DE2161401A1 - Steuerungs- und Regelvorrichtung für Luftfahrzeuge - Google Patents
Steuerungs- und Regelvorrichtung für LuftfahrzeugeInfo
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Description
Dr. T. Haibach 13 539
8 MUnchen 2
Ktuflngerair. 8, Tel. 240279
Sperry Rand Corporation. New York (USA)
Steuerungen und Regelungsvorrichtung für
Luftfahrzeuge
Die Erfindung bezieht sich auf Steuerungs- und Hegelungssysteme
für Luftfahrzeuge, mit deren Hilfe die Steuereinrichtungen
dee Luftfahrzeuges, dis die Geschwindigkeit
des Luftfahrzeuges bestimmen, in einer derartigen Weise betätigt werden können, daß ein gewünschter Satz
von Luftfahrzeug-Umgebungsbedingungen erzielt wird. Die verschiedenen Aspekte der Erfindung beziehen sich insbesondere
auf Regelungssysteme mit geschlossener Regelschleife.
Wie es für derartige Regelsysteme mit geschlossener Schleife typisch ist, ist es erforderlich, Umgebungsbedingungen
bzw. -zustände mit Hilfe von geeigneten MeßfUhlern zu messen, die elektrischen Ausgänge der Meßfühler
zu verarbeiten und sie in eine Form umzuwandeln, in der sie mit dem gewünschten Satz von Bedingungen oder Zuständen
verglichen werden können. Die Abweichungssignale werden entweder zur Betätigung einer Führungs-Darstellung
für den Piloten oder alternativ zur Ansteuerung geeigneter Servosysteme verwendet, die die Steuereinrichtungen
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des Luftfahrzeuges automatisch batütigen· Di® vorliegend®
Erfindung ergibt ein elektrische1Uitieroystem eines umf&s=·
senden Luftfahrzeug-Steuer- bsw. -llögeisystems mit geschlossener
Schleife, und zwar unter Einschluß der Heßfühler, der Verarbeitung«schaltung, der Flug-Direktor-Darstellungen
und der Servos, die die Höhenruder- UAd G*e-Steuereinrichtungen
des Luftfahrzeuges betätigent die ihrerseits das Luftfahrzeug bewegen, um dia Heßfühler zu
^ beeinflussen, wodurch die Schleife geschlossen wird·
Das elektrische Untersystem zwischen den Eingangsund
Ausgangs-Zwischenanschlüssen des Systems steuert die Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges während dessen gesamten
vertikalen Flugprofils, und zwar unter Einschluß des Starts, des Nachdrückens, des Steigen» auf die Eeiseflughöhe,
des Reiseflugs, des Sinkflugs, des Anfluges und der Landung oder des Durchstartens« Insbesondere ergibt das
System eine Start-(und Durchstart-)Lenkung, durch die der
Pilot angewiesen wird, die Höhenruder-Steuereinrichtungen des Luftfahrzeuges in einer vorgeschriebenen Welse zu be«
tätigen, die mit den gültigen Bestimmungen übereinstimmen, fet beispielsweise den amerikanischen Bundes-Lufttüchtigkeitsnornen
für eine Sicherheits-Startgeschwindigkeit·
Kriterien für die kritischen Start- und Landemanöver von kommerziellen Düsentransportern sind sorgfältig durch
die Lufttüchtigkeitsnormen der amerikanischen Bundesluftfahrtbehörde
(FAA) festgelegt. Die grundlegenden Kriterien für das Startmanöver sind durch Fluggeschwindigkeiten ausgedrückt,
die mit V1, V„ und V, bezeichnet sind, wobei
diese Fluggeschwindigkeiten von dem Piloten aus Daten be-
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stimmt werden, die in dem von dem Hersteller des bestimm»
ten Luftfahrzeuges herausgegebenen Handbuch -veröffentlicht
sind. Diese Fluggeschwindigkeiten sind derart, daß vorgeschriebene
minimale Sicherheitsabstände oberhalb der Überziehgeschwindigkeit vorhanden sind, wenn das Luftfahrzeug
unter der gefährlichsten Lage des Schwerpunktes abhebt.
Das Luftfahrzeug muß eine minimale Sicherheits-Äbliebge=·
schwindigkeit (V-) vor dem Erreichen des Startb&traeiades
erreichen. Obwohl es zulässig ist, oberhalb der minimalen
Geschwindigkeiten zu fliegen, ist eine Beschränkung aufgrund der erforderlichen St&rtbahnlänge gegeben. Di© amerikanischen
Bundeenormen erfordern darartige Siartfealmlängen,
daß das Luftfahrzeug das Ende der Startbahn In eisaes· Höfe«
von mindestens 35 Fuß in dem Fall überfliegt9 ist d®as das
Triebwerk, das am stärksten kritisch ist, ausgefallen iat,
Um diese Forderungen zu erfüllen, basiert das
amerikanischen Bundesluftfahrtbehörde (FAA)
Flughandbuch auf einer Steuerung auf einer Gegciawindig«
keit von V^ in Fall eines ausgefallenen Triebwerkes und
auf einer Geschwindigkeit von V2 + 10 Knoten, wses alle
Triebwerke normal arbeiten·
V1 ist die Start-Abbruch-Geschwindigkeit. Venn ein
Triebwerk vor Erreichen von V- ausfällt, muß der Startvorgang
abgebrochen werden, well das Luftfahrzeug keine ausreichende
Boden-Richtungsstabilität bei Geschwindigkeiten
unterhalb von V1 hat, um dem Giermoment entgegenzuwirkene
das durch den Ausfall eines Außentriebwerkes hervorgerufen wird, und daher müssen alle Triebwerke gedrosselt werden,
um dieses Giermoment aufzuheben. Die St&rtbahnlängen sind
derart bemessen, daß ein Luftfahrzeug bei einer maximalen
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Geschwindigkeit von V1 sum Stehen gebracht werden kann·
Wenn ein Triebwerk nach dem Erreichen von V* ausfällt,
muß der Startvorgang fortgesetzt werden, weil keine ausreichende Startbahnlange zur Verfügung steht, um das
Luftfahrzeug zum Stehen zu bringen« Die BeetInnungen
erfordern ausreichende Betriebseigenschaften bei Triebwerksausfall, so daß das Luftfahrzeug die Geschwindigkeit
von V2 vor dem Ende der Startbahn erreicht, das Startbahnende in einer Höhe von mindestens 35 Fuß überfliegt und
bei einer Geschwindigkeit von V2 einen minimalen vorgeschriebenen konstanten Steiggradienten aufweist. VR ist
die Dreh-Fluggeschwindigkeit, bei der der Bug des Luftfahrzeuges durch den Höhenruderausschlag zur Vorbereitung
des Abhebens gedreht wird, was normalerweise einige Sekunden nach der Drehung erfolgt. Die Geschwindigkeit V-beruht auf einem Sicherheitsabstand zur Überziehgeschwindigkeit, die etwas kleiner als die Geschwindigkeit V2 ist.
Dl· Bestimmungen erfordern außerdem, daß Vn zumindest 5 $
größer als die minimale Steuergeschwindigkeit in der Luft (VM_.) ist. Die minimale Steuergeschwindigkeit 1st durch
die Richtungs-Steuereigenschaften im Fall eines Außentriebwerke-Auefalls festgelegt.
Das Drehmanöver resultiert in einem Auftriebskoeffizienten, der momentan größer 1st als der konstante Vert,
der erreicht wird, wenn das Luftfahrzeug konstant mit der Zielgeschwindigkeit (V2 oder V2 t+10 Knoten, in Abhängigkeit von der Anzahl der arbeitenden Triebwerke) ist. Der
momentane Überschuß 1st erforderlich, um das Luftfahrzeug schnell abheben zu lassen und somit die Startbahnlange zu
verringern, die zum Erreichen der Zielgeschwindigkeit erforderlich ist. Der Wert des Überschusses sollte proportio-
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nal zur zun Zeitpunkt der Drehung vorhandenen Beschleunigung
sein; d. h. der Überschuß ist klein, wenn daa Gewicht des Luftfahrzeuges hoch ist und der Schub niedrig ist, und der
Überschuß ist hoch, wenn das Gewicht niedrig und der Schub hoch 1st. Hieraus ergibt sich, daß dar ',Sielwert des Auftriebskoeffizienten (C. ) verringert werden muß, wenn das
Schub/Gewichts-Verhältnis hoch ist, um zu verhindern, daß
der momentane Wert des Auftriebskoeffislenten einen Vart
überschreitet, der sich zu stark dem Überzieh-Wert nähert.
V_ let die Geschwindigkeit, die ein Luftfahrzeug mit
ausgefallenem Triebwerk an der Startbahnumgrenzung, d. h. 35 Fuß oberhalb des Endes der Startbahn erreichen muß. Die
amerikanischen Lufttüchtigkeits-Normen für V» ändern sich
mit der Art des Luftfahrzeuges. Beispielsweise kann V1, für
ein dreimotoriges Luftfahrzeug nicht kleiner als 120 $ der
Überziehgeschwindigkeit Vg sein, während V^ für ein viermotoriges Luftfahrzeug nicht kleiner als 110 # der minimalen Steuergeschwindigkeit in der Luft (Vur,A) sein kann.
Soait ist das Start-HtSbenruder- oder LängsneigungsnanovBT in der Hauptsach· ein Geschwindigkeitssteuerungsproblen. Die Folge beginnt mit dem Beginn des Startrollvorgang·· und «ndet üblicherweise nicht später als 5 Minuten
hiernach. Luftfahrzeug-Strahltriebwerke sind so ausgelegt,
daß aie die Startleistung lediglich für «ine feste Zeitdauer abgeben, und am Ende dieser Zeitdauer nuß das Luftfahrzeug ia aerodynamisch günstigen Zustand sein (Fahrwerk,
Klappen, Vorflügel usw. eingezogen), so daß die Triebwerke auf einen normalen Steig-/Reise-Sehubwert gedrosselt werden kennen. Die amerikanischen BundeabeStimmungen beβehrMn-
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ken die Steig-/Reise-Geschwindigkeiten auf 250 Knoten, wenn
in Höhen unterhalb von 10.000 Fuß geflogen wird.
Es sind zur Zeit keine Steuersysteme bekannt, die insbesondere während des Start* und Durchstartmanövers eine
Lenkung und Führung ergeben» die vollständig mit den Forderungen
der amerikanischen Bundes-Lufttütüatigkeitanornifln
übereinstimmt. In der Vergangenheit wurden bekannte 'Systeme
verwendet, die angeblich, den Piloten vährend de» kri-
W tischen Start- und Durchstartmanövers unterstützen, doch
soweit es bekanntgeworden ist, berücksichtigen diese By«
sterne nicht alle Forderungen, dia durch die Lufttüchtig«
keitsnormen festgelegt sind.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Vorrichtung der eingangs genannten Art zu schaffen, die die
oben erwähnten Nachteile vermeidet und dia insbesondere eine Steuerung und Regelung des Luftfahrzeuges ergibt,, die
in Übereinstimmung mit den anerkannten Lufttüchtigkeiisnormen
steht·
^ Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelös», daß
- die Vorrichtung erste Rechnereinrichtungen zur Lieferung
eines ersten, einem Bezugskoeffissienten des Auftriebs des
Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, wobei der Bezugskoeffizient des Auftriebs der Fluggeschwindigkeit ontspricht,
zweite Rechnsreinrichtungen zur Lieferung eines z-weiton, dem
tatsächlichen Auftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges entsprechenden
Signals, dritte Reclmerelnrichtungsn zur Lieferung
eines dritten, der Beschleunigung des Luftfahrzeuges
entlang seines Fiugweges entsprechenden Signals und zum
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Empfang der ersten, zweiten und dritten Signale abgeschaltete
Einrichtungen zur Lieferung eines der algebraischen Summe dieser Signale entsprechenden Ausg&t gssigncls umfaßtο
Weitere Vorteile und Einzelheiten der Erfindung ergeben
sich aus den Unteranspriichan sowie der folgenden Beschreibung.
Die vorliegende Erfindung unterscheidet sich,, wie es
im folgenden ersichtlich wird, vollständig in ihrer Art und ihrer Wirkungsweise von bekannten Systemen und verkörpert
einen vollständig abweichenden (Grundgedanken.,
Die verschiedenen Ausgestaltungen dev Erfindung können
zur automatischen Erzeugung aufeinenderfolgender Höhenruder-Steuerbefehle während des Start- nna Steigmanövers
verwendet werdenr was die Drehung, das Abheben und die Beschleunigung
auf die Sicherheits-Zielgeschwindigkeit,, die
Nachdrückbeschleunigung (push over acceleration) auf die Klappen-Einziehgeschwindigkeit und Beschleunigung auf die
Steiggeschwindigkeit einschließt« Die Erfindung kann außerdem zur Erzeugung von G&s-Stellungsbefehlen während des
Steigens auf die Reiseflughöhe, während de» Reiseflugs,
während des Sinkfluges,, während des Anfluges, des Ausschwebens
und des Aufsetzen;; zusätzlich zur Erzeugung eines kombinierten Höhenruder-Steuerbefehls und Gas-Stellungsbefehls
für das Fehlanflugverfahren verwandet werden.
Die Erfindung vird im folgenden anhand von in der
Zeichnung dargestellten Ausführungsbeispielen noch näher erläutert.
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— ο —
In der Zeichnung zeigen:
Fig. 1 ein umfassendes Blockschaltbild eines äußeren oder Luftfahrzeug-Geschwindigkeitssteuersystems
mit geschlossener Schleife, das zur Erläuterung
des Hintergrundes des- Erfindung dargestellt ist?
Fig. 2 ein grundlegendes Blockschaltbild des in Fig.
Ik gezeigten elektrischen Untersystems;
Fig. 3t ^» 5» 6 und 7 Diagramme aur Erleichterung des
Verständnisses der Erfindung und insbesondere
zur Erläuterung der Ableitung der mathematischen Beziehungen, auf denen das orfitidungsgemäße System
beruht;
Fig. 8 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines Anstellwinkel-Rechners
des Systems;
Fig. 9 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines einen
Gewichts-Fehler-Rückführausdruck verwendenden
Anstellwinkel-Rechners;
Fig. 10 ein vereinfachtes Blockschaltbild des in dem
System verwendeten Gewichts-Rechners 5
Fig. 11 ein ausführliches Blockschaltbild des in dem System verwendeten Geschwindigkeits-Steuerparameter-Rechners;
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Kurven, die zeigen, wie sich die Parameter dee
Systems unter verschiedenen Betriebsbedingungen ändern;
Fig. 13 eine graphische Darstellung des Bezugskoeffizienten des Auftriebs,, der als Funktion des
Schub-/Gewichts->Verhältnisses und der Klappenstellung programmiert ist 5
Fig. Ik ein Blockschaltbild des Autopilot- und Flug-Direktor-Geschwindigkeitsböfehls-Rechners des
Systems;
Fig. 15 ein Blockschaltbild des Schnell/Langsam-Direktors und des automatischen Gasstellunge-Rachners des Systems.
In den Zeichnungen ist in Flg. 2 ein Blockschaltbild des erfindungsgemäßen Gesamtsystems dargestellt, das dem
"elektrischen Untersystem" nach Fig. 1 entspricht und Meßfühler, Signalverarbeitungschaltungen und Nutzausrüstung*n u«faßt.
Die Syetem-Meßfühler aind auf der linken Hälfte der
Fig. 2 gezeigt. Die MeßfUhler bilden die Eingangsgrenasflache zwischen dem elektrischen Untersystem und der Luftfahrzeug-Umgebung. Sie bestehen aus einem Vertikalkreisel
mit einen Signalauegang 120, der mit sind (Längsneigung) bezeichnet ist; aus Pitot-Zstatik-Druck-Meßfühlern, die
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in einem Plugdaten-Rechner 23 eingeschlossen und von die«
βem verwendet werden, um Ausgangssignale 1i6, 121, 122,
145 zu liefern, die jeweils proportional zur Vertikalge«
echwindigkeit (h), zur berichtigten angezeigten Eigengeschwindigkeit
(V ) (CAS) zur Macli-Z&hl (la) und sur Höhe
(h) aind{ aus einem Normarbeschleunigungsnseseer 22, der
ein Normalbeβchieunigungssignal (A„) liefert; aus einem
Abhebe-Detektor 26, der «in Schalter sein kann, der bei einer vorgegebenen Längsneigungslage nach Vv, betätigt wird,
oder der betätigt wird, wenn das Fahrwerk des Luftfahrzeuges
entlastet wird; aus einem Längsbaschieunigungs~
messer 21, der ein Längsbesohleunigungssignal (A„) liefert;
aus einer Lufttempera tursortde 29 j aus Turbinendrehzahlmessern
30; aus Klappenstellxmgswandlern 27 {6 p)\ aus
einem Höhenruder-Stellungewandler 25 (&„)5 aus einem Höhenflossen-Stellungswandler
2k (iH)l a«a Vorflügel-Stellungsschaltern
28, die betätigt werden, wenn sich die Vorderkanten-Vorflügel
in der eigezogenen Stellung, in der Startstellung und in der Landestellung befinden; und aus
einem vom Piloten auswählbaren Geschwindigkeitszähler oder -steuerer 31 (VgET).
