DE2250219C2

DE2250219C2 - Flugregler zur Regelung der Position und des aerodynamischen Strömungszustands von Flugzeugen

Info

Publication number: DE2250219C2
Application number: DE2250219A
Authority: DE
Inventors: Günther Dipl.-Ing.Dr. 7770 Überlingen Schänzer
Original assignee: Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Current assignee: Bodenseewerk Geratetechnik GmbH
Priority date: 1972-10-13
Filing date: 1972-10-13
Publication date: 1983-02-03
Also published as: DE2250219A1

Description

Erfindung ausgebildeten integrierten Flugreglers.

Der Flugregler nach der Erfindung enthält einen Ansfellwinkelmeßgebef 10, Beschleunigungsmesser Tür Längsbeschleunigung i) und Verlikalbeschleühigurig /i, welche durch den Block 12 dargestellt sind, einen Wendekreisel 14 zur Messung der Nickwinkelgeschwindigkeit sowie einen Höhenmesser 16. Der gemessene Anstellwinkel wird bei 18 mit einem Sollwert ä_s„„ Von einem Sollwertgeber20 verglichen ündeinRegelabwei- |chüngssignal Aa gebildet. Entsprechend wird das *;Höhehmessersignal Λ mit ethern Sollwert h_soli von einem Sollwertgeber 22 im Punkte 24 verglichen und es wird ein Höhen-Regelabweichungssignal Ah gebildet. Es sind weiterhin drei Stellmotor vorgesehen, nämlich ein Schub-Stellmotor 26. durch welchen eine Ver-Stellung der Gasdrossel erfolgt, ein Höhenruderstellmotor 28 zur Verstellung des Höhenruders und ein Spoilerstellmotor 30, durch welchen ein Spoiler der Tragfläche verstellt wird, der den direkten \uftrieb beeinflußt. Dem Höhenruderstellmotor 28 ist ein Rechner 32 vorgeschaltet, der von einem Staudrucksignal beaufschlagt ist und eine Division durch den Staudruck vornimmt. Hierdurch soll die mit erhöhtem Staudruck (erhöhter Fluggeschwindigkeit) vergrößerte Ruderwirksamkeit des Höhenruder berücksichtigt werden. Dem Spoiler-Stellmotor ist ein Hochpaßfilter 34 vorgeschaltet. Da Spoiler oder Auftriebsklappen nur in einem vorgegebenen Arbeitsbereich arbeiten sollen und nur zwei Führungsgrößen (a„„, h,„_n) vorliegen, muß der stationäre Zustand aller Signale zur direkten Auftriebsregelung über ein Hochpaßfilter 34 eliminiert werden. Der Ausgang des Höhenruderstellmotors 28 ist n. Aus den Meßgrößen Aa, ii, Λ, ω_} und Ah werden eine Reihe Zustandsvariable gebildet. Dies geschieht mittels eines »Pseudobeobachters«, der generell mit 34 bezeichnet ist. Diesem Pseudobeobachter 34 wird an einem Eingang 36 außerdem der Ausgang des Höhenruder-Stellmotors 28 in Gestalt eines Signals η aufgeschaltet. Die von dem Pseudobeobachter 34 gelieferten Zustandsvariablen sind folgende:

likalbeschieunigur.g h und zum anderen aus dem im Punkt 24 gebildeten Höhen-Regelabweichungssignal A lh Diese beiden Signale werden über zueinander komplementäre Filter 48 bzw. 50 im Punkt 52 miteinander verknüpft,- und zwar nach folgender Beziehung:

1 + 75

Ah + Ks

t+Ks*

- A h

I+ Ts
Mit K = T wird

l+7i

I+Ks \ + Ts

20 (h)

■40

(a) Die Regelabweichung A α des Anstellwinkels, die im Punkte 18 durch Differenzbildung aus dem Sollwert a_s0„ und dem gemessenen Anstellwinkel a gebildet wird.

Cb) Das Integral der Anstellwinkel-Regelabweichung \Aadt, welches aus dem im Punkt 18 gebildeten Wert von A α mittels eines reinen Integrators 38 gebildet wird.

