DE2250747A1

DE2250747A1 - Flugzeugbordgeraet zur anzeige eines flugzustandes

Info

Publication number: DE2250747A1
Application number: DE2250747A
Authority: DE
Inventors: Oiva H Lindquist; Nelson R Zagalsky
Original assignee: Honeywell Inc
Current assignee: Honeywell Inc
Priority date: 1971-10-21
Filing date: 1972-10-17
Publication date: 1973-04-26
Also published as: FR2156809B3; IT972374B; NL7214159A; GB1352956A; FR2156809A1

Description

02-4545/46 Ge 16. Oktober 1972

HONEYWELL INC.
2701 Fourth Avenue South Minneapolis, Minn., USA

Flugzeugbordgerät zur Anzeige eines Flugzustandes

Um die Leistungsfähigkeit von Hochleistungsflugzeugen voll auszuschöpfen, sind Betriebsmethoden für solche Flugzeuge entwickelt worden. Diese Methoden sollen dem Piloten helfen, das Flugzeug so zu steuern, daß eine vorgegebene Flugaufgabe in möglichst günstiger Weise gelöst wird. Hierzu hat man sogenannte Flugzustandspläne für die Steuerung des Flugzeuges aufgestellt, welche die Eigengeschwindigkeit und die Höhe des Flugzeuges für aufeinanderfolgende Punkte längs des gewünschten Flugweges vorschreiben. Erreicht der Pilot diesen Flugzustandsplan und behält er die durch ihn vorgeschriebenen Werte bei, so ergibt sich eine optimale Betriebsweise des Flugzeuges, beispielsweise ein Steigflug auf eine vorgegebene Höhe, mit minimalem Treibstoffverbrauch. Vielfach hat jedoch der Pilot Schwierigkeiten, die durch einen solchen Flugzustandsplan vorgeschriebenen Werte zu erreichen, v/eil er vielfach das Verhältnis seines augenblicklichen Flugzustandes, beispielsweise der Eigengeschwindigkeit und der Flughöhe in Bezug auf die Werte des Flugzustandsplanes nicht recht erkennen kann. Er muß von seinen Anzeigeinstrumenten für die Eigengeschwindigkeit und die Flughöhe zunächst die augenblickliche Abweichung des Flrgzustandes des Flugzeugs von den Werten des Flugzustandsplanes bestimmen und dann versuchen, die geplanten Werte zu erreichen, wobei er beide Instrumente sowie,den Plan beobachten muß. Selbst

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wenn er die Werte des Flugzustandsplans erreicht, hat er wegen der erforderlichen gleichzeitigen.überwachung mehrerer Instrumente und des ständigen Vergleichs der Instrumentenanzeige mit den Werten des Flugzustandsplanes Schwierigkeiten, die vorgeschriebenen Werte einzuhalten.

In einem Aufsatz "Energy Approach to the General Aircraft Performance Problem" von E.S. Rutowski, veröffentlicht im "Journal of the Aeronautical Sciences¹,' März 1954, Seiten 187 bis 195 wird die sogenannte spezifische Energie eines Flugzeuges als Kenngröße für seinen Flugzustand eingeführt. Dieser Aufsatz beschreibt die Verwendung der Gesamtenergie eines Flugzeuges und insbesondere seiner spezifischen Energie für die theoretische Berechnung der Leistungsfähigkeit eines Flugzeugs. Der Ausdruck "spezifische Energie" wird hierbei als Energie: pro Gewichtseinheit und nicht als Energie pro Masseneinheit definiert. Beide unterscheiden sich jedoch nur durch.den Faktor "g" der Erdbeschleunigung, der für praktische Zwecke im wesentlichen als konstant betrachtet werden kann. Als spezifische Energie eines Flugzeuges wird auch im folgenden die sich aus der Summe von kinetischer Energie und potentieller Energie zusammensetzende Gesamtenergie pro Gewichtseinheit bezeichnet.

Der vorliegenden Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde ein Fligaeugbordgerät zu schaffen, welches es dem Piloten erleichtert, das Flugzeug an die Werte eines vorgegebenen Flugzustandsplanes heranzuführen und auf dem Flugzustandsplan zu halten.

Gelöst wird diese Aufgabe durch die im Anspruch 1 beschriebene Erfindung. Die Anzeigevorrichtung kann dabei die spezifische Energie selbst und/oder deren zeitliche Ableitung, also ihre ÄnrLar rungsgeschwindigkeit wiedergeben. Die Anzeige der Änderungsgeschwindigkeit der spezifischen Energie ist besonders dann von Vorteil, wenn im Zuge eines Flügmanövers ein beträchtlicher Umsatz von;kinetischer in potentielle Energie oder umgekehrt benötigt wird, während die Änderung der Gesamtenergie klein oder gleich Null ist.

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—. "3 _

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen. Die Erfindung wird im folgenden anhand eines in den Zeichnungen wiedergegebenen Ausführungsbeispiels erläutert. Dabei zeigt

Figur 1 das Blockschaltbild des Flugzeugbordgerätes; Figur 2 einen typischen Flugzustandsplan; Figur 3 die Skala nebst Zeiger einer Anzeigevorrichtung und Figur 4 die geometrischen Größen für die Lage- und Richtungsbestimmung eines Flugzeuges im Flug.

Die Schaltungsanordnung gemäß Figur 1 umfaßt Meß- und Rechenschciltungen sowie Anzeigevorrichtungen sowohl zur Ermittlung und Anzeige der spezifischen Energie selbst als auch der Änderungsge-Si.-hwindigkeit der spezifischen Energie, Auf der linken Seite der Zeichnung sind mehrere Zustandsfühler 10 bis 14 und auf der rechten Seite zwei Anzeigevorrichtungen 18 und 26 dargestellt.

Zunächst sei die Ermittlung der spezifischen Energie selbst betrachtet. Hierzu dient ein Höhenmesser 10, dessen Ausgangssignal h der Flughöhe des Flugzeuges proportional ist, sowie ein Fluggeschwindigkeitsmesser 11, dessen Ausgangssignal ν der Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges entspricht. Das Signal ν wird in einer Quadrierschaltung 15 quadriert und anschließend einer Divi-

sionsschaltung 16 zugeführt, wo das Signal ν durch einen konstanten Faktor 2g, d.h, die doppelte Erdbeschleunigung dividiert wird. Die Ausgangssignala des Höhenmessers 10 und der Dividierschaltung 16 v/erden einer Summier schaltung 17 zugeleitet _f deren Ausgang an die Anzeigevorrichtung 18 angeschlossen ist, welcher folglich ein

Signal ^ _{+ h} . . '

2g
zugeführt wird.

Die Gesamtenergie E_ eines Flugzeuges ist die Summe seiner kinetischen und seiner potentiellen Energie, so daß sich hierfür bei einer Masse m des Flugzeuges die folgende Beziehung ergibt:

^E ψ™ + mgh

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Ersetzt man hierin die Masse durch den Quotienten aus Gewicht und Schwerkraft, d.h. m = w/g, so ergibt sich die spezifische Energie E, oder genauer gesagt die gewichtsspezifische Energie E

2
E = j- + h (2)

Dieser Ausdruck entspricht also dem Signal, welches, wie oben erwähnt, der Anzeigevorrichtung 18 zugeführt wird.

Figur 2 zeigt einen Mach-Zahl/Energie-Flugzustandsplan, wie er in Verbindung mit der Anzeigevorrichtung 18 verwendet wird, um es einem Piloten zu ermöglichen, sein Flugzeug in möglichst kurzer Zeit auf eine hohe Mach-Zahl und eine große Flughöhe zu bringen. Der Flugzustandsplan beschreibt ein Minimalzeit-Energiemanöver 40, d.h. ein Manöver zur Energieänderung in möglichst kurzer Zeit in Form der entsprechenden Werte der optimalen Mach-Zahl ν _t und der Energie E, die üblicherweise als äquivalente Höhe h bei der Geschwindigkeit Null ausgedrückt werden kann. Eine Grenzkurve 41 zeigt die maximale noch sichere Fluggeschwindigkeit in den verschiedenen Flughöhen an, welche im wesentlichen durch die Konstruktion des Flugzeuges bedingt ist.. Mehrere Linien 42 konstanter Energie erleichtern die Bestimmung der maximalen sicheren Fluggeschwindigkeit bei den verschiedenen Energieniveaus.

