DE2803029C2 - Flugzeug-Nicklage-Rechner - Google Patents
Flugzeug-Nicklage-RechnerInfo
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Description
Die Erfindung betrifft einen Fiugzeug-Nicklage-Rechner nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
Es gibt bereits Nicklage- oder N eigungs-Rechner (vgl.
US-PS 37 44 309 und US-PS 38 51 303). Das berechnete
Neigungssignal muß so genau als möglich sein, da bestehende Flugzeug-Sichtgeräte in Kopfhöhe ein
genaues Neigungssignal benötigen (vgl. US-PS 36 54 806, US-PS 36 86 626 und US-PS 38 16 005). Wie
sich gezeigt hat, ist ein genaues Neigungssignal für einen einwandfreien Betrieb dieser bestehenden Sichtgeräte
in Kopfhöhe sehr vorteilhaft, was insbesondere iür deren Einsatz während Flugzeug-Landeoperationen
gilt.
In einem bestehenden Neigungs-Rechner (vgl. US-PS
38 51 303) wird ein Lärigsbeschleunigungsmesser-Signal mittels eines Signals kompensiert, das die differenzierte
Fluggeschwindigkeit (Luftgeschwindigkeit) des Flugzeugs darstellt, so daß der Längsbeschleunigungsmesser
eine vernünftig genaue Anzeige für die Flugzeug-Nicklage angibt. Wenn jedoch die Luftmasse selbst ihre
Geschwindigkeit ändert, kann das Fluggeschwindigkeit-Eingangssigna! in das System zu einem Fehler bei den
Berechnungen der Steigung führen.
Es gibt bereits einen Fiugzeug-Nicklage-Rechner der eingangs genannten Art (vgl. US-PS 37 44 309), bei dem
Langzeit-Komponenten von einem Längsbeschleunigungsmesser mit Kurzzeit-Komponenten von einem
Vertikal-Kreisel εη einem Summierpunkt zusammengefaßt werden, um ein berechnetes Längsneigungssignal
zu erzeugen. Ein Flugzeug-Geschwindigkeitsfühler gibt den Änderungsbetrag eines Flugzeug-Geschwindigkeitssignals
an, das vom berechneten Längsneigungssignal an einem Summierpunkt subtrahiert wird, um
Einwirkungen der Vorwärts-Beschleunigung auf das berechnete Längsneigungssignal auszuschließen. Damit
soll ein Rechner für ein Flugzeug geschaffen werden, bei dem das Ausgangssignal eines Kreisels einen möglichst
genauen Wert hat.
Dagegen ist es Aufgabe der Erfindung, einen Fiugzeug-Nicklage-Rechner zum Ermitteln der Nickiage
eines Flugzeugs anzugeben, bei dem Fehler im berechneten Längsbeschleunigungssignal aufgrund Änderungen
in der Geschwindigkeit der Luftmasse möglichst klein sind.
Diese Aufgabe wird bei einem Fiugzeug-Nicklage-Rechner nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1
erfindungsgemäß durch die in dessen kennzeichnendem Teil angegebenen Merkmale gelös*.
Durch die Erfindung wird ein Fiugzeug-Nicklage-Rechner
ermöglicht, bei dem Fehler im berechneten Längsneigungssignal aufgrund Änderungen in der
Geschwindigkeit der Luftmasse möglichst klein sind.
Vorteilhafte Weilerbildungen der Erfindung sind in den Patentansprüchen 2 bis 22 angegeben.