Die Signalverarbeitungsschaltung ist in vier hauptsächliche
Rechnergruppen unterteilt, wie dies in Fig. 2 gezeigt
ist, und zwar in sinan @3sch.«rindi&keii;s-5teuerp&remeter»Rechner
32, einen Sclmbwert-Rschner 33β einen Autopilot-/Flug-Direktor-Gesehwindigkeit3bef®3il£»-Reehner
34, und in einen Schnell-/Langsam-Direktor- und Gas-Rechner 35«
Diese Rechner empfangen die Meßfilhlaroignala direkt und
verarbeiten sie, um Zwischensignale abzuleiten, die durch die zwei Ausgangsrechner weiter umgeformt und verarbeitet
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werden» wobei die Ausgangsrechner ihrerseits verwendet werden,
um die Nutzausrüstungen anzusteuern.
Die Nutzauerüstung bildet die Ausgangegrenzfläche zwischen
dem elektrischen Untersyetem und dem Höhenruder·* und
Gassteuermechaniemus des Luftfahrzeugs. Jeder Ausgangsrechner
steuert zwei Nutzvorrichtungen an. Der Autopilot-/Flug-Direktor-Geschwindigkeitshefehlsrechner
3^ weist einen Auegang auf, der das Höhenruder des Luftfahrzeuges über den
Autopilot-Längsneigungskanal 39 und den Höhenruderservo 40
betätigt. Der Rechner 3h weist außerdem einen Ausgang auf,
der einen horizontalen Flug-Direktor-Zeiger 11 eines Fluglagen-Direktor-Anzeiger»
10 (ADl) ansteuert. Der Schnell-/ Langsam-Direktor- und automatische Gas-Rechner 35 weißt einen
Ausgang auf, der die Schnell-/Langsam-Dareteilung 113
betätigt, die eich typischerveise an der linken Seite dee
Anzeigers 10 befindet. Der Rechner 35 weist außerdem einen Auegang auf, der die Gashebel über einen G&shebelservo 36
und eine Kupplungegruppe 38 ansteuert. Eine Rückführung von
dem Gashebelservo 36 über ein Servo-Tachometer 37 ergibt
ein geschlossenes Schleifen-Ansprechen auf das Gas«>Stellungs-Befehlssignal.
Der Geschwindigkeits-Steuerungs-Parameterrechner 32
erfaßt die am Massenmittelpunkt eines Luftfahrzeuges während des Manöverfluges wirkenden Kräfte und Beschleunigungen.
Die Figuren 3-7 erläutern die geometrische Ausrichtung der anwendbaren Beschleunigungen und Kräfte. Diese
Figuren werden verwendet, um die grundlegenden mathematischen Beziehungen abzuleiten, die die Grundlage des
bevorzugten Geschwindigkeitseteuerungs-Parameterrechners
32 bilden.
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Fig. 3 erläutert die Luftfahrzeugbedingungen während
dee Horizontalfluges» Fig. 4 zeigt die Bedingungen während
Kurven mit Querlage. In den beiden Figuren 3 und k ist die Symmetrieebene des Luftfahrzeuges die» die das Dreieck OPA
enthält· Der Punkt P ist der Massenmittelpunkt des Luftfahrzeuges. Di© Linie OP ist eine Längsrichtungs-Bezugslinie, die in bezug auf das Luftfahrzeug festgelegt und
als X-Achse bezeichnet ist* Der Punkt 0 stellt den Schnitt»
punkt der X-Achse mit der Erd-Bezugsebene dar, wobei diese P Ebene senkrecht zu einer Lotlinie ist, die sich von dem
Massenmittelpunkt (P) des Luftfahrzeuges zum Erdmittelpunkt erstreckt.
Die X- und Z-Achsen des Luftfahrzeuge» sind in der
Symmetrieebene des Luftfahrzeuges angeordnet. Die Z-Achse
erstreckt sich durch den Massenmittelpunkt (P) und steht senkrecht zur X-Achse. Eine dritte Bezugslinie ist als Y*
Achse bezeichnet und erstreckt eich durch den Massenmittelpunkt und bildet mit den X- und Z-Achsen einen dreidimensionalen, gegenseitig rechtwinkligen Bozugsrahmen, der in
bezug auf das Luftfahrzeug festgelegt ist.
W Die in den Figuren 3 und h gezeigte vertikale Bezügeebene ist eine Ebene, die durch den Punkt 0 hindurchläuft,
zur Erdebene senkrecht steht und zusätzlich eine Linie enthält, die parallel zur Richtung des relativen Windes ist.
Der Winkel zwischen der Richtung des relativen Windes und der X-Achse des Luftfahrzeuges ist der Anstellwinkel des
Luftfahrzeuges, der als o£ bezeichnet ist. Der Winkel zwischen der Richtung des relativen Windes und der Erdebene
ist der Flugwog-Winkel des Luftfahrzeuges, der als Y be-
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zeichnet ieto Der Winkel zwischen der X-Achse des Luftfahrzeuges und der Erdebene iat der Längsneigungswinkel des
Luftfahrzeuges» der als θ bezeichnet ist· Der Längsneigungswinkel
und der Flugweg-Winkel wird in vertikalen Ebenen
gemessen, die zur Erdebene senkrecht stehen.
Während eines Fluge3 ohne Querneigung (Fig. j) fällt
die Symmetrieebene mit der vertikalen Besugsebeno zusammen»
Oa der Längsneigungewinkel und der Flugweg-Winkel in der
gleichen Ebene gemessen werden, ist der Längsneigungs-Win«
kel gleich der Summe des Anstellwinkels und des Flugweg-Winkels; d. h. :
Während des Kurvenflugs (Fig. k) fällt die (durch das
Dreieck O-P-A definierte) Synsmetrieebono nicht mit der Vertikalebene
zusammen, die die Richtung des relativen Windes enthält. Unter diesen Bedingungen werden der Längsneigungswinkel
und der Flugwog-Winkel nicht in der gleichen Ebene gemessen, und die Gleichung (1) stimmt nicht mehr. Der Flugweg-Winkel
wird in der Ebene gemessen, dia das Dreieck O-A-B enthält, während der Länganeigungswinkel in der Ebene go«
messen wird, die das Viereck O~P~E~D enthält.
Der in Fig. h als 0 bezeichnete Winkel ist der Querneigungswinkel
des Luftfahrzeuges. Der Querneigungswinkel
kann durch den äußeren Kardanringaufbau eines Vertikal-Kreisale
gemessen werden, dessen Drehachse derart nachgeführt wird, daß sie mit einer Lotlinie ausgerichtet ist,
die sich von dem Massenmittelpunkt P zum Erdmittelpunkt er-
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- Ik -
streckt. Diese Lotlinie schneidet die Erdbezugaebene Im
Punkt F in den Figuren 3 und k. Der Winkel 0 ist der Winkel zwischen der Z-Achse des Luftfahrzeuges und einer Linie in der vertikalen Längsnoigtmgawlnkol-Ebene, die senkrecht zur X-Achse dos Luftfahrzeugss steht.
Zur Bestimmung der Ausrichtung der verschiedenen Winkel nach Fig. k ist es zweckmäßig» die Linien der Fig. h
^ als die Kanten einea sechsseitigen Polyeders zu betrach« ten, von dem jede Seite ein rechtwinkliges Dreieck oder
ein Rechteck ist. Die Auseinanderfaltung dieser Seiten ist
in Fig. 7 dargestellt. Die die Punkte der verschiedenen Dreiecke definierenden Buchstaben antoprechon den in Fig. k
gezeigten. Die mathematischen, in Fig. 7 gezeigten Ableitungen zeigen, daß der allgemeine Ausdruck, der sidi auf
den Längeneigungswinkel, den Aneto 11 winkel und den Flugweg-Winkel bezieht, wie folgt ist:
sin V - cos (^ sin © - siaö/ cos 0 cob θ (2)
Die Figuren 5 und 6 beziehen aioh auf KrAfta und Beh sohleunlgungen in dar Synanetrisebeue des Luftfahrzeuges,
die die X- und Z-Aehsen enthtl.lt (die durch das Dreieck
O-P-A definierte Ebene).
Die an dem Luftfahrzeug vorteiletrömende Luftströmung
erzeugt eine auf das Luftfahrzeug wirkende aerodynamische
Kraft. Dies ist als nicht ausgefüllter Pfeil (FA) in Fig.
gezeigt» Aus Zweckmäßigkeitagründoii wird diese Kraft in
zwei Komponenten aufgelöst, die als Luftwiderstand und Auftrieb bezeichnet werden. Die Luftwiderstanda-Komponente
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(d) liegt entlang des Flugweges des Luftfahrzeuges (entlang
der Richtung des relativen Windes)· Die Auftriebskomponente (L) steht in einem rechten Winkel zum Flugweg.
Der von den Triebwerken erzeugte Schub liegt in Vorwärtsrichtung
entlang der X-Achse des Luftfahrzeuges und
ist in Fig. 6 mit T bezeichnet. Die Voktoreumme von Schub,
Luftwiderstand und Auftrieb bildet eine resultierende Kraft,
die zum Ausgleich der Schwerkraftsanaiehung der Erde verwendet
wird, wobei jeder Überschuß eine Beschleunigung des
Luftfahrzeuges bewirkt.
An dem Massenmittelpunkt des Luftfahrzeuges ist eine
Gesamtbeschleunigung (Ap) vorhanden« Dor Zeitverlauf der
Größe und der Richtung des Gesaratbesehleunigungsvektors bestimmt
den Flugweg des Luftfahrzeuges. Es ist zweckmäßig, den Gesamtbeschleunigungsvektor in drei gegenseitig rechtwinklige
Komponenten aufzulösen. Diese Komponenten liegen entlang der X-, Y- und Z-Achsen und sind jeweils mit X, Y
und 2 bezeichnet. Die Komponenten in der Symmetrieebene sind X und Z. Diese können kombiniert werden, um den Längsbeachleunigungsvektor
zu bilden, der mit A. bezeichnet ist. Die Vektorkomponenten in der Symaie trie ebene sind in Fig. 5
gezeigt.
Der Gesamt-Längebeechleunigungevektor (A, ) kann äußerndem in ein zweites Paar von gegenseitig rechtwinkligen Komponenten
aufgelöst werden, wobei eine Komponente entlang des Flugwegeβ und eine unter rechten Winkeln zum Flugweg
liegt. Diese Komponenten sind in Flg. .5 mit V_ und A„_L bezeichnet.
Für die Zwecke der vorliegenden Erfindung wird
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angenommen, daß der relative Wind im wesentlichen entlang der Symmetrieebene des Luftfahrzeuges auftrifft. Dies ist
richtig, wenn das Luftfahrzeug nicht im Seitenflug-Zustand
ist} d. h. wenn das Luftfahrzeug mit vernachlässigbaren
Ruderausschlägen betrieben wird. Unter diesen Bedingungen
stellt V_, wie es in Fig* 5 dargestellt ist, die Beschleunigung entlang des Flugwegeβ dar. Die Komponenten A__T und
Y können durch Vektoraddition kombiniert werden. Die Resultierende ist die auf das Luftfahrzeug wirkende Zentrifugalbe βchieunigung, die auftritt, weil sich die Luftfahrzeug-Masse entlang eines gekrümmten Pfades bewegt.
Lineare Beschleunigungsmesser, die entlang der X-, Y- und Z-Achsen des Luftfahrzeuges befestigt sind, können zur
Messung der Beschleunigungen verwendet werden. Wenn angenommen wird, daß d&s Luftfahrzeug mit geringen Seitenflugschiebewinkeln betrieben wird, so ist es lediglich erforderlich, die Beschleunigungen entlang der X- und Z-Achsen
zu betrachten. Die Beziehungen können wie folgt zusammengefaßt werdent
s X ein <λ- + Z cos (k.
Die Ausgänge der entlang der X- und Z-Achsen befestig«
ten linearen Beschleunigungsmesser enthalten Störsign&le,
weil sie durch das Schwerkraftsfeld der Erde beeinflußt
werden. Diese Beeinflussung kann dadurch analysiert werden, daß das Schwerefeld der Erde durch einen äquivalenten Beschleunigung β wert ersetzt wird. Dies ist in Fig. h als ein
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vom Punkt P nach oben gerichteter Pfeil dargestellt, der
mit g bezeichnet 1st. Wenn das Sehwer©:f©ld der Erde entfernt
würde, würde die Maas© des Luftfahrzeuges einer Kraft
(w) entlang der Leitlinie unterworfen., dia genau äquivalent
zu der Kraft ist * die vorhanden ist, ?mnn daa Erd-Schwerefeld
gegeben ist.
Die Beschleunigung&ineßser könne», nicht zwischen der
äquivalenten Beschleunigung dos Erd-Schwerefeldes und den
X- und Z-Beschleunigungskoisponentem uatarscheiden» Diese
Auawirkungen könntm jedoch kompensier!; werden» weil der
Wert von g ebenso wie seine Richtung (entlang der Lo ilinie)
genau bekannt ist« All dies ist erfordarlieh, um die Beschleunigung
g entlang der speziell in »@r sanierenden Achse
aufzulösen. Aus Fig. k ist su erkennen, daß die Störkomponente
entlang der X-Achse g ein Θ; entlang der Z—Achrje g
cos θ cos 0t entlang der Y-Achse g cos β sin 0 und entlang
des Flugweges g sin ißt. Die Signalausgänge der Beschleunigungsmesser
sind mit iU. und A1, bezeichnet:
Αχ = X + g ein θ (5)
Az = Z* + g cos θ cos 0 (6)
Die Gleichungen (;3) ηηά (k) können entsprechend ausgedrückt
werden als:
V_ = (Ax - g ein 8)cosci~(„4™ - g cos θ cos 0)e±n^ (7)
ACFL = (AX " e sin e)slnöl+(A z - S «sos θ cos 0)co3<A/ (8)
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BAD ORIGINAL.
— le» «
Die Beschleunigung entlang dee Flugweges ist proportional
zur Resultierenden der Kräfte, die entlang des Flugwegea
wirken· Diese achließen Anteile des Schubes, des Luftwiderstandes
und des Gewichtes ein« Dia Auftriebskomponente (die
senkrecht zum Flugweg steht) trügt k<iino Kraft in der Flugrichtung
bei. Wie es an« Fig. h zu Bvls.sm.xexx ist, ist die
Komponente des Gewichtee entlang das Plugwetgae gleich W e±nVt
. Die sich ergebende Kraft entlang des Flugweges ist proportional zur Flugwegbeschleunigungt
- VT = T cosot - D - ¥ sinT' (9)
Dies kann außerdem geschrieben warden als:
»
T cos *> - D VT + sinr (1O)
T cos *> - D VT + sinr (1O)
Dl· Zusammenfassung der Gleichungen (2), (7) «nd (9)
und die Vereinfachung des Ergebnisses ergibt die folgende
Beziehung!
T eos <L - D A^GOS ^1 _ Ag »in*, ( n j
¥ g
Ein Gleichsetzen der Gleichungen (1O) und (n) ergibt:
V- . _._v· A-. cos ot. « A15, sin
ti* »inT - Ax cos rf. - A2 sin. ^ (12)
Die Gleichung (12) ist die Grundlage für den Anstellwinkel-
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■"19··
Rechner der vorliegenden Erfindung und v;ird zu diesem Zweck in der Form:
cos et - V - s sinT
Der Flugwegwinkel kann ausgedrückt werden als:
wobei h die Vertikalgeschwindigkeit des Luftfahrzeuge.«? und
V die Geschwindigkeit entlang dos Flugtvsges
Das grundlegende Konzept des1 Anstellwinkel-Mechn^rs
der vorliegenden Erfindung besteht darin,, daß das Gee&mt»
fluggewicht des Luftfahrzeuges pich während des Finget» sehr
langsam ändert, und zwar lediglich aufgrund des Treib*toffverbraucba«
Somit wird erfindungageisäß diese Tatsache als
eine Überprüfung der Genauigkeit dee Anr'sallwinkel-Rei-hneJTS
verwendet, indem die errechneten. Date** verwendet weiden,
um eine Messung des Geeamtfluggevichtea ab»^l@iten. Wenn
sich die Gewichtsmessung sehr sclaaell lindert, aeigt dies
eine Ungenauigkeit in der Ausgarigstoerucfonung an. Die Anderungsgeschwindigkeit
der Ge*i\icht.?berec;im?ixig wird entsprechend
in einer Rückführungeform vervotidet, um dia Berechnungen
zu korrigieren, wie es weiter unten ausführlich beschrieben wird.
Die Berechnung des G-esamtfl^ggewichta umfaßt die Kräfte
und Beschleunigungen entlang der ^-Achse des Luftfahrzeuges.
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W ··
— Z * L cos dl
Das Einsetzen der Gleichung (6) in die Gleichung (15) ergibt den folgenden Auedruckt
L cos
Der Auftrieb und der Luftwiderstand werden in üblicher Welse
ausgedrückte
· q β s
· q · S
dabei ist: S die Flügelfläche
q der dynamische Druck CT der Auftriebekoeffizient
Op der Luftwideretandskoeffizient
Dae Einsetzen der Gleichungen (17) und (18) in (16) ergibt den folgenden Ausdruck für das Auftriebs- Gewichts·
verhältnis:
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„ 216UiT
— zi —
W0 ·& = Sg
Das Schub-ZugeT/ichts-Verhältnia kann außerdem durch die
Beziehungen (11), (17) und (18) bestimmt; werden:
j A— cos &v. - A„ sin
I α. λ
W * ooaeC £ g
(21)
Der Gescliwindigkeitasteuörunge—Paratneterrechner 32 lie*
fert eine Mechanisierung für die Gleichungdn (13) bis (21).
