ausgangssignales vom Summierer 64 ausgeschlossen werden. Die sich ergebenden Hochfrequenzkomponenten werden dann zu einem anderen Summierer 69 geschickt.

Die Luftgeschwindigkeit des Flugzeuges wird durch einen Luftgeschwindigkeitssensor 84 erfasst und durch eine Rateoder Änderungsschaltung 86 differenziert, um ein Luftge-schwindigkeits-Beschleunigungssignal Vair zu erhalten. Dieses Signal ist ein Eingangssignal zu einem Filter 67, das ein Teil des Komplementärfilters 68 ist. Das Ausgangssignal des Filters 67 wird in einem Summierer 69 zum Ausgangssignal des Filters 66 addiert, um ein Signal y*

zu erzeugen, das aus einer Langtermkomponenten vom Filter 67 und aus einer Kurztermkomponenten vom Filter 66 besteht. Die Zeitkonstante t des Komplementärfilters 68 kann relativ lang ausgeführt werden, um den Einfluss von Windscherungen möglichst klein zu machen.

Das Signal y*

vom Summierer 69 wird vom Ausgangssignal Ali von dem an der Anzeigeeinrichtung angebrachten Beschleunigungsmesser 60 subtrahiert, was nach Multiplikation mit einem Faktor 1,78 in einem Multiplizierer 72 ein Ausgangssignal 0al liefert, das das Langtermnicksignal darstellt, das durch den an der Anzeigeeinrichtung angebrachten Beschleunigungsmesser 60 gemessen ist.

Ein Ausgangssignal

0D

das das Nickstabilisier-Ausgangssignal ist, wird vom Signal ©al in einem Summierer 74 subtrahiert, um ein zweites Fehlersignal zu erzeugen, das durch einen Begrenzer 76 begrenzt wird. Das Ausgangssignal des Begrenzers 76 wird integriert und weiter durch einen Integrierer 80 begrenzt, um ein zweites Korrektursignal Aöd zu entwickeln, das nahezu gleich der Grösse

Aav

K

ist. Dieses Signal wird in einem Summierer 82 vom Ausgangssignal k

von der in Fig. 2 gezeigten Schaltung subtrahiert. Das Ausgangssignal

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0d1*

des Summierers 82 ist dann gleich dem wahren Nickwinkel 0 zuzüglich des HUD-AusrichtfehlersAai.

Um zu verhindern, dass der Integrierer 80 mit falscher Information beaufschlagt wird, die bedingt, dass das

©d-Signal zur dynamischen Senkrechten gedreht wird, die durch den HUD-Beschleunigungsmesser60 bei einer ungewöhnlichen Lage oder dynamischen Flugbedingung gemessen wird, sind Logikschaltungen vorhanden, um den Integrierer 118 vom Begrenzer 114 bei einem speziellen Satz von Umständen zu trennen.

Das Signal

V*

vom Summierer 69 wird durch eine Absolutwertschaltung 88 geschickt und zu einem Vergleicher 128 gekoppelt, der ein Ausgangssignal liefert, wenn

Y*

über 9 cm/s2 (0,3 Fuss/s2) ansteigt. Das Ausgangssignal des Vergleiches 128 wird dann zu einem Eingangeines NOR-Gatters 92 gekoppelt.

Andere Eingangssignale zum NOR-Gatter 92 werden durch eine Reihe von Vergleichern 94, 96 und 98 geliefert. Der Vergleicher 94 erzeugt dann ein Signal, wenn der Rollwinkel über eine vorbestimmte obere Grenze, beispielsweise 15°, ansteigt. In ähnlicher Weise empfängt der Vergleicher 96 an seinem Eingang das Ausgangssignal Ali von dem an der Kopfhöhe-Anzeige angebrachten Beschleunigungsmesser 60 und liefert ein Ausgangssignal, wenn der Nickwinkel über eine bestimmte Grenze, beispielswseise 20°, ansteigt. Der Vergleicher 98 speist ein Ausgangssignal dann zum NOR-Gatter 92, wenn die Vertikal-Beschleunigung eine obere Grenze, wie beispielsweise die 0,2-fache Erd- oder Schwerkraftbeschleunigung, überschreitet. Der Rollwinkel und die Vertikal-Beschleunigung können durch einen Luftdatenrechner oder durch Beschleunigungsmesser geliefert werden, die am Flugzeug angebracht sind.