Die Erfindung ermöglicht also einen Flugzeug-Nick lage-Rechner zum Ermitteln der Nicklage eines
Flugzeugs mittels eines Längsbescrneunigungsmessers,
einer Kreisel-Steigungs-Anzeige und eines Fluggeschwindigkeit-Eingangssignals, bei dem Fehler im
berechneten Neigungssignal aufgrund Änderungen in der Geschwindigkeit der Luftmasse möglichst klein
sind; dabei wird ein berechnetes Flugzeug-Steigungssignal verwendet, wobei Signale, die die Längsbeschleunigung
des Flugzeugs darstellen, und Kreisel-Neigungssignale zusammengefaßt sind, um ein berechnetes
Beschleunigungssignal zu erzeugen; das berechnete Beschleunigungssignal und das Längsbeschleunigungs-Signal
werden zusammengefaßt, um ein Trägheits-Neigungssignal zu erzeugen, das zusammen mit dem
Kreisel-Neigungssignal verwendet wird, um das berechnete Flugzeug-Nicklage-Signal zu erzeugen; weiterhin
wird ein Rechner zum Erzeugen eines berechneten Flugzeug-Nicklage-Signals angegeben, wobei ein
Längsbeschltunigungsmesser und ein Neigungskreisel dazu dienen, um ein berechnetes Beschleunigungssignal
zu erzeugen, das seinerseits durch ein differenziertes Fluggeschwindigkcitssignal geändert wird, um Langzeit-Kreisel-Fehler
auszuschließen, und wobei das berechnete Beschleunigungssignal mit dem berechneten
Steigungssignal und dem Kreisel-Neigungssignal zusammengefaßt wird, um ein genaues berechnetes
Neigungssignal zu erzeugen; schließlich wird ein Rechner zum Erzeugen eines berechneten Flugzeug-Nicklage-Signals
angegeben, bei dem ein Kreisel-Neigungssignal von einem Längsbeschleunigungsmesser-Signal
abgezogen wird, um ein berechnetes Flugzcug-Längsbeschleunigungs-Signal zu erhalten, das seinerseits
von einem differenzierten Fluggeschwindigkeits-Signal abgezogen wird, um ein Beschleunigungs-Differenz-Signal
zu erzeugen, das zeitlich integriert ist, um ein Beschleunigungs-Korrektursignal zu erzielen, das
wiederum zum berechneten Beschleunigungssignal addiert wird, das seinerseits vom Längsbeschleunigungsmesser-Signal
abgezogen wird, um ein Maß für die Trägheits-Neigung zu erzielen, die wiederum mit dem
berechneten Neigungssignal verglichen wird, was zu einem Maß für den Neigungsfehler führt, der zum
Kreisel-Neigungssignal addiert wird, um das berechnete Neigungssignal zu erzeugen.
Um den Betrieb des Rechners kurz zu erläutern, sind ein Längsbeschleunigungsmesser, ein Vertikal-Kreisel
und ein die Änderung der Fluggeschwindigkeit darstellendes Signal zusammengefaßt, um ein berechnetes
Beschleunigungssignal oder ein sogenanntes Pseudo-Trägheits-Beschleunigungssigna!
zu erzeugen, das die Horizontal-Beschleunigung des Flugzeugs darstellt. Das
Kreisel-Neigungssignal wird vom Längsbeschleunigungsmesser-Signal abgezogen, um ein Maß für die
Horizontal-Beschleunigung des Flugzeugs zu erhalten. Ein differenzierter Wert des Fluggeschwindigkeits-Signal'-wird
dann mit diesem berechneten Längsbeschleunigungs-Signal verglichen, um ein Maß für die Differenz
in der berechneten Beschleunigung und der gemessenen Flugzeug-Beschleunigung aus Änderungen in der
Geschwindigkeit der Luftmassen zu erhalten, durch die
sich das Flugzeug bewegt. Das Differenz-Signal wird dann zeitlich integriert und zum Längsbeschleunigungs-Signal
als Korrekturfaktor gespeist, das zum Ausschließen der Einwirkungen von Kreisel-Fehlern dient, um
das berechnete Beschleunigungs- oder das Pseudo- ; Trägheits-Beschleunigungssignal zu erzeugen, das die
Ist-Beschleunigung des Flugzeugs darstellt.