Eine genaue gerätemäßige Aue führung; für die Gleichung (13)
erfordert Messungen der Längsbeochleunigung (Ax), der Nor»
malbeschleunigung {A„), der Flugvegbeschleunigung (V_) und
des Flugwegwinkels (sin X ).
Fig» 8 ist ein vereinfachtes Schaltbild der Vorrichtung
zur Durchführung dieser Berechnung» wobei die Meßfühler-Signalquellen
für die Längsbeschleuziigmigs- und Normalbeschleunigunge*·Ausdrücke
(A-, und A„) die ^?ings- und Verti«
kal-Besohleunigungsmesser 21 bzw. 22 sind, während die Signalquellen
für die Flugwegbeechleunigmig- und Flugweg-Winkel-Ausdrücke
(V~. und sin γ ) von den Üntar-Berechnunganetzwerken
20 bzw. h3 geliefert werden* Wie es durch die
Gleichung (13) gefordert ist, werden die Läisbeschleunigungs-,
Flugweg-Beschleunigungs- und Flugweg-Winkel-Signale
mit den angezeigten Vorzeichen einem Susamierverstärker k$
zugeführt, dessen Ausgang mit Hilfe einea üblichen Teilernetzwerkes
^6 durch das Normalbeschleunigungssignal dividiert
wird. Die Multiplikation des L&ngsbeechleunigungsaignals
mit cos ά. wird durch einen RUckführungsweg über einen
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üblichen Cosinus-Generator 47 erzielt. Der Cosinus-Generator basiert auf der trigonometrischen Beziehung:
COS
(22)
Die in Fig. 8 gezeigte gerätemäßige Ausführung: ergibt
verschiedene Berechnungsprobleme, die im Verlauf der Beschreibung weiter erläutert werden. Ee sei jedoch zu diesem
Zeitpunkt angenommen, daß diese Probleme auf ein· prakti·
sehe Veise gelöst sind, und daß die gesamte Anordnung nach
Fig. 8 durch einen äquivalenten Kasten ersetzt ist, der
ein elektrisches Ausgangssignal liefert, das proportional
zu sin oc ist« wie es bei 48 in dem Anstellwinkel-Rechner
nach Fig. 9 gezeigt ist. Die eingekreisten Ziffern in Fig. 9 stellen Signale dar» die elektrischen Größen entsprechend
der entsprechenden Gleichungen in dieser Beschreibung proportional sind.
Das sin οζ -Signal wird in einem Summierverstärker 49
mit Signalen kombiniert, die prcpcrtional zum Höhenruder» aus β chi ag (J_) von dem Wandler 25, zur Stellung der Höhen-
JEr
flosse (it,) von dem Wandler 24 und zur Klappens teilung von
den Wandler 27 sind, unrein Signal abzuleiten, das proportional zum konstanten Auftriebekoeffizienten des Luftfahrzeuges ist. Somit stellt der Auegang des Verstärkere 49
eine Lösung der folgenden Gleichung dar:
Ct » C1 + C. sinöC+ C1, . δ + C. · i- (23) L V L°C L«E E LiH H
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der Klappensteilung, der Vorflügelstellung und der Maoh-
Zahl. CT ist eine Funktion der Klappenstellung, der Mach-1K
Lr L.
der Mach-Zahl. E H
Die in Fig. 9 jeweils durch diese Größen bezeichneten Blöcke 65, 66, 69 und 70 stellen übliche Funkt:·, onageneratoren dar,
die die veränderlichen in eine Form umwandeln, dia die bekannten konstanten Charakteristika eines boatlaunten Luftfahrzeuges erfüllen.
Fig« 9 schließt einen Auftrieb- G.-iwicate-Verhältnis-Reohner 82 ein, der eine genaue Berechr.ring der Gleichung
(19) durchführen kann, es wird jedoch weiter unten gezeigt,
wie die Anforderungen der Gleichung durch die Verwendung des Gewichts-Rückführausdruckes erleichtert werden können.
Bin Signal (q) für den dynamischen Druck wird von dem Flugdaten-Reohner 23 gewonnen, der Druckinformationen von den
Pitot* und Statikdruck-Sonden des Luftfahrzeuges empfängt.
Diese Drück· werden in dem Flugdaten-Rechner 23 in elektrisch· Signal· umgewandelt, die proportional zum Statikdruck (p), zur Vertikalgeschwindigkeit (h)„ zur Mach-Zahl
(M) und sur berichtigten angezeigten Eigengeschwindigkeit (V ) sind. Der Staudruck wird aus der Beziehung!
0,7 M2p (2k)
abgeleitet.
Der Staudruck kann in Form der äquivalenten Geschwindigkeit eines inkonpressiblen Strömungsmedium* (v ) ausgedrückt werden, das die Dicht· von Luft in Meereespiegelhöbe
und bei 15 0C hat ( ? ), wenn es zur Ruhe gebracht wirdt
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BAD
- Zk -
q * 1/2-f o.Ve 2 = f2qc (25)
wobei f der Kompressibilitätsfaktor und q , der Druckunterschied zwischen den Pitot- und Statiksonden ist. Der Kompressibilitätafaktor ist eine Funktion der Mach-Zahl.
Für Höhen unterhalb von 10.000 Fuß ist es ausreichend genau, die berichtigte angezeigte Eigengeschwindigkeit
durch die äquivalente Fluggeschwindigkeit zu ersetzen, da:
f q 3 1/2·Q · V " (26)
O C -'OC
und f nahezu gleich f bei niedrigen Höhen 1st.
In Fig» 9 ist der Ausgang des Verstärkers k9 ein zu
C. proportionales Signal, und dieses Signal wird mit Hilfe eines üblichen Teilernetzwerkes 56 durch den Ausgang des
Rechners 82 dividiert, um einen Ausgang zu liefern, der
proportional zu L ist. Nach Verstärkung mit einer Verstärkung, die proportional zur Flügelflächenkonstante S
ist, wird das Signal in einem üblichen Multiplizierer mit
dem Ausgang q des Rechners 23 multipliziert. Somit ist die P Gleichung (20) gelöst, und der obere Eingang zu einem Summierter« tftrker 58 ist ein Signal, das proportional zum berechneten Gewicht V_ des Luftfahrzeuges ist. Der ¥_-Signalausgang des Verstärkers 58 wird einem Tiefpaßfilter und
einem Integratornetoswerk 59 augeführt, dessen Ausgang an
den Summierverstärker 58 zurückgeführt wird, um von dem ursprünglichen Ausgang subtrahiert zu werden.
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BAD
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(wie sie in Fig. 9 gerätemäßig ausgeführt iet) weist verschiedene dynamische Fehler auf. Die C1. -Eigenschaften de·
JL/
Luftfahrzeuges für konstante Bedingungen sind genau bekannt und in der Gleichung (23) wiedergegeben. Diese "Information ist jedoch während dyxiemi ocher Bedingungen nicht
mit ausreichender Genauigkeit bekannt. Ein weiterer dynamischer Fehler besteht in der G-I eic hung (13) fi&r den Anstellwinkel, wobei diese Gleichung Träghoits-Ausdrück«* einschließt und daher nur dann genau ist, venn kein Wind relativ zur Erde vorhanden sind» Bei Vorhandensein von Wind
und Vindscherungsbedingungen treten Jedoch dynamische Fehler auf.
Der Zweck des Gewichts-Rücki'ührsignals, wie» es in Fig.
9 gezeigt ist, besteht ia der Beseitigung dieser dynamischen Fehler. Bs berücksichtigt die Tatsache, daß das tatsächliche Gewicht des Luftfahrzeuge· sich langsam ändert. Aufgrund
der dynamischen Fehler ändert sich das durch die Gleichung (20) dargestellte Signal während Übergangs- und Windscherungsbedingungon beträchtlich. Die in Fig. 9 gezeigte Integrator·»
ausbildung bewirkt entsprechend eine Filterung des berechneten Gewichtesignale entsprechend der folgenden Beziehung:
W-W 1 „ (27)
wobei β der Differential-Operator in bezug auf die Zeit ist.
Der Unterschied zwischen dem Momentanwart (Gleichung 20) und dem gefilterten Wert (Gleichung 27) wird als das Gewichtc-Fehlersignal bezeichnet!
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Vie es in Fig. 9 gezeigt ist, wird dieses Fehlersignal
Ober ein· Leitung 93 in den Anstöllwinkel-Reehner k8 nach
Art einer geschlossenen Schleife zurückgeführt. Die Verstärkung des Rückführungseignais (k ) bestimmt den Korrekturgrad. Die Größe der Verstärkung ist in praktischen Fallen begrenzt, veil das gefilterte Gewichtssignal nicht genau selbst der relativ langsamen GewichtsVeränderungen des
Luftfahrzeuges aufgrund des Treibstoffverbrauche entspricht», wenn die Rück führung β vor Stärkung zu hoch 1st.
Eine praktische Begrenzung wird durch eine äquivalente Schleifen-Filterzeitkonstante (1 + k)·!^ zwischen 200
und 500 Sekunden diktiert.
Die Gleichung (20) stellt eine Berechnung des Gewichte· dar* das durch die aerodynamischen Kräfte an dem Luftfahrzeug getragen wird. Während des Rollens des Luftfahrzeuges auf dem Boden vor dem Abheben wird das Gewicht des
Luftfahrzeuges teilweise durch das Fahrwerk und teilweise durch aerodynamische Kräfte getragen. Dmr von der aerodynamischen Kraft getragene Teil steigt während des Rollens
am Beden an» bis beim Abheben das gesamte Gewicht von Fahrwerk auf die aerodynamischen Oberflächen übertragen wird·
Se ist daher anzustreben, daß die Gewichtsberechnung sehr schnell zum Zeitpunkt des Abheben» erneuert wird.
Der Ausgang des Verstärkers k9 nach Flg. 9 (Gleichung
23) stellt die Berechnung des konstanten Auftriebskoeffizienten dar, wenn die Auftriebscharakteristiken des Luftfahrzeuges nicht durch die Bodennähe beeinflußt werden.
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Der Bodeneffekt tritt Im allgemeinen auf, wenn sich das
Luftfahrzeug in einer Höbe befindet, die kleiner als eine einsige Flächenspannweite ist. Wenn das Luftfahrzeug auf
de« Boden rollt, bleibt die Richtung des relativen Windes
hinter der Tragfläche im wesentlichen parallel zur X-Achse
des Luftfahrzeuges. Wenn sich das Luftfahrzeug von dem Boden nach dem Abheben fortbewegt, wird die Richtung des
relativen Windes hinter der Tragfläche modifiziert, so daß sie eine nach unten gerichtete Komponente (Abwind)
aufweist, die die aerodynamische Kraft an dem Heck ändert.
Das Fehlen des Abwindes bei der Bewegung auf dem Boden . ändert die Auftriebeeigenschaften des Luftfahrzeuges in
einem derartigen Ausmaß, daß die Gleichung (23) nicht für eine genaue Gewichtsberechnung während des Rollens am Boden verwendet werden kann«
Die momentanen Parameter zur Bestimmung des Gesamt·
fluggewicht« beim Abheben sind das Auftriebs- Gewichtsverh<nis fet) , der Staudruck (q) und der Auftriebskoeffi-
■ient be lot Abheben (CT ). Das Auftriebs- Qewichtsverhält-
LO
nie aus der Gleichung (1°) ist in der Hauptsache eine
Funktion der Normalbeschieunlgung (A„) und ist daher beim
Abheben genau bekannt. Der Staudruck wird ebenfalls beim
Abheben genau bestimat und wird in dem Flugdatenrechner
aus der Gleichung (2k) abgeleitet. Der Wert von C. 1st eine Funktion der Klappen-/Vorflüg;©!.-Anordnung,
der Stellung der HShenflosse und der L&ngsneigungslage
des Luftfahrzeuges relativ zum Boden beim Abheben·
Flg. 10 1st ein Blockschaltbild einer Rechneranordnung, die tür Bestimmung des Gesamtfluggowichtes (w) des Luftfahr-
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zeuge* beim Abheben verwendet wird. Für die Zwecke dieser
Beschreibung ist das Abheben als der Zeitpunkt wShrend des
Drehmanövere definiert, wenn die Längsneigungelage des
Luftfahrzeuges einen vorgegebenen Wert (θ _) erreicht.
Der Wert von θ._ ist so eingestellt, daß er geringfügig
größer als die tatsächliche Länganeigungsdage iet, die gegeben ist, wenn die Räder des Luftfahrzeuges den Boden
verlassen. Im allgeneinen verlassen diese Luftfahrzeuge
den Boden innerhalb eines relativ schmalen Bandes von
Längsneigungelagen-Verten. Um eine genaue Messung des
fe Auftriebs-Zugewichts-Verhältnisses zu erzielen, ist es
erforderlich, daß das Luftfahrzeug vollständig in der Luft ist, so daß kein Teil des Gewichtes von dem Fahrwerk getragen wird. Der Abhebedetektor ist ein Schalter,
der angesteuert und verriegelt wird» wenn die Längsneigungslage des Luftfahrzeuges zum erstenmal ©. _. erreicht.
Der Abheb-Koeffiaienten-G«nerator leitet ein Signal ab,
das den Vert von C, für die speziellen Einstellungen
LO
der Klappe (^ F), der Höhenflosse (i„) und der Abhebe-
längsneigungslage (6tq) darstellt.
Das Abhebegewicht wird während des Rollens am Boden ■ durch eine kontinuierliche Berechnung unter Verwendung
fe eines sehr kleinen Wertes (Ί ) der normalen Gesamtflug
gewicht-Filterzeitkonstante (T ) bestimmt. Zum Zeitpunkt
W1
des Abheben» wird der momentane Wert des berechneten Gewichts gespeichert und darauffolgend als Bezugswert zur
Erzeugung der Gewichtefehlersignale verwendet. Die· wird
durch Umschalten auf ein Gesamtfluggewichts-Filter mit
großer Zeitkonstante (T^ ) durchgeführt. Somit liefert in
Flg. 10 der Auftriebskoeffizienten-Rechner k9x (der die
Elemente nach Fig. 9 umfassen kann, die den Verstärker
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BAO
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speisen) seinen normalen Vertausgang im Flugzuatand an den
oberen Kontakt eines Schalters 201 und dann an den Teiler 56 und den Multiplizierer 57 und an den Summierverstärker
58 wie in Fig. 9. Während des Roilans aa Boden vird jedoch
der Abhebedetektor 26 nicht betätigt, wodurch der Schalter 201 sich wie dargestellt in seiner unteren Stellung befindet. In dieser Stellung liefert der Abhebekoaffizient des
Auftriebsgenerators 203 den Wort d-js Auftriabskooffizienten
(Cl ), der als Funktion der Startstellung der Klappen 6„
(und Vorflügel) und der Höhenflosse i„ vorbastimmt ist,
sowie einen vorbestimmten Wert der Längsneigungslage § , wodurch die Gewichtsberechnung des Luftfahrzeuges zum
Zeitpunkt des Abhebenβ auf diesen vorbestimmten Wert von
Ct vorbestimmt ist. Außerdem betätigt dei· Abhebedetektor
26, wie es dargestellt 1st, einen Schalter 204, der - wie es in Fig. 9 beschrieben ist - unter Flugbedingungen den
Ausgang des Verstärkers 58 und des Filters ^9 an den Eingang des Integrators 60 liefert.
In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel der vorliegenden Erfindung 1st der Schalt-Schvellwert des Abhebedetektors 26 ein vorgegebener Wert (θ· ) der Längeneigungslage
des Luftfahrzeuges, der geringfügig höher oder größer als
die tatsächliche Abhebe-Längsneigungslage Θ. _ ist. Der Un-
LA)
terschied zwischen Θ. _ und θ'τη ist derart, daß sicherge
stellt iet, daß das Luftfahrzeug in der Luft ist und daß
daher der Wert von rr auf den Flugdaten beruht.
Wie es weiter oben erwähnt wurde, wird das Abhebegewicht während des Rollens am Boden kontinuierlich unter
Verwendung eines sehr kleinen Wertes der Gewichtsfilter-Zeitkonstante im Flug berechnet. Dies wird dadurch erreicht,
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daß ein zweites Filter 59* vom Ausgang des Verstärkers 58
an den unteren Kontakt des Schalters ZOh angeschaltet wird,
wodurch die Gewi cht sbere chnung bei enirogtem oder nicht betätigtem Abhebedetektor sehr schnell erneuert wird.
Bei Vp folgt der Pilot den Anvölauiig^n des Flugenzeigera 10 und dreht das Luftfahrzeug in dor Längeneigung, und
wenn die Längeneigungslage zum erstenmal β1-- erreicht,
wird der Abhebedetektor 26 betätigt und verriegelt. Die Schalter 2Ο1 und 204 werden in ihre oberen Stellungen bewegt. Der Vert des Gewichtesignals unmittelbar vor der Betätigung des Detektors 26 beruht auf einen vorgegebenen
Vert von C^,. (unter Einschluß der vorbestimmten Abhebe-Längeneigungelage), von L/V und von q, wobei dieser Vert
mit Hilfe des Integrators 60 wirksam verriegelt wurde, indem dessen Eingang von dem Filter 59' mit kurzer Zeitkonstante auf das Filter k9 mit sehr langer Zeitkonstante umgeschaltet wurde. Somit wird jeder nach der Betätigung des
Detektors 26 vorhandene Gewichtsfehler unmittelbar am Ausgang des Verstärkers 58 wiedergegeben und an den Eingang
des normalen Rechners für den C,-Vert in Flugzustand zurückgeführt, um irgendwelche Berechnungsfehler zu korrigieren.
Unter Verwendung des Gewicht«?fehler-RückfUhrkonzeptes
der vorliegenden Erfindung ist es nun zwackmäßig, eine vereinfachte und praktische Ltfsung der Anstellwinkel-Berechnungsprobleme zu betrachten, auf die weiter oben angespielt
wurde* Die RUckführungskorrektur in geschlossener Schleife
ermöglicht die Durchführung von Annäherungen an die genauen gerätemäßigen Ausführungen für den Anstellwinkel (Fig. 8)
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sowie außerdem von Korrekturen für die genauen Berechnungen der Flugwegbeschleunigung (Gleichung 7) und des Flugwegwinkels (Gleichung 1^), Selbstverständlich umfassen die
Annäherungen in der Hauptsache lediglich dynamische Fehler.
So ist in Fig. 11 ein bevorzugtes Aunführungsbeispiel
für eine Rechnereinrichtung zur Lieferung der Geschwindigkeitssteuerunga-Par&meter für ein Transport-Luftfahrzeug
dargestellt. Auch hier stellen die eingekreistem Ziffern in dem Schaltbild Signale dar, die proportional zu Größen
entsprechend der entsprechenden Gleichungen der Beschreibung eind.
Die flir die Flugweg-Beschieunigung verwendete Annäherung ist ι
wobei diese Annäherung gerätem&ßig ausgeführt ist, wie es
im folgenden unter Bezugnahme auf Fig. 11 beschrieben wirdj
Zu A_ und Α» proportionale Signale werden von den
Ltngebeechleunigungsmeseern 21 bzw. dem Rechner 23 eugeführt, wobei der letztere Ausdruck in einem Multiplizierer 37 mit einem von dem Vertikalkreisel 16 gelieferten und
zu sin θ proportionalen Signal multipliziert wird, ur,.d beide Signale werden mit den dargestellten Vorzeichen als Eing&nge an den Summierverstftrker 38 geführt. Ein berichtigtes angezeigtes Eigengeschwindigkeitsuignal (V ) wird von
dem Flugdatenrechner 23 geliefert und wird über eine Ausblend-(washout-)Schaltung 3k gefiltert, bevor sie dem Ver-
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stärker 38 zugeführt wird. Eine Rückführung mit einer Integralschaltung um den Verstärker 38 ist außerdem für !Compensations zwecke vorgesehen, wie en beschrieben wird. Der
Ausgang des Verstärkers 38 ist dahar ein Signal, das die
eingeklammerten Ausdrücke der Gleichung (29} darstellt und
wird als ein Eingang einem weitere« Verstärker kO zugeführt, dessen anderer Eingang durch des Gewichtsfehlex·-
RückfUhrungasignal an einer Leitung 63 über eine Verstärkungs-Einsteilschaltung k gebildet wird.
auegeführt ist, stellt verschiedene sehr erstrebenswerte
praktische Erwägungen dar. Die genaue Beziehung für die Flugwegbeschleunigung (Gleichung 7) besteht aus einer algebraischen Summe von relativ großen Werten. Joder der
Ausdrücke hat einen bedeutenden Wert während der Bedingungen im eingeschwungenen oder konstanten Zustand. Per
definition ist der Vert der Flugwegbeschleunigung im konstanten oder eingeschwungenen Zuat&nd gleich Null. Ss ist
daher sehr erstrebenswert, das Signal durch eine Aueblendschaltung zu verarbeiten, um die übertragung der konstanten Signale durch den Flugweg-Beschleunigungerechner zu
sperren. Der anzustrebende Wert der Aueblendschaltungs-
P Zeitkonstante (^a) liegt bei ungefähr 20 Sekunden« Obwohl
die Verwendung eines Sperr-Netzwerkea dynamische Fehler
hervorruft, werden diese durch den Gewichts-Fehler-RückfUhrungsausdruck kompensierte Um die Größe der k^-Verstärkung zu verringern, wird ein berichtigter angezeigter Eigen-
geschwindigkeits-RUckfUhrunge-Auedruck _c verwendet, der
/γ»
teilweise den dynamischen Fehler der l V Aueblendschaltung korrigiert. Das Grundprinzip für die Verwendung von
A— - A„ sin θ anstelle von
- g «in 9) cos fc - (·*„ - g cos θ cos 0) ein <*/
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216H01
von Gleichung (7) beruht auf der Tatsache, daß diese Annäherung gültig 1st, wenn der Anstellwinkel relativ klein
ist und angenommen wird» daß der Wert von g gleich A„ ist.
Diese Annäherung ist passend, well der Gewichte-Fehler-Rückführungsausdruck die Fähigkeit aufweist. Fehler in
der dynamischen Annäherung sowie Störungen aufgrund von
Vindscherungsbedingungen au korrigieren.
Die Forderungen der Vorrichtung nach Fig. 1 schließen einen Flugweg-Winkel-Rechner 4.3 ein» dessen Ausgang als
ein Eingang für den Anstellwinkel-Rechner erforderlich ist,
In Fig. 11 werden zur Ableitung des Flugwegwinkels zwei in einfacher Weise zur Verfügung stehende Signale verwendet· Diese Signale sind das Vertlkal-Geschwindigkeitseignal (h) von dem Flugdatenrechner 23 und das Mach-Z aiii-Signal (A1H), das ebenfalls von dem Flugdatenrechner 23 geliefert wird« Der Flugdatenrechner 23 stellt außerdem die
Quelle für das berichtigte angezeigte Eigengeschwindigkeitssignal (V ) dar, das in der gerade beschriebenen Flugweg-Beschleunigungsberechnung und außerdem zur Erzeugung
.des berechneten Gewichtβsignalβ verwendet wird, wie es unter Bezugnahme auf FIg, 9 beschrieben wurde. Das berichtigte angezeigte Bigengeschwindlgkeitssignal ist ungefähr
gleich der äquivalenten Fluggeschwindigkeit für niedrige Fluggeschwindigkeits- und Höhenwerte, die typisch für die
Start- und Landebedingungen von Transportflugzeugen sind. Wie es weiter oben erläutert wurde, kann der Flugdatenrechner «in genaues Staudrucksignal (q) erzeugen, wenn dies
für Anwendungen bei hoher Mach-Zahl erforderlich ist«
209827/0663
In Flg. 11 beruht die Flugweg-Winkalberechnung auf der
Gleichung (30). Ein Vertikalgeschwindigkeitssignal η wird
von dem Flugdatenrechner 23 geliefert und einem Tiefpaßfilter hl zugeführt, dessen Auegang durch die Mach-Fluggsschwindigkeitssignale in dem TeIlehnetζwerk kZ dividiert,
wobei die Mach-Fluggeschwindigkeit saigrmle ebenfalls /on
dem Flugdatenrechner 23 geliefert werden. Der sich ergebende Auegang ist ein Signal, das entsprechend der Gleichung (3<) dem Flugweg-Winkel (sin/') entspricht.
Das Vertikalgeschwindigkeitssignal von dem Flugdatenrechner wird durch Anomalien der Statikquelle beeinflußt,
die durch die Lftngsneigungsgeachwindigkeit des Luftfahrzeuges beeinflußt wird* Es ist daher anzustreben, das Vertikalgeschwindigkeit* signal ait einer Zeitkonstante von
einer bis drei Sekunden zu filtern. Dies ergibt jedoch wiederum dynamische Fehler, die jedoch durch die Gewichts-Fehl er-RttckfQhrungs te chnik korrigiert werden. Die verwendete Annäherung ist:
» ♦ 1
wobei A die Schallgeschwindigkeit in der Luft und T · die
Zeitkonstante des Filters ist.
Unter Bezugnahme auf Fig. 11 ist au erkennen, daß das
zu sin tf- proportional· Signal t
209827/0663 ßAD ORIGIMAU
216U01
Pie Gleichung (31) ist zu der genauen Gleichung (i3)
equivalent, jedoch mit der Ausnahme, daß angenommen wird»
daß cos oC gleich Bins ist und daß die berechneten Werte der Flugwegbeachleuniguag und das F.lugw8gwinkc<le in durch
den Gewlchts-Fehlctr-Rücicführungsatr.edruck kompensierter
Form entsprechend der Gleichungen (29) bzw. (30) verwendet
werden. Somit werden diese Ausdrücke Ir. Flg. 11 mit den dargestellten Vorzeichen in deia SvjamiarHrerstärker 50 zusammengefaßt, wobei der Ausgang dee Sumraisrverstärkere 50
durch dae A„-Signal von dem Normal -Be&ohle^jnigungsinefiser
22 in einem Teileraetzwark 51 dividiert wird,, dessen Ausgang das berechnete und korrigierte Signal ist, das proportional zum Anstellwinkel (sin ei ) des Luftfahrzeuges
ist· Das von der Vorrichtung nach Fig. 11 abgeleitete L/W-Signal ergibt eine Vereinfachung von der Gleichung (1°)·
VIe verwendet in Fig. M, 1st diese Beziehung:
(¥ > «T 1 -^ -in PC c (32)
β L
Das zu Aj, proportionale Signal wird wiederum von dem-Normalbeschieunigungsmeaser 22 geliefert. Ee wird dem Multiplizierer 35 zugeführt, dessen Ausgang daher A„ sin oC
1st. Dieses Signal wird mit einem Signal multipliziert, das proportional zum Verhältnis des Luftwiderstandskoeffizienten C- zu» Auftriebskoeffizienten C. ist, wie weiter unten
beschrieben wird, und das Produkt D A- sin oC wird dem
(T" SuoMierverstftrker 36 zugeführt, des- L -sen Ausgang ein
Signal 1st, das proportional zum Zähler der Gleichung (32)
1st· Dieser Ausgang wird mit einem Verstärkungsfaktor von — modifiziert, um den gewünschten berechneten Auftriebs-
209827/0663 BAo
216U01
Ir O
L·
abgeleitet, und dessen Signal erscheint an Auegang des
Suaaierverstärkere k9.
nauen Ausdruckes (Gleichung 19)· Das Verhältnis von D
ς:™" beruht auf dem folgenden Ausdruck für d*tn Luft- L
wideretandskoeffizientent
CD > CD + k (C1 - A)2 (33)
wobei Cn ( k und a Konstanten sind. Cnn, und k sind Funk-
D0 °
tionen der Klappenstellung; a let eine Funktion des Ausmaßes des Auefahrens der Vorderkanten-Vorflügel.
CL
CD D0 + ka2 - ka + k C.
Somit werden in Fig. 11 Signale Cd0t k und a, die pro
portlonal su den vorgegebenen Funktionen der Klappenetellu
und der VorflOgelstellung sindf von einea Funktionagenerat
71 geliefert, dem Eingänge von dem Klappen-Wandler 27 und
den Vorflügelschaltern 28 pugeführt werden. Der Ausgang
(CDq + k a ) des Funktionsgeneratore 71 wird durch C^ dividiert, um den ersten Ausdruck der Gleichung 3^ zu liefern,
und wird ale ein Eingang an einen Summierverstärker 73 erführt, dessen anderer Eingang das k-a-Signal von dem Gene-
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216U01
rator 71 ist. Der dritte Eingang ist das C--Signal an der
Leitung 72 von dem Verstärker k9, das mit Hilfe eine» Funktionsgeneratore 71* als Funktion der Klappensteilung modifiziert wird. Der resultierende Ausgang des Verstärkers 73
ist daher ein Signal, das proportional zu den Luftwilerstandskoefflzienten und dem Auftriebeverhältnis _I) nach
Gleichung (Jk) ist. Dieses Signal wird den L ^-Reehnerschaltungen, d. h«, dem Multiplizierer T6 und dem
Verstärker 36 zugeführt, wie es veiter oben für die lösung
der Gleichung (32) beschrieben -wurde.
Wie es welter unten aus filier Ii eher beschrieben wird,
ist der Bezugs-Auftriebskoeffizient (C. } erfindungsgemäß eine Funktion des Schub- Gowichts- Verhältnisses
(tt) des Luftfahrzeuges und das Verhältnis des Überschusses
des Schubs über dem Luftwideretand gegenüber dem Gewicht
( ) wird verwendet, um die ManSver-Geechwindigkeitsbegrenzungen einzustellen und um den Schnei!-/Langsam-Anzeiger des Flugdirektore in der Start- und Durchstart-B«triebeweise zu betätigen. Zu diesen Grüßen proportionale Signale
werden außerdem von dem Geschwindigkeiteeteuerungs-Parameter-Rechner 32 geliefert. Der Wert des Ausdruckes des Verhältnisses von dem Überschuß dee Schubs über den Luftwiderstand gegenüber dem Gewicht ist durch die obige Gleichung
(11) bestimmt« Obwohl die Gleichung (11) eine genaue Lösung 1st. so ist doch verständlich, daß die Annäherung für kleine Winkel für coe OC gültig ist, wodurch die Berechnungeechaltung vereinfacht wird. Somit wird in Flg. 11 der Auegang dee Multiplizierer« 35 mit dem Längsbeschleunigungsmeseer-Signal A- von dem Beechleunigungeneeeer 21 in einen
Veretärker 7k eummiert, wobei der Auegang dieeee Verstärker«
daher ein Signal let, das proper* toi al zur Gleichung (11)
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let, wobei angenommen let, daß co· eC gleich £ine ist.
Die Gleichung (21) wird ebenfalls durch die gleiche
Annäherung für kleine Winkel vereinfacht. Der Ausgang des Verstärkers j6 und der Verstärkungefaktor —, der die Gleichung (32) darstellt, wird mit dem C.-Signal von dem Verstärker 34- in einem Multiplizierer 87 multipliziert, dessen Ausgang mit dem Ausgang 115 des Verstärkers 7k (Gleichung 1i) summiert wird, um die Lösung für die Gleichung
(21) zu liefern, und zwar ein Signal an der Leitung 89, das proportional zum Schub- zu Gewichtsverhältnis (tj) isto
Der berechnete Flugweg-Vinkelausgang, der mit sin Jr"
bezeichnet ist, beruht auf der Omateilung der Gleichung (io)t
und zwar unter der Annahme, daß cos d^ Eins ist:
VTC
Die Gleichung (35) stellt eine genauere Messung des Flugwegwinkels dar, als diea durch die Gleichung (30) gegeben
ist, weil ea die dynamische Kompensation des Gewichts-Fehler-Kttekführungaauadruckes einschließt.
In Flg.
einem Sumaiierveratärker 82 zugeführt, deaaen anderer Eingang der Anagang (Ty0) des Verstärkers 40 nach der Modifikation mit einem zu — proportionalen Verstärkungsfaktor 1st«
Somit ist der Aaegang des Veratärkera 82 ein Signal, daa
«•man proportional ■*■ Flugwegwinkel (ein t ) da« Luftfahrzeuge· lat und da· in anderen Luftfahrzeugayataaan nützlich
•ein kann*
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Der Abhebe-Detektor 26, der weiter oben unter Bezugnahme auf Fig. 11 beschrieben wurde« wird ausgelöst, wenn
da· Luftfahrzeug eine vorgegebene Längsneigungslage erreicht* Dies hat den Vorteil, daß das Schalten durch Oaten erreicht wird, die in einfacher Weise in dem System
zur Verfugung stehen und keine Meßfühlersehalter außerhalb des Systems erfordern. Es ist jedoch verständlich,
daß abweichend von diesem bevorzugten Ausführungsbeispiel der Detektor 26 durch andere Einrichtungen ausgelöst werden könnte» die das Abheben feststellen; beispielsweise
könnte ein Schalter an dem Fahrwerk vorgesehen werden, der betätigt würde, wenn das Fahrwerk vom Gewicht des
Luftfahrzeuges entlastet wird» Somit soll der Abhebe-Detektor 26 in der in Fig. 2 gezeigten Gesamtvorrichtung
eine allgemeine Erläuterung darstellen.
Militärische Luftfahrzeuge geben während des Fluges intermittierend Gewicht von bekannter oder vorgegebener
Größe ab, wie z. B. Bomben, Ladung usw., und derartige plötzliche Änderungen im Gewicht des Luftfahrzeuges würden daher erfordern, daß die Berechnung des Gesamtfluggewiohtes zu der Zeit der Abgabe erneuert wird. Aufgrund
de· beabsichtigten erforderlichen Vorgange· kann die Erneuerung alt vorgegebenen Werten durchgeführt werden, die
■it dem tatsächlichen Abgeben der speziellen Gegenstände synchronisiert eind und in den Verstärker 86 nach Fig. 11
eingeführt werden, dessen Auegang an der Leitung 134 ein
Signal ist, da· das Gesamtgewicht W de· Luftfahrzeuge· entsprechend der Gleichung (27) darstellt.
Bei erneuter Betrachtung der Fig· 2 ist «u erkennen,
da8 die Funktion de· Schubwert-Borechners 33 darin be»
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steht, einen Vert eines Triebwerkparameterβ zu erzeugen,
der die optimalen Schubbetriebseigensohaften unter vorhandenen Bedingungen von Außonlufttemperatur, Höhe, Maoh-Zahl,
Leistungsverlustbedingungen (engine bleed conditions) und
Betriebsweise des Luftfahrzeuges anzeigt· Für manche Triebwerke ist der richtige Parameter die Drehzahl des Niedrig»
geschwindigkeitsrotors, der mit dem Gebläse verbunden ist
(Üblicherweise al· Geblasedrehzahl N1 bezeichnet)« Für
andere Triebwerke ist der richtige Parameter das Triebwerks-Druckverhältnis (üblicherweise als EPR bezeichnet)«
P Der Schubwertrechner 33 verwendet Meßfühlereingänge, die Signale entsprechend der Außentemperatur von der MeB*
fühl er sonde 29 sowie Hohen«· und Maoh-Zahl-Signale von dem
Flugdatenrechner 23 und Triebwerksgebläsedrehzahlen von dem Triebwerksdrehzahlmesser 30 umfassen* Die Signale werden verarbeitet) um ein Fehlersignal an einer Leitung I65
abzuleiten, das proportional zur Differenz zwischen der gewünschten Triebwerks-Gebläsedrehzahl (oder dem Trieb»
werkedruckverhältnis) und dem tatsächlichen Wert der Ge· bläsedrehzahl des schnellsten Triebwerkes ist. Dieses Fehlersignal wird von dem in Fig. 15 dargestellten Rechner
für die automatische Gaseteilung verwendet, um die Trieb-
^ werks-Gashebelkupplungen 38 einzustellen, um optimale
Sehubbedingungen aufrechtzuerhalten, wenn dies vom Piloten gewünscht wird und wie dies noch beschrieben wird·
Die spezielle Betriebsweise wird unter Verwendung geeigneter Druckknöpfe an einer (nicht gezeigten) Cockpit-Kentrolleinheit bestimmt. Typische auswählbare Betriebsarten
des Geschwindigkeitssteuerungs-Systems der vorliegenden
Erfindung sind Start, kontinuierliches Steigen, Reiseflug*
Anflug und Durchstarten.
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- 4i -
Der Schubwertreohner 33 erzeugt außerdem ein bestimm»
tes "Triebwerk-AUS·1-Signal an einer Leitung 90, was einen
Triebwerksausfall anzeigt· Dies wird dadurch bestimmt, daß gemessen wird, daß die Gebläsedrehzahl (oder das Triebwerks·*
Druckverhältnis} irgendeines der Triebwerke unter einen bestimmten vorgegebenen Wert abgefallen ist. Dieses diskrete
"Triebwerk-AUS"-Signal wird dazu verwendet den Bezugswerte des Auftriebskoeffizienten (CLref) während des Startes
so einzustellen, daß es der V2-Zielgeschwindigkeit bei
einem ausgefallenen Triebwerk und V„ + 10 Knoten entspricht,
wenn alle Triebwerke normal arbeiten, wie es weiter unten beschrieben wird·
Die Hauptfunktion des Autopilot-/Flug-Direktor-G·- schwindigkeltsbefehlsrechners. 34 nach Fig. 2 besteht darin, ein Regelsignal (y) zur Bewegung des Längsneigungs-Befehlszeigers 11 des Fluglagen-Direktor-Anzeigers 10 für die
Leitung des Starte und des Durchstartens zu erzeugen* Did
Steuergleichung, die das Regelsignal bestimmt, ist«
- CL> + k2 ^TC - k3
Entsprechend der Lehren der vorliegenden Erfindung ist der Bezugs-Auftriebskoeffizient (Cl«^) der Zielwert des
Auftriebekoeffizienten, den das Luftfahrzeug erreichen sollte, während es auf seinem anfänglichen Steigpfad zu der
Zeit stabilisiert ist, an dem es das Ende der Startbahn während der Start» und Durchstart-Betriebewelsen Überfliegt.
Dieser Wert entspricht der Ziel-Start-Geschwindigkeit, der
tabellenartig in dem Luftfahrzeug-Betriebehandbuch aufgeführt ist und der mit den Bundeslufttuchtigkeitenormen für
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- kz -
Sicherheitsgeschwindigkeiten für eine spezielle Flugzelle übereinstimmt. Der Wert von cLpEF ie* eine Veränderliche,
die sich momentan ändert, wenn ein Triebwerk ausfällt, oder wenn irgendwelche andere Faktoren auftreten, die den Schub
der Triebwerke beeinträchtigen, wie z. B. Gebläaedrehzahl, Triebwerke-Druckverhältnis, Fluggeschwindigkeit, Lufttemperatur, Höhe, Mach-Zahl,. Triebwerkeverluste uew. Dar Vert
wird außerdem automatisch bei Änderung??! ä&r Anordnung
von Klappen, Vorflügel und direkten Auftriebsateuerklappen ^ eingestellt.
Fig. 12 zeigt berechnete Start-Zeitverlaufe für ein
typisches, kommerzielles Dreitriebwerk-Transportluftfahrzeug unter drei typischen konstanten Schub-Zu-Gewichts-Verhältnlsbedingungen. Die Kurven zeigen die zeitliche Veränderung des tatsächlichen Auftriebekoeffizienten, der Flugweggeachwindigkeit und des Flugweg-Bahnverlaufe, ausgehend
von der Zeit der Drehung bei Steuerung durch das Regelsignal nach Gleichung (36). Es ist zu erkennen, daß dureh
Einstellung von Cj,--. als Funktion von T/V der Spitzenwert
des momentanen Auftriebskoeffizienten einen Wert nicht überschreitet, der einen Wert von 10 5t oberhalb des Überziehens
Typische Programme für den Bezüge-Auftriebskoeffizienten gegenüber dem Schub-Zu-Gewichta-Verhältnia sind in
Fig. 13 für ein Dreitriebwerka-DUsentranaportflugzeug bei
verschiedenen Klappenetellungen dargestellt. Diese Programme
werden zur Aufstellung der Handbuoh-Sioherheitageschwindigkeiten für entsprechende Werte von Triebwerkeschub, Klappenstellung und Gesamtfluggewieht des Luftfahrzeuges verwendet,
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und zwar auf der Grundlage der Gleichung!
V,
HDBK V C7(1/2 2 O-S) (37)
REF
Die in Fig. 13 gezeigten Eigenschaften stellen getrennte
Programmgruppen für Zweitriebwerks-Betrieb und Dreitrieb*·
werkβ-Betrieb dar. Die Zweitriebwerke-Gruppe gibt die Vg-Geschwindigkeit wieder; die Dreitriebwerks-Grupp® gibt eine
Geschwindigkeit von V2 + 10 Knoten wieder. Die Dreitriebwerks -Gruppe wird aus der Zweitriebwerke-(Vp-)Gruppe durch
Verschiebung Jedes Punktes der Zweitrlebwerke-Kennlinien
bis au einem entsprechenden Punkt entlang der T/W-Achse auf
einen üb 50 £ größeren Wert und entlang der CLj^p-AeSise auf
einen um 14 $ kleineren Wert erzeugt· Beispielsweise ist der
Punkt für Οχ,^-« bei zwei Triebwerken, der einem Verhältnis
von T/W von 0,2 oder einer Klappenstollung von 25 Grad entspricht, gleich 1,510« Der entsprechende Punkt für einen
Dreitriebwerks-Betrieb ist CLref gleich 1,300 bei einem
Verhältnis von T/W von 0,3.
Der ebene Teil der Zweitriebwerke-C^p-.p-Kennlinien bei
Schub-Zu-Gewichtsverhältnisβen von kleiner als 0,2 gibt ei«
ne Geschwindigkeit von Vj wieder, die gleich 1,2 mal der
Überziehgeschwindigkeit v STALt i»t» Der Wert Cjjoe* "i**d
(entsprechend einer vergrößerten Fluggeschwindigkeit) für Sohub-Zu-Gewichtsverhältnisse größer als 0,2 verkleinert·
Die Verkleinerungs-Kennlinien geben die Wirkungen der mini* aalen Steuergeschwindigkeit und die Notwendigkeit wieder,
daß verhindert wird, daß der momentane Wert des Auftriebekoeffizienten einen Wert überschreitet, der die tlberziehge*
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- kk ~
schwlndigkeit dee Luftfahrzeuges überschreitet, wenn das
Luftfahrzeug zum Abheben gedreht wird.
In Fig. i4, In der schematisch der Autopilot~/Flug-Direktor-Geschwindigkeitsbefehlsrechner
dargestellt ist, verwendet die Steuergleichung (36)» die C,- und V- -Signalausgänge
72 und 39 des Geschwindigkeitssteuerungs-Parameter*
rechners 32 direkt« Das Regelsignal 6 ist in den Figuren
und lh gezeigt. Dieses Signal ist als ein Befehl auf dem
Anzeiger 10 dargestellt. Der Horizontalzeiger 11 stellt
* durch eine Vertikalverschiebung von einem Bezugsindex 12
(Fig* 2) einen Längsneigungs-Lagenbefehl dar, wobei dieser
Befehl durch den Piloten dadurch erfüllt wird, daß dieser die Längsneigungslage des Luftfahrzeuges um einen Wert ändert, der erforderlich ist, um den Zeiger 11 auf der Indexmarke
12 auf Null zu bringen. Der Zeiger 11 wird durch einen geeigneten Meßinstrumentenantrieb 13 angetrieben, der
durch einen Befehlaspannungsausgang von dem Flug-Direktor-Rechner
gesteuert wird, der allgemein bei U in Fig, 14
dargestellt ist. Des Regelsignal £ enthält ein Dämpfungssignal
mit kurzer Periode, das dem Fing-Direktor-Rechner
14 von einem Längsneigungsgeschwindigkeitsrechner 111 zugeführt
wird, der an der Leitung 120 ein sin©-Signal von
^ dem Vertikalkreisel 16 empfängt. Das Regelsignal (£) enthält
außerdem das Differenzsignal zwischen einem von dem CLjygp-Rechner 18 gelieferten und zu einem Bezugs-Auftriebskoefflzienten
proportionalen Signal und einem Signal des tatsächlichen Auftriebskoeffizienten an der Leitung 72,
das von dem Geschwindigkeits-Steuer-Parameterrechner 32
geliefert wird* Ea enthält weiterhin ein Syetemdämpfungssignal
an der Leitung 39» das proportional zur Beschleunigung entlang de» Flugweges (V TC) von dem Rechner 32 ist.
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Vie es weiterhin in Fig. lh zu erkennen ist, empfängt
der Cj-gp-Recnner 18 drei Einganges ein zur Klappenstellung
(4 _) proportionales Signal 66 von dam Klappenstellungswandler
27» ein zum Schub-Zu-ßawiehta-Verhältnie proportionales
Signal 89 von dem ireseh-wlKdigkaite-Steuerungs-Parameterrechner
32 und ein Triebwerksaaafall-Unterecheidungssignal
90, das von dem Schub-VertcR^ohner 33 erzeugt
wird· Das letztere Signal wird dem Rechner 18 zugeführt«
um das CLpg»-Programm zn verschieben, falls ein Triebwerk
ausfallen würde, nachdem V., erreicht wurde, wie es beschrieben
wurde. V. ist die Geschwindigkeit, bei der das
Luftfahrzeug starten darf.
Das Klappensignal 66 wird einem nielxtlinearen elektronischen
Funktionsgenerator 92 zugeführt, der den ebenen Teil der typischerwaise in Fig. 13 g®ze±gi;&n Kennlinien
in Abhängigkeit von der Klappensteilung wiedergibt« Wie
es in Fig, 13 zu erkennen ist, steigt der Wart von C^p^
in dem ebenen Bereich im allgemeinen an, wann dar Klappenwinkel
vergrößert wird. Bas Sehub~Zu»G«wiehts~Verhältnissignal,
das dem Rechner 18 an dwr Leitung 89 zugeführt
wird, wird begrenzt und mit dem Ausgang des Ct „„„-Funictionsgenerators
derart zusammengefaßt;„ daß die gswünschten
Neigungen des Cl«.,™-. Pro gramma als Funktion von T/W erzeugt
werden. Die Änderungen in der Neigung der Kurven«
die bei vorgegebenen Werten von T/V auf tr.a can, werden durch
einen Verstärker 95 m±t totar '£mift„ einem Siammiernetzwark
9k, ein Summiernetzwerk 96 *nit voi'bestiaümter Vorspannung,
ein Begrenze met zw ark 9? und ein Stimmi®rnetzwesfk 98 geliefert. Die V«rsehiebu£& der Gruppe von Kennlinien its
Fall dee Au·fallβ «ines Triebwerks wird mit Hilfe von Veretärkung.-jändorungenotzwerken
93 S, 932, 933 tind 9!>^ duroh-
209827/0663
geführt, die durch ein Signal 90 von dem Schubwert-Rechner
33 gesteuert werden« Somit liefert der Funktionsgenerator
92 unter der Annahme, daß alle Triebwerke richtig arbeiteng einen Ausgang, der einem Wert von C^ für den gegebenen
Klappenzustand entsprechend den typischen, in Fig. 13 für
einen Dreitriebwerksbetrieb gazeigten Kennlinien entspricht.
Bei einem angenommenen Wert von T/W unterhalb von O03
wird dieses Signal unmodifiziert durch dae Verstärkungsnetzwerk 931 an die Summiernetzwerk© 9^ und 98 und dann an
den Flug-Direktor-Befehlsrechner lh geführt. Unter diesen
Bedingungen dienen die Verstärkungan der Netzwerke 932 und
933 dazu, die tote Zone des Verstärkers 95 auf einen Wert
auszudehnen5 der einem Verhältnis T/V van 0,3 entsprichte
während die Verstärkung des Netzwerkes 93** und der vorgegebene Wert dar Vorspannung über das Suaiiaie met» werk 9*>
dazu dienen, den Eingang das Begreiizernetzwerks 97 niedrig
zu halten, so daß dessen Ausgang Null ist. Wenri des· War«
von T/W 0,3 erreicht,, beginnt der Verstärker 95 iaifc tote**
Zone weitere Erhöhungen des T/W«Signals am Uiieft, und
dieses Signal verringert den Ausgang des FaaktLonsgenera«
tors 92 duroh das Summlerwerk 9'4 mit einer vorgegebenen
Steigung, wie dies an der Drei-Tr:ieb*ierks-(Jruppe nach Flg«,
13 gefordert wird, die V2 + 10 Knoten entspricht.
Wenn sich der Wort von Γ W iraifciirhin erhöht, überschreitet
der Ausgang dee Sunmiernefcivvn^ks ?6 den Ausgang
des Summiernetzw^rka ^h am Bingari^; »um Begrenzernatzverk
97, wodurch dessen Ausgang, der diffoivmtioll mit dem Auü»
gang von de» Netswerk 9*t euemi#rt wird, beginnt;, den Ausgang
von dem Not ζ vor Ic 98 abxusenk^n, vodur»h άΐιΑ ^Ί,-ητ p~s l"
gnal an den Flug-Dlrektor-Reohr^r 14 Ub«sr dl· Lei tang 99
209827/0 6 63 BAD ORlGlNAL
216U01
verringert wird.
Venn ein Triebwerk auefällt, nachdem V. erreicht ist,
ändert das Triebwerksausfall-Unterscheldungssignal 90 die
Verstärkungen der Netzwerke 931 bis 93^» um die Knickpunkte
der in Fig. 13 dargestellten Kurven zu verschieben, um sie an das niedrigere T/W-Verhältnis anzupassen« Im Ergebnis
werden die Werte vergrößert, um so die Zwei-Triebwerks-Ge*
schwindigkeit V2 anstelle der Drei-Triebwarksgeschwindig«
keit V2 + 10 Knoten einzustellen. Beispielsweise wird die
Versärkung des Netzwerkes 931 zur gleichen Zeit vergrößert,
wie die tote Zone des Verstärkers 95 verringert wird» um
einem T/W-Wert von 0,2 zu entsprachen, indem die Verstärkungen der Netzwerke 932 und 933 geändert werden. Zusätzlich wird die Verstärkung des Netssvierkes 93^ geändert, um
die CLjj-vp-Begrenzungektirve nach links zu verschieben, um
sie an den verringerten T/W-Wert anssupaasen.
Das Regel signal (£) des Flug~Dli>3ktor~Läng8neigungs·-
Befehlszeigere 11 weist den Piloten an, das Luftfahrzeug
in der Längsneigungslago su drehen, bis der Zelter 11 auf
den Bezugsindex 12 zentriert let und ihn danach mit Hilfe
der manuellen Längsneißungalagonsteusrung zentriert zu
halten· Indem auf diese Weise der Zeiger 11 zentriert gehalten wird, wird die Steuergleichung (36) erfüllt, und
das Luftfahrzeug hält den hierdurch definierten Flugveg ein.
In Fig. 14 ist der Flug-Direktor-Befehlsrechner 1*t
im einzelnen erläutert. Das Auegangssignal des C^-p_~Rechner β 18 wird auf der Leitung 99 an den Eingang des Flug-Direktor» Rechners 1*l· geführt, wo ee einem Anschluß eines
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Schalters 105 zugeführt wird, dessen Schaltarmanechluß
einer Begrenzerschaltung 106 mit veränderlichem Vert zugeführt wird) der sich entsprechend der Größe des möglichen
T-D Flugwegwinkele des Luftfahrzeugs3 ändert, der gleich ■
ist und an der Leitung 115 (Fig. 2) erscheint. Diese Schaltfunktion kann selbstverständlich mit Hilfe üblicher logischer Schaltungen und Transistorschalter durchgeführt werden. Der weiter oben beschriebene Nachdruck-(pushover-)Bezug ist im wesentlichen ein konstanter Fluggeschwindigkeitsbefehl von 250 Knoten, der erzielt wird, vrnxm die Beschleunigung des Luftfahrzeuges auf Null abgefallen ist· Der Ausgang der Begrenzerschaltung 106 wird einem Integrator 107
zugeführt, dessen Ausgang einem Stimmlernetzwerk 103 zugeführt wird und gleichzeitig an den Eingang der Begrenzerschaltung 106 zurückgeführt wird. Die Begrenzungen der Größe dee Signale durch die Begrenzerschaltung I06 dienen zusammen mit der Zeitkonstante des Integrators 107 dazu, eine Xnderungsgeschwlndlgkeit der Fluggeschwindigkeit auszubilden, die mit einer Beschleunigung des Luftfahrzeuges
übereinstimmt, die keinen Sinkvorgang ergibt. Dies ist durch die variable Begrenzung als Funktion des möglichen
Flugweg
reioht.
T-D
Flugwegwinkelβ, wie er durch ■ ■ dargestellt ist, er-
Flugwegwinkelβ, wie er durch ■ ■ dargestellt ist, er-
Daβ C. der Gleichung (36) wird dem Flug-Direktor-Rechner Ik über die Leitung 72 von dem Geschwindigkeitssteuerung*.
Paraaeterrechner 32 zugeführt und wird an einem anderen Eingang der Summiersohaltung 108 angelegt. Um der Annäherung
der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges an die Geschwindigkeit entgegenzuwirken, die durch den Clr__-Ausdruck (V2 ♦
10 oder V ) definiert ist, wird das zur Beschleunigung dee
2 0 9 8 2 7/0663
Luftfahrzeuges entlang das Flugweges (^«».J proportionale
und in dem Gaschwindigkoi tsstetieriingsi'öahner 32 abgeleitete
Signal 39 über dia Leitung 39 an die Flug«Direktor·«
Reehner-Sunjmierschaltting 108 gefüllt* Der Ausgang der Summier
schal fcung 108 ist: -daher ein Signal,, das proportional
zur Differenz zwischen dam Boäf^JfcüLfiwai3«; i5|(„-,_ und dem tat«·
sächlichen CL«-Werfc plus dem ferhlisderua.ga-Wert V isit,
und dieses sich ergebende Signal könnt*; normal erweis?» als
Flug-Direktoi'~Bef©hl ausreichend Beiß.. Se sind jedoch zwei
weitere Steuerungen eingeschlossen! ein Läsagsneigungi}winkel-Begrenzer
zur Begrenzung den maximalen Längsneigungswinkeis»
der befohlen werden kaim£ sowie ein Langsnaigungs-Lagenändsrungsauedruck,dar
die K\irzz©± t~Lä5J.gsn©igungi}stabi-1.1
tat des Luftfahrzeuge β bei Handsteuerung verbessert. Da
diese beiden Steuerungen eine Funktion der Längeneigungslage
sind» wird ein zu dieser (sind) proportionales Signal
120 dem Flug-Direktor-Rtichiier 14 von dem Vertikalkreisel
16 zugeführt« Das Lasigsneigungslagensignal wird mit posi»
ti-yem Vorzeichen eiiiM Eingang @lnes Begrenzers 109 und
mit negativem Vorbeiohe». dose®». Ausgang zugeführt.. Dar andere
Eingang des 3egr©iizer# 109 ist d%v Befehlsausgang von
.der Summierschaltung 108. Somit verläuft das Längsnslgungssignal
für Werte aas Befehls unterhalt» der durch den Begrenzer
109 ausgebildeten Begrenzung, die beiiBpielswais©
20 der Längen« igungs la ge entspricht, zustiBimera mit dam Befehl
durch den Begrenzer 109b wird jedoch mimitielbas* durch
das Läugsneigungssignal am Ausgang des Eeprenäars 109» beispielsweise
in de:,' Sumici er schaltung 110 auf gehoben» und somit
ist der Befehl nickt längen«igungabegrenzt. Wenn jedoch
der Befehl die Längsneigungebagrenzung überechraitat,
wird du» überschuhsigä Signal niclit durch das der Suoni*rschaltung
110 zug jführtθ negative Lftngsneigungssignal auf-
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gehoben, und somit bewirkt das überschüssig· Befehlssignal
eine Begrenzung des Signals an den Flug-Direktor-Zeiger auf einen Vert, der eine vorgegebene positive Längeneigungebegrenzung nicht überschreitet. Das Längsneigungssignal an der Leitung 120 wird außerdem einem Geschwindigkeit*- oder Ratennetzwerk 111 zur Ableitung des Liingsneigungsänderungsgeschwindigkeits-Ausdruckes zugeführt, um
eine Kurzzeit-Lagenstabilität zu erzielen. Ein Voreilungs/ Nacheilungs-Fi'lter 112 ist zur Verbesserung der dynamischen Eigenschaften des Flug-Direkior-Zeigors bei niedrigen Längsneigungsverschiebungsbefalilen vorgesehen.
Wenn die Nachdruck-(pushover-)Betriebsweise durch den
Schalter 105 betätigt wird, wird das Signal zur Schaltung 108 von der Leitung 72 (C- ) an eine Leitung 121 (V" ) und
L·
C
damit auf die berichtigte angezeigte Eigengeschwindigkeit umgeschaltet. Die NaohdrUck-Betriebeweise schließt das
Klappen-Einziehmanöver und die Beschleunigung auf 250 Knoten für den Aufstieg entsprechend den Bundesbestimmungen
ein, die maximale Geschwindigkeiten unterhalb einer Höhe von 10.000 Fuß festlegen. Somit wird beim Nachdrücken dar
Schalter 105 so betätigt, daß der Ctp-y-Befehl aufgehoben
und durch «ine Besugs-Fluggeschwindigkeit von 250 Knoten
ersetzt wird. Die Höh· für das NachdrückmaniSver let durch
Flugsicherheitsbeetlmmungen festgelegt und wird normalerweise in einer Höhe zwischen 1200 und 2000 Fuß eingeleitet·
Die Nachdrückhöhe wird durch Integration des Vertikalgesehwindigkeitssignal· 1i6 bestimmt, das in dem Fiugdatenreohner 23 entwickelt wird. Dieses Signal wird einem Integrator 117 zugeführt, der da· Vertikalgeschwindigkeitssignal integriert, und wenn «ein Auegang einen vorgegebenen Vert erreicht, der einer Huh· van ungefähr 1500 Fuß ent-
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.,ι- '2Ί61401
sprichtt wird der Schalter 105 betätigt, wie es schematisoh
in de« Rechner Ik nach Fig. lh dargestellt ist.
Wahrend der Start-/Durchstart>Betriebsweiae (TO/GA)
ist es anzustreben, den möglichen Flugwegwinkel des Luftfahrzeuges darzustellen. Dies ist der Flugwegwinkel, den
das Luftfahrzeug erreicht, wenn das Luftfahrzeug stabilisiert ist (Flugwegbeschleunigung gleich Null). Eine Untersuchung der Gleichung (1O) zeigt, daß der mögliche Flug-
T-D
wegwinkel gleich ' ■ ist. Dieses Signal an der Leitung
115 steht von dem Geschwindigkeitssteuerunge-Parameterrechner 3* nach Fig. 11 zur Verfügung. Entsprechend kann
das Meßinstrument 113 während der Start-/Durchstart-Betriebsweis« zur Darstellung des möglichen Flugwegwinkelβ
verwendet werden.
Die Aufstieg-zum-Reiseflug-, Reiseflug-, Sinkflug«,
Anflug« und Landebetriebsweisen erfordern, daß die Gashebel des Luftfahrzeuges so gesteuert werden, daß ein optinaler Schubzustand der Triebwerke oder eine gewünschte
Fluggeschwindigkeit aufrecht erhalten wird, wobei diese Geschwindigkeit niemals kleiner als ein berechneter Sioherheitswert oberhalb des überseiehwertee sein sollte»
Das System der vorliegenden Erfindung liefert diese Funktionen mit Hilf· einer Schnell-Arangsam-Darstellung auf
de« Anzeiger 1O und/oder mit Hilfe einer automatischen Gashebelsteuerung, die schematisch in Fig. 15 gezeigt ist«
In jedem Fall berechnet das erfindungagemtlße System die
minimalen Geschwindigkeiten als Funktion der Klappen- und VorflügelStellungen und des Gesatatfluggewichtee des Luftfahrzeuges. ISe berechnet außerdem die maximalen Genchwin»
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digkeiten, die auf dem Festigkeitasehuts der ausgefahrenen
Klappen beruhen. Biese Daten werden dazu verwendet, jede vom Piloten auegewählte Fluggeschwindigkeit zu übersteuern,
die außerhalb des Wertebereiches zwischen dem sicheren Maximalwert
und dem Minimalwertii©gt. Der Pilot kann durch
geeignete Anzeigevorrichtungen gewarnt werden, daß er eine Fluggeschwindigkeit außerhalb d%s sicheren Gesofcwindigkeitebereichos
ausgewählt hat.
Die automatische Greis8teirusig;g~St©u©ruiagsb«triebsweiee
verwendet außerdem einen Vergleich der Triebwerks-Gebläse«
drehzahl (oder des Triebwerks-Bruokverhältiaissee) mit einem
optimalen Wert zur Steuerung der Gaeεteilung während des
Aufsteigen» sum Reiseflug und des Durchstartens. Das Fehlersignal
wird von dem Schubwertrockner 33 (Fig. 2) geliefert,
der den optimalen Schubsmstand des Triebwerkes bestimmt und
ihn als optimale Gebläsedrehzahl N^ (oder optimales Triebwerke-Druckverhältnis)
ausdrückte Das Gashebel-Steuersystem verwendet-dies· Daten nicht nur als einen direkten Gassteuerungebezug unabhängig von der Fluggeschwindigkeit, sondern
außerdem als Gashebel-Stsllungshegrenzer, wenn das System
mit Fluggeachwinäigkeite-Bezugsateuenrng b&trieb@n wird«
Die Berechnung des minimalen Fiu&g-eschwindigkeitswertes
beruht auf den folgenden Beziehungen:
V . = k V (38)
min am β \-> 1
(39)
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wobei V die Überziehgeeonwindlgkeit bezogsa auf die am
stärksten kritische Schwerpunktslage ist, k ist ύ®τ er-
32Π
forderliche Überziahsicfe.©rheitswert, usid ■ Cj^ ist
maximale Wart des Auftriebskoefflzlenten,- dar d®r Überziehgescliwindigkeit
entspricht, wi<a es disreia di® asiOFtkanisehen
EundeslufttüciitigkaitsnorissM. (F®da2pal Airworthiness
Standards) festgelegt ist« Im allgam©ia®ii ist Cj^ eine
Funktion der Klappen»/VorflügeloAnordsiuBg« -and der ©rfordes5=«·
liehe Überziah-Sic ta.®rh«iitsw®rt (k ) wird
em
für ansteigende Ausschlag© dar Klappen x^rs'ingart. Ein ty»
pisches tibersieh-Sioharfaeitsprograiam \nird© bei 1S5O für einen Klappenaiissciilag Null beginnen und bis auf 1,35 füF den
vollen, für die Landung verwendetea Klappenauesehlag absinken»
Die zur Berechnung von Y , verwendet© und in Fig. 15
gezeigte gerätemäßige Ausführung beruht auf der folgenden Umstellung der Gleichung (39)t
W-k . V2 . =0 (kO)
min min v '
1 sm
Gleichung (4i) ist daher ausschließlieh eine Funktion der
Klappenstellung·
Entsprechend wird das Eingangssignal von der Leitung
66 von dem Klappen-¥andler 27 nach Fig. 2 svu einem Klappen-Funktiona~Generator
136 am Ausgang des Generators 136
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in ein Signal umgewandelt, das proportional zu k . isto
Dieses Signal wird zweimal aufeinanderfolgend durch die MuItipiikationsschaltungen 137 und 138 multipliziert f wobei
der Multiplikationsfaktor proportional zum Auegangssignal einer Addier·IntegratorseheJ. fcung 139 ißt. Di© Ein«
ginge &S2? Schaltung 139 bestehen e.us der algebra!βchctn
Summe der zu W und zu V . k . px'OOoz'tionalen Signale«
um miii
Der Ausgang dor Integratorschaltutig 139 ändert sich« bis
2 die algebraische Summ» von W und V __, .Jc . genau Null ist,
wobei dieser Zustand die Forderungen der Gleichung erfüllt. Der Gleichgewichtszustand am Ausgang der Schaltung
139 ist dahex' proportional stnr minimalen sicheren
Geschwindigkeit (Vmia)·
Der Pilot kann ein© gewünschte Geschwindigkeit an
der VgJg--Steuerung 31 bzw. 1^5 einstellen, die eine Spannung erzeugt, die proportional su einer Zähleranzeige an
der Frontplatte der (nicht gezeigten) Steuerung ist. Diese Spannung wird in einer Schaltung IkQ begrenzt, deren
Begrenzung veränderlich ist und durch den Ausgang eines Funktionsgenerator 147 als Funktion des Klappenstellungssignals
66 bestimmt ist. Der Ausgang der Begrenzung«schaltung 148 gibt die Einstellung des Piloten mit der richtigen maximalen Begrenzung wieder« tile auf den Festigt.©!ts·
begrenzungen der ausgefahrenen Klappen beruht.
Das Ausgangssignal von der Schaltung 148 wird als
ein Eingang einem zusätzlichen Begrenzer 149 zugeführt,
dessen anderer Eingang das V . «Signal an der Leitung 14O
min
ist. Das letztere Signal wird außerdem dem Summier- und Begrenzernetzwerk 150 zusammen mit dem Ausgang des Begrenzers
149 zugeführt. Die Wirkung des Begrenzers 149 (mit
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« 55 «
der dargestellten Kennlinie) besteht darin» sicherzustellen,
daß das von dem Piloten eingestellte Geschwindigkeitssignal niemals kleiner eile das minimale Slcherheitsgeeehwlndigkeits-Signal
ist» Eine Anzeigevorrichtung, die das eingestellte Geschwindigkoitssignal und das minimale Geechwin··
digkeit8signal empfängt r dient zur ¥arniJiHg des Piloten«
daß er eine Geschwindigkeit eingestellt hat, die kleiner ist als die sichere Geschwindigkeit. ISs kann eine weitere
(nicht gezeigte) auf den Ausgang dar Begrenzerschaltung
ansprechende Anzeigevorrichtung vorgesehen sein, um den Fi·*
loten zu warnen, daß er eine Geschwindigkeit ausgewählt hat, die für die gegebene Klappenstellung sau hoch ist.
Das Netzwerk 150 verarbeitet zusammen mit einem Inte«
grator 151 die algebraische Summe des Integrators 151p den
Ausgang an der Leitung i40 und den Ausgang des Begrenzers
1^9« um eine Änderungsgesohwindigksit der Befehlsgoschwindigkeit
(^CMD) zu liefern, wobei berücksichtigt wird, daß
der Ausgang des Integrators 151 das Integral von V_„„ oder
die befohlene Fluggeschwindigkeit V- ist. Die asymmetric
sehe Art des Netzwerke 150 ergibt Fluggeachwindigkeits-Än»
derungsgeschwindigkeitsbefehle, die für die anwachsende
Richtung verglichen mit der abnehmenden Richtung höher ein·
gestellt sind. Die Aufgabe dieser Charakteristik besteht darin, eine schnellere (Jaeetalltaagserhöhung für eine Beschleunigung
verglichen mit ein^r Abbrerasung zu erzielen
und somit ein Absinken der-Fluggeschwindigkeit in Richtung
auf die Überziehgesciiwindigkeit ssa minimal A ei er en«
• Der Fluggeeelmindigkeits-Xr.dermigggescbwindigkei ts-Befehlsausgang
dec; Netsswerks 150 *i.rd dam Integrator 151
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zugeführt s tun den Konst&ntgeechwiz&digkeits~Bezug zu erzeugen,
wobei dieses Signal einer Summierschaltung 152 zum Vergleich mit dem tatsächlichen Flugg;eschwindigkeits-(V )-Signal
121 von dem Flugdatenreeimer 23 auge führt wird· Das
V_M_-Signal wird außerdem zu dem Netzwerk 150 zurückgeführt,
um die Schleife um den Begrenzer asu schließen, wodurch sich
die gewünschten unsymmetrie chert Kennlinien ergebene
Der Ausgang der Summierschaltung 152 an der Leitung
152 wird dem Schnell-ZLangsam-Anzeiger 113 des Flug-Anzeigers
10 zugeführt, und zwar in geeigneter Weise mit Hilfe von Netzwerken 15^ geglättet oder verzögert, wobei die Verzögerung
durch das Hinzuaddieren eines Fluggeschwindigkeits-Änderungsgeechwindigkeita-Ausdruckes
V__ über die Leitung 39 von dem Geschwindigkeits-Steuensnge-Parameterrechner
(Fig. Z und 1i) ergänzt wird« Somit wird der Pilot
über die Betriebseigenschaften des automatischen Gas st el·»
lungs-Systerns durch diese Darstellung dee kombinierten Fluggeschwindigkeit
sfehler 8 und der Ändenmgsgeschwindigkeit
der Fluggeschwindigkeit unterrichtet» Wenn das automatische Darstellungssystem abgeschaltet %rirde kann der Pilot diese
Direktor-Anzeige für eine manuelle Steuerung der Gashebel verwendenο
Das Hegel signal für die Direkter·» Steuerung der Gashebel
ist ein Gassfcellimgs-Änderungsbefolil ( & „„} , der dureh die
folgende Steuergleichung· definiert
Vc> - k5 ^TC (k2)
Der Ausgang des» Saiaaiierschalt-jjiig 152P der den Fiugg®-
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schwindigkeits-Fehler darstellt, wird dom Eingang «ines
automatischen Gasstellungs-Servobegrenssers 155 über zwei
Wege zugeführt» und zwar über einen "Yasrseiiisbungs^-i "displacement"-) Weg und einen "Integral-W-W@g· Der "Integral"«»
Weg schließt ein Aasblend« oder Vo~reilungs«Net2we:rk 156
und ein Yerzögerunge-Begrenz.er- oder Integrator-Begrenzer»
Netzwerk 157 ein, wobei das letztere Netswork auSerdess des
Befehlsänderungsgeschwlridigksite-Ausg&rig des Netzwerkes
150 empfängt« Der nVersehiebungsw-Weg aehlleßt ein Böen·*
filter 158 ein.
Die Funktion des Ausblendnetzwerkes 156 in dem Inte«
gral-Weg besteht darin, irgendein Überschwingen der Fluggeschwindigkeit in Abhängigkeit von einer Bezugs- oder
ausgewählten Fluggesohwindigkeitsäaderung aufgrund der
Wirkungsweise des Integral·»Weges zu verringern. Die Aus*
blendung des Fluggesehwindigkeits-Fehlers dient außerdem
als Ersatz für das Integral der Ä'ndenmgs geschwindigkeit
der Gashebelβteilung ale Peeudo-Gashebelstollungerückführunge-Ausdruck
zur Verbesserung des dynamischen Aneprechens des Gashebelservos.
Das Böen-Filter 158 ist grundsätzlich ein Hochpaßoder
Ausblendfilter und umfaßt einen Integrator 159, der
zur Rückführung um einen Verstärker I60 mit hoher Verstärkung
herum angeschaltet ist, wobei dieser Verstärker I60
das Fluggeschwindigkeits-Fehlereignal an der Leitung 153
empfängt. Das Flugweg-Beschleunigungssignal 39 (V_c) wird
außerdem als Niedrigfrequenz—Dämpfung«ausdruck verwendet.
Das Böen-Filter 158 dient zur Verbesserung der Betriebseigenschaften
des Systems unter Windböen und Windecherungen mit Komponenten entlang des Flugweges·
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Zu dem Höhenruder-Ausschlag <§ und dem Höhenflossen-Aussehlag $ ^- proportionale Signale ergeben eine Gashebelbewegung in Erwartung dor Geschwindigkeitswirkungen, die
eich aus diesen Oberfläohenaueschlagen ergaben. Diese Wirkung wird weiterhin durch Zuführung dass Stauerflachen-Ausschlag- Auadruekes über ein Hochpaß- oder Ausblendnatzwerk
167 verbessert»
Eine weitere Steuerung der Gsishebel ergibt eine automatische Einstellung der Gashebel zur Erzielung optimaler
Triebwerksbedingungen, wie sie durch den Schubwertrechner 33 nach Fig, 2 bestimmt sind. Der Signalausgang I65 des
Schubwert-Rechners stellt die Differenz zwischen der tatsächlichen Drehzahl zwischen dem höchsten TriebwerksgeblSee
und dem auf der Betriebsweise beruhenden Optimalwert dar» Dies Gebläse-Fehlersignal wird als eine unabhängige Steuerung für die Triebwerke-Gashebel verwendet, um die optimale Gebläsedrehzahl der Triebwerke aufrecht ssu erhalten·
Dieses Signal wird außerdem dazu verwendet, momentan die Gashebelbewegung unter der Steuerung der Fluggeschwindigkeit s»Eine teilung zu begrenzen, wenn das System dazu neigt,
zu stark zu beschleunigen und damit den Ladedruck der
Triebwerke zu stark zu erhöhen.
15 zeigt schematlseh die notwendigen Schaltungen
zur Durchführung dieser Funktion· Wenn die Triebwerke bei·*
spieleweise lediglich durch den Gebläsedrehzahl-Fehler gesteuert werden sollen, wird das Signal 165 mit einem Vor»
aus-Xnderungsgeschwindigkeits-Ausdruok von einem Änderungen
geschwindigkeits-Netzwerk 166 kombiniert und die erforderliche Verriegelunge schaltung wird zur Umschaltung von der
BAD ORIGINAL
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Fluggeschwindigkeits- zur Gebläsedrehzahl-Steuerung betätigt. Bei der Fluggeschwindigkeitssteuerung, und insbesondere dann, wenn der Fluggeschwindigkeits-Fehlerwert eine
vorgegebene Größe überschreitet (wie s» B. durch Überwachung des Unterschiedes «wischen den Ausgängen des Verstär.
kers 160 und des Eegrenzernetzwerkas 157 und Betätigung
des gezeigten Schalters) schaltet das System außerdem auf die Gebläsedrehzahl-Steuerung mn, bis der Flüggeschwindigkeits-Fehlerwert auf einen annehmbaren Wert verringert
ist. Ein mit dem Eingang des Integrators 159 verbundener Schalter wird geöffnet, wenn das Gabläeedröhzahl-Fehleraignal übernimmt, und das vorhandene Flüggeaehwindigkeits-Fehlersignal wird gespeicherte Venn der Flüggeschwindigkeits-Fehlerwert auf einen annehmbaren Wert abfällt, kann
die Fluggeschwindigkeits-Steuerung mit einem glatten über« gang wieder aufgenommen werden*
Das automatische Gashebelstellungs-Stouerungssyetem
nach Flg. 15 schließt Vorrichtungen zur Verzögerung der Gashebel im Zusammenhang mit der Ausschwebaphase einer
automatischen Landung und außerdem eine vollständige Zurückstellung ein, wenn die Räder die Landebahn berühren·
Ein voreingestellter Verzögorungswort wird eingeleitet,
wenn das Luftfahrzeug eine vorher «Ingesteilte Ausschwebe-Höhe oberhalb der Landebahn einnimmt, die durch ein Hochfrequenz-Höhenmesser festgestellt wird. Eine weitere Gasstellungs-Zurüokstellung mit einem größeren Wert bie zur
Leerlaufsteilung wird-durchgeführt, wenn das Luftfahrzeug
die Landebahn berührt, wie es beispielsweise durch des Ansteigen der Drehzahl der Fahrwerkräder angezeigt wird·
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Die bevorzugt· Servo-Ausbildung zur Durchführung dieser Gashebel «teilung·-Steuerung« funktion kann durch das
Zwei-Kanal eye tee nach dem US-Patent 3 50k ZkQgegeben «ein»
wobei diese Anordnung Fehler-Betriebseigenschaften auf*
weist, so daß kein einzelner Ausfall befriedigende Betriebseigenschaften stören kann0
Das beschriebene Auaführungebeispiel des Geschwindigkeits-Befehla- und automatische Gashebel st ellungs-Steuerungs eye tear für Luftfahrzeuge bewirkt eine Lieferung von
Anweisungen an den Piloten über einen Flug-Direktor-Anzeiger, oder eine automatische Steuerung dmr Triebwerke-Gashebel während des gesamten Luftfahrzeug«Flugprofilβ τ.«
Start bis iur Landung» wobei geeignete Sicherheit«geschwindigkeit·- Wer te für alle Luftfahrzeugzustttnde und Betriebsbedimgmngen aufrechterhalten werden« Die Berechnungen d*T
verwendeten Steuerparameter berücksichtigen die Lufttüchtlgkeltsnoraen für die Flugsicherheit; wie sie durch die
Verordaungsbehörden der amerikanischen Bundesregierung
festgelegt sind und geben weiterhin die Parameter wieder» die in den FlughandbUehern festgelegt sind, die von dem
Hersteller des Luftfahrzeuges festgelegt sind, so daß der Betrieb des Systems der gleiche ietP wie ihn der Pilot unter üblichen Verfahren erwarten würde»
Das erfladung·geaftfle System 1st allgemein auf das GB-Patent 1 259 393 der gleichen Anmelderin besogen« Das erflndmngsgemKfie System erfordert für die verschiedenen BereemwuKgen Signaler die proportional aum Anstellwinkel, zum
A*ftrlebskoeffisienten, rar Beschleunigung entlang des Flugweges« zum Verhältnis des Schubs avm Gewicht, zum Gesamt*
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flüggewicht dee Luftfahrzeuges und dem möglichen Flugweg
des Luftfahrzeuge· sind«
Das Anstellwinkelsignal kann entsprechend der Lehren
des deutschen Patentes ».« (deutsche Patentanmeldung P 20 53 479*6) der gleichen Anmelder in berechnet werden«,
Der bsvorzugte Rechner für die Gaschwindigkeits-Steuerbar ame t er ergibt a ine größere Genauigkeit während
des beschleunigten Fluges und bei Vorhandensein von Wind und Vindβcherungsbedingungen» Der bevorzugte Rechner er«
zielt außerdem eine größere Genauigkeit während des Start-Roll vorgange β ,wenn das Luftfahrzeug durch den Einfluß des
Bodeneffektes beeinflußt wird.,
Die Höhenruder-* Manöver lenkung kanu durch eine Art von
Flug*Direktor-Instrument mit den allgemeinen Eigenschaften
geliefert werden, wie sis in dem deutschen Patent 951 672
und dem US-Patent 2 613 252 beschrieben ist, wobei ein einziger vertikal beweglicher horizontaler Zeiger durch ein
berechnetes Längsnelgunga·» Befehl ©signal derart verschoben
wird, daß der Pilot eine Annäherung des Luftfahrzeuges auf
und eine Aufrechterhaltung des vorgeschriebenen Flugweges
erreichen kann, indem er den Zeiger durch die Höhenrudersteuerung auf der Eezugsinark« auf Null hält«
Der Flug-Direktor-Zoiger kann dur:h einen Meßinstru-■entenantrieb von-der Art angesteuert werden, die in dem
deutschen Patent ... (deutsche P?tentaimelding P 20 17 905.9)
der gleichen AnmelderLn beschrieben 1><
:„
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- 6z -
Die automatische Gashebelstellunga-Steuerung kann ton
der Art sein, wie aie in den US-Patenten 2 626 767 und
2 948 496 der gleichen Anmelderin beschrieben ist. Daa
Doppel-Servo-Konzept des US-Pafentee 3 504 248 fUr eine
Fehler-Betriebsateuerung und die Kupplung3konzepte das
britischen Patentes 1 227 635 der gleichen Anm.3lder2.il sind
für das Gasamt-Geijchwind.igkeits-Steuei'uiigsayetem dex' vorliegenden Erfindung verwendbar«
Ii lläii LiilEJill' °he
2 0 9 li.lTf /Q 6 6 3 BAD
Claims (1)
- 559 - Fk/ftePatentansprücheSteuerungs- und Regelungsvorrichtung für Luftfahrzeuge wahrend des Startvorganges und zum Erreichen und darauffolgenden Aufrechterhalten einer Fluggeschwindigkeit, die einen sicheren Abstand zur Uberzlehgeschwindigkeit, eine sichere Hinderniefreiheit sowie einen sicheren Steigradienten ergibt, gekennzeichnet durch erste Rechnereinrichtungen zur Lieferung eines ersten einem Bezugsauftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, wobei der Bezugsauftriebekoeffizient der Fluggeschwindigkeit entspricht, zweite Rechnereinrichtungen zur Lieferung eines zweiten dem tatsächlichen Auftriebskoeffizlenten des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, dritte Rechnereinrichtungen zur Lieferung eines dritten der Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang des Plugweges entsprechenden Signals, und zum Empfang des ersten, zweiten und dritten Signals angeschaltete Einrichtungen zur Lieferung ein·» der algebraischen Summe dieser Signale entsprechenden Ausganjp&ignals.2. Vorrichtung nach Anspruch I1 dadurch gekennzeichnet, daB die ersten Rechnereinrichtungen weitere Rechnereinrichtungen zur Erzeugung eine« zum SchubVOewichtsverhÄltnls des Luftfahrzeuges proportionalen Signals und auf die achub-ZGewichts-Verhlltnia-Signml ansprechende Mittel zur Kodifikation des Beauga-Auf-208827/0663 BADtriebskoeffizlenten-Signals als vorgegebene Punktion dieses Verhältnisses einschließen.3. Vorrichtung nach Anspruch 1 für ein mit beweglichen Steuerflächen zur Veränderung seiner Auftriebseigenschaften versehenes Luftfahrzeug, dadurch gekennzeichnet, daß die ersten Rechnereinrichtungen auf die Stellungen der beweglichen Steuerflächen ansprechende »funktionsgeneratoren zur Modifikation des ersten Signals entsprechend einer vorgegebenen Funktion der Stellungen der beweglichen Steuerflächen einschließen.4. Vorrichtung nach Anspruch 2 für ein mit mehreren Triebwerken ausgerüstetes Luftfahrzeug, dadurch gekennzeichnet , daß die ersten Hechnereinrichtungen auf den Leistungsverlust eines der Iriebwsrke ansprechende Einrichtungen zur weiteren Modifikation des Wertes des ersten Signals einschließen.5· Vorrichtung nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die weiteren Rechnereinrichtungen Einrichtungen zur Lieferung von zu den Besohleunigungskoeffizienten des Luftfahrzeuges entlang seiner Längs- bsw. Normal-Achse proportionalen Signalen, Einrichtungen zur Lieferung eines zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen. Signals, auf die Differenz zwischen dem Längsachsen-Beschleunigungssignal und dem Produkt der Kormalachsen-Beschleunigungs- und Anstellwinkel-Signale ansprechende; Einrichtungen zur Lieferung eines Signeis, das dem (Söhub minus Luftwiderstandl/Gewlchts-Verhältni.s des Luftfahrzeuges entspricht, auf die Normalbeschleu nl gurgs- und Anstellwinkel-Signale ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines dem Auftriebe/Gewichts-Yerhiöfcrls öes Liaftfahrzeuges209827/0663entsprechenden Signals und auf das (Sohub minus Luftwiderstand)/ aewichts-Verhältnis-Signal und das Auftriebs-/ßevichts-Verhältnissignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung des Sehub/Gewicht-Ver-hältnis-Signals umfassen.6. Yorrichtung nach Anspruch 1 für ein mit bewegliehen Steueroberfläohen zur Veränderung der Äuftriebselgenschaften des Luftfahrzeuges bei Ausschlag dieser Steuerflächen versehenes Luftfahrzeug;, dadurch gekennzeich ne t , daß die zweiten Rechnereinrichtungen Einrichtungen zur Lieferung eines zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals und auf den Ausschlag der Steueroberflächen ansprechende Einrichtungen zur Modifikation des Anstellwinkel-Signals entsprechend dieses Ausschlags einschließen.7· Vorrichtung nach Anspruch 6, dadurch gekennz eich net, daß die Steueroberflächen bewegliche Heck-Steueroberflächen zur Einstellung der Kräfte auf das Luftfahrzeug in seiner Längsebene einschließen, und daß die auf den Ausschlag dieser Steuerflächen ansprechenden Einrichtungen auf den Ausschlag der Heck-Steuerflächen ansprechende Einrichtungen zur weiteren Modifikation des Anstellwinkel-Signals umfassen, derart, daß das Signal des tatsächlichen Auftriebskoeffizienten gegen Verschiebungen des Schwerpunktes des Luftfahrzeuges kompensiert ist.8. Steuerungssystem unter Verwendung einer Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche, gekennzeichnet durch eine Vorrichtung zur Lieferung eines das {Schub minus Luftwiderstand)/Gewichtsverhältnis darstellenden Signals mit Beschleunigungs-Meßeinrichtungen zur Lieferung erster und zweiter jeweils zu den Beschleunigungs-209827/0663.66- 216H01komponenten des Luftfahrzeuges entlang seiner Längs- und Normalachse proportionalen Signale, mit Einrichtungen zur Lieferung eines dritten, zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals und mit Einrichtungen zur Lieferung eines Ausgangssignals entsprechend der Differenz zwischen dem ersten Signal und dem Produkt des zweiten und dritten Signals, wobei das Ausgangssignal dem (Schub minus Luftwiderstand)/Gewiöhts-Vsrhältnis entspricht, und eine Anzeigevorrichtung zur Darstellung einer Anzeige des von dem Luftfahrzeug während des unbeschleunigten Fluges einzunehmenden Plugwegwinkels.9- Vorrichtung nach Anspruch 8, gekennzeichnet durch Einrichtungen zur Lieferung eines Steuersignals entsprechend der Differenz zwischen einer Bezugs-Fluggeschwindigkeit und der tatsächlichen Pluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges, Einrichtungen zur Lieferung eines Signals entsprechend der Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seines Flugweges, auf das Steuersignal und das Flugweg-Beschleunigungssignal ansprechende veränderliche Begrenzungseinrichtungen, auf den Ausgang der Begrenzungseinrichtungen ansprechende und zur Steuerung der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges zum Erreichen und Aufrechterhalten einer vorgegebenen Pluggeschwindigkeit geeignete Einrichtungen, und auf das (Schub minu3 Luftwiderstand}/ Gewichts-Ausgangssignal ansprechende Einrichtungen zur Steuerung der Begrenzereinrichtungen entsprechend dieses Signals, derart, daß die Beschleunigung des Luftfahrzeuges auf die Bezugs-Fluggeschwindigkeit als eine Funktion des (Schub minus Luftwiderstand)/Gewichtsverhältnisses»begrenzt ist.10. Vorrichtung nach Anspruch 1, gekennzeichnet durch Nutzvorrichtungen zur Befehlsgabe einer LMngsneigungs-209827/0663 - ·lage des Luftfahrzeuges und Einrichtungen zur Lieferung des Ausgangssignals an die Nutζvorrichtungen zur Abgabe eines Befehls für eine Längsneigungslage des Luftfahrzeuges entsprechend des Ausgangssignals.11. Vorrichtung nach Anspruch 10, gekennzeichnet durch Einrichtungen zur Lieferung eines der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung des Längsneigungs-Lagensignals an die Nutzvorrichtung, und Einrichtungen zur Begrenzung des Maximalwertes des an die Nutzvorrichtungen gelieferten Längsneigungs-Lagensignals, derart, daß der maximale Längsneigen-Lagenbefehl des Luftfahrzeuges begrenzt ist, wenn dieses entsprechend der Nutzvorrichtung gesteuert ist.12. Vorrichtung nach Anspruch 11, gekennzeichnet durch auf das Längsneigungs-Lagensignal ansprechende Einrichtungen zur Ableitung eines zur Änderungsgeschwindigkeit dieses Signals proportionalen Signals, uad Einrichtungen zur Lieferung des Längsneigungs-Lagenänderungssignals an die Nutzvorrichtung zur Terhinderung von Schwingungen der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges bei Steuerung entsprechend der Nutζvorrichtung.15· Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche für ein Luftfahrzeug mit diskret einstellbaren Flügelflächen zur Veränderung der Auftriebseigensohaften zum Erreichen und Aufrechterhalten einer gewünschten Pluggeschwindigkeit, die einen sicheren Abstand zur überziehgeschwindigkeit für jede Stellung dieser Flächen ergibt, g ek e r η zeichnet durch auf die Fluggeschwindigkeit ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines ersten der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit ö«s Luftfahrzeuges ent-209827/0663DO -·sprechenden Signals, von Hand betätigbare Einrichtungen zur Auswahl einer Bezugs-Fluggeschwindigkeit und zur Lieferung eines zweiten dieser Fluggeschwindigkeit entsprechenden Signals unter Einschluß von Begrenzereinriehtungen zur Begrenzung des Eezugs-Fluggeschwindigkeitssignals auf Werte, die einen sicheren Abstand von der Überziehgesehwindigkeit ergeben, von Rechnereinrichtungen zur Lieferung eines dritten, einer minimalen sicheren Fluggeschwindigkeit oberhalb der Uberziehgeschwindigkeit für die Auftriebseigenschaften des Luftfahrzeugs entsprechenden Signals, von Einrichtungen zur Steuerung der Begrenzereinrichtungen entsprechend des Wertes des dritten Signals und von Nutzeinrichtungen, die auf die ersten, zweiten und dritten Signale zur Steuerung der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges ansprechen.14. Vorrichtung nach Anspruch 13» gekennzeichnet durch auf die zweiten und dritten Signale ansprechende unsymmetrische Begrenzereinrichtungen zur Begrenzung des Fluggeschwindlgkeits-Änderungsfoefehls in. einem geringeren Ausmaß für anwachsende Fluggeschwindr-gkeits-Eefehle als für absinkende Fluggeschwindigkeit«s-Befehle.15· Vorrichtung nach Anspruch 13, gekennzeichnet durch auf den maximalen gewünsshten ßchubsustand der Triebwerke des Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen una auf einen vorgegebenen Viert der Bl.fforenz zwischen den zweiten und dritten Signalen und dam ersten Signal ansprechende Einrichtungen zur Unterbrechung des Steuersignals an die Kutzvorrichtungen zur Steuerung der Nutzvorrichtungen entsprechend der auf den Triebwerkszustanö. ansprechenden Einrichtungen«BAD ORIGINAL 209827/066316. Vorrichtung nach Anspruch IJ?, dadurch gekennzeichnet, daß die Rechnereinrichtungen für das dritte Signal Einrichtungen zur Lieferung eines dem tatsächlichen Gewicht des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung eines den veränderlichen Auftriebseigenschaften entsprechenden Signals und Einrichtungen zur Kombination der Gewichts« und Auftriebs-Eigenschaften-Signale zur Lieferung des dritten Signals einschließen»17. Vorrichtung naeh Anspruch I6, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtungen zur Lieferung des Crewichtssignals Einrichtungen zur Lieferung eines dem tatsächlichen Auftriebskoeffizieaifcen des Luftfahrzsuges entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung eines dem Auftriebs-/Gewichts-Verhältnis das Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung eines der tatsächlichen Pluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals und Einrichtungen zur Ableitung des Gewichtssignals als Funktion des Auftriebskoeffizienten-, des Fluggesehwindlgkeits- und des Auftriebs-ZSewichts-Verhältnis-Signals umfassen.18. Pluggeschwindigkeits-Steuersystem für Luftfahrzeuge nach einem der vorhergehenden Ansprüche zur Lieferung eines zum Gewicht des Luftfahrzeuges proportionalen Signals, gekennzeichnet durch Besohleunigungs-Meßeinrichtungen zur Lieferung von Signalen, die jeweils zu den Komponenten der auf das Luftfahrzeug wirkenden Gesamtbesshleunigung entlang ihrer Lfiigs-· und Normalachsa proportionale sind, ein zum Anstellwinkel des Luftfahrzeuges proportionales Signal liefernde Einrichtungen,209827/0663 BAD ORIGINAL216H01zur Bewegung der den Auftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges beeinflussenden Oberflächen proportionale Signals liefernde Einrichtungen, auf das Änstellwinkelsignal und die Steuerflächen-Bewegungssignale proportional zum tatsächlichen Auftriebskoeffiziöüten des Luftfahrzeugs ansprechende Einrichtungen, auf beide Beschleunigungssignale, das Anstellwinkelsignal und das Auftrisbskoeffizienten-Signal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung einas zum Auftriebs-/Gewichts-Verhältnis des Luftfahrzeuges proportionalen Signals, auf die Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeugs ansprechende Einrichtungen und Einrichtungen zur Kombination des Äuftriebskoeffizienten-SlgnalSj, des Pluggeschwindigkeitssignals und des Auftrieb3-/GewiGhts~ Verhältnis-Signals zur Lieferung eines zum Gewicht dea Luftfahrzeuges proportionalen Ausgangssignals.19. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche mit einem Anstellwinkelreohner, gekenn ζ eichnet durch erste Resheneinrichtungens die auf Jeweils zu den Besohlsunigungen des Luftfahrzeuges entlang seinsx· Lang.3- und Normalachse, die Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seines Plugweges, und den Fl\agw®gv7inkel des Luftfahrzeuges proportionale Signalquellen zur Lieferung eines Ausgangs-Einstellwinkel-Signals ansprechen, das genaue Langzeitkomponenten und dynamische Fehl$rkomponenten auf Grund der dynamischen Signaledgensa^aft^n der Qualle und der Langzeit- und dynamischen Flugzustände des Luftfahrzeuges einschließt, zweite, auf das Auwgangs-Einstellwinket· Signal ansprechende Reohnereinrichtungeii sur Lieferung eines zum berechneten Ctewi.eht das Luftfahrzeuges proportionalen Signals mit sowohl dynamischen Kompotiontei:. al.3 aiioh" Komponenten des eingeschwungensm Sustends, wofc'Ji sieh das tatsächliche Gewicht des Luftfahrzeuge lediglich langsam ändert,,209827/0663BAD216U01so daß die dynamischen Komponenten an sich auf dem dynamischen Fehlerkomponenten beruhen, auf das Gewichtssignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines im wesentlichen lediglich die dynamischen Komponenten einschließenden Gewichtsfehlersigna1ε und Einrichtungen zur Lieferung des Gewichtsfehlersignals nach RückfUhrungsart an die ersten Rechnereinrichtungen zur Korrektur der dynamischen Fehlerkomponenten des Ausgangs-Anstellwinkel-Signals, so daß sich ein endgültiges Anstellwinkel-Signal ergibt, das sowohl unter eingeschwungenen als auch unter dynamischen Flugzuständen genau 1st,20. Vorrichtung nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet, daß die Quelle für die zur Beschleunigung des Luftfahrzeuges entlang seines Flugweges proportionalen Signale des Rechners weitere Rechnereinrichtungen einschließt, die auf die Längsachsen- und Normalachsen-Beschleunigungssignale, ein der Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges proportionales Signal und ein der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges entsprechendes Signal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines die Flugwegbeschleunigung darstellenden und Kurzzeitkomponenten sowie Komponenten des eingeschwungenen Zustands einschließenden Ausgangssignals, wobei die Kurzzeitkomponenten dynamische Fehlerkomponenten auf Grund der Beschleunigungsmesser- und Längsneigungssignale einschließen, Ausblendfiltereinrichtungen zur Lieferung eines gefilterten und im wesentlichen lediglich die Kurzzeitkomponenten einschließenden Signals und auf das Filtersignal und das Gewichtsfehler-Rückführungssignal ansprechende Einrichtungen zur Unterdrückung der dynamischen FeüLerkomponenten und zur Lieferung eines zur Flugwegbeschleunigung proportionalen Ausgangssignals umfassen.209827/066321. Vorrichtung nach Anspruch 19* dadurch gekennzeichnet, daß die Quellen für das zum Flugwegwlnkel des Luftfahrzeuges proportionale Signal weitere Rechnereinrichtungen einschließen, die auf ein der Höhenänderungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechendes Signal, das Kurzzeitfehlerkomponenten auf Grund der Änderungen der Längsneigungslage des Luftfahrzeuges einschließt, und auf ein der Machzahl-Geschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechendes Signal ansprechen, um ein Plugwegwinkel-Signal zu liefern, sowie auf das Höhenänderungsgeschwindigkeits-Signal ansprechende Verzögerungsfiltereinrichtungen und auf das Flugwegwinkelsignal und das Gewichtsfehler-Rückführungssignal ansprechende Einrichtungen zur Unterdrückung von durch die Filtereinrichtungen eingeführten dynamischen Fehlerkomponenten des Flugwegwinkelsignals umfassen.22. Vorrichtung nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet , daß die zweiten Rechnereinrichtungen auf das Anstellwinkelsignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines dem Auftriebskoeffizienten des Luftfahrzeuges entsprechenden Signals, auf das Auftriebskoeffizientensignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines dem Verhältnis des Luftwiderstandskoeffizienten zum Auftriebskoeffizienten entsprechenden Signals, auf das Normalachsen-Beschleunigungssignal, das Anstellwinkelsignal und das Luftwiderstandskoeffizienten-/ Auftriebskoeffizienten-Verhältnissignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines dem AuftriebsVOewichts-Verhältnis des Luftfahrzeugs entsprechenden Signals, und auf das Auftriebskoeffizienten-Signal und das Auftriebs-/ Gewichts-Verhältnissignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung des Luftfahrzeug-Gewichtssignals umfassen.• A 20982 7/06632J. Vorrichtung nach Anspruch 19, dadurch gekennzeichnet , daß das Signal auf das Gewichtssignal ansprechende FiItereinrichtungen zur Lieferung eines im wesentlichen lediglich die Langzeitkomponenten des Qevichtssignals einschließenden Signalsund auf das Sewichtssignal und den Ausgang der Filtereinrichtungen aussprechende Einrichtungen zur Lieferung eines zur Differenz zwischen diesen Signalen proportionalen Signals umfaßt, wobei das Differenzsignal im wesentlichen lediglich des* Änderungsgesshwindigkeit des Sewichtssignals entspricht und das ßewlchtsfehler-Signal darstellt.24. Vorrichtung nach Anspruch 23, gekennzeichnet durch Einrichtungen zur Begrenzung der Verstärkung des Gewiohtsfehler-Rückführungssignals auf einen vorgegebenen niedrigen Wert5 derart, daß ein genaues Ansprechen des Gewientsrechners auf normals graduelle Änderungen des Luftfahrzeuggewichtes siehergestellt ist.25» Vorrichtung nach Anspruch 23* gekennzeichnet durch au^das Gewichtsfehler-Rückführungssignal ansprechende Einrichtungen zur Steuerung der Verstärkung dieses Signals und Einrichtungen zur Veränderung des Ausgangs der Sewichtssignal-Eipriohtungen entsprechend vorgegebener bekannter abrupter Änderungen des Luftfahrzeuggewichtes .26. Vorrichtung nach Anspruch 23* dadurch g e k e η η zeichnet , daß die normale Zeitkonstante der Gewichtssignal-Filtereinrichtungen in der örößenordnung von zweihundertbis fünfhundert Bekunden liegt,27, Vorrichtung nach Anspruch 26, gekennzeichnet durch Abhebe-Rechnereinrlchtungen ζar Änderung der Zeit--A 209827/0663BADkonstante der Gewichts-Filtereinrlchtungen auf einen
kleinen Bruchteil des normalen Wertes während des Startrollvorganges, derart, daß sich eine schnelle Erneuerung des GewichtsSignaIs und eine normale Zeitkonstante ergibt,% wenn das Gewicht des Luftfahrzeuges auf dessen Auftriebsoberflächen übertragen ist,28. Vorrichtung nach Anspruch 27* dadurch gekennzeichnet, daß die Abhebe-Detektoreinrichtungen
auf einen vorgegebenen Wert der Llngsnelgungslage des
Luftfahrzeuges ansprechende Einrichtungen umfassen.29. Vorrichtung nach Anspruch 20, gekennzeichnet durch auf die Längs- und Normalaohsen-Besehleunigungsignale und das endgültige Anstfillwinkelsignal ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines zum (Schub
minus Luftwiderstand)/Gewichts-Verhältnls des Luftfahrzeuges proportionalen Signals und auf dl3 Differenz zwischen dem (Schub minus Luftwiderstand}/0ewichts-Verhä3,tnis-Signal und dem Flugweg-Beschlauniguiigssignai ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines zum Plugwegwinkel des Luftfahrzeuges proportionalen Signals.30. Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche zur
Berechnung des Wertes eines Luftfahrzeug-Plugsteuerungsparameters aus Primärdatenqueilen, die erwünschte uenauigkeits eigenschaft en unter Langzeit-F Luglieaingungen jedoch unerwünschte Fehlereigenschaften uri^er dynamischen Fl\i£- bedingungen aufweisen, gekennze i ohne t
durch erste auf die Primardatenquell-sn ansprechende Heohnereinrlchtungen zur Berechnung eiln-ss Anfangawerte.-i de«
Parameters unter Einschluß der genauen Langzaitkomponenten und der dynamischen Fehlerkomponent m, rr/eite auf den Aus-209827/0663 BAD ORIGINALgang der ersten Rechnereinrichtungen ansprechende Rechnereinrichtungen zur Berechnung des Wertes eines bezogenen Luftfahrzeug-Parameters, der sieh unter allen Flugbedingungen lediglich langsam ändert, wobei alle dynamischen Komponenten in dem Ausgang der aweiten Rechnereinrichtungen sich aus dynamischen Pehlerkomponenten in dem Ausgang der ersten Rechnereinrichtungen ergeben, auf den Ausgang der zweiten Rechnereinricshtungen ansprechende Einrichtungen zur Lieferung eines lediglich die dynamischen Fehlerkomponenten einschließenden Ausgangs, und Einrichtungen zur Lieferung des Ausgangs der letzterwähnten Einrichtungen in Rückführungsart an die ersten Rechnereinrichtungen zur Korrektur der dynamischen Pehlerkomponenten des Ausgangswertes des Parameters, derart, daß sich ein endgültiger Wert des Parameters sowohl unter eingeschwungenen als auch dynamischen Flugbedingungen ergibt.31· Vorrichtung nach einem der vorhergehenden Ansprüche zur Berechnung des Fluggewichts eines Luftfahrzeuges beim Abheben des Luftfahrzeuges von einer Startbahn, gekennzeichnet durch Einrichtungen zur Lieferung eines einem vorgegebenen Auftriebskoeffizienten fcei einervorgegebenen Abhebe-Längsnelgungslage entsprechenden Signals, Einrichtungen zur Lieferung einem, dem Äuftriebskoefflzienten des Luftfahrzeuges während des Fluges entsprechenden Signals, Einrichtunger, zur Lieferung eines den, Auftriebs»/ Oewichts-Verhältnis des Luftfahrzeuges im Fluge und der* Fluggeschwindigkeit des Luftfahrzeuges entsprechenden iJignals, Gewiehts-Reclnereinriehtungen, die wahlweise auf das Auftriebskoefflzienten-Signal im Fluge und auf das Signal des vorgegebenen Auftrietoskcef.f.tzienten und die Au?- triebs-/Gewichtsverhältnls« und Flugg&sohwlndigkeits-Signale ansprechen, und die Filtereinrlohtungen mit auswählbaren Langzeit« und Kurzzeit-Zei^kcnste-.nten zur Lieferung eines dam Abhebegewicht des Luft.Uih**z£.-uges entsprechenden Signals einschließen, auf die voni^^etene Afchebe-LUngsneigungs3r>k3e dea Luftfahrzeugs a π sore oh ende Abhebe «üf^ek-209827/0663BADtoreinriehtungen zum Umschalten des Anspreehens der Gewichts -Rechnereinrichtungen aux? das Signal des vorgegebenen Auftriefoskoeffizienten und die Kurzzeit-Fehlerζeitkonstante während des Start-Rollvorgangas sowie zum Umschalten des Anspreehens auf das Signal des Auftriebskoeffizienten im Fluge und die Langselt-Fliterzeitkonstante beim Abheben, und Rtickführeinrichtungen,, die auf das berechnete Gewichtssignal zur Korrektur des Auftriebskoeffizientensignals im Fluge ansprechen.2098 2 7/0663 . .BAD
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