Das NOR-Gatter 92 bewirkt, dass ein Schalterkontakt 78 den Begrenzer 76 vom Integrierer 80 dann trennt, wenn einer der Vergleicher 90, 94, 96 oder 98 anzeigt, dass eine ungewöhnliche Lage oder eine dynamische Flugbedingung vorliegt. Diese Logikschaltung vermeidet ein Drehen des

©d-Signales zu der dynamischen Senkrechten, die durch den an der Anzeigeeinrichtung angebrachten Beschleunigungsmesser 60 gemessen wird, in dem verhindert wird, dass sich das Fehlersignal A©d auf einen ungewöhnlich hohen Wert sammelt.

Sobald die Logikschaltung erfasst, dass eine ungewöhnliche Bedingung nicht länger vorliegt, bewirkt das NOR-Glied 92, dass der Schalterkontakt 78 wieder den Begrenzer 76 mit dem Integrierer 80 verbindet, so dass ein normaler Betrieb erneut aufgenommen werden kann.

Die Genauigkeit der Schaltung von Fig. 4 hängt von der Tatsache ab, dass sich die beiden Ausrichtfehlerwinkel

Aav

K

und Aai überhaupt nicht oder nur sehr wenig während einer

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Annäherung zur Start- und Landebahn ändern. Das sich ergebende Ausgangssignal

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ist gleich dem wahren Nickwinkel 0 zuzüglich des Anzeige-Ausrichtfehlers Aai und kann verwendet werden, die Anzeige-Symboldarstellung hinsichtlich des Nickens zu stabilisieren.

In den Fig. 5,6 und 7 ist ein zweites Ausführungsbeispiel einer Nickstabilisierschaltung gezeigt, die eine Anströmwinkelsonde 26 verwendet, die auf einem Beschleunigungsmesser 100 angebracht ist. Dieses Ausführungsbeispiel der berechneten Nickschaltung führt zur Erzeugung eines 0d-Signales, das vollkommen frei von einer Beschleunigung und daher von Scherungsfehlern ist. Dieses Ausführungsbeispiel der Erfindung kann zusammen mit der in Fig. 2 gezeigten Schaltung anstelle der Schaltung der Fig. 4 verwendet werden.

Der in den Fig. 5 und 6 gezeigte und an der Anströmwinkelsonde angebrachte Beschleunigungsmesser 100 ist auf einem Sondenkörper 27 der Anströmwinkelsonde 26 befestigt und so ausgerichtet, dass er eine Null-Angabe unter statischen Bedingungen liefert.

Die Anströmwinkelsonde 26 ist in der Regel auf die Windsehnenebene mittels zwei Sondenbezugsstiften 27a und 27b kalibriert; jedoch sind kleine Ausrichtfehler bezüglich der FRL-Linie möglich. Das Ausgangssignal Alv des Beschleunigungsmessers 100 zeigt diesen Fehlausrichtfehler Aav im Vergleich mit der Anzeigeeinrichtung an, die am Beschleunigungsmesser 60 angebacht ist. Das ideale Nickstabilisiersignal 0d könnte aus 0« berechnet werden, wenn Aav und Aai bekannt wären. Die beiden Fehlausrichtwinkel Aav und Aai sind jedoch nicht direkt bekannt; die Differenz zwischen diesen beiden Grössen kann aus den folgenden Gleichungen berechnet werden:

Alv—g(0+Aav )+Ah

Ali—g(0+Aai )+Ah,

wobei

Ah die Horizontal-Beschleunigungdes Flugzeuges,

g die Erdbeschleunigungs- oder Schwerkraftkonstante und 0 den wahren Nickwinkel bedeuten.

Die Subtraktion von Alv von Ali führt zu :

Ali-Alv = g(Aai-Aav)

oder zu Aai-Aav =

Ali - Alv g

Wie in der Fig. 5 dargestellt ist, ist das ideale Nickstabilisiersignal ©d gleich dem wahren Nickwinkel zuzüglich des Fehlausrichtwinkels Aa des an der Durchblick-Anzeigeein-richtung angebrachten Beschleunigungsmessers 60. Wenn stattdessen das auf dem Anströmwinkel beruhende Nicksignal ©« von Fig. 2 verwendet wird, ergibt sich:

Aav

■ + y + Aai,

0d —

ao av ~K~~K

K

wobei ao und K Konstanten sind, die während Flugversuchen gemessen werden.

Die Grösse

Aai-

Aav K

ist nicht direkt bekannt; wenn jedoch der lokale Luftströmungswinkel zum Öffnungswinkel-Skalenfaktor K den Wert 1 hat, dann ergibt sich ©d zu :

s ©d=av-ao+ y+Aai-Aav.

Mittels

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Aai-Aav =

Ali - Alv g kann 0d aus Messungen von av und Ali-Alv berechnet werden. Da jedoch K gewöhnlich zwischen 1,5 und 2 liegt, ist ls lediglich eine Annäherung an ©d zu berechnen. Ein angenähertes Nickstabilisiersignal

©i

20 kann mittels der folgenden Beziehung berechnet werden: Aav Aai-Aav

Aai-

K

K2

Dabei ist K2 ein konstanter Verstärkungsfaktor unab-25 hängig von der Konstanten K. Durch Einsetzen der Näherung in die Gleichung für ©d wird eine Gleichung für

©i

30 erhalten:

0i=^_^L + Y+.

K K

K2

Um die Grösse des Fehlers der Näherung für ©d zu 35 erzielen, wird

©i

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von ©d subtrahiert :

A0d = 0d - Qu = Aai (1 ) + Aav(—

K2 K2

K

)•

Das Fehlersignal A0 enthält so zwei Komponenten, von denen eine proportional zu Aav und die andere proportional 45 zu Aai ist.

Der Verstärkungsfaktor K2 kann so gewählt werden, dass der Fehlerbeitrag von Aav und Aai gleich ist. Wenn K2 so gewählt wird, werden die Fehlausrichtfehler des Anström-winkelsonden-Beschleunigungsmessers 100 und des an der 50 Anzeigeeinrichtung angebrachten Beschleunigungsmessers 60 ungefähr um einen Faktor 5 verringert. Wenn angenommen wird, dass K den Wert 1,8 aufweist, dann führen die gleichen Fehlerbeiträge von Aav und Aai zum Wert von K2, der gleich 1,285 ist.

55 In Fig. 7 wird das Ausgangssignal Alv von dem an der Anströmwinkelsonde angebrachten Beschleunigungsmesser 100 vom Ausgangssignal Ali des an der Durchblick-Anzeigeeinrichtung angebrachten Beschleunigungsmessers 60 in einem Summierer 102 subtrahiert. Das sich ergebende Signal 60 AAuwird mit einem Faktor 57,3 multipliziert und durch die Erdbeschleunigungskonstante g in einem Multiplizierer 104 dividiert. Das Ausgangssignal des Multiplizierers 104 ist dann gleich Aai-Aav, und dieses Signal wird durch den Verstärkungsfaktor K2, der den Wert 1,285 besitzt, in einer 65 Schaltung 106 dividiert. Das Ausgangssignal des Dividierers 106 wird durch eine Filterschaltung 108 abgewandelt, die die Hochfrequenzkomponenten des Signales eliminiert, und dann zum Ausgangssignal

7

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der in Fig. 2 gezeigten Schaltung in einem Summierer 110 addiert.

Das Ausgangssignal des Summierers 110 ist gleich dem angenäherten Anzeige-Stabilisiersignal ei und vollkommen unabhängig von Horizontal-Beschleuni-gungen, da die Werte Ali und Alv subtrahiert werden und damit der Horizontal-Beschleunigungsterm Ah ver-5 schwindet. Diese Unabhängigkeit beruht auf der Annahme, dass das Ausgangssignal von der Schaltung der Fig. 2 nicht durch Winde und Scherungen aufgrund des Aufhebungseffektes von y und ccb beeinträchtigt wird.

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3 Blatt Zeichnungen

Claims (9)

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   PATENTANSPRÜCHE

   1. Schaltungsanordnung zur Berechnung der Nicklage, wobei diese Schaltungsanordnung ein Nicksignal entsprechend der Nicklage eines Flugzeuges (20) erzeugt, dadurch gekennzeichnet, dass Mittel (26) zur Bildung eines ersten Signals, welches mit dem Anströmwinkel (aß des Flugzeuges (20) zusammenhängt, Mittel (46) zur Bildung eines zweiten Signals, welches den Flugbahnwinkel y des Flugzeuges (20) in bezug auf die Luftmasse wiedergibt, und Kombinierungs-mittel (44) zur Verknüpfung des ersten und zweiten Signals vorgesehen sind, um ein Nicksignal 8a zu erhalten, welches die Nicklage des Flugzeuges (20) wiedergibt und keine Beschleunigungs- und Kehrkurvenfehler aufweist.
2. 2. Schaltungsanordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Mittel zur Bildung des ersten Signals eine Anströmwinkelfläche (26) aufweisen, um ein Flügelsignal zu bilden, das einen funktionalen Zusammenhang mit dem lokalen Luftströmungswinkel (<xl an der Anströmwinkelfläche wiedergibt, und dass die genannten Mittel ferner Mittel (40) zum Kombinieren des genannten Flügelsignals mit einem konstanten Signal enthalten, um das erste Signal zu erhalten.
3. 3. Schaltungsanordnung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass eine Schaltung (50,54,56) vorgesehen ist, welche mit den ersten Kombinierungsmitteln (44) sowie mit einem Gyroskop (29) gekoppelt ist, welches ein gyroskopisches Nicksignal bildet, um dieses Signal und das erste Nicksignal miteinander zu kombinieren, damit man ein kombiniertes Nicksignal erhält, das eine hochfrequente Komponente, die vom gyroskopischen Nicksignal abhängt, und eine niederfrequente Komponente aufweist, die vom ersten Nicksignal abhängt.
4. 4. Schaltungsanordnung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass Abschaltmittel (48) in die Schaltungsanordnung geschaltet sind, zum Trennen der ersten Kombi-nierungsmittel (44) von der Schaltung (50,54, 56), wobei das Trennen bei zu niedriger Geschwindigkeit des Flugzeuges erfolgt, damit das kombinierte Nicksingal dem gyroskopischen Nicksignal gleich ist.
5. 5. Schaltungsanordnung nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass der Schaltung Mittel zur Korrektur von Fehlern zugeordnet sind, um Fehler zu berücksichtigen, die durch Langterm-Windscherungen im genannten kombinierten Nicksignal bewirkt werden.
6. 6. Schaltungsanordnung nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Fehlerberücksichtigungsmittel folgende Bestandteile enthalten:

   - erste Summiermittel (50), um das kombinierte Nicksignal und das erste Nicksignal zu kombinieren, um ein Fehlersignal zu erhalten,

   - einen Filter (52) zur Filterung des Fehlersignals, um ein Berichtigungssignal zu erhalten, und

   - zweite Summiermittel (56), um das Berichtigungssignal und das gyroskopische Nicksignal zu summieren.
7. 7. Schaltungsanordnung nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass folgende Bestandteile vorgesehen sind, um eine Vertikal-Windscherung festzustellen

   - dritte Summiermittel (49), welche das gyroskopische und das erste Nicksignal kombinieren, um ein Vertikal-Sche-rungssignal zu erhalten,

   - Vergleichungsmittel (53), die mit den dritten Summiermitteln gekoppelt sind, um ein Ausgangssignal dann zu erzeugen, wenn eine Komponente des Vertikal-Scherungs-signals eine vorgegebene Grenze überschreitet, und einen Melder (55), um eine Meldung hervorzurufen, wenn das Ausgangssignal vorhanden ist.
8. 8. Schaltungsanordnung nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass die Fehlerberücksichtigungsmittel

   Abschaltmittel (57) enthalten, die mit dem Vergleichsmitteln gekoppelt sind, um die ersten Summiermittel vom Filter abzuschalten, wenn das Ausgangssignal erzeugt wird.
9. 9. Schaltungsanordnung nach Anspruch 3 zur Verwendung in einer stabilisierten Durchblick-Anzeigeplattform (22), die eine Bezugsachse definiert und eine Horizontalli-nienanzeige erzeugt, welche die Nicklage des Flugzeugs (20) in Abhängigkeit vom berechneten Nicksignal darstellt, gekennzeichnet durch einen Längsbeschleunigungsmesser (60), der so auf der Durchblick-Anzeigeplattform befestigt ist, dass bei Ausrichtung der Plattform mit ihrer Bezugsachse und bei einem Null-Nickeingangssignal die Horizontallinie der Anzeige auf dem wahren Horizont liegt, einen Beschleunigungsmesser ( 100), der auf den Mitteln (26) zur Bildung des ersten Signals befestigt ist, welches mit dem Anströmwinkel des Flugzeuges zusammenhängt, und unter statischen Bedingungen eine Null-Anzeige liefert, einen Subtrahierer (102) zum Subtrahieren des Ausgangssignals des Beschleunigungsmessers (100) vom Ausgangssignal des Längsbeschleunigungsmessers (60) zur Erzeugung eines Differenzsignals, eine Filterschaltung (108) zum Filtern des Differenzsignals, um die Hochfrequenzkomponenten dieses Signals zu eliminieren und einen Addierer (110) zum Addieren des gefilterten Differenzsignals zum kombinierten Nicksignal, um ein N ickstabilisiersignal für die Stabilisierung der Durchblickanzeigeplattform zu erzeugen.