Das berechnete Beschleunigungssignal wird dann vom Längsbeschleunigungsmesser-Signal subtrahiert,
um aus dem Längsbeschleunigungsmesser-Signal den m Signalteil auszuschließen, der auf der Horizontal-Beschleunigung
des Flugzeugs beruht. Das sich ergebende Signal stellt die durch den Beschleunigungsmesser
gemessene Neigung dar. Von diesem Neigungssignal wird dann das berechnete Neigungssignal abgezogen, r>
um ein Neigungsfehler-Signal zu erzeugen. Das Neigungsfehler-Signal wird dann zeitlich integriert und
mit dem Kreisel-Neigungssignal zusammengefaßt, um das berechnete Neigungssignal zu erzeugen. Das
Neigungskorrektur-Signal dient zum Ausschließen von μ Langzeit-Fehlern aus dem berechneten Neigungssignal
im Kreisel-Neigungssignal (vgl. US-PS 38 51 303), während es Kurzzeit-Änderungen im Kreisel-Neigungssignal
ermöglicht, um das berechnete Neigungssignal zu ändern. r>
Um eine genauere Darstellung der Flugzeug-Nicklage für ein Flugzeug-Sichtgerät in Kopfhöhe zu
ermöglichen, spricht bei der Erfindung also ein Rechner zum Erzeugen eines berechneten Neigungssignals auf
einen Längsbeschleunigungsmesser und einen Vertikal- jo
Kreisel im Flugzeug an, wobei das berechnete Neigungssignal erzeugt wird, indem zum Kreisel-Neigungssignal
ein Korrekturfaktor addiert wird, der durch Subtrahieren des Wertes des berechneten Neigungssignals
von einem Trägheits-Neigungssignal berechnet ist, das vom Längsbeschleunigungsmesser abgegeben
ist. Um die Auswirkungen der Flugzeug-Beschleunigung auf das Längsbeschleunigungsmesser-Signal zu kompensieren,
wird ein berechnetes Beschleunigungssignal, das aus der Differenz zwischen dem Längsbeschleunigungsmesser-Signal
und dem Kreisel-Neigungssignal erhalten ist, vom Längsbeschleunigungsmesser subtrahiert,
um das Trägheits-Neigungssignal zu erzeugen. Um weiter die Systeme gegenüber Langzeit-Fehlern im
Kreisel-Neigungssignal zu kompensieren, werden das zusammengefaßte Längsbeschleunigungs- und Kreisel-Neigungssignal
von einem differenzierten Fluggeschwindigkeits-Signal abgezogen, und das sich ergebende
Differenzsignal wird zeitlich integriert, um ein Beschleunigungs-Korrektursignal zu erzeugen, das zum
berechneten Beschleunigungssignal gespeist wird.
Die Erfindung wird nachfolgend anhand der Zeichnung näher erläutert, in deren einziger Figur ein
Blockschaltbild des erfindungsgemäßen Flugzeug-Nicklage-Rechners dargestellt ist.