Cc) Die Flugzeuggeschwindigkeit u. Diese wird aus so der Längsbeschleunigung ti mittels einer Pseudointegration über ein Hochpaßfilter 40 und ein Tiefpaßfilter 42 mit Elimination des stationären Endwertes gewonnen.

Cd) Die Zeitableitung der Fluggeschwindigkeit Diese wird aus der von dem Beschleunigungsmesser 12 gelieferten Längsbeschleunigung bei Elimination des stationären Endwertes über das Hochpaßfilter 40 gewonnen.

Ce) Die Winkelbeschleunigung um die Nickachse 6>_r Diese wird aus dem Winkelgeschwindigkeitssignal (Bj, des Wendekreisels 14 durch Pseudodifferentiation mittels eines Hochpaßfilters 44 gewonnen.

Cf) Der Nickwinkel d. Dieser wird ebenfalls aus dem Winkelgeschwindigkeitssignal m_y durch Pseudointegratioii über ein riiter 46 abgeleitet

Cg) Die Vertikalgeschwindigkeit h. Diese wird auf zweifache Weise gewonnen, nämlich aus der Ver- Ii =sAh.

Es wird auf diese Weise der Einfluß des Rauschens auf das /i-Signal vermindert. Die Höhenrftgelabweichung wird direkt im Punkt 24 aus der vom Höhenmesser 16 gemessenen Höhe h und der vom Sollwertgeber 22 gelieferten Sollhöhe h_s0„ durch Differenzbildung gebildet. Das Zeitintegral der Höhenregelabweichung JAIi dt wird aus dem Signal Ah im Punkte 24 durch reine Integration mittels des Integrators 54 gewonnen.

Aus dem Ausgangssignal d des Höhenruder-Stellmotors 28, welches dem Pseudobeobachter 34 über den Eingang 36 zugefiihrt wird, werden mittels einer das Verhalten des Höhenruders nachbildenden Modellstrecke 56 der Ruderausschlag d und dessen Zeitableitung S gebildet.

Das Höhenrudermodell kann beispielsweise als Schwinger zweiter Ordnung ausgebildet sein, der durch Hintereinanderschaltung zweier Tiefpaßfilter 58 und 60 mit entsprechender Rückführung gebildet wird, wobei das Signal für den Höhenruderausschlag η am Ausgang des Filters 60 und das Signal für die Höhenruder-Laufgeschwindigkeit ή zwischen den Filtern 58 und 60 abgegriffen wird. Es ergibt sich dann folgende Beziehung:

η =

ή = Höhenruderausschlag
η = Ausgang des Höhenruder-Stellmotors D = Dämpfung des Höhenrudersystems ώο= Eigenfrequenz des Höhenrudersystems

Die so erhaltenen 12 Zustandsvariablen werden linear auf die Stellmotore mit Verstärkungsfaktoren k_ty zurückgeführt Dabei erfolgt eine Rückführung der Zustandsvariablen η und n, also des Höhenruderausschlages und der Höhenruderlaufgeschwindigkeit, sowie der Anstellwinkel-Regelabweichung Aa und deren Integral unmittelbar auf den Eingang des Höhenruder-Stellmotors 28. Höhenruderausschlag und Höhenruderlaufgeschwindigkeit sind nur auf den Höhenruder-Stellmotor 28 zurückgeführt Die übrigen Zustandsvariablen sind sämtlich auf sämtliche Stellmotore 26,28,30 rückgefuhrtund zwar im Falle des Höhenruder-Stellmotors auf den Eingang des vorgeschalteten Rechners 32 und im Falle des Spoiler-Stellmotors auf

230 265/52

10

den Eingang des vorgeschalteten Filters 34,

Die Verstärkungsfaktoren für die Aufschaltung der einzelnen regeltechnischen Züstandsvariablen auf die verschiedenen Stellmotore ergibt sich aus der nächste^ henderi Rückführmatrix.

