DE1523476C - Flugregeleinrichtung, insbesondere fur Senkrechtstarter - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Flugregeleinrichtung, insbesondere Tür Senkrechtstarter, die einen Höhenmesser sowie einen Steig- und Sinkgeschwindigkeitsmesser aufweist.

Besondere Schwierigkeiten entstehen bei Lande-, anflügen für den Piloten vor allem dadurch, daß durch die Eigenart der Triebwerksanlage ein Regelkreis mit trägem Steuerverhalten vorliegt, d. h., daß bei mechanischen Regelkreisen die Massenkräfte im Vergleich zu den Steuerkräften groß sind oder in elektrischen Kreisen verhältnismäßig große Induktivitäten oder Kapazitäten beteiligt sind. In beiden Fällen besteht eine Tendenz zum übersteuern. Der Pilot muß somit diesen Vorgängen besondere Sorgfalt und Aufmerksamkeit zuwenden. Der Einregelungsvorgang wird dabei wegen der üblicherweise anzuwendenden kleinen Steuerkommandos weit mehr Zeit in Anspruch nehmen, als es bei optimaler Nutzung der technischen Möglichkeiten notwendig wäre. Oft ist eine besondere übung zur Erlangung der Fertigkeit des Einregeins erforderlich. Schließlich können bei solchen Regelungsaufgaben auch direkte Gefahren mit den willkürlichen Regelungsfehlern verbunden sein, vor allem beim übersteuern.

Insbesondere stellt die manuelle Höhenregelung bei Senkrechtstartern in der Schwebephase einen besonders kritischen Fall dar. Dies trifft in erhöhtem Maße auf strahlgestützte Senkrechtstartern zu. Beidieser Art von Flugzeugen ist die Masse des^luggerätes in bezug auf den für Steuerzwecke zur Verfügung stehenden Hubschubüberschuß beträchtlich; die Höhensteuerbefehle müssen wegen der Ansprechzeit der Triebwerke mit einem zeitlichen Vorhalt gegeben werden; die aerodynamische Dämpfung der Bewegung entfällt.

Das Steuerverhalten ist also ungünstig, und es können leicht Vertikalschwingungen angeregt werden. Diese stellen in Bodennähe, vor allem im Blindflug, eine Gefahr dar, da eventuell unmittelbar über dem Erdboden Sinkgeschwindigkeiten erreicht werden, bei denen die Gegenschubkraft der Triebwerke nicht mehr ausreicht, um eine harte Landung bzw. einen Bruch zu vermeiden. Wenn der Pilot dieser Gefahr durch besonders vorsichtiges Manövrieren in Bodennähe begegnet, ergeben sich andere Nachteile. Bei längeren Verweilzeiten in Bodennähe ist ein verhältnismäßig hoher Treibstoffverbrauch zu erwarten. Es besteht außerdem die Gefahr der Beschädigung der Triebwerke durch vom Boden aufgewirbelte und eingesaugte Materie. Im militärischen Einsatz sind solche zusätzliche Vcrweilzeitcn gleichfalls sehr ungünstig.

Für den. Piloten ist es beim Regellingsvorgang schwierig, einem sich fortlaufend über eine Strecke bewegenden Signal, /.. B. einem Zeiger, nachzufolgen und mit einer Markierung in Uberdeckung zu halten.

Erhält die Bedienungsperson bei einer Handregelung keine Unterstützung, so werden z. B. beim Landeanflug eines Senkrechtstarters vom Piloten bezüglich des zeitlichen Ablaufes des Landevorganges Sicherheilen einkalkuliert, die zu einer wesentlichen Verlangsamung des Landevorganges und damit zu · einem erhöhten Treibstoffverbrauch sowie taktisch ungünstigen Verhältnissen führen. Der Landeanllug kann somit nicht optimal durchgeführt werden. Wenn andererseits der PiIoI nicht zu jedem Zeitpunkt über die Stellgröße so viel Energie zur Verfügung hat, als die Regelstrecke kinetische Energie aufbaut, so ist die Durchführbarkeit der Regelaufgabe nicht mehr möglich. Dies würde z. B. beim Landeanflug eines Flugzeuges der genannten Art bedeuten, daß der Pilot nicht mehr in der Lage ist, das Flugzeug sanft auf die Landebahn aufzusetzen, sondern das Flugzeug mit einer zu hohen Sinkgeschwindigkeit zu Boden bringt. Das kann, wie bereits erwähnt, zum Bruch des Flugzeuges führen.