Wie in der Figur gezeigt ist, wird eines der Eingangssignale in den Rechner von einem Längsbeschleunigungsmesser
10 erzeugt, der entlang der Längsachse des Flugzeugs ausgerichtet ist Die bevorzugte
Lage in der Ausrichtung des Längsbeschleuni- w> gungsmessers 10 wurde bereits beschrieben (vgl. US-PS
51303). Eine zweite Signalquelle ist ein Vertikal-Kreisel
12, der ein Signal Bg erzeugt, das den Flugzeug-Neigungswinkel oder die Abweichung der
Flugzeug-Längsachse von der Waagerechten anzeigt tn
Das Ausgangssignal Al des Längsbeschleunigungsmessers 10 wird in den positiven Anschluß eines Addierers
eingespeist während das Ausgangssignal Bg des Vertikal-Kreisels 12 am negativen Anschluß des
Addierers 14 liegt. Durch Subtrahieren von 0^, von Ai, ist
das Ausgangssignal auf einer Leitung 16' ein Signal, das im wesentlichen die Flugzeug-Horizontalbeschleunigung
darstellt, da der Teil des Signals Al, der der
Neigung zugeordnet werden kann, vom Addierer 14 ausgesondert wurde. Dieses Signal wird dann mit einem
konstanten Verstärkungsfaktor K\ in einem Verstärker 18 multipliziert und an den positiven Anschluß eines
Addierers 20 abgegeben. Das Ausgangssignal V* des Addierers 20 ist als die berechnete Beschleunigung des
Flugzeugs definiert, die als Pseudo-Trägheits-Beschleunigungssignal bezeichnet werden kann. Das berechnete
Beschleunigungssignal V"* wird dann an den negativen Anschluß eines dritten Addierers 22 abgegeben, der an
seinem positiven Anschluß ein Signal von einer Signalquelle 24 für die Flugzeug-Fluggeschwindigkeit
empfängt, die ihrerseits durch einen Differenzierer 26 differenziert wird, um ein Signal Vair zu erzeugen, das
den Änderungsbetrag in der Flugzeug-Geschwindigkeit durch die Luft darstellt, die als Maß für die
Flugzeug-Horizontal-Beschleunigung betrachtet werden kann. Das Ausgangssignal /IVdes Addierers 22 ist
das Beschleunigungs-Fehlersignal und stellt als solches die Differenz zwischen der durch die Änderung der
Fluggeschwindigkeit gemessenen Flugzeug-Beschleunigung und der durch das Längsbeschleunigungsmesser-Signal
Al gemessenen Flugzeug-Trägheits-Beschleunigung
dar. Der Wert von A V auf einer Leitung 28 wird durch einen Begrenzer 30 begrenzt und entweder über
einen Verstärker 32 oder einen Verstärker 34 in einen Integrierer 36 eingespeist. Der Integrierer 36 integriert
das Signal Δ ^zeitlich, um so ein Beschleunigungs-Korrektursignal
Vc zu erzeugen, das über eine Leitung 38 in einen anderen positiven Anschluß des Addierers 20
eingespeist wird. Ein Einfluß des Korrektursignals Vc
auf das berechnete Beschleunigungssignal V* liegt in der Kompensation des Signals V* gegenüber Fehlern im
Ausgangssignal Bg des Vertikal-Kreisels 12, wenn
während normalen Betriebes keine Differenz zwischen der Flugzeug-Ist-Längsbeschleunigung und der Flugzeug-Beschleunigung
durch die Luft vorliegt. Zusätzlich zum Kompensieren des berechneten Beschleunigungssignals V* gegenüber Langzeit-Fehlern im Kreisel-Signal
Bg aufgrund Fehlausrichtungs- oder Präzessions-Fehlern
wird das berechnete Beschleunigungssignal V* nicht unmittelbar durch Änderungen der Luftmassen-Geschwindigkeit
beeinflußt die das Signal Valr beeinflussen
würde, da der Integrierer 36 relativ langsam auf das Fehlersignai Δ Vanspricht, das durch Änderungen in
der Luftmassen-Geschwindigkeit hervorgerufen wird, und daher wird das Beschleunigungs-Korrektursignal
Ve nicht unmittelbar beeinflußt, was zu einem kleinen
unmittelbaren Einfluß auf das berechnete Beschleunigungssignal V" führt. Da wesentliche Änderungen in der
Luftmassen-Geschwindigkeit gewöhnlich lediglich eine relativ kurze Zeit dauern, ist in den meisten Fällen der
Einfluß insgesamt auf das Signal V* sehr klein.