Rückführmatrix

Zustand
Aa ί Aa

Ku
K₂.₂
Kl.2
0

ti

M

Oy

ω_τ

(9

h

Ah

iAh

/I

ti

Stellmotor

Ku
K₂A
K₃.,
0

Ku
K₁J
0
*u

^M,4
Ku
0
K, s

K\.s
K₂._s
0

Ku
K₂.6
0
A', 6

A-,,7
^2.7
0
A-,,

K₁
K₂
0
K,

.8 ΑΊ,ζ,
.8 -^2.9
0
.8 K₃ ,9

ΑΊ,ιο
•^2,10
O
^3.IO

O
O
K₃..
O

O
O
ι ΑΓ3.12
O

Schub
Spoiler
Höhenruder (direkt)
Staudruck angepaßt

Die verschiedenen Züstandsvariablen bei der beschriebenen Ausführungsform der Effindurig werden auf verschiedene Weise gewonnen: Einige werden

AttmVt rlirolrt« ΧΛβοοιιηη frpumnnpn rtoc cinH Λ /y λι νί 7)

Andere Größen werden durch Filterung aus den gemessenen Größen hergeleitet (Beobachtungsfilter). Das sind beispielsweise die Integrale \Aadt und \Ahdt öder die Nickbeschleunigung oder der Nickwinkel. Andere Zustandsvariable werden durch eine Modell- * dchbildung gewonnen, welche z. B. das Verhalten des löhenruders modellmäßig simuliert.
Im vorliegenden Falle ist die Auswahl der verwendeten Züstandsvariablen so getroffen, daß

9. eine frequenzmäßige Arbeitsteilung der verschiedenen Stellgrößen

2ü gewährleistet ist. Diese Gesichtspunkte lassen sich mit der vorliegenden Kombination von Züstandsvariablen hinreichend berücksichtigen. Redundanz der Züstandsvariablen bedeutet dabei, daß bestimmte Einflüsse mehrfach berücksichtigt sind, so daß auch bei Störun-

gen in einem Kanal immer noch eine Berücksichtigung dieses Einflusses in der Regelung erfolgt. Bei hochfrequenten Vorgängen gilt beispielsweise

1. eine präzise Führung der Flugbahn,

2. eine präzise Regelung des aerodynamischen Strömungszustandes,

3. eine gute Stabilität,

4. eine gute Böenunterdrückung (in Flugbahn, Aerodynamik und Schub),

5. eine Elimination des Schwenvindeinflusses,

6. eine einfache Realisierung der Züstandsvariablen, :7. eine weitgehende Redundanz,

.8. eine Parameterunempfindlichkeit über einen weiten Flugbereich und

Da sowohl η am Ausgang des Höhenrudermodelles 56 als auch ω_} beobachtet werden, erfolgt auf diese Weise eine redundante Beobachtung von n, was zu einer Erhöhung der Parameter-Unempfindlichkeit führt.

Der Nickwinkel d kann als redundante Zustandsvariable auch gebildet werden aus dem gemessenen Anstellwinkel α und den gewonnenen Zustandsgrößen h und μ nach der Beziehung

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen

Claims

Patentansprüche:

1. Flugregler zur Regelung der Position und des aerodynamischen Strömungszustands eines Flugzeugs, enthaltend:

(a) Einrichtungen zur Erzeugung von Signalen nach Maßgabe von Zustandsvariablen des Flugzeugs, nämlich _IQ

(a,) ein Positionsmeßgerät zur Erzeugung eines Flugzeugpositionssignals nach Maßgabe der Position des Flugzeugs,

(a₂) ein Strömungszustandsmeßgerät zur Erzeugung eines Strömungszustandssignals r. nach Maßgabe des aerodynamischen Strömungszustands des Flugzeugs,

(a₃) einen Positions-Sollwertgeber zur Erzeugung eines Positions-Sollwertsignals nach Maßgabe der kommandierten Position des }- aigzeugs,

(a₄) einen Strömungszuslafid-Sullwertgeber zur Erzeugung eines Strömungszustand-Sollwertsignals nach Maßgabe des kommandierten aerodynamischen Strömungszustands des Flugzeugs,

(a₅) einen Positionskorrparator zum Vergleichen des Flugzeugpositionssignals mit dem Positions-Sollwertsignal und zur Erzeugung eines Positionsabweichungssignals.

(a₆) ei: en Strömungszustandskomparator zum Vergleichen des St'-Smungszustandsignals mit dem Strömungszustand-Sollwertsignal und zur Erzeugung eines Strömungszustands-Abweichungssignals, und

(a₇) wenigstens eine Meßeinrichtung für eine flugmechanische Kenngröße und zur Erzeugung eines Signals nach Maßgabe dieser flugmechanischen Kenngröße,

(b) einen Schubsteller mit einem Eingang, durch den der Schub des Flugzeugs nach Maßgabe des Signals an dem Eingang des Schubstellers veränderbar ist und

(c) einen Steuerflächen-Stellmotor mit einem Eingang, durch welchen die Auslenkung einer Steuerfläche nach Maßgabe des Signals am Eingang des Steuerflächen-Stellmotors veränderbar ist,

gekennzeichnet durch

(e) eine Schaltungsanordnung (35), welche mit den besagten Einrichtungen (10,12,14,16) und dem Schubsteller (26) und Steuerflächen-Stellmotor (28) verbunden ist und durch welche aufjeden der Eingänge (1; 3a, 36) eine Linearkombination von Signalen aus einer Mehrzahl von Signalen aufschaltbar ist, von denen jedes eine Zustandsvariable des Flugzeugs wiedergibt, wobei diese Mehrzahl von Signalen

(et) das Posilionsabweichungssignal (A /1),
(e₂) das Strömungszustands-Abweichüngssi-

gnal (A a),
(ej) das Zeitintegral des Positionsabwei-

chungssignals (JA h d /)*
(e.,) das Zeitintegral des Strömungszustarids* Abweichungssignäls (JA α dl) und

40

45

50

55

60 (e₅) ein Signal nach Maßgabe der Vertikalgeschwindigkeit (Λ) des Flugzeugs

enthält, und

(f) die Schaltungsanordnung (35) wenigstens eines von jedem der folgenden Schaltungsmittel enthält:

(f|) eine direkte Verbindung, welche die direkte Aufschaltung einer genessenen ZusüJidsvariablen als eines aus der besagten MehrzaJil von Signalen gestattet und

(f,) ein Filter (z. B. 38), auf welches eine der gemessenen Zustandsvariablen aufschaltbar ist ui.d welches daraus eine andere Zustandsvariable erzeugt, die als eine aus der besagten Mehrzahl von Signalen aul die Eingänge aufschaltbar ist.

2. Flugregler nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die signalerzeugenden Einrichtungen weiterhin

(a₈) eine Modellstrecke (56) enthalten, welche mit dem Ausgang des Steuerflächen-Stellmotors verbunden ist und ein Rückführsignal liefert, welches die Stellung der Steuerfläche unter dem Einfluß der Betätigung des Steuerflächen-Stellmotor'·, wiedergibt.

3. Flugregler nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die signalerzeugenden Einrichtungen

(a₉) eine erste Einrichtung (12,48) zur Erzeugung eines ersten Zustandsvariabiensignals (/;) nach Maßgabe einer ersten Zustandsvariablen enthalten und

(a_I0) eine erste Kombination von

(a_1Oi) einer Einrichtung zur direkten Messung einer zweiten Zustandsvariablen und zur Erzeugung eines zweiten ZusUndsvariablensignals (Ah) nach Maßgabe derselben, sowie

(3,02) eines ersten Filters (5^), auf welches das zweite Zustandsvariablensignal (Ah) aufschaltbar ist und welches ein drittes Zustandsvariablensignal liefert, das ebenfalls die erste Zustandsvariable (h) wiedergibt und ein Signal aus der besagten Mehrzahl von Signalen darstellt,

wobei zwei die besagte erste /ustandsvariable wiedergebende Signale redundant aus zwei Quellen unterschiedlicher Art erzeugt werden.

4. Flugregler nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zur Erzeugung des ersten Zustandsvariabiensignals eine zweite Kombination enthält von

(a₉|) einer Einrichtung (12) zur direkten Messung einer vierten Zustandsvariablen und zur Erzeugung eines vierten Zustandsvariabiensignals (h) nach Maßgabe derselben und

(a₉₂) eines zweiten Filters (48), auf welches das vierte Zustandsvariablensignal (h) aufschaltbar ist und welches daraus das erste Züsfands-Variablensignai (//) erzeugt.

5. Flugregler nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß

(a) die Einrichtung zur direkten Messung der zwel· ten Zustandsvariablen ein Beschleunigungs-

messer (12) ziü Messung der Ycrtikaibaschleunigung und zur Erzeugung eines Vertikalbeschleunigungssignals (Λ) ist,
das erste Filter (48) zur Pseudointegration

1 + TjS

des Vertikalbeschleunigungssignals (Λ) eingerichtet i«t, ίο die Einrichtung zur direkten Messung der vierten Zustandsvariablen ein Höhenmesser (16) zur Messung der Flugzeughöhe und zur Erzeugung eines Höhensignals ist und
das zweite Filter (50) zur Pseudodifferentation

f_5U

20

des Höhensignals (Λ) eingerichtet ist,

wobei die besagte erste Zustandsvariable die Vertikalgeschwindigkeit ist.

6. Flugregler nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß ₂_

(a) die Einrichtung zur Erzeugung des ersten Zustandsvariablensignals

Ca₁) eine Einrichtung (10) zur Messung des Anstellwinkels des Flugzeugs und zur Erzeugung eines Anstellwinkelsignals (a) enthält sowie

(a₂) eine Einrichtung (12,16,48,50) zur Erzeugung eines Signals nach Maßgabe der Vertikalgeschwindigkeit (Λ) des Flugzeugs und

(a;) eine Einrichtung zum Linearkombinieren der Signale wenigstens annähernd nach der Beziehung

30

35

40

wobei u die Fluggeschwindigkeit ist.

(b) die Einrichtung zur direkten Messung der zweiten Zustandsvariablen ein Wendekreisel (14) zur Messung der Nickgeschv. indigkeit und zur Erzeugung eines Nickgeschwindigkeitssignals (<5) ist, und

(c) das erste Filter (46) zur Pseudointegration des Nickgeschwindigkeitssignals eingerichtet ist,

wodurch zwei Nickwinkelsignale redundant erzeugt werden.

7. Flugregler nach Anspruch 1. dadurch gekennzeichnet, daß

(a) die Einrichtungen zur Erzeugung der Zustandsvariablensignale

(a,) einen Beschleunigungsmesser (12) zur Erzeugung eines Beschleunigungsmessersignals und

(a₂) ein Wendekreisel (14) zur Erzeugung eines Winkelgeschwindigkeitssignäls enthalten und

die Schaltungsanordnung (35) einerseits mit dem Beschleunigungsmesser (12) Und dem Wendekreisel (14) und andererseits sowohl mit

60

65 dem Schubsteller (26) als auch mit dem Steuerflächen-Stellmotor (28) zur Steuerung aller Stellmotore in Abhängigkeit von allen Signalen des Beschleunigungsmessers (12) und des Wendekreisels (14) verbunden ist

8. Flugregler nach Anspruch 2 und 6, dadurch gekennzeichnet, daß

(a) mit der Schaltungsanordnung (35) der Eingang (36) einer Winkelgeschwindigkeits-Steuereinrichtung (32) verbunden ist, welche ein Ausgangssignal für den Steuerflächen-Stellmotor (28) liefert,

(b) mit der Winkelgeschwindigkeits-Steuereinrichtung (32) ein Staudruckmesser (33) verbunden ist, von welchem auf die Winkelgeschwindigkeits-Steuereinrichtung (32) ein Staudrucksignal aufschaltbar ist, so daß die am Eingang (3b) erhaltenen Signale mit einer Übertragungsfunktion ( — J übertragen werden, welche welche der mit ansteigendem Staudruck erhöhten Ruderwirksamkeit Rechnung trägt, und

(c) die Rückführsignale (n, h) von der Modellstrecke (56), sowie das Strömungszustnds-Abweichungssignal (A a) sowie das Zeiu'ntegral K< Δα at) desselben direkt auf den Steuerflächen-Stellmotor (28) aufgeschaltet sind, während alle anderen Signale auf den Steuerflächen-Stellmotor über die Winkelgeschwindigkeits-Steuereinrichtung (32) aufgeschaltet werden.

9. Flugregler nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß die Schaltungsanordnung (35) Pseudobeobachter (34) enthält und aus den Signalen der Meßgeber (10,12,14,16) die folgenden Signale zur Verwendung bei der Steuerung des Schubsteller und des Steuerflächen-Stellmotors erzeugt:

Abweichung (A a) des aerodynamischen Strömungszustands (Anstellwinkels a) durch direkte Messung und Differenzbildung mit einem Sollwert,

Integral (.'A α d t) der Abweichung des aerodynamischen Strömungszustands durch strenge Integration ( — j der Abweichung (Aa).

Geschwindigkeit (u) durch Messung der Längsbeschleunigung (ti) des Flugzeugs mittels eines Längsbeschleunigungsmessers (12) und durch Pseudointegration derselben unter Eliminierung des stationären Endwertes mittels eines Hochpaßfilters (40)

ZL

wobei die Längsbeschleunigung (ti) durch ein

.(42) integriert ürid das

( I-Hochpaßfilter
(40) den stationären Ehdwerl eliminiert,

(d)

(e)

(0

(g)

(h)

(i)

Ü)

die Zeitableitung der Geschwindigkeit (//) aus der Längsbeschleunigung (//) bei Eliminierung des stationären Endwerts mittels eines Hochpaßfilters (40),

die Winkelbeschleunigung (ώ,.) um die Nickachse (y) durch Messung der Winkelgeschwin* digkeit (ω_τ) mittels eines Wendekreisels (14) und Pseudodifferentation durch ein Hochpaßfilter (44)

io

1+W"

die Winkelgeschwindigkeit (ω_ν) um die Nickachse durch direkte Messung mittels eines Wendekreisels (14),
der Nickwinkel (d) durch Pseudointegration

\I+ UsJ

der Winkelgeschwindigkeit,
die Vertikalgeschwindigkeit (/i) durch komplementäre Filter (48, 50)

25

einerseits durch Messung der Vertikalbeschleunigung (Ä) mittels eines Vertikalbaschleunigungsmessers (12) und Pseudointegration derselben und andererseits aus der Höhenabweichung (Ah) durch PseudodiiTerentiation mittels eines Hochpaßfilters (50), die Höhenabweichung (Ah) durch direkte Höhenmessung mittels eines Höhenmessers (16) und Differenzbildung mit einem Sollwert, sowie
Zeitintegral der Höhenabweichung (A h) durch

strenge Integration! — J der letzteren bestimmt werden.

45

Die Erfindung betrifft einen Flugregler nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.

Bei üblichen Flugreglern sind getrennte Regelsysteme für den aerodynamischen Strömungszustand, so z. B. die Fluggeschwindigkeit gegenüber der umgebenden Luft, und für uie Flugbahn vorgesehen. Die Fluggeschwindigkeit wird z. B. über den Staudruck gemessen und mit einer Führungsgröße verglichen. Das Regelabweichungssignal beaufschlagt in einem Vortriebsregler ein Stellglied für die Gasdrossel und bewirkt so eine Veränderung des Triebwerkschubs in einem der Fluggeschwindigkeits-Regelabweichung entgegenwirkenden Sinne. Vollständig unabhängig davon arbeitet das Regelsystem für die Fiugbahnregelung. Dieses enthält ω eine Meßeinrichtung für die Position des Flugzeuges, z. B. einen Höhenmesser. Das so erhaltene Signal wird mit einer Führungsgröße verglichen und das so gebildete Rege.abweichungssignal beaufschlagt einen Autopiloten, der über einen Stellmotor z. B. auf das Höhen- es ruder einwirkt Bei einer Höhen-Regelabweichung wird dann das Höhenruder betätigt, so daß das Flugzeug in Steig- oder Sinkflug übergeht und damit die Regelabweichung korrigiert.

Es ist weiterhin bekanntauf den Vortriebsregler und den Autopiloten zusätzlich Zustaridsvariablen aufzuscHallen, um das Regelverhalten zu verbessern. So wird beispielsweise bei einem bekannten Vortriebsreg^· ler dem Regelabweichungssignal das Signal von einem Längsbeschleunigungsmesser entgegengeschältet, um die Sehubruhe zu verbessern. Wenn nämlich das Flugzeug eine Bö von vorn erfahrt, so daß sich vorübergehend die Relativgeschwindigkeit zwischen Flügzeug und umgebender Lufterhöht, so wird damitgleichzeitig das Flugzeug gegen Grund verzögert, so daß also ein negatives Beschkunigungssignal entsteht. Man kann diese Signale so aufeinander abstimmen, daß sie sich kompensieren und der Regler auf solche Böen - ähnlich wie der menschliche Pilot - nicht mit einer Gasdrosselverstellung reagiert (GB-PS 11 90 199).

Es werden auch bei anderen Vortriebsreglern Längsbeschleunigungssignale aufgeschaltet, um eine Dämpfung der Regelung zu erhalten, wobei das Längsbeschleunigungssignal die sonst schwer zu bildende Zeitableitung des Geschwindigkeitssignals ersetzt (US-PS 35 94 553). Auf einen Autopiloten bzw. den Stellmotor für das Höhenruder wird beispielsweise zur Dämpfung ein von einem Wendekreisel abgegriffenes, der Nickwinkelgeschwindigkeit proportionales Signal aufgeschaltet (US-PS 36 18 878).

Diese bekannten Flugregler bzw Vortriebsregierund Autopiloten haben den Nachteil, daß die apparatemäßig getrennten Regelsysteme für Fluggeschwindigkeit oder dergleichen und Flugbahn über das Verhalten des Flugzeuges miteinander verkoppelt sind. Ein Eingriff in dem einen Regelsystem bewirkt eine Störung in dem anderen und umgekehrt.

Es ist aus der modernen Regelungstheorie bekannt, daß man eine optimale Regelung erhält, wenn sämtliche für das Verhalten der Regelstrecke relevanten Zustandsvariablen auf sämtliche vorhandenen Stellglieder in geeigneter Linearkombination aufgeschaltet sind. In der Praxis ist diese theoretische Forderungjedoch meist nicht realisierbar, weil bei komplexen Regelsystemen die Anzahl der zu berücksichtigenden Zustandsvariablen zu groß wird und ein Teil dieser Zustandsvariablen nicht ohne weiteres meßbar ist.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, einen Flugregler zur genauen Regelung von Flugbahn und aerodynamischem Strömungszustand (z. B. Flugbahngeschwindigkeit, Anstellwinkel oder Auftriebsbeiwert) zu schaffen.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe durch die im Kennzeichen des Patentanspruchs 1 aufgeführten Maßnahmen gelöst

Die Erfindung beruht auf der Erkenntnis, daß sich die für die Regelung von Flugbahn und aerodynamischem Strömungszustand bei einem Flugzeug relevanten regeltechnischen Zustandsvariablen in einer für die genaue Regelung ausreichenden Auswahl entweder direkt messen oder aus den gemessenen Größen gewinnen lassen und somit ein integrierter Flugregler geschaffen werden kann, der Flugbahn und aerodynamischen Strömungszustand gleichzeitig in einer gewünschten Weise zu regeln gestattet.

Ausgestaltungen der Erfindung sind Gegenstand der TJnteransprüche.

Die Erfindung ist nachstehend an einem Ausfühmngsbsispiel unter Bezugnahme auf die zugehörige Zeichnung näher erläutert.:
Die Zeichnung zeigt ein Signalflußbild eines nach der