Es ist eine Flugzeuglandeeinrichtung bekannt, die

ίο von einem Vergleich der Ist- und Sollsinkgeschwindigkeit ausgeht und eine Vergleichseinrichtung enthält, die bei Erreichen einer bestimmten Höhe wirksam wird und ein Vergleichssignal bildet. Dieses Signal soll dabei einen Wert aufweisen, der stets in Ubercin-Stimmung mit einer Sinkgeschwindigkeit gehalten wird, die größer als Null ist. Es handelt sich bei der bekannten Einrichtung um eine Flugbahnregeleinrichtung.

Ferner ist eine Vorrichtung zur Regelung der Senkrechtlandung von Luftfahrzeugen und Flugkörpern bekannt, die ab einer bestimmten Höhe in Wirkung gebracht werden soll. Der Schub wird bei Erreichen der für den Endanflug vorgesehenen Höhe - f auf einen maximalen Wert gebracht und dabei so geregelt, daß die -Landegeschwindigkeit beim Aufsetzen den Wert Null oder annähernd Null annimmt. -" DieAbstiegsgeschwindigkek des Luftfahrzeuges nimmt ^, -

-». dabei von der angegebenen Ausgangshöhe linear'bis-'' zum Aufsetzen ab. Gegenüber dieser Landeejjirichtung geht die Erfindung von einer Ejnrichtung zur Flugführung aus, die sowohl in größeren Höhen als auch in Höhen dicht über dem Boden eingesetzt werden kann.
Aufgabe der Erfindung ist es demgegenüber, dem Piloten die Flugführung zu erleichtern, und zwar ausgehend von einer Handregelung. Der Pilot soll beim Landeanflug als Glied eines Regelkreises von Schätzungen teilweise entlastet werden. Dabei soll gleichzeitig ein optimaler Regelungsablauf gewährleistet sein. Ferner soll dem Piloten jederzeit ein möglichst kurzzeitiges Einregeln von Regelgrößen in das träge System beim Landeanflug ermöglicht werden. '

Die Lösung der gestellten Aufgabe besteht er- s findungsgemäß darin, daß der Höhendifferenz- -

wert Ij-Tx und dessen zeitliche Ableitung j- (Ιι — Τή sowie ein Einstellwert für die Zeitkonstante A₃A:, einem Rechner zugeführt _sind, der einen Anzeigewert ei nach der Gleichung

u = A₁ (Ij-Ti) + k, r-(Ix-Tx)

bildet, (/1 = Ist-Höhe, /i = Soll-Höhe).

Bei der erfiiulungsgemäßeh Ausführung wird dem Piloten somit ein Kontrollsignal vorgegeben, das sich mit dem optimalen Ablauf der Regelung zwar ändert, jedoch mittels des Eingriffs des Piloten in die Regelung

fto auf einem konstanten Wert halten läßt. Gemäß der Erfindung ist es auch ermöglicht, durch die Anzeige, d. h. durch das Kontrollsignal, eine Vorhersage über den Zustand der beiden angezeigten Größen zu treffen. So ist /.. B. dem mit seinem Flugzeug im Sink-

''5 flug befindlichen Piloten möglich, vorzuwählen, mit welcher Sinkgeschwindigkeit das Flugzeug den Boden berühren soll. Der Pilot kann aber auch in umgekehrtem Sinne aus der Anzeige einnehmen, wie

i O/LD t I O

groß die Sinkgeschwindigkeit beim Berühren des Flugzeuges mit dem Boden sein wird, wenn keine weiteren Steuer- und Kontrollkommandos mehr gegeben werden.

Das Kontrollsignal, im folgenden mit α bezeichnet, wird also nach der Vorschrift gebildet:

fc, (A-S)

(I)

h ist der augenblicklich gemessene Istwert der Regelgröße, Tt ist der Sollwert der anzusteuernden

Regelgröße, —n-(h-fi) = /i ist die erste zeitliche

Ableitung der Regelgröße bezüglich des Sollwertes, A'i, k₂ sind Konstanten, die von den technischen Gegebenheiten des Regelkreises und subjektiven Faktoren des Piloten abhängen. Sie werden empirisch, z. B. in einem Simulator ermittelt.

Mathematisch betrachtet stellt die obige Beziehung (I) eine lineare, inhomogene Differenzialgleichung ersten Grades dar, sofern α konstant bleibt. Die Lösungsfunktion dieser Differenzialgleichung hat dann die Form

Λ - Τι = 4- + c

-kjk₂

Es ergibt sich also für

f = 0: A = A₀
und für

t -> -/_ h = Ti + 4

-k,/ki -r

ι — «) · c

oder wenn die Regelgröße zur Zeit t = 0 den Wert A₀ ,₀ hat

Aus diesen Beziehungen geht hcvor, daß der Regelungsvorgang unabhängig von der Wahl ;der speziellen Konstanten ^₁ und k₂ und unabhängig vom gewählten Anfangswert /i,, zeitlich immer nach einer e-Funktion erfolgt, die asymptotisch dem Wert

Ti + ."■■ zustrebt, sofern α konstant bleibt. Für a = 0

wird also asymptotisch der Sollwert A erreicht.

Die Erfindung geht davon aus, daß sowohl der technisch optimale Regelungsvorgang, /.. B. bezüglich kürzester Einregelungszeit, als auch der subjektiv optimale Regelungsvorgang, z. B. guter Steuerbarkeit, zeitlich einer e-Funktion der oben beschriebenen Art folgt. Der im speziellen Fall günstigste Kompromiß stellt wieder eine e-Funktion dar. Diese kann, ohne ⁽'° die Vielzahl der technischen Parameter im einzelnen zu berücksichtigen, bei der angegebenen Beziehung allein durch empirische Wahl der beiden Konstanten gut angenähert werden. Abweichungen im zeitlichen Regelverhalten von dieser Vorschrift werden sich ⁶S in Änderungen der Größe ti auswirken. Wenn a als Kontrollsignal sinnlich wahrnehmbar gemacht wird, braucht sich der Pilot bei seinen Steuerbefehlen nur zu bemühen, dieses Kontrollsignal konstant zu halten, um optimal zu arbeiten.

Die erfindungsgemäße Regeleinrichtung bietet gegenüber dem Bekannten ferner den Vorteil der Höhenhaltung bei niedrigen Geschwindigkeiten über einem Operationsgebiet ebenso wie den der Einhaltung von Sicherheitsgrenzen für den Ausfall eines Triebwerkes. Der Pilot ist über seine Anzeige hierbei bereits daran gehindert, Sinkgeschwindigkeiten anzusteuern, die nach Ausfall eines Triebwerkes das Flugzeug in eine kritische Situation bringen können. Es besteht ferner der Vorteil eines kurzzeitigen Einregeins der Regelgrößen in das träge System, das Flugzeuge der eingangs genannten Art darstellen.

Die Erfindung wird an Hand von Zeichnungen und Anwendungsbeispielen näher erläutert.

Fig. 1 zeigt Diagramme über den zeitlichen Höhenänderungsverlauf eines Senkrechtstarters bei verschiedenen Steuerfällen;

F ig. 2 zeigt graphisch den Zusammenhang zwischen der zeitlichen Änderung der Sinkgeschwindigkeit und dem Konstantenverhältnis It₂Zk₁ ;

F i g. 3 zeigt das Blockschaltbild eines Regelkreises mit visueller Kontrollsignaldarstellung zur manuellen Höhenregelung eines Senkrechtstarters;

Fi g. 4 zeigt das Blockschaltbild einer elektrischen Einrichtung zur Bildung des Kontrollsignals und dessen visueller Darstellung auf einem Oszillographen-^ schirm; , .·

Fig. 5 zeigt eine mechanische Einricbttfng'"zur Umwandlung des elektrischen Kontrollsignals in eine visuelle Anzeige.

In der Fi g. 1 ist der zeitliche Verlauf der Höhenänderung für verschiedene Anzeigefälle dargestellt. Ausgangspunkt der Betrachtung ist die Höhe /I₀ zum beliebigen Zeitpunkt f₀. Der Pilot regelt die Höhe ab diesem Zeitpunkt nach Anzeige des Kontrollinstrumentes. Zeitlich ändert sich die Höhe nach Diagramm 1, wenn das Kontrollsignal a = konstant oder = 0 gehalten wird. Die Höhe ändert sich zunächst rasch, um dann asymptotisch in die Sollhöhe A~ überzugehen. Wird das Kontrollsignal a — konstant, aber gleich einer positiven, von Null verschiedenen Größe gehalten, erfolgt die Höhenänderung gleichfalls nach einer e-Funktion (Diagramm 2), endet aber in einem anderen sich um einen positiven Wert unterscheidenden Höhenniveau 15,. Es ist schließlich noch der Fall gezeigt, daß von einem Anzeigewert a > 0 (wie "in Diagramm 2) auf einen anderen Anzeigewert, z. B. a = 0, übergegangen wird. Vereinfacht ist ein unstetiger Übergang angenommen. Der zur Anzeige a = 0 gehörige Ast (Diagramm 3) ist eine Parallelverschiebung des entsprechenden Teiles von Diagramm 1 auf der i-Achse, was aus der Art des Richtungsfeldes der Differentialgleichung (I) folgt.

Maßgeblich für die erreichte Endhöhe ist also die zuletzt anliegende Kontrollanzeige, ganz unabhängig von den vorherigen Anzeigewerten. Bei vorübergehendem Auswandern der Kontrollanzeige bleibt das günstige Steuerverhalten bestehen, und es wird sich also lediglich die Zeitdauer des Abstieges etwas ändern. Hiermit besteht auch die Möglichkeit, zunächst ohne besondere Sorgfalt eine Sicherheitshöhe anzusteuern und dann in einem fließenden übergang die Endhöhe einzuregeln.

In Fig. 2 ist der Einfluß der Konstanten k_{ und k₂ auf das Zeitverhalten gezeigt. /1 bedeutet die Sinkgeschwindigkeit. Für jeden Funktionswert ist

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der Abschnitt auf der f-Achse, der durch das Lot und die Tangente von diesem Funktionswert. begrenzt wird,.konstant und hat die Größe ^k_x. Diese Größe wird auch Zeitfaktor genannt, da sie die zeitliche Erstreckung des Funktionsablaufes kennzeichnet. Je,kleiner also der Zeitfaktor fcj/fc, ist, je größer ist die Sinkgeschwindigkeit, mit der der Landevorgang eingeleitet wird, und um so rascher wird die Endhöhe erreicht.

Die F i g. 3 gibt einen Überblick über den gesamten Regelkreis mit manueller Höhenregelung und Kontrollanzeige für das Beispiel des Senkrechtstarters. Es ist in diesem Fall eine visuelle Anzeige S dargestellt, die etwa dadurch erhalten werden kann, daß das Kontrollsignal α die Auslenkung einer Markierung gegenüber einer feststehenden Skala S steuert. F ist die Regelstrecke, d. h. also das Flugzeug, dessen Höhe geregelt werden soll. H ist ein Höhenmesser, V ein Variometer. Gestrichelt ist angedeutet, wie sich der konventionelle Regelkreis über den Regler RG, das Stellglied ST und die Triebwerke T mit vertikaler Schubkomponente schließt.

Der willkürliche Regelkreis mit dem Piloten P ; als Bedienungsperson kann dem automatischen Regelkreis als Zweitsystem parallel geschaltet sein, «benso kann dieser aber auch "als alleiniger Regelkreis zur Höhenregelung dienen. Die Drosseleinrichtung D für die vertikale Gesamtschubkomponente wird vom^ Piloten P derart bedient, daß die Anzeigemädte der Skala S des Anzeigegerätes A auf dem gewünschten Kontrollwert α konstant anliegt. Der Kontrollwert a wird mit Hilfe des Rechners RE ermittelt, in den die . fortlaufend ermittelte Höhe h und Sinkgeschwindigkeit h eingeht, sowie die im allgemeinen konstant bleibenden Werte ic, und k₂, die im Kommandowertgeber K eingestellt werden.

I Ist die einzuregelnde Sollhöhe die Landefeldhöhe und wird ein Radarhöhenmesser oder sonst ein Höhenmesser verwendet, der unmittelbar den Höhenabstand A vom Landefeld angibt, so vereinfacht sich die Beziehung (I) zu

a = /ί,/ι + k₂h.

Das dem Kontrollwert α entsprechende Signal -wird dem Anzeigegerät A zugeführt. Im. Beispiel wurde eine visuelle Anzeige gewählt, ebenso kann das Kontrollsignal α aber auch als akustisches oder sonst sinnlich wahrnehmbar gemachtes und mit einem Bezugsnullpunkt verglichenes Signal dem Piloten vorgegeben werden.