Das berechnete Beschleunigungs- oder Pseudo-Trägheits-Beschleunigungssignal
V* wird vom Beschleunigungssignal Al in einem Addierer 40 subtrahiert. Das
Subtrahieren des Teils des Signals Al, der der Horizontal-Beschleunigung des Flugzeugs zugeordnet
werden kann, erzeugt ein Signal Bal auf einer Leitung 42, das der Trägheits-Neigung des Flugzeugs gleichwertig
ist Dieses Signal wird mit dem berechneten Neigungssignal Θ* auf einer Leitung 44 in einem
Addierer 46 zusammengefaßt. Das berechnete Nei-
gungssignal θ* wird vom Trägheitssignal Qal in einem
Addierer 46 subtrahiert, was zu einem Neigungs-Fehlersignal ΘΡ führt, das über einen Signalbegrenzer 48 und
einen Verstärker 50 mit einem Verstärkungsfaktor Ki
zu einem Integrierer 52 übertragen wird. Der Integrierer 52 integriert das Neigungs-Fehlersignal Qe zeitlich,
um ein Neigungs-Fehlersignal ΔΘ zu erzeugen, das über einen anderen Verstärker 54 mit einem Verstärkungsfaktor
0,25 zu einem Addierer 56 übertragen wird, wo es zum Kreisel-Neigungssignal 6g addiert wird, um das
berechnete Neigungssignal Θ* zu erzeugen. Das Neigungs-Korrektursignal korrigiert das berechnete
Neigungssignal Θ* gegenüber Langzeit-Fehlern im Kreisel-Neigungssignal θ^ aufgrund Präzessions- und
Ausrichtungsfaktoren. Das berechnete Neigungssignal Θ* ändert sich jedoch sehr schnell mit Änderungen im
Signal θ^, da sich der Integrierer 52 relativ langsam
auflädt, so daß das Kurzzeit-Ansprechen des berechneten Neigungssignals auf eine Ist-Änderung in der
Flugzeug-Steigung der Änderung des Kreisel-Ausgangssignals 9g entspricht. Hierüber gibt es bereits
theoretische und betriebsmäßige Überlegungen (vgl. US-PS 38 51 303).
Wenn das Flugzeug einer wesentlichen Änderung der Luftmassen-Geschwindigkeit begegnen sollte, wird
deren Einfluß auf das berechnete Neigungssignal stark verringert, da das Beschleunigungs-Fehlersignal Δ VaIs
Eingangssignal zu einem Absolutwert-Generator 58 verwendet wird, der seinerseits einen Verstärker 60 mit
einstellbarem Verstärkungsfaktor in der Neigungs-Fehlerschaltung steuert. Wenn so eine Änderung in der
Luftmassen-Geschwindigkeit zu einem Signal Δ V führt, das eine Polarität 'Vorzeichen) am Addierer 22 aufweist,
wird die Größe des in den Integrierer 52 eingespeisten Neigungs-Fehlersignals 6f durch den Verstärker 62 mit
einstellbarem Verstärkungsfaktor verringert, was zu einer merklich geringeren Steigerung des Wertes des
Neigungs-Korrektursignals4e führt. Dies führt zu einer
Kompensation beliebiger Einflüsse, die eine Änderung der Luftmassen-Geschwindigkeit auf das Signal AL vom
Längsbeschleunigungsmesser 10 haben kann. Wenn z. B. die Luftmassen-Geschwindigkeit bezüglich des Flugzeugs
abfällt, neigt das Flugzeug dazu, seine Fluggeschwindigkeit konstant zu halten, was zu einer
Steigerung der durch den Längsbeschleunigungsmesser 10 gemessenen Längsbeschleunigung Al des Flugzeugs
führt Durch Verringern des Neigungs-Fehlersignals θΛ
das in den Integrierer 52 eingespeist ist, werden die Auswirkungen einer Änderung der Luftmassen-Geschwindigkeit
auf das letzte berechnete Neigungssignal Θ* merklich verringert.
