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Stabilisierungssystem für Flugzeuge
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Die Erfindung betrifft ein Stabilisierungssystem für Flugzeuge zur
Stabilisierung der Flugzeugbewegung Um die Nickachse, enthaltend: ein ilöhenruder,
das von einem Stellsystem verstellbar ist, einen Kommandogeber zur Erzeugung eines
Nickgeschwindigkeitskommandos, einen Nickgeschwindigkeits fühler zur Erzeugung eines
Nickgeschwindigkeitssignals, Mittel zur Bildung der Differenz von Nickgeschwindig
keitssignal und Nickgescbwindigkeitskommando, welche im Sinne einer damit gleichsinnigen
Veränderung des Höhenruderausschlages auf das Stellsystem aufschaltbar ist, und
einen Anstellwinkelfühler, der ein Signal nach Maßgabe des Anstellwinkels liefert,
welches ebenfalls auf das Stellsystem geschaltet ist.
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Konventionelle Flugzeuge besitzen eine Eigenstabilität und Eigendämpfung:
Wird die Fluglage gegenüber der Strömung der Luft, d.h. der Anstellwinkel, verändert,
so sucht diese Strömung durch das veränderte Strömungsprofil wie bei einer Windfahne
einer solchen Änderung entgegenzuwirken. Das ist die Eigenstabilität. Die dabei
auftretenden Schwingungen sind gedämpft, auch wenn kein der Fluglageänderung entgegenwirkender
Eingriff über eine Steuerfläche erfolgt.
Das ist die Eigendämpfung.
Bei neueren Flugzeugentwürfen, insbesondere bei Kampfflugzeugen, sind aus Gründen
der Flugleistung in zunehmendem Maße die Eigenstabilität und Eigendämpfung des Flugzeugs
vermindert. Das hat zur Folge, daß die Steuerung derartiger Flugzeuge sehr schwierig
und ermüdend und in einigen Fällen für den Mensch-Piloten gar nicht mehr beherrschbar
ist. Es ist daher bekannt, in das Flugzeug Stabilisierungssysteme einzubauen. Solche
Stabilisierungssysteme enthalten Fühler, die auf Änderungen der Fluglage, insbesondere
auf die Nickgeschwindigkeit und den Anstellwinkel, ansprechen und solchen Änderungen
durch Bewegung von Steuerflächen stabilisierend und dämpfend entgegenwirken. Es
ist weiterhin bekannt, einem solchen Stabilisierungssystem durch den Piloten gewisse
Sollwerte, z.B. mittels eines Steuerknüppels, vorgeben zu lassen. Man spricht dann
von einem Kommando- und Stabilisierungssystem (CSAS= Command and Stability Augmentation
System).
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Es müssen im gesamten Flugbereich definierte Steuerbarkeitskriterien
erfüllt sein. Dabei ist zu berücksichtigen, daß das dynamische Verhalten neuzeitlicher
Hochleistungsflugzeuge sehr stark schwanken kann, und zwar in Abhängigkeit von der
Fluggeschwindigkeit, der Flughöhe und ggf. Konfigurationsänderungen, wie z.B. Flügelschwenkungen.
Die Fluggeschwindigkeit schwankt ungefähr zwischen X2 und 2 Mach, die Flughöhe kann
bis zu 17 000 Meter betragen. Das dynamische Verhalten des Flugzeugs allein- ohne
Stabilisierungssystem- wird im wesentlichen von einer kurzperiodischen Schwingung
beherrscht, deren Frequenz f im Bereich zwischen 0,1 Hertz und 1 Hertz und deren
relative Dämpfung D zwischen 0,06 und o,6 liegt. Durch das Stabilisierungssystem
sollen demgegenüber bestimmte vorgegebene Werte der Frequenz und Dämpfung der kurzzeitigen
Schwingung über den gesamten Betriebsbereich des Flugzeuges hinweg erreicht werden.
Außerdem ist eine maximale Knüppelkraft pro Lastvielfaches vorgeschrieben. Das bedeutet:
Eine
mit dem Steuerknüppel kommandierte Wendegeschwindigkeit macht
sich am Steuerknüppel als eine bestimmte zugeordnete Knüppelkraft bemerkbar. Diese
Wendegeschwindigkeit führt zu einer Zentrifugalbeschleunigung, welche ein entsprechendes
Vielfaches des Flugzeuggewichts ist. Die Knüppelkraft zum Kommandieren einer Wendegeschwindigkeit
mit einer Flugzeuggewicht entsprechenden Zentrifugalbeschleunigung ist ebenfalls
über den gesamten Flugbereich hinweg vorgeschrieben (Vgl. z.B. für militärische
Flugzeuge: "Flying Qualities of Piloted Airplaneslt MIL-F-8785 B vom 7.8.1969).
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Zur Erfüllung dieser Forderungen wird nach dem Stand der Technik folgendermaßen
vorgegangen: Die mangelnde Nickdämpfung wird durch Messung der Nickdrehgeschwindigkeit
q verbessert, die mit einem geeigneten Aufschaltfaktor auf das Höhenruder aufgeschaltet
wird. Die schwache statische Eigenstabilität, gekennzeichnet durch ein schwaches
Anstellwinkel-Nickmoment, d.h. Nickmoment aufgrund eines Anstellwinkels a, wird
durch eine Messung des Anstellwinkels verbessert, der ebenfalls auf das Höhenruder
aufgeschaltet wird. Als Maß für den schwierig direkt zu messenden Anstellwinkel
s dient dabei die Normalbeschleunigung az, die in dem interessierenden Frequenzbereich
mit umgekehrtem Vorzeichen proportional dem Anstellwinkela α ist (Vgl. McRuer
u.a. "Aircraft Dynamicsand Automatic Controlte Princetown University Press, S 446
ff).
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Die bekannten Stabilisierungssysteme enthalten zu diesem Zweck einen
Nickgeschwindigkeitsfühler zur Erzeugung eines Nickgeschwindigkeitssignals. Das
ist üblicherweise ein Wendekreisel. Sie enthalten weiterhin einen Normalbeschleunigungsfühler
zur Erzeugung eines Nonnalbeschleunigungssignals. Dem Nickgeschwindigkeitssignal
wird ein Nickgeschwindigkeitskommando entgegengeschaltet, das von einem Konandogeber
in Gestalt eines Steuerknüppels geliefert wird. Die Signale werden in einem Rechner
verarbeitet und
beaufschlagen ein Stellsystem zur Betätigung des
Höhenruders.
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Stabilisierungssysteme dieser Art sind beispielsweise beschrieben
von D.C. Anderson u,a. "Maneuver Load Control and Relaxed Static Stability AppEied
to a Contemporary Fighter Aircraft in AIAA Guidance and Control Conference, Stanford,
Calif.
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Paper No. 72-870.
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Dieses Stabilisierungsprinzip läßt sich in einem Signalflußdiagramm
veranschaulichen, das in Figur 1 dargestellt ist und in dem die Signalflußstruktur
des Flugzeuges auf die wesentlichen Größen vereinfacht ist. In dem Diagramm ist
# = Höheruderausschlag q r Nickgeschwindigkeit # = Nickwinkel ar Anstellwinkel.
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Die durchgehend gezeichneten Linien symbolisieren, daß eine Größe
die andere beeinflußt, wobei die Pfeile die Richtung des Signalflusses darstellen.
Strichpunktierte Linien symbolisieren schwach ausgebildete Wechselwirkungen.
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Gestrichelte Linien symbolisi.ren die Rückführungen des bekannten
Stbilisierungssystems. Die Vorzeichen t oder -geben an, ob sich die beeinflußte
Größe gleich- oder gegensinnig mit dor beeinflussenden Größe ändert.
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Ein Höheruderausschlag # bewirkt ein Moment um die Nickachse, d.h.
eine Nickbeschleunigung q. Die Nickbeschleunigung qist gegensinnig zu dem Ruderausschlag,
d.h. ein Ruderausschlag im Uhrzeigersinn erzeugt eine Nickbeschleunigung gegen den
Uhrzeigersinn. Die Nickbeschleunigung q führt integrierend zu einer Nickgeschwindigkeit
q, und die Nickgeschwindigkeit q führt integrierend zu einem Nickwinkel e
Eine
Nickgeschwindigkeit q führt zu einer damit gleichsinnigen Anstellwinkelgeschwindigkeit
, da sich die Nicklage des Flugzeugs im Raum und damit zunächst auch die Lage des
Flugzeugs zur Luftströmung ändert. Die Anstellwinkelgeschwindigkeit führt integrierend
zu einer Änderung des Anstellwinkels a . Eine solche Änderung des Anstellwinkels
a wirkt wiederum, wie durch die bogenförmige Verbindungslinie in Figur 1 angedeutet
ist, der Anstellwinkelgeschwindigkeit entgegen, da sich durch Anderung des Anstellwinkels
auch der Fluggeschwindigkeits vektor ändert.
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Es besteht weiterhin eine Wechselwirkung zwischen dem Anstellwinkel
« und der Nickbeschleunigung q, wobei die durch den Anstellwinkel hervorgerufene
Nickbeschleunigung im allgemeinen jeweils einer Vergrößerung des Anstellwinkels
entgegen wirkt, wie durch das Minuszeichen angedeutet ist.
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Das ist die eingangs -schon erwähnte Windfahnenstabilität.
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Schließlich besteht eine Wechselwirkung zwischen der Nickgeschwindigkeit
q und der Nickbeschleunigung q, d.h. dem Nickmoment. Bei Auftreten einer Nickgeschwindigkeit
q wirkt ein Nickmoment dieser Nickgeschwindigkeit entgegen. Das ist die vorerwähnte
Eigendämpfung.
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Die bisher beschriebenen Beziehungen zwischen den verschiedenen Größen
ergeben sich allein aus der Aerodynamik des Flugzeugs. Wie in Figur 1 dargestellt
ist, sind dabei bei Hochleistungstlugzeugen die Wechselwirkungen zwischen Anstellwinkel
1 und Nickbeschleunigung (Windfahnenstabilität) und zwischen Nickgeschwindigkeit
und Nickbeschleunigung (Eigendämpfung) nur schwach ausgeprägt.
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Die bekannten Stabilisierungssysteme suchen nun die Steuerbarkeitskriterien
dadurch zu erfüllen, daß Rückführungen mit positivem Vorzeichen von der Nickgeschwindigkeit
q auf den
Ruderausschlagaund von dem Anstellwinkelauf den Ruderausschlag
vorgesehen werden. Es soll dann von der Nickgeschwindigkeit q über den RuderausschlagAund
dessen mit negativem-Vorzeichen erfolgende Einwirkung auf die Nickbeschleunigung
q die schwache direkte Einwirkung von q auf q verstärkt werden. Entsprechend soll
die schwache direkte Einwirkung des Anstellwinkels a auf die Nickbeschleunigung
q durch eine Rückführung auf den Ruderausschlag mit positivem Vorzeichen und dessen
Einwirkung auf die Nickbeschleunigung verstärkt werden.
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Es hat sich gezeigt, daß es in manchen Fällen schwierig oder sogar
unmöglich ist, die gestellten Steuerbarkeitskriterien zu erfüllen (Vgl. R.L. Kisslinger,
G.J. Vetsch: Synthesis and Analysis of a Flight-by-wire Flight control System for
an F-4 Aircraft" in AIAA Guidance and Control Conference, Stanford, Calif. 14-16.8.72,
Paper No 72-880).
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Ein Hauptproblem stellt dabei ein zu starkes Überschwingen der Nickgeschwindigkeit
dar, das die ständige Aufmerksamkeit des Piloten erfordert.
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Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Stabilisierungssystem
der eingangs definierten Art zu schaffen, welches die Steuerbarkeitseigenschaften
von Hochleistungsflugzeugen verbessert.
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Der Erfindung liegt speziell die Aufgabe zugrunde, die Dämpfung der
kurzperiodischen Schwingungen um die Nickachse auch in kritischen Grenfällen auf
das gewünschte Maß zu erhöhen, das Überschwingen zu begrenzen und im ganzen Flugbereich
ähnliche dynamische Charakteristiken zu erzielen.
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Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe dadurch gelöst, daß das Signal
des Anstellwinkelfühlers im Sinne der Erzeugung einer indifferenten Gleichgewichtslage
des Flugzeugs auf das
Stellsystem aufgeschaltet ist, und daß das
Stellsystem weiterhin von einem dem Nickwinkel entsprechenden Signal im Sinne einer
Veränderung des Ruderausschlages gleichsinnig mit dem Nickwinkel beaufschlagt ist.
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Die Erfindung beruht auf der Erkenntnis, daß die Ursache für das starke
Überschwingen eine Folge des zum Teil künstlich erhöhten Anstellwinkel-Nickmomentes
ist, d.h.
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des Nickmomentes, das entweder direkt durch die Windfahnenstabilität
oder indirekt über einen Ruderausschlag (vgl. Figur 1) durch einen Anstellwinkel
5 hervorgerufen wird. Dieses Anstellwinkel-Nickmoment besitzt eine kräftig rückstellende
Wirkung und führt daher bei Kommando eingaben zu einer starken Verminderung der
stationären, d.h. der sich im Gleichgewichtszustand einstellenden Drehgeschwindigkeit.
Andererseits ist beim Stand der Technik die Rückführung vom Anstellwinkel auf den
Ruderausschlag erforderlich1 um das Flugzeug überhaupt stabil zu bekommen.
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Nach der Erfindung. wird dagegen die Stabilität nicht durch eine künstliche
Erhöhung des Anstellwinkel-Nickmomentes erzielt. Im Gegenteil: Es wird durch die
Rückführung vom AnstellwinkelXauf den HöhenruderausschlagX die Eigenstabilität (oder
auch Instabilität) des Flugzeuges kompensiert; die in Figur 1 durch die strichpunktierte
Linie vonflzu-q dargestellt ist. Das Flugzeug wird so zunächst in eine indifferente
Gleichgewichtslage gebracht. Zur Erzielung der gewünschten dynamischen Eigenschaften
des Flugzeuges ist stattdessen eine Rückführung der Nicklage, d.h.
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des Nickwinkel89 auf den Höhenruderausschlag zusätzlich zu der Rückführung
von der Nickgeschwindigkeit q auf den Höhenruderausschlag vorgesehen.
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Nach der Erfindung ist somit bei Vorhandensein einer Windfahnenstabilität
des Flugzeugs das Signal des Anstellwinkelfühlers in einem der Windfahnenstabilität
entgegenwirkenden Sinne auf das Stellsystem geschaltet.
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Die Erfindung ist nachstehend an Ausführungsbeispielen unter Bezugnahme
auf die zugehörigen Zeichnungen näher erläutert: Fig. 2 zeigt ein Signalflußdiagramm
ähnlich Figur 1 für ein nach der Erfindung ausgebildetes Stabilisierungssystem.
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Fig. 3 ist ein Blockdiagramm eines in analoger Technik ausgeführten
Stabilisierungssystems.
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Fig. 4 ist ein Blockdiagramm eines digital mit Abtastung der Fühlersignale
und Steuerkommandos arbeitenden Stabilisierungssystems.
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In Figur 2 sind die sich aus der Flugzeug-Aerodynamik ergebenden Zusammenhänge
zwischen den verschiedenen Größ*n die gleichen wie in Figur 1. D.r Anstellwinkel
# beeinflußt; die Nickbeschleunigung q mit relativ schwacher Wechselwirkung und
negativem Vorzeichen, d.h. es wird ein schwaches Anstellwinkel-Nickmoment erzeugt,
das einer Vergrößerung des Anstellwinkel α entgegenwirkt. Es ist somit eine
geringe aber doch vorhandene Eigenstabilität gegeben. Diese Eigenstabilität wird
durch die Rückführung vom nstellwinkel α zum Höhenruderausschlag # jedoch
nicht unterstützt sondern sie wird kompensiert.
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Im Gegensatz zu Figur 1 wird in Figur 2 der Anstellwinkele bei sonst
gleichen Verhältnissen nicht mit positivem sondern mit negativem Vorzeichen auf
den Höhenruderausschlag aufgschaltet Diese Rückführung bewirkt, daß bei eine Veränderung
des Anstellwinkels a im Uhrzeigersinn der Höhenruderausschlag tentgegon dem Uhrzeigersinn
verändert wird. Diese Veränderung des Höhenruderausschlages entgegen dem Uhrzeigersinn
erzeugt ein im Uhrzeigersinn wirksames Nickmoment und
ein entsprechendes
q. Dieses Nickmoment wirkt also im Sinne einer Vergrößerung des Anstellwinkelsr
. Dem so über das Höhenruder erzeugten Nickmoment wirkt das entgegengesetzt dazu,
d.h. entgegen dem Uhrzeigersinn wirksame Nickmoment entgegen, das sich unmittelbar
aus der Aerodynamik des Flugzeugs als Windfahnenstabilität ergibt und durch den
strichpunktierten Pfeil von M nach 4 mit negativem Vorzeichen symbolisiert ist.
Die Rückführung von anachq ist so bemessen, daß das letztere Nickmoment stets gerade
im wesentlichen kompensiert wird.
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Das Flugzeug würde sich dann in einem indifferenten Gleichgewicht
befinden, könnte also mit diesem Teil des Stabilisierungssystems allein jeden einmal
eingenommenen Anstellwinkel α ohne Rückstellmoment beibehalten.
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Zur Stabilisierung erfolgt bei der Ausführung nach Figur 2 noch eine
Rückführung von dem Nickwinkel 9 auf den Höhenruderausschlag # Auf diese Weise ist
der Einfluß der Windfahnenstabilität, der sehr stark von der Fluggeschwindigkeit,
Flughöhe und Flugzeugkonfiguration abhängt, vollständig eliminiert. Stattdessen
wird nur noch der Nickwinkel 9 zur Stabilisierung um die Nickachse herangezogen,
so dz die Stsoilisierung über den gesamten Flugbereich des Flugzeugs hinweg mittels
einer von den Betriebsparametern unbeeinflußten Meßgröße erfolgt. Es kann dadurch
das Überschwingen der Nickgeschwindigkeit q im gesamten Flugbereich auf ein etwa
gleichbleibendes gewünschtes Maß eingestellt werden.
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Figur 3 zeigt ein in analoger Technik aufgebautes Ausführungs beispiel.
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Mit 10 ist ein Flugzeug bezeichnet, das sich mit einer durch den Vektor
v dargestellten Geschwindigkeit durch die als ruhend angenommene Luft bewegt. Die
Flugzeuglängsachse 12 bildet mit dem Vektor v den Anstellwinkelr . Mit der
Horizontalen
bildet sie den Nickwinkel9 . Das Höhenruder 14 bildet mit der Flugzeuglängsachse
den Höhenruderwinkel # Senkrecht zu der die Flugzeuglängsachse und die Querachse
enthaltenden Ebene wird mittels eines Beschleunigunge messers 16 die Normalbeschleunigung
a gemessen. Es ist a « ~, d.h. diese Normalbeschleunigung a ist mit negativem Vorzeichen
proportional dem Anstellwinkel a . Diese Normalbeschleunigung az wird mit positivem
Vorzeichen auf das Stellsystem 18 geschaltet, welches in üblicher Weise eine Verstellung
des Höhenruders 14 nach Maßgabe der aufgeschalteten Signale bewirkt. Die Aufschaltung
der Normalbeschleunigung a mit positivem Vorzeichen entspricht z einer Rückführung
des Anstellwinkels α mit negativem Vorzeichen entsprechend Figur 2.
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Es ist weiterhin ein Wendekreisel 20 vorgesehen, der ein Signal proportional
der Nickgeschwindigkeit q liefert. Diesem Signal ist in einem Sumeationspunkt 22
ein Nickkommando entgegengeschaltet, das von einem Kommandogeber 24 geliefert wird.
Der Kommandogeber 24 enthält einen Steuerknüppel 26, der in einem Schwenkpunkt 28
gelagert und durch Federn 30 an eine Ruhelage gefesselt ist. Die Auslenkung des
Steuerknüppels aus der Ruhe lage erfordert dabei eine Kraft FST' und das von dem
Kommandogeber 24 abgegebene Nickkommando ist proportional dieser Knüppelkraft.
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Die Differenz von Nickgeschwindigkeitssignal q und Nickkommando wird
über ein Übertragungsnetzwerk 32 mit einem Faktor Kq proportional auf das Stellsystem
18 geschaltet.
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Das entspricht der Rückführung von q nach # in Figur 2.
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£s wird nun weiterhin der Nickwinkel 9 auf das Stellsystem 18 geschaltet
entsprechend der Rückführung von # nach # in Fig. 2.
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Es wird nun weiterhin der Nickwinkel 9 auf das Stellsystem 18 geschaltet
entsprechend der Rückführung von enach #in Figur 2.
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Aus Gründen der Zuverlässigkeit und Wirtschaftlichkit wMre es in der
Praxis unzweckmäßig, die Nicklage mittels eines Lotkrezzels zu dessen. Vielmehr
wird der Nickwinkel #durch Integration der Nickgeschwindigkeit q getonnen. Es gilt
allgemein die kinematische Beziehung q=#cos#+#sin#cos# wobei # = Rollwinkel # =
Wendegeschwindigkeit des Flugzeugs ist. Daraus ergibt sich für verschwindende Rollwinkel
unmittelbar
Im Kurvenflug, d.h. bei nicht verschwindendem Rollwinkel # und einer bestimmten
Wendegeschwindigkeit # wurde jedoch das Integral unbegrenzt anwachsen. Aus diesem
Grunde erfolgt die Integration bei dem beschriebenen Ausfühnungsbei spiel als "Pseudointegration"
mittels eines Verzögerungsfilters.
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Das der Nickgeschwindigkeit q proportionale Signal des Wendekreisels
20 wird somit ebenfalls auf ein Verzögerungsfilter 34 mit einer Übertragungsfunktion
#K# 1+# s gegeben, webei # die Zeitkonstante des Filters, 5 die Variable der Laplace-Transformierten
und K# der Faktor ist,
mit dem der Nickwinkel# aufgeschaltet werden
soll, Die Zeitkonstante # ist dabei so gewählt, daß sie größer ist als die zu erwartende
Zeitdauer der Anstellwinkelschwingung und andererseits klein gegenüber der mittleren
Dauer eine Kurvenfluges. Bei einem typischen Beispiel eines Stabilisierungssystems
für ein heutiges Kampfflugzeug liegt die Zeitkonstante in der Größenordnung von
2 Sekunden. Es ergibt sich somit während jeder Schwingung ein stabilisierendes9-Signal
durch Integration von q, während die aus dem Kurvenflug herrührenden Anteile des
Integrale in engen Grenzen gehalten werden.
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Figur 4 zeigt als Blockschaltbild ein digital mit Abtastung der Gebersignale
arseitendes Stabilisierungs system. Entsprechende Teile sind mit den gleichen Bezugszeichen
versehen wie in Figur 3.
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Die Signale q und az der am Flugzeug 10 vorgesehenen Nickgeschwindigkeits-
bzw. Normalbeschleunigungsfühler sowie das Nickkommando des Kommandogebers 24 werden
von einem Analog-Digital-Interface 36 in einem festen Takt T abgetastet und die
gemessenen Werte in Digitalsignale umgesetzt. Die Digitalsignale werden in einem
entsprechend programmierten Rechner 38 nach einem sequentiellen Programm wie angedeutet
verarbeitet. Die erhaltenen digitalen Ausgangssignale werden mit dem Takt T von
einem Digital-Analog-Interface 40 abgetastet, in einen analogen Spannungswert zurückverwandelt
und in einem Halteglied 42 bis zum nächsten Tastzeitpunkt gespeichert. Dor Spannungswert
am Halteglied 42 beaufschlagt das Stellsystem 18, das wie in Figur 3 das Höhenruder
verstellt.
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L e e r s e i t e