Die ir.t Flugzustandsplan 2 dargestellte Information kann, wie Figur 3 zeigt, zahlenmäßig auf der Anzeigevorrichtung 18 wiedergegeben sein. Mit Hiife eines Zeigers 32 zeigt das Aazeigelnstrument 18 auf einer Skala 33 die spezifische Energie E des Flugzeuges in Kilometern an. Eine zur Skala 33 konzentrische Skala 34 gibt die kommandierte optimale Mach-Zahl ν .an, welche den geeigneten Energiewerten für ein Minimalzeit-Steigmanöver, wie In Figur 2 gezeigt, entsprechen. Eine zusätzliche, ebenfalls konzentrische Skala 35 gibt die maximale noch sichere Geschwindigkeit in Form der maximalen Mach-Zahl V__sv wieder, welche erreicht werden

max

kann bei einem Abstiegsmanöver mit nahezu konstanter Energie, wenn man von der auf der auf der Skala 33 angegebenen Energie ausgeht.

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max Eine vierte Skala 36 zeigt die maximale Flughöhe an, welche durch ein unmittelbares oder mit nahezu konstanter Energie ausgeübtes Steigmanöver, ausgehend, vom entsprechenden Energiewert gemäß Skala 33,erreicht werden kann. Zusätzliche, ebenfalls- konzentrische Skalen können den Piloten über das Verhältnis einer Flugzustandsgröße zur spezifischen Energie des Flugzeuges Auskunft geben, wenn dies für die optimale Durchführung von Flugmanövern erforderlich oder wesentlich ist.

Um das in Figur 2 durch die Linie 40 gekennzeichnete Flugmanöver mit Hilfe der Skalen 33 und 34 auf dem Anzeigeinstrument 18,gemäß Figur 3, durchzuführen, d.h. um ein Steigmanöver durch Energieumsatz in möglichst kurzer Zeit zu bewerkstellxgen, liest der Pilot die vom Zeiger 32 auf der Skala 33 angezeigte augenblickliche spezifische Energie E des Flugzeuges ab. Auf der Skala 34 ist diesem Wert die optimale Geschwindigkeit in Form der Mach-Zahl ν . zugeordnet, welche das Flugzeug haben muß, um den Flugzustandsplan zu erreichen. Ist die auf der Skala. 34 angezeigte Mach-Zahl höher r als die tatsächliche Mach-Zahl des Flugzeuges, so erhöht der Pilot die Fluggeschwindigkeit und damit die Mach-Zahl des Flugzeuges, indem er potentielle Energie in kinetische Energie umsetzt und dabei die Anzeigca der spezifischen Gesamtenergie auf dem Instrument 18 annähernd konstant hält. Sobald die tatsächliche Mach-r,ahl des Flugzeuges und die vom Zeiger 32 auf der Skale 34 angezeigte Mach-Zahl übereinstimmen, befindet sich das Flugzeug in dem gewünschten Flugzustand. Um diesen beizubehalten, hält der Pilot die tatsächliche Mach-Zahl bei einer Vergrößerung der Energie des Flugzeuges auf dem auf der Skala·34 angezeigten Wert.

Die Skalen 35 und 36 informieren den Piloten über die erreichbare Mach-Zahl b:;w. Höhe, die seih Flugzeug vom entsprechenden Energieniveau, wie es durch den Zeiger 32 angezeigt wird, durch eine Umwandlung von kinetischer in potentielle Energie oder umgekehrt erreichen kann. Diese Möglichkeiten sind für den Piloten sofort realisierbar, weil ein Austausch von kinetischer und potentieller Energie keine Änderung der Gesamtenergie erfordert. Eine solche

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Änderung der Gesamtenergie würde eine gewisse Zeit benötigen.

Anstelle eines Mach-Zahl/Energie-Planes kann auch ein Höhen/ Energie-Plan al.. Le.itgröße für die günstige Ausführung bestimmter Flugmanöver dienen. Der Pilot steuert dann sein Flugzeug auf diejenige Höhe, welche der angezeigten Energie entspricht.

Das Blockschaltbild gemäß Figur 1 zeigt ferner eine Schaltungsanordnung zum Ermitteln und Anzeigen der Änderungsgeschwindigkeit der spezifischen Energie des Flugzeuges. Ein hierfür geeignetes Signal könnte an sich durch Differenzieren des die spezifische Energie-kennzeichnenden Signals abgeleitet werden. Aus Gründen besserer Genauigkeit wird jedoch eine getrennte Ermittlung der Änderungsgesciiwindigkeit der spezifischen Energie bevorzugt. Diese Änderungsgeschwindigkeit E ergibt sich zu

E .— J a_· cos oL - a/isinotl — .

(3)

Darin bedeutet a_ die Längsbeschleunigung des Flugzeuges, aj. die Normalbeschleunigung des Flugzeuges und oC den Anstellwinkel des Flugzeuges. Zur Erläuterung dieser Größen sei auf Figur 4 verwiesen, wo das Flugzeug 30 mit seiner Längsachse χ und seiner Hochachse ζ dargestellt ist. Ein Geschwindigkeitsvektor ν gibt die Richtung des Flugweges an. Die Linie 31 stellt eine horizontale Bezugslinie dar, sie entspricht im wesentlichen der Erdoberfläche. Der Anstellwinkel oc-ist der Winkel zwischen der Längsachse χ und dem Geschwindigkeitsvektor ν in Flugrichtung, während der Winkel J¹-sich zwischen dem Geschwindigkeitsvektor ν und der Horizontallinie 31 erstreckt. Die Summe der beiden Winkel o£-und j*- ergibt den Winkel Θ.

Aus der Darstellung in Figur 4 ergibt sich für die Beschleunigung des Flugzeuges längs seines Flug^-weges, also in Richtung des Geschwindigkeitsvektors v, die Beziehung

V = a„* cos oc + a · sine*' (4)

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·· 7 ·■"

Hierin bedeuten a_v und a die Beschleunigungen des Flugzeuges längs der Achsen χ und ζ, d.h. in Längsrichtung und in Normalrichtung. Diese Beschleunigungen werden von den Beschleunigungsmessern 12 und 14 gemessen und betragen

a_T=3 a„ + gi>sin θ (5)

JJ Λ.

(a_z - g-cos Θ) .

(6)

Setzt man die Gleichungen (5) und (6) in die Gleichung (4) ein, so erhält man

ν = (a- - go sin Θ) cos oc - O'^arq ~ 9*^cos ^θ) sin σ*- ,(7) welche sich umschreiben läßt in

ν = a_L cos oL - a_N sin -öL - g sin l-' . (8)

Die gewichtsspezifische Energie des Flugzeuges ist,wie oben bereits erläutert, durch die Gleichung (2) folgendermaßen bestimmt:

E =

+ h.

(2)

Differenziert man die Gleichung (2) nach der Zeit, so erhält man die ünderungsgeschwindigkeit der spezifischen Gesamtenergie zu

= 2Σ + h.

(9)

läßt sich die Gleichung

Da aus Figur 4 ersichtlich h = ν
(9) schreiben

^E = I

Ersetzt man hierin für die Beschleunigung ν in Flugrichtung den aus Gleichung (8) sich ergebenden Wert, so erhält man die Änderungsgeschwindigkeit der spezifischen Energie

E = — (a_L cosoi- - a_N sin cL - g sin ^ + g sin = — (a cos oC - a_N sin oC ) .

(11)

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Die Gleichung(ll)stimmt mit der Gleichung (3) überein.

In Figur 1 mißt ein erster Beschleunigungsmesser 12 die Längsbeschleunigung a- des Flugzeuges entlang seiner Längsachse χ und ein zweiter Beschleunigungsmesser 14 die Normalbeschleunigung a_N in Richtung der Hochachse ζ des Flugzeuges 30. Der Anstellwinkel oC des Flugzeuges wird von einem Winkelmesser 13 bestimmt, während die Eigenschwindigkeit mit Hilfe des oben bereits erwähnten Geschwindigkeitsmessers 11 ermittelt wird. Rechenschaltungen 19 und 20 leiten aus dem Anstellwinkel oC die Größen Sinus oC und Cosinusoc ab. In einer ersten Multiplizierschaltung 21 wird das Produkt a_L cos OL und in einer zweiten Multiplizierschaltung 22 das Produkt a«·

sLn cC gebildet. Diese beiden Produktsignale gelangen zu einer Subtraktionsschaltung 23, welche ein Ausgangssignal

a_L cos«: - a_N sin ex-

an den einen Eingang der dritten Multiplizierschaltung 24 liefert, welche an ihrem zweiten Eingang ein der Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges entsprechendes Signal ν erhält. Das am Ausgang der Multiplizierschaltung 24 stehende Produktsignal gelangt zu einer zweiten Divisionsschaltung 25, in welcher das genannte Produkt durch den Betrag der Erdbeschleunigung g dividiert wird, so daß an ihrem Ausgang ein der Gleichung (11) entsprechendes Ausgangssignai E entsteht und dem Anzeigeinstrument 26 für die Änderungsgeschwindigkeit der spezifischen Energie zugeleitet wird. Das Anzeigeinstrument 26 kann ein Zeigergerät, eine Digitalanzeige oder ein anderes optisches Anzeigeinstrument sein. Es erlaubt es dem Piloten die tatsächliche Änderungsgeschwindigkeit der spezifischen Energie mit dem bekannten Normalwert dieser Änderungsgeschwindigkeit bei ordnungsgemäß ausgeführten Flugmanöver zu vergleichen. Er kann auf diese Weise seine eigene Tüchtigkeit beurteilen. In ähnlicher Weise kann er aber auch die Leistung des Flugzeuges messen, indem er die tatsächliche und die vorgeschriebene Änderungsgeschwindigkeit der spezifischen Energie eines Flugzeuges während eines bestimmten Flugmanövers vergleicht.

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Das Meßinstrument 26 kann auch zur Ausführung von Geschwindigkeits-Höhenänderungen bei nahezu konstanter Gesamtenergie verwendet werden. Ein Flugzeug kann sehr schnell durch Verminderung der Fluggeschwindigkeit Höhe gewinnen oder durch Verringern der Flughöhe Geschwindigkeit gewinnen, ohne dabei die Gesamtenergie zu verändern. Es erfolgt lediglich eine Umsetzung von kinetischer in · potentielle Energie oder umgekehrt.Der Pilot kann folglich sein Flugzeug verschiedenen, mit nahezu konstanter Energie ausführbaren Flugmanövern unterwerfen, wenn er sein Flugzeug derart steuert, da;ß der Anzeiger für die Änderungsgeschwindigkeit der spezifischen Gesamtenergie praktisch Null anzeigt. Ein Gewinn oder ein Verlust an Energie während des Flugmanövers wird sofort angezeigt und kann vom Piloten sofort korrigiert werden. Er ist somit in der Lage, das Flugzeug mit dem optimalen Wirkungsgrad und mit den geringsten Energieverlusten zu fliegen.

Die Änderungsgeschwindigkeit der spezifischen Gesamtenergie kann vom Piloten auch mit der Änderungsgeschwindigkeit anderer Flugzustandsgrößen in Beziehung gesetzt werden, beispielsweise mit der Flughöhenänderung, um eine ordnungsgemäße Ausführung solcher Flugmanöver zu gewährleisten, welche eine bestimmte Änderung der Gesamtenergie und der Flughöhe erfordern, wenn eine bestimmte Flugaufgabe erreicht werden soll.

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Claims

Patentansprüche

V l./T*lugzeugbordgerät zur Anzeige eines Flugzustandes, dadurch gekennzeichnet, daß es Rechenschaltungen (15-17) zur Ermittlung eines der auf die Gewichtseinheit bezogenen Summe von kinetischer und potentieller Energie des Flugzeuges entsprechenden Signals aufweist und daß die Rechenschaltungen eingangsseitig an Flugzustandsfiihler (10,11) und ausgangsseitig an eine Anzeigevorrichtung (18) anschließbar sind.
2. Gerät nach Anspruch !,gekennzeichnet durch eine aus der Eigengeschwindigkeit ν des Flugzeuges ein von dessen kinetischer Energie abhängiges erstes Signal ableitende erste Meß- und Rechenvorrichtung (11,15,16), ■durch einem aus der Flughöhe h eir von der potentiellen Energie des Flugzeuges abhängiges zweites Signal ableitende zweite Meß- und Rechenvorrichtung (10)

sowie durch eine Anzeigevorrichtung (18) für ein von der Summe dieser beiden Signale abhängiges drittes Signal.
3. Gerät nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Meß- und Rechenvorrichtung einen Fühler

(11) für die Eigengeschwindigkeit sowie eine an dessen Ausgang angeschlossene erste Rechenschaltung (15) zum Quadrieren des der Eigengeschwindigkeit proportionalen Signals enthält und daß an den Ausgang dieser ersten Rechenschaltung eine zweite Rechenschaltung (16) angeschlossen ist, welche das dem Quadrat der Eigengeschwindigkeit entsprechende Signal durch den doppelten Betrag der Erdbeschleunigung g dividiert.

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- ii -
4. Gerät nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichne t, daß die erste Rechenvorrichtung (15,16) ein der kinetischen Energie pro Gewichtseinheit des Flugzeugs entsprechendes

erstes Signal y__ und die zweite Meßvorrichtung ein der potentiellen Energie^pro Gewichtseinheit entsprechendes Signal h an eine Summierschaltung (17) liefern, welche ein der auf die Gewichtseinheit bezogenen Summe von kinetischer und potentieller Energie entsprechendes Signal E = ^- + h erzeugt und der Anzeigevorrichtung (18) zuführt.
5. Gerät nach einem der Ansprüche 1 bis 4 _r gekennz eichn e t durch eine aus der Beschleunigung ν in Flugrichtung ein drittes Signal ableitende dritte Meß- und Rechenvorrichtung (12-14, 19-23) ,

durch eine aus der Eigengeschwindigkeit ν ein viertes Signal ableitende vierte Meß- und Rechenvorrichtung (11) sowie durch eine aus diesen beiden Signalen durch Produktbildung ein von der Xnderungsgeschwindigkeit E der Energiesumme pro Gewichtseinheit abhängiges fünftes Signal erzeugende dritte Rechenschaltung (24,25) und eine diese Änderungsgeschwindigkeit anzeigende Anzeigevorrichtung (26).
6. Gerät nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die dritte Rechenschaltung einen Multiplikator (24) mit zwei Eingängen und eine an seinen Ausgang angeschlossene, das durch Produktbildung gewonnene Signal durch den Betrag der Erdbeschleunigung g dividierende Divisionsschaltung (25) enthält, welche die Anzeigevorrichtung (26) steuert.
7. Gerät nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die dritte Meß- und Rechenvorrichtung einen Fühler

(14) für die Normalbeschleunigung a^ des Flugzeugs, einen Fühler (12) für die Längsbeschleunigung a_L des Flugzeuges sowie einen Fühler (13) für den Anstellwinkel oc des Flugzeugs umfaßt und daß die Ausgangssignale dieser drei Fühler einer vierten

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Rechenschaltung (19-23) zugeführt werden, die hieraus ein sechstes Signal a nach der Gleichung

a = (a cos oC - a_N sinci- )
berechnet.
8. Gerät nach einem der Ansprüche 1 bis 7,dadurch ge-· kennzeichnet, daß die Anzeigevorrichtung (18) mehrere zueinander parallel oder konzentrisch angeordnete Skalen (33-36) sowie einen gemeinsamen Zeiger (32) aufweist, wobei eine Skala (33) in Werten der spezifischen Gesamtenergie E des Flugzeuges und wenigstens eine weitere Skale (35/36) in hierauf bezogenen Werten der maximalen Flughöhe h und/oder Fluggeschwindigkeit ν geeicht ist.
9. Gerät nach Anspruch 8,dadurch gekennzeichnet, daß eine weitere Skale (34) in Werten der auf die spezifische Gesamtenergie E des Flugzeuges bezogenen optimalen Fluggeschwindigkeit ν . geeicht ist.

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