Es kann auch wünschenswert sein, den Wert des Verstärkungsfaktors K\ des Verstärkers 18 auf einen
Wert größer als 1,0 einzustellen, wie z. B. auf 1,25. Wenn z. B. das Flugzeug beschleunigt, neigt der Vertikal-Kreisel
12 dazu, sich in einer Neigungs-Aufwärtsrichtung lufzurichten, und wenn das Flugzeug verzögert wird,
richtet er sich in einer Neigungs-Abwärtsrichtung auf, wodurch ein Fehler in das berechnete Neigungssignal
Θ* eingeführt wird. Durch Erhöhen des Wertes von K\ '
bewirkt der sich ergebende gesteigerte Wert von V*, daß der zweite Integrierer 52 den Neigungs-Korrekturfaktor
ΔΘ in einer Richtung erzeugt, die den
Aufrichtungsfehler im Signal θ^ in größerem Maß
versetzt. Zusätzlich korrigiert ein erhöhter Wert von K\
eine andere Fehlerquelle aufgrund Nacheilungen in der Stau-Statik, die zur Geschwindigkeitsmessung dient.
Die relative Steigerung von V* aufgrund von K\ mit
■"> einem größeren Wert als 1 kompensiert Nacheilungen in der Messung von Ϋ;Ι,Γ.
Um Fehler im berechneten Neigungssignal Θ* zu verhindern, wenn das Flugzeug in einer Roll-Lage ist,
dient ein auf einem Kreisel beruhender Roll-Vergleicher
ο 62 zur Erzeugung eines Logik-Signals auf einer Leitung 64, das anzeigt, wenn das Flugzeug in einer Roll-Lage
ist. Vorzugsweise hat der Roll-Vergleicher 62 Hysterese-Eigenschaften, die darin liegen, daß ein Halt-Signal
auf einer Leitung 64 erzeugt wird, wenn die Flugzeug-) Roll-Lage 15° überschreitet und das Halt-Signal nicht
fortgesetzt wird, wenn die Flugzeug-Roll-Lage auf weniger als 6° zurückkehrt. Mit der Leitung 64 sind
Schalter 66 und 68 verbunden. Wenn das Flugzeug in einer Roll-Lage ist, bewirkt das Halt-Logik-Signal auf
ι der Leitung 64, daß die Schalter 66 und 68 in einen Halt-Betrieb schalten, wodurch verhindert wird, daß die
Integrierer 36 und 52 das Beschleunigungs-Korrektursignal V1, und die Neigungs-Korrektursignale ΔΘ
erzeugen, die auf Fehlern beruhen können, die in das > System z. B. durch ein Wendemanöver des Flugzeugs
eingeführt werden.
Damit der Integrierer 36 schneller das Beschieunigungs-Korrektursignal
Yc erzeugen kann, nachdem das Flugzeug aus einer Wende ausgetreten ist, wird das
' Halt-Logik-Signal auf der Leitung 64 über ein ODER-Glied 70 zu einem Taktgeber 72 gespeist, der
mittels eines Schalters 74 den Verstärker 34 mit dem höheren Verstärkungsfaktor an den Integrierer 36
anschließt. Dies führt dazu, daß das Beschleunigungs-Korrektursignal Ve schneller erzeugt wird, um mögliche
Fehler zu korrigieren, die während eines Wendemanövers im System erzeugt werden können. Der Taktgeber
72 hält die Verbindung des Verstärkers 34 mit dem Integrierer 36 für eine vorbestimmte Zeitdauer von z. B.
7 s aufrecht, die so berechnet ist, damit das System rasch wieder genau das berechnete Steigungssignal erzeugt.
Ebenso erzeugt ein Logik-Glied 76 ein Logik-Signal auf einer Leitung 78, das anzeigt, daß die Anzeige 75 in
Kopfhöhe in einer Stau-Lage ist, um zu verhindern, daß die Integrierer 36 und 52 Fehlersignale ansammeln,
wenn die Anzeige 75 in Kopfhöhe in einer Stau-Lage ist. Ein Logik-Signal auf einer Leitung 78, das anzeigt, daß
die Anzeige in einem Stau-Zustand ist, stellt den Integrierer 52 auf Null zurück. Da der Beschleunigungsmesser
10 oft im Sichtgerät 75 in Kopfhöhe liegt (vgl. US-PS 38 51 303), kann ein Stauen der Anzeige in
Kopfhöhe zu einem fehlerhaften Ausgangssignal des Längsbeschleunigungsmessers 10 führen. Durch Betätigen
eines Schalters 80 wird eine Ansammlung überschüssiger Signale im Integrierer 36 verhindert,
wenn die Anzeige 75 in Stau-Lage ist. Wenn die Anzeige 75 in Kopfhöhe in ihre normale Betriebslage ausgedehnt
wird, bewirkt ein auf einer Leitung 78 durch ein ODER-Glied 70 übertragenes Signal, daß der Taktgeber
72 den Integrierer 76 zum Verstärker 34 für eine kurze vorbestimmte Zeitdauer schaltet, um so rasch alle
Versetzungsfehler zu kompensieren, die im System aufgrund der Stau-Lage des Sichtgerätes 75 in
Kopfhöhe vorliegen können.
Hierzu 1 Blatt Zeichnungen
Claims (22)
1. Flugzeug-Nicklage-Rechner, der einer Längsbeschleunigungs-Signalquelle
für Beschleunigungssi- .-, gnale und einer Kreisel-Signalquelle für Flugzeug-Kreisel-Längsneigungssignale
nachgeschaltet ist, um ein berechnetes Längsneigungssignal zu erzeugen,
gekennzeichnet durch
eine erste Einrichtung (14) zum Zusammenfassen des Beschleunigungssignals (At) mit dem Kreisel-Längsneigungssignal
(θ^), um ein berechnetes Beschleunigungssignal
(V*) zu erzeugen,
eine zweite Einrichtung (40), die auf das Beschleunigungssignal (AL) und das berechnete Beschleuni- ,-, gungssigna! (V*) anspricht, um ein Trägheits-Längsneigungssignal (ΘλΟ zu erzeugen, und
eine dritte Einrichtung (46, 56), die auf das Trägheiis-Längsneigungssignal (Θα/.) und auf das Kreisel-Längsneigungssignal (θ^) anspricht, um das berechnete Längsneigungssignal (Θ*) zu erzeugen.
eine zweite Einrichtung (40), die auf das Beschleunigungssignal (AL) und das berechnete Beschleuni- ,-, gungssigna! (V*) anspricht, um ein Trägheits-Längsneigungssignal (ΘλΟ zu erzeugen, und
eine dritte Einrichtung (46, 56), die auf das Trägheiis-Längsneigungssignal (Θα/.) und auf das Kreisel-Längsneigungssignal (θ^) anspricht, um das berechnete Längsneigungssignal (Θ*) zu erzeugen.
2. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, daß die erste Einrichtung (14) das Kreisel-Längsneigungssignal (θ^) vom
Beschleunigungssignal (Al) subtrahiert, um das j-,
berechnete Beschleunigungssignal (V*) zu erhalten.
3. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die zweite Einrichtung
(40) das berechnete Beschleunigungssignal (V*) vom Beschleunigungssignal (Al) subtrahiert, um das „,
Trägheits-Längsneigungssignal (Bal) zu erhalten.
4. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die dritte Einrichtung
(46,56) aufweist:
einen Subtrahierer (46) zum Subtrahieren des ,-,
berechneten Längsneigungssignals (Θ*) vom Trägheits-Längsneigungssignal (Qal), um ein Längsneigungs-Fehlersignal
(dc) zu erzeugen, und
eine vierte Einrichtung (56) zum Zusammenfassen einer Funktion des Längsneigungs-Fehlersignals (θ0) .,ο mit dem Kreisel-Längsneigungssignal (&g), um das berechnete Längsneigungssignal (Θ*) zu erzeugen.
eine vierte Einrichtung (56) zum Zusammenfassen einer Funktion des Längsneigungs-Fehlersignals (θ0) .,ο mit dem Kreisel-Längsneigungssignal (&g), um das berechnete Längsneigungssignal (Θ*) zu erzeugen.
5. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 1 oder 4, gekennzeichnet durch
eine fünfte Einrichtung (26), die auf Signale von einer 4-,
Flugzeuggeschwindigkeits-Signalquelle (16) anspricht und ein Flugzeug-Beschleunigungssignal
(V„ir) bezüglich der Luft erzeugt,
eine sechste Einrichtung (22) zum Zusammenfassen des Flugzeug-Beschleunigungssignals (V,,,) mit dem yi berechneten Beschleunigungssignal (V"), um ein Beschleunigungs-Differenzsignal (A V) zu erzeugen, und
eine sechste Einrichtung (22) zum Zusammenfassen des Flugzeug-Beschleunigungssignals (V,,,) mit dem yi berechneten Beschleunigungssignal (V"), um ein Beschleunigungs-Differenzsignal (A V) zu erzeugen, und
ein Beschleunigungs-Fehler-Kompensierglied (30, 32, 34, 36) zum Vereinigen einer Funktion des y,
Beschleunigungs-Differenzsignals (AV) mit dem
berechneten Beschleunigungssignal (V*).
6. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß das Beschleunigungs-Fehler-Kompensierglied
(30, 32, 34, 36) einen t,o Integrierer (36) für das Beschleunigungs-Differenzsignal
(Zl ty hat.
7. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß das Beschleunigungs-Fehler-Kompensierglied
(30, 32, 34, 36) einen dem n". Integrierer (36) vorgeschalteten Begrenzer (30) für
das Beschleunigungs-Differenzsignal(/d tyhat.
8. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 7,
dadurch gekennzeichnet, daß das Beschleunigungs-' Fehler-Kompensierglied (30, 32, 34, 36) einen
Verstärker (32, 34) zum Verändern des Verstärkungsfaktors des begrenzten ßeschleunigungs-Differenzsignals
(AV) abhängig von einer Flugzeug-Roll-Lage hat.
9. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Verstärker (32,34)
zum Verändern des Verstärkungsfaktors des Beschieunigungs-Differenzsignals
(AV) auch auf ein Signal anspricht, das die dritte Einrichtung (46, 56)
betätigt.
10. Flugzeug-Nicktage-Rechner nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Verstärker (32,34)
den Verstärkungsfaktor für eine vorbestimmte Zeitdauer nach Stabilisierung des Flugzeugs aus
einer Roll-Lage steigert.
11. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 4
oder 5, dadurch gekennzeichnet, daß die vierte Einrichtung (56) einen Integrierer (52) zum Integrieren
des Längsneigungs-Fehlersignals (öe) aufweist,
bevor dieses mit dem Kreisel-Längsneigungssignal (Qg) zusammengefaßt wird.
12. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch
11, gekennzeichnet durch einen Verstärker (32, 34)
mit einstellbarem Verstärkungsfaktor, um den Verstärkungsfaktor des Längsneigungs-Fehlersignals
(9J abhängig vom Beschleunigungs-Differenzsignal
(A ty zu ändern.
13. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch
12, dadurch gekennzeichnet, daß der Verstärker (32,
34) zum Verändern des Verstärkungsfaktors des Längsneigungs-Fehlersignals (6f) einen Absolutwert-Generator
(58) aufweist, um den Verstärkungsfaktor des Längsneigungs-Fehlersignals (6f) abhängig
vom Absolutwert des Beschleunigungs-Differenzsignals (zl ty zu ändern.
14. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch
13, dadurch gekennzeichnet, daß der Verstärker (32, 34) mit einstellbarem Verstärkungsfaktor zum
Verändern des Verstärkungsfaktors des Steigungs-Fehlersignals (Θ,) betriebsmäßig mit dem Absolutwert-Generator
(58) verbundene Mittel aufweist, um den Wert des Steigungs-Fehlersignals (öc) abhängig
von einem zunehmenden Absolutwert-Signal zu verringern.
15. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch
14, dadurch gekennzeichnet, daß die dritