DE1506091A1

DE1506091A1 - UEberwachungseinrichtung fuer Luftfahrzeuge

Info

Publication number: DE1506091A1
Application number: DE19661506091
Authority: DE
Inventors: Russell Michael King; Kendall Eric Raymond
Original assignee: Smiths Group PLC
Current assignee: Smiths Group PLC
Priority date: 1965-01-20
Filing date: 1966-01-19
Publication date: 1969-08-14
Also published as: GB1102781A; FR1465076A; NL150225B; US3369396A; DE1506091C3; NL6600690A; DE1506091B2

Description

DIPl.-ING. ERICH SCHUBERT !.,.*>„, «ητΐ)3*0»

Talcgromm-Adr.] Potuhub, Siegln Postidwdkoitttn: Κβ!η 10« 31, Eii.n 2Ü O Bankkonten! Dtuh*· Bank AO.,

Abi.: faltnldrtwqlt Dlpl.-Ing. SCHUBIItT₁ 5» 3l*g«n, üwrn.r SlraS· B7 Filialen Si»g.n u. OtMrhauwn (KhId.)

' 325

66 OU Kü/A

Smith Industries Ltd. 29. 12. 1969

Überwachungseinrichtung für Luftfahrzeuge

Die Erfindung betrifft eine Überwachungseinrichtung für Ü.&3 Start- bzw. Durchstartmanöver von Luftfahrzeugen, wobei ein Führungssignal aus Längsneigungswinkel Θ und Anstellwinkel < des Luftfahrzeuges gebildet wird.

Derartige Überwachungseinrichtungen werden bekanntlioh zur Steuerung von Luftfahrzeugen auf einer Flugbahn verwandt, die gegenüber der Horizontalen in einem Winkel jf verlaufen soll. Das duroh die Überwachungseinrichtung erzeugte Pührungssignal kann entweder optisch dargestellt werden, wodurch dem Piloten Anweisungen darüber gegeben werden, wie er steuern muß, damit der gewünschte Winkel eingehalten wird, oder es kann als Steuersignal zur automatischen Steuerung verwandt werden. In beiden Fällen erfolgt die Steuerung jedoch entsprechend der Differenz aus dem gemessenen Längsneigungswinkel Q und dem Anstellwinkel oc , da gilt:

Das entsprechend dieser Gleichung gebildete Ji'ührungssignal ist fur ei;ion gleichförmigen Steigflug ausreichen=.!, bei dem ein konstanter Steigungswinkel ^ gefordert wird. Diesas ?j.lirungssignal i.st jedoch bei kritischen Manövern wie beim Durchstar-

909833/0354

ten - hierbei handelt es sich bekanntlich um ein Manöver, da· dann ausgeführt werden muß, wenn ein Landevereuoh abgebrochen werden muß - oder auoh beim Starten ohne jeden Nutzen. Bei einem Durchstart- oder Startmanöver muß ein Luftfahrzeug mit großer Genauigkeit gesteuert werden, damit der Flugweg stete in ausreichender Höhe oberhalb von Bodenunebenheiten und anderen Hindernissen verläuft, andererseits darf sieh das Luftfahrzeug jedoch in keinem Fall so steil auf seiner Flugbahn bewegen, daß es nicht mehr genügend Geschwindigkeit für einen sicheren Flug erreicht. Für ein Luftfahrzeug ist es namlioh In keinem Falle ausreichend oder sicher genug, während eines soloben Manövers nur so gesteuert zu werden, daß seine Flugbahn in einem vorherbestimmten gleichmäßigen Steigungswinkel verläuft; " ea sind vielmehr bei derartigen Manövern sehr viel mehr Faktoren als nur der Steigungswinkel zu berücksichtigen.

Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, die Naohteile bekannter Überwachungseinrichtungen zu vermeiden, insbesondere eine Überwachungseinrichtung zu schaffen, die el λ unterstützendes Führungasignal für ein Start- oder Durchstartmanöver erzeugt,

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe dadurch gelöst, daß das i'ührangasignal aus der Abweichung der aus dem LängsneigungswUifcel Q , Aa.n Anstellwinkel <X und einem positiven Paktor b ge bildeten Funktion

c*. t b @)

von einem Wert a besteht.

Di-3 ürfin-iung beruht auf der Erkenntnis, daß Dei einem Durchstartmanöver ein sicherer Flugweg und stabile Stei^bedingtingec über einen weiten Bereich der Leistungsbedingungen daduro-b erreicht werden kennen, daß das Luftfahrzeug auf seiner Flugbahn so gesteuert wird, daß der './ert der Gleichung

- ix + h Q)

909833/0354 BADORIQINAt

während des geeamten Manövers Null ist. Die Wahl der jeweiligen Werte für die Konatauten a und b hängt, abgesehen von anderen ^Faktoren, insbesondere Tom Flugzeugtyp, dem Bereich der zu erfaaaenden Lelatungabadlngungen, und den innerhalb dieses Bereiches gegebenen Steigungaanforderungen ab.

Das Ton dar Oberwaohungeeinriohtung gelieferte Führungssignal kann entweder duroh eina optische Anzeige dargestellt oder in Fora ainaa Signals (s.B. eines elektrischen Signale) geliefert warden, welohee dar Differenz des Wertes dar Funktion

und der Wertes a ent epr loht. lomalerweise wird man für dia " Konstante a einen Wert nehme», dar da« Wart dar Funktion naeh Srreiehen von befriedigendem Flugbedingunfen entspricht, da In diesem Falle daa Luftfahraeug ledlgllah to gesteuert zu werden brauoht, daJ dl« Diffarena auf lull verkleinert und darauf gehalten wire.

Baa FUhrungsslgnal kann aelnereelts wiederum but Erzeuguni Anderer Fuhrungewerte benutat warden, dia τοη dar Diffarena dar Warte dar funktion «ad daa Wertea a abhängig sind. Wenn nämlleh beiapleisweise dar Wunaoh beateht, dem FlIotan Anweisungen darüber au geben» in weloher Welae er die Differenz auf lull bringen kann, ao kann daa Signal ale ein HaB für die Inderungageaohwindigkelt der Langanelgung galten. In diesem falle kann daa Signal aur Erzeugung elnea weiteren Führungssignalβ benutat werden, welehea duroh die Differenz aus dem Soll- und de· Istwert der Änderungsgeaohwlndlgkelt des Längeneigungewinkels gegeben ist. Wenn andererseite eine voll- oder halbautometieohe Flugzeugsteuerung vorgaaehen ist, kann daa Signal auf direkte· Wege but Steuerung dea flugzeugee Tarwandt werden.

Zwei Überwachungseinrichtungen geaäB der Erfindung werden nunmehr anhand der sie beispielsweise wiedergebenden Zeichnung

909833/0354 bad ORIGINAL

_ 4 -näher erläutert, und zwar zeigt bzw. zeigen

Fig. 1 eine schematische Darstellung einer ersten der beiden Überwachungseinrichtungen, die

Fign. 2 und 3 die Betriebsweise der Einrichtung nach Fig. 1 während eines Durchstartmanövers, während Fig. 4 eine schematische Darstellung der zweiten Über-

wachungseinrichtung wiedergibt.

Nach Fig. 1 spricht ein Anstiegfühler 1_t der beispielsweise druckempfindliche Offnungen oder winkelig ablenkbare Fähnchen, dit außerhalb des Luftfahrzeugs angeordnet sind, einschließen kann, auf den Anstiegwinkel des Luftfahrzeugs an und liefert an einen Summierverstärker 2 ein Signal, welches den abgefühlten Anstiegwinkeioc entspricht. Der Summierverstärker empfängt zwei weitere Signale, von denen das eine dem Verstärker 2 über eine Voreinstell-Widerstandseinheit 3 τοη einer Längsneigungslage-Kreiseleinheit 4 her zugeführt wird. Die Längeneigungelage-Kreiseleinheit 4, die beispielsweise die herkömmliche Vertikalkreiseleinheit des Luftfahrzeuge sein kann, liefert der Einheit 3 ein Signal, welches dem Längsneigunge- bzw. Nickwinkel θ des Luftfahrzeugs entspricht, und das Signal, welches demzufolge durch die Einheit 3 dem Verstärker 2 zugeführt wird, entspricht dem Wert bö, wobei b ein· Konstante ist. Die Konstante b hat einen Wert, beispielsweise von 0,5 oder 0,6, der von der Widerstandseinstellung der Einheit 3 abhängig ist.

Das dritte, dem Summierverstärker 2 zugeführte Signal wird von einer Voreinetelleinheit 5 geliefert und ist nominell repräsentativ für einen vorbestimmten konstanten Winkel a. Der vorbestimmte konstante Winkel a hi einen Wert, beispielsweise von achtzehn oder dreizehn Grad, der abhängig ist von der Einstellung der Einheit 5. Die Einheit 5 kann beispielsweise durch eine Voreinstell-Potentiometeranordnung gebildet werden, und

909833/0354

die Anordnung kann so getroffen werden, daß dessen Einstellung in Übereinstimmung mit der Einstellung der Klappen des Luftfahrzeugs verändert wird.

Die dem Summierverstärker 2 übermittelten drei Signale werden in diesem kombiniert, um ein Ausgangssignal zu liefern, welches repräsentativ ist für das Ausmaß, um welches der Wert der Punktion

( Oi + bö) (1)

vom konstanten Winkel a abweicht. Dieses Ausgangssignal des Verstärkers 2 ist gegeben duroh:

a - ( o( + bO) (2)

und wird über eine Begrenzereinheit 6 einem weiteren Summiar, Verstärker 7 zugeführt. Obwohl dieses Signal die Winkeldifferenz und nicht die Winkeländerungsgeschwindigkeit darstellt, wird es als repräsentativ für einen Sollwert, (Dö)_d, der Nickgeschwindigkeit genommen (wobei D der Differentialquotient für die Differenzierung nach der Zeit ist). Die Soll Nickgeschwindigkeit (Dö_d, wie sie auf diese Weise dargestellt wird, wird unter der Einwirkung der Begrenzereinheit 6 auf einen Maximalwert begrenzt, der in Ausdrücken der Soll-Niokgeschwindigkeit beispielsweise 2,5°/Sekunde entspricht.

Zusätzlich zu dem Signal, welches nominell der SoIl-Mckgeschwindigkeit (DG)-, entspricht, empfängt der Summierverstärker 7 ein Signal, welches der Ist-Nickgeschwindigkeit DG des Luftfahrzeugs entspricht. Dieses letztere Signal wird über ein Differenzierungsnetzwerk 8 von dem Signal abgeleitet, welches dem Nickwinkel θ entspricht, der durch die Längsneigungslage-Kreiseleinheit 4 geliefert wird. Das Netzwerk 8 hat eine Übertragungsfunktion von

909833/0354

-sit

worin J* und/"₂» ^d^^e beide Konstanten mit der Dimension der Zeit sind, Werte von beispielsweise drei Sekunden bzw. einer Sekunde haben.

Die dem Summierverstärker 7 zugeführten beiden Signale werden darin kombiniert, um ein Ausgangssignal zu liefern, repräsentativ für

(Dö)_d -(V₁DAI ₊r₂D)] θ (3)

d.h. effektiv repräsentativ in Größe und Richtungssinn irgendeiner Differenz zwischen der Ist- und der SoIl-Hiokgeachwindigkelt in Übereinstimmung mit Punktion (2). Dieses Auegangs-

W signal wird vom Verstärker 7 einem Anzeigegerät 9 zugeführt, welches eine Anzeige der Größe und des Richtungssinne des Signals liefert. Diese Anzeige bildet daher eine sichtbare Darstellung des Ausmaßes, um welches die Ist-Nickgeschwindigkeit von der Soll-Mckgeschwindigkeit abweicht, wobei das Instrument als eine direkte Folge davon Anweisungen für die Steuerung des Luftfahrzeugs in der Längeneigungslage liefert, die erforderlich ist, um den Wert der Funktion (3) auf Null zu halten. Wenn diese Anweisungen vom Piloten über das gesamte Durchstartmanöver hinweg befolgt werden, dann wird ein zufriedenstellender Flugweg für das Manöver erzielt, und dies gilt über einen weiten Bereich von Leistungsbedingungen des Luftfahrzeugs.

Wenn ein Durchstartmanöver eingeleitet wird, d.h. wenn der Pilot eines Luftfahrzeugs bei einem Landeanflug sich entschließt und zunächst die Aktion unternimmt, die Landung abzubrechen, so ist der Flugweg des Luftfahrzeugs normalerweise um einen gewissen kleinen Winkel, beispielsweise 3° zum Boden, geneigt. Der Wert der Funktion (2) ist unter diesen Umständen normalerweise positiv, wobei er größer ist für einen schnellen, steilen Anflug (oc und θ klein) als für einen langsamen, flachen Anflug (OCund θ groß). Positive Werte der Funktion (2) erfordern ein Hochstellen des Bugs des Luftfahrzeugs, und somit ist

909833/0354

die in dieser Hinsicht geforderte Bewegung sowohl in der Stärke alβ auoh im Richtungssinn zu den beim Einleiten des Duronstartmanöverβ vorherrschenden Bedingungen richtig in Beziehung gesetzt. In extremen Fällen, wo der Fluggeschwindigkeit Y de· Luftfahrzeugs während des Anflugs die Möglichkeit gegeben worden ist, in Richtung auf den Durohsaokwert Y abzufallen, kann der Wert der Funktion (2) negativ sein, und in diesen Falle entspricht die anfängliche Forderung — bie Geschwindigkeit erreicht ist — einer Bewegung des HerunterdrUokens des Bugs, die zur Vermeidung des Absackens erforderlich ist.

Fig. 2 zeigt für den Landeanflug eines besonderen Turbinenstrahl-Luftfahrzeugs mit zwei Triebwerken die Veränderung dt· Wertes der Funktion (1) über einen Bereich von Anfluggeschwindigkeiten hinweg. Diese Veränderung ist durch die Kurve I-dargestellt, wobei der Wert der Konstanten b mit 0,6 angesetzt 1st und dl· Anfluggesohwindigkeiten jeweils als ein Verhältnis der entsprechenden Geschwindigkeit V zur Durchsaokgeschwindigkelt Y ausgedrllokt sind· In Fig. 2 ist außerdem duroh die unterbrochene gerade Linie II und für den Fall, bei welchem der Wert der Konstante a dreizehn Grad beträgt, der Wert der Funktion (1) dargestellt, für welchen die Funktion (2) Null ist. Di· Different in der Ordinate zwischen der Kurve I und der Linie II bei irgendeiner bestiamten Geschwindigkeit entspricht in Stärke und Riohtungsslnn der duroh das Instrument gegebenen anfänglionen Forderung für die Niokbewegung. Der Wert der Forderung bzw. der Sollwert ist groß und entspricht im Riohtungssinn dem Hochstellen des Bugs für eine Anfluggesohwindigkeit von 1,5 Y. und nimmt ab mit der Abnahme der Anfluggeschwindigkeit bis zu der Geschwindigkeit, 1,16 V. bei welcher er Null wird. Bei Anfluggesohwindigkeiten von weniger als 1,16 V₈ ent-■prioht der Sollwert im Richtungesinn dem Herunterdrücken de· Bugs, jedoch entstehen keine großen "Bugabwärts"-Werte, es sei denn, daß die Geschwindigkeit sehr viel geringer ist als diese.

909833/0354

Die Anzeige, die duroh das Anzeigegerät 9 gegeben wird, weist den Piloten an, einen passenden Steig-Gradienttn Jf für die Aufsteigphase zu erzielen, dl« der Aufricht-Niokbewegung des Durchstartmanövers folgt. Durch Befolgung der Anweisung des Anzeigegerätes 9, die Funktion (5) auf Hull au halten, wird auoh die Funktion (2) auf Hull gehalten. Jede Abweichung vom entsprechenden Steig-Gradienten'y führt zu einer Abweichung der Punktion (2) von Hull, und die nachfolgende Abweichung der Funktion (3) Von Hull, die durch das Anzeigegerät 9 angezeigt wird, gibt dem Piloten die Anweisung, eine Hiokbewegung des Luftfahrzeugs im entsprechenden Richtungssinn und In einer entsprechenden Geschwindigkeit zu erzeugen, um die Funktion Ψ (2) wieder auf Hull und das Luftfahrzeug auf den passenden Flugweg zurückzubringen. Die Größe der geforderten Hickge- · sohwindigkeit geht auf Hull zurück, und zwar in dem Maße, wie das Luftfahrzeug allmählich auf diesen Flugweg gebracht wird.

Der entsprechende bzw. brauchbare Gradient y des Aufsteig-Flugweges verändert sich vom einen Flug zum anderen und ist in der Hauptsache vom Gewicht des Luftfahrzeugs und rom rerftigbaren Schub abhängig. Für den oben in Verbindung mit Fig. 2 genannten Typ des Türbinenstrahl-Luftfahrzeuge ändert sioh der Bereich des erreichbaren Aifstieggradienteny von etwa zwanzig Grad für Hochleistungsbedingungen (geringes Gewicht, beide Triebwerke in Betrieb) bis abwärts auf gerade über ein Grad für Bedingungen geringer Leistung (hohes Gewioht und mit nur einem Triebwerk in Betrieb und in Fällen hoher Atmosphärentemperatür über einem hochgelegenen Flughafen). Auch die Aufstieggeichwindigkeit wirkt sich auf den Gradienten/ aus ι do ok let dies, verglichen mit den Auewirkungen des Gewichts und des Schubs, normalerweise über den durchweg in dir Praxis verwendeten Bereich von Geschwindigkeiten hinweg nioht von Ädeutung.

Wenn Funktion (2) für die Aufstiegphase auf lull gehalten wird, dann paßt der Wert des Anstellwinkels (und dadurch der Ge-

909833/0354

BAD ORIGINAL

schwindigkeit), der in Übereinstimmung mit dem Aufstiegvermögen des Luftfahrzeugs erzielt wird, ganz gut zu den vorherraohenden Leistungsbedingungen, und dies gilt Über den ganzen Bereich von Leistungsbedingungen des Luftfahrzeugs hinweg. Wenn das Aufstiegvermögen gering ist, dann ist der Anstellwinkel grofl und die Geschwindigkeit gering, während dann, wenn das Aufstiegvermögen groß ist, der Anstellwinkel klein und die Geschwindigkeit hooh ist. Dieses Zusammenspiel von Leistungsvermögen und Steieeschwindigkeit gleicht sehr stark dem für zivile Luftfahrzeuge niedergelegten Verfahrensplan und wird einfach dadurch reproduziert, daß das Luftfahrzeug in der Längsneigungslage so gesteuert wird, daß die Punktion (2) auf Null gehalten wird. Fig. 3 veranschaulicht dies.

In Hg. 3 wird duroh die Linie III die Änderung des Aufstieggradienteny mit dem in der Steuerungsfunktion (2) enthaltenen Anstellwinkel OC dargestellt, wobei die Werte der Konstanten a und b wie vorher mit dreizehn Grad bzw. 0,6 eingesetzt sind. Die Linie III (da θ = at+y ist) ist die Linie

1,6 (K₊ o,ey = 13,

und diese schneidet die Kurven IV-VI, die jeweils die Änderung des Aufstiegvermögens des Luftfahrzeugs mit einem Anstellwinkel OC unter drei verschiedenen Leistungsbedingungen darstellen. Die Kurven \Jf und VI gelten jeweils für die hohen und niedrigen Extreme der Leistungsbedingungen, während die Kurve V für eine mittlere Bedingung gilt, unter welcher das Gewicht hoch ist, aber beide Triebwerke in Betrieb sind. Der Schnittpunkt der Linie III mit jeder Kurve IV - VI zeigt den Aufstieg-Anstellwinkel an, der sich daraus ergibt, daß die Funktion (2) unter der betreffenden Leistungsbedingung auf Null gehalten wird.

909833/0354

- +1 - 1θ

Die obigen detaillierten Erwägungen haben lediglich diejenige Situation in Betracht gezogen, die bei Beginn des Durohstartmanövers und mit der stetigen Aufstiegphase vorherrscht. Nichtsdestoweniger ist die durch das Anzeigegerät 9 gegebene Anzeige Über den dazwischenliegenden Teil des Manövers hinweg für den Piloten ein Hinweis dafür, die Längsneigunge- bzw. Nickbewegung hervorzurufen, die erforderlich ist, um die Punktion (2) auf Null zu reduzieren und das gewünschte Aufrichten vom Anflugweg in den entsprechenden Aufstiegweg zu erzielen. Sa· Anzeigegerät 9 gibt in Übereinstimmung mit Punktion (3) dem Piloten die Anweisung, dieses Aufrichten mit einer kontrollierten und begrenzten Nickgeschwindigkeit hervorzubringen. Über das gesamte Durchstartmanöver hinweg (und genau von dem Augenblick ab, wo es eingeleitet wird) weist daher das Anzeigegerät 9 den Piloten an, das Luftfahrzeug in einer entsprechenden Weise in der Längsnei^ungslage zu steuern, um einen zufriedenstellenden Flugweg zu erreichen, und dies gilt über einen weiten Bereich von Leistungsbedingungen des Luftfahrzeugs. Zusätzlioh ar Unterweisung des Piloten über das Durchstarten hinweg kann das Instrument auch in einer vergleichbaren Weise dazu verwendet werden, den Piloten in entsprechender Weise über mindestens die Au.richt- und Aufstiegphasen des Starts zu leiten.

Die durch das Anzeigegerät 9 gegebene Anzeige wird vorzugsweise dem Piloten nur dann zur Verfügung gestellt, wenn er während eines Landeanflugs das Durchstartmanöver einleitet. Zu diesem Zweck kann ein vom Piloten'betätigender einfacher Schalter zwischen dem Summierverstärker 7 und dem Anzeigegerät 9 vorgesehen werden, damit daa die Funktion (3) darstellende Signal dem Anzeigegerät 9 nur dann zugeführt wird, wenn das Durchstarten durchzuführen ist. Dieser Schalter kann beispielsweise so eingerichtet sein, daß er automatisch betätigt wird, wenn die Maschinendrosseln während eines Landeanflugs

909833/0354

schnell geöffnet werden. Venn ein Schalter in der obigen Weise rerwendet wird, dann wird die Leitforderung /direction demand/ .als ein plötzlicher Weohsel in der Anzeige dee Anzeigegerätes 9 gegeben, und wenn dies als verwirrend empfunden wird, so kann vorzugsweise dl· Anordnung so getroffen werden, daß die Forderung allmählich eingeführt wird. In diesem Zusammenhang kann die gewünschte allmählich· Einführung der Forderung bei dem System der Fig. 1 einfach daduroh erzielt werden, daß bis zur Betätigung des Sohalters, um daduroh das Durchstarten einzuleiten, die der Forderung DÖ_d durch den Begrenzer 6 auferlegte Grenze null Grad pro Sekunde ist, und daß diese Grenze allmählioh bis auf ihren vollen Wert, der Betätigung des Sohalters folgend, erhöht wird.

Wenn auoh bei dem oben mit Bezug auf Fig. 1 besohrletanen Instrument der auf der Funktion (2) basierende Sollwert als ein Sollwert für die Nickgeschwindigkeit gegeben wird, so muß -diets nioht unbedingt so sein. Anstatt den Wert der Funktion (2) mit der Niokgeschwindigkelt des Luftfahrzeugs zu vergleichen und dann die Differenz wiederzugeben, kann der Wert der Funktion (2) auch direkt wiedergegeben werden, wobei der Pilot daduroh die Weisung erhält, den angezeigten Wert wie vorher auf Null zu reduzieren, jedoch in diesem Falle nicht mit einer kontrollierten geschwindigkeit. Die zweite AusfUhrungsform von Luftfahrzeuginetrument, die mit Bezug auf Fig. A zu besohreiben ist, ist eine solche, bei der der Wert der Grundsteuerfunktlon (2) direkt wiedergegeben wird und die daduroh gegebene Anweisung allmählioh beim Einleiten des Durchstartmanövers eingeführt wird.

GemäO Flg. 4 liefert ein Anstellwinkelfühler 11 eines Susmierverstärker 12 ein Signal, welches dem Anstellwinkel ft. dee Luftfahrzeuge entspricht, damit dlts darin mit zwei an* deren Signaion kombiniert wird. Sines dieser beiden «äderen Signale, welches über eine Voreinstell-tfiderstandseinhelt 13

909833/035 k BAD

Ton einem Längeneigungalagekreieel 14 her geliefert wird, stellt den Ausdruok bd dar, während das andere Signal, welches duroh eine Toreinstelleinheit 15 geliefert wird, den konstanten Winkel a wiedergibt,

Bas Ausgangs signal des Summierrerstärker· 12» w*loheβ dem Wert der Funktion (2) entspricht, wird unmittelbar einem Summierverstärker 16 zugeführt, der'über einen Kontaktsatz 17 eines Druokknopfsohalters 18 mit einem Anseigtgerät 19 verbunden ist« Zusätzlioh dazu wird des Auegangssignal des Summierverstärkers 12 einem Umeohalte-Kontaktsati 20 d·· Schalterβ 18 zugeführt. Wenn der Schalter 18 unb·tätigt ist, dann ist der Kontaktsatz 17 geöffnet, während der lontaktw satz 20 das Ausgangssignal des Summierverstärker· 12 an einem Kondensator 21 in Erscheinung treten läßt. Das am Kondensator 21 erscheinende Signal wird dem Summierver·tärker 16 zugeführt, damit es in diesem von dem unmittelbar rom Summler* verstärker 12 her gelieferten Signal abgezogen wird· Wenn der Schalter 18 betätigt wird, dann wird der Kontaktsati 17 geschlossen, um das Ausgangssignal des Summierverstärker· 16 an das Anzeigegerät 19 weiterzugeben, und der Kontaktsatz 20 wird umgeschaltet, um die über diesen erfolgende Weitergab« des Signals vom Summierverstärker 12 her zu unterbrechen und einen Widerstand 22 an den Kondensator 21 anzuschalten.

Während eines Landeanflugs und vor dem Einleiten eines Durehetartmanövers bleibt der Druckknopfschalter 18 unbetätigt, und unter diesen Umständen wird das dem Wert der funktion (2) entsprechende Signal dem Summierverβtärker 16 sowohl unmittelbar als auch vom Kondensator JM her zugeführt. Dementsprechend wird das Ausgangssignal von Summierverβtärker 16 auf VuIl gehalten, bis der Druckknopf·ohalter 18 betätigt wird. Wenn da· Durchstartmanöver eingeleitet wird,betätigt der Pilot den Schalter 18, wodurch der Kontaktsatz 17 geschlossen und das Ausgangesignal des Summierverstärkerβ 16 dem Anselgegerät zugeführt wird. Duroh die Betätigung des Sohalters 18 wird

909833/0354

. auflerde» Über den Kontaktsatz 20 der Wideretand 22 an den Kondensator 21 angeaohloesen. Venn auoh somit anfänglich der Wert des dem Anzeigegerät 19 zugeführten Signals VuIl ist, so steigt dieser Wert exponentiell in Richtung auf den Wert des Ausgangssignals vom Summierveretärker 12 her an, und zwar in den Maße, wie aioh der Kondensator 21 über den Widerstand 22 entlädt. Si· Zeitkonstant· der Entladung betagt beispielsweise zwei Sekunden, und wenn einaal der Kondensator 21 völlig entladen ist, dann zeigt das Anzeigegerät 19 danaoh den vollen Wert des Ausgangssignals vom Suemierverstärker 12 her an, d.h. den Wert der Punktion (2). Der Pilot steuert das Luftfahrzeug in der Längsneigungslage, um die ^Anzeige und dadurch den Wert der funktion (2) auf Hull zu reduzieren und dementsprechend das angemessene Aufsteigen zu erzielen. Die Anzeige zeigt einfaoh das Ausmaß, um welches die Punktion (1) von der Konstanten a abweicht, und gibt nioht eine Anweisung in Bezug auf die Niokgesohwindigkeit, mit welcher die Differenz auf Hull zu reduzieren ist.

Wie die Yoreinetelleinheit 5 der Fig. 1 kann auoh die Vbreinstelleinheit 15 80 eingerichtet werden, daß deren Einstellung in Übereinstimmung mit der Einstellung der Klappen des Luftfahrzeugs geändert wird. Wo die Einstellung in dieser Welse geändert wird, ist es in jedem Falle vorzuziehen, jede Änderung im Wert der Konstante a, welche duroh Änderung in der Einstellung der Klappen erfolgt, sanft einzuführen. Sollte sioh darüber hinaus bei irgendeiner Anwendung herausstellen, daß der Wert der Konstante a, der so gewählt ist, daß er eine geeignete Aufstiegbedingung ergibt, keine genügend .starke Forderung für eine Aufriohtbewegung zu Beginn des Durohstartmanövera mit sich bringt, dann kann dieser Wert vorübergehend verstärkt werden. *n letzterer HiBioht kann unter beisplelaweiser Bezugnahme auf Fig. 4 das Verstärken des Wertes der Konstante a dadurch erzielt werden, daß ein vorübergehendes

909833/0354

Signal, welches eine Zunahme der Konstant· a repräsentiert, dem Summierverstärker 12 zusätzlich su de« τοη der Sinhtit 13 herkommenden Signal übermittelt wird, wobei daa Torübergehend· Signal bei Betätigung des Scheitere 18 erzeugt wird und exponentiell auf Null hin abnimmt.

Jedes der oben erwähnten Anzeigegeräte 9 und 19 kann τοη der allgemeinen Gattung sein, wie sie in der britisehen Patentschrift 853 034 beschrieben ist, jedooh kann «8 auoh ein· normale Ausführungsform von Leithorizontinstrument /direotor-horizon instrument/ oder ein Meßgerät τοη herkömmlicher Bauart mit Nullmarke in der Mitte /oentre-zero «eter/ sein. Is erst·- ren Falle kann jedes Anzeigegerät speziell so sein, wie es in der britischen Patentschrift 886 136 beschrieben ist, und einen oder mehrere zylindrische Bauteile aufweisen, τοη denen jeder zur Ausführung einer Drehung um seine Längsachse gelagert ist und ein koaxial dazu verlaufendes, optisch untersoheidbares Sohraubenlinienband trägt, wobei der zylindrische Bauteil in jedem Falle duroh ein Servosystem mit einer Geschwindigkeit und in einem Richtungssinn gedreht wird, die jeweils von der Stärke bzw. dem Richtungssinn des duroh das Anzeigegerät empfangenen Signals abhängig sind, so daß das Sohraubenlinienband einen optischen Bewegungseffekt mit einer Geschwindigkeit und in einem Richtungssinn liefert, die jeweils von der Stärke bzw. dem Richtungssinn der Funktion (3) oder Funktion (2), je nachdem, abhängig sind. Wenn diese Art von Anzeigegerät verwendet wird, dann steuert der Pilot das Luftfahrzeug in der Längsneigungslage so, daß er den Zustand herbeiführt, in welohem sich die zylindrischen Bauteile nicht drehen, und er auf diese Weise dem entsprechenden Leitgesetz nachkommt.