In F i g. 4 ist aufgezeigt, wie das Kontrollsignal a auf elektrischem Wege erhalten und in eine Sichtanzeige umgesetzt werden kann. Die vom Höhenmesser H und vom Variometer V gelieferten elektrischen Signale der Höhe A und der Sinkgeschwindigkeit h werden mit Hilfe der beiden einstellbaren Widerstände R_h und R^ gemäß ic, · A und k₂ · /1 modifiziert. Im Addierverstärker AV werden diese ■ Signale addiert, wodurch ein der Größe α proportionales elektrisches Signal erhalten wird. Bei diesem gezeigten Beispiel soll nicht die Größe a, sondern deren Abweichung von einer konstanten Anzeigegröße j angezeigt werden. Dies bringt den Vorteil, daß auch beim Nullwert von α ein deutlich sichtbarer Balken vorhanden ist. Dem Addierverstärker AV <>5 wird also noch ein mit Widerstand Rj cinjusticrtcs, der Größe/ proportionales Signal eingegeben und ein Signal j — α gebildet. Dieses wird dem elektrischen Multiplizierer EM zugeleitet. Hierin wird die Amplitude einer konstant vorgegebenen Wechselspannung mit dem Signal j — a multipliziert. Dieses Wechselstromsignal wird einem Oszillographen OS zugeleitet, der das Signal j — a als Balken 4 proportionaler Länge darstellt. Zwei Begrenzermarken 5, 6 werden so eingestellt, daß sie die Länge des Balkens 4 für a = 0 markieren.

In Fig. 5 wird vom selben Anzeigesignal j — a ausgegangen, dessen beispielsweise Gewinnung in F i g. 4 gezeigt wurde. Mit Hilfe eines Stellmotors MO wird eine Walze W proportional der Größe j — a gedreht. Auf dieser Walze ist ein Markierungsfeld M mit dreieckigem Grundriß aufgewickelt. Die Walze W wird durch den Spalt SP einer Blende B vom Piloten P beobachtet. Der sichtbare Teil des Markierungsfeldes M in F i g. 5 entspricht der Balkenlänge in F ig. 4. Jeder konstant anliegenden von Null abweichenden Größe α entspricht eine bestimmte, von der Landefeldhöhe abweichende Höhe, die asymptotisch erreicht wird. Auf der Blende B kann die Balkenlänge direkt in Metern mittels Eichmarken SK geeicht werden. - f.

Die . beschriebenen Sichtanzeigen des Kontroll- . ^ signals α können, wie hier nicht näher erläutert wird, in bekannter Weise mit Hilfe von Spiegelreflexein-richtungen in die normale Blickrichtung des Piloten ^. projiziert werden und eventuell mit anderen Anzeige-^ werten kombiniert dargestellt werden. -'„ "'

Claims (7)

1. Patentansprüche:

   L.Flugregeleinrichtung, insbesondere für Senkrechtstarter, mit Höhenmesser sowie Steig- und Sinkgeschwindigkeitsmesser, dadurch gekennzeichnet, daß der Höhendifferenzwert (h — Ti) und dessen zeitliche Ableitung

   sowie ein Einstellwert Tür die Zeitkonstante (&₂/ft,) einem Rechner (RE) zugeführt sind, der einen Anzeigewert (a) nach der Gleichung

   _a = *i (A — R) + Ic₂ -;- (A - Ä)

   bildet (h = Ist-Höhe, Ti = Soll-Höhe).
2. 2. Einrichtung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß in die elektrischen Meßkreise für die Regelgröße (h) und deren zeitliche Ableitung

   den wählbaren Konstanten
   Einstellwiderstände (K,,; R;,
   dß

   (k_{;k₂) zugeordnete eingefügt sind und

   daß den Einstellwidcrständen ein Addierverstärker (AV) nachgcschaltct ist.
3. 3. Einrichtung nach Anspruch 1 und 2. gekennzeichnet durch ein optisches Anzeigegerät mit einem Skalenteil (S) und proportional dem Anzeigewerl (a) bewegbarer Sichlmarkc.
4. 4. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 3. gekenn-

   zeichnet durch die Darstellung des Anzeigewertes (α) als Sichtbalken (4) auf dem Bildschirm (OS) einer Kathodenstrahlröhre.
5. 5. Einrichtung nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß dem Addierverstärker (AV) ein zusätzlicher Einstellwiderstand (Rj) für einen weiteren, den Anzeigewert (a) im Sinne einer Differenzbildung (/ — a) beeinflussenden Konstantwert (/) vorgeschaltet ist.
6. 6. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 5, dadurch

   gekennzeichnet, daß eine Walze (W) mit aufgewickelter'Dreiecksmarkierung (M) proportional dem Anzeigewert (a oder j — α) drehbar ist, wobei die Walze bis auf einen über die gesamte Länge in Achsrichtung sich erstreckenden Spalt (SP) abgedeckt wird.
7. 7. Einrichtung nach Anspruch 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Auslenkweg des Anzeigewertes (a) in der visuellen Anzeige in Sollwerteinheiten geeicht ist.

   Hierzu 1 Blatt Zeichnungen