Wenn auch bei der oben mit Bezug auf Fig. 1 beschriebenen Einrichtung das von der Nickgeschwindigkeit abhängige Signal duroh das Netzwerk 8 von dem Signal abgeleitet wird, welches dem Längsneigungswinkel 9 entspricht, kann es auch stattdessen von einem Nickgeschwindigkeitskreisel geliefert werden. Wenn auch darüber hinaus die Signale, die jeweils der Soll- bzw.

909833/0354

- η - )S

lit-Iiekgesohwindigkeit entspreohen, im Verstärker 7 kombiniert werden, um ein Signal su liefern, welches die Differenz .swisohen innen darstellt, eo muß dies nicht unbedingt der Fall •ein* Die Einrichtung kann stattdessen ein Anzeigegerät aufweisen» das mit den beiden Signalen getrennt beliefert wird und Anaeigen Ton beiden In eolcher Weise liefert, dafl der Pilot in die Lage versetzt wird, die beiden leicht zu verglslohen. Ein solohes Anzeigegerät kann zwei beweglich· Zeiger aufweisen, die jeweils in Übereinstimmung mit den beiden Signalen eingestellt werden, so daß die erforderliche Aneeige duroh die Stellungen der beiden Zeiger relativ zueinander erfolgt. Die beiden Zeiger könneη entlang paralleler Wege, und zwar einer ftt AtM anderen, beweglich «ein und können entlang diesen Wegen in Übereinstimmung mit den beiden Signalen eingestellt werden, io daß der vordere Zeiger direkt Tor dem hinteren Zeiger liegt, wenn die funktion (3) im wesentlichen lull iet. · Unter die·en Umständen kann der hintere Zeiger eine Breite, gemeaaen In Richtung eeines Bewegungewege·, haben, die wesentlich grOBtr ist alt die entsprechende Breite dee vorderen Zeigertl wotoei der vordere Zeiger in Übereinstimmung alt dam yob der Vlokgesohwindigkelt abhängigen Signal eingestellt wird, während der hintere Zeiger in Übereinstimmung mit dem Ton der Soll-Hlokgeeohwlndigkeit abhängigen Signal eingestellt wird· Üraliohf Brwägungtn gelten mit BeBug auf die Anselge der Dlfferens zwischen Funktion (1) und dem Wert der Konstante a la falle der Einrichtung gemäS flg. 4.

Die Erfindung betrifft auch Abänderungen der in den belllegenden Patentansprüchen umrissenen AusfUhrungsformen und besieht sioh vor allem auoh auf sämtliche Erfindungemerkmale, die im einseinen — oder in Kombination — in den gesamten ursprünglichen Anmeldungsunterlagen offenbart sind.

Patentanspruchs

BAD ORIGlNAL 909833/035/,

Claims

DIPL-INO. ERICH SCHUBERT τ**.,*«)!*«

ι rwnwVi ejMjvn

Abt. ι MMtamwtt Dlpl.-In». KHUIBtT, » SI··«, BtMMr «η·· 127 MMm to*«. «. Ob«*c

66 OU KuVh.

Smiths Industries Ltd. 29< 1. 1969

ι _;

Patentansprüche

1. Überwachungseinrichtung für das Start- bzw. Durohetartmanttver von Luftfahrzeugen, wobe.i ein Führungs signal aus Längsneigungs- und Anstellwinkel gebildet wird, dadurch gekenn- ' ••lohnet, daß das Führungseignal au· der Abweichung der au· dem Längeneigungewinkel θ , dem Anstellwinkel« und tintm positiven Faktor b gebildeten Funktion

oC + οθ

von einem Wert a besteht.

2. Überwachungseinrichtung naoh Anspruoh 1, dadurch gekennzeichnet, daß vor dem Anaeigegerät (19) für das Ftthrung·- signal «in in seiner Normalstellung offener Schalter (18) liegt und daß naoh dem Schließen des Schalter· (18) die volle Zuführung des Signale zum Anzeigegerät (19) durch eine Schaltung (16, 20 bi· 22) verzögert wird.

3· Überwachungseinrichtung nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß da· Führungesignal mit einem der inderungegtsohwindigkeit des Anstellwinkels Θ entsprechenden •ignal verglichen wird (Fig. 1).

4· Überwachungseinrichtung nach einem oder mehreren der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert a

BAD ORIGINAL 909833/0354

entsprechend der Einstellung der Klappen dea Luftfahrzeuges verändert wird.

5. Überwachungseinrichtung nach einem oder mehreren der vorhergehenden Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Wert a vorübergehend verstärkt wird.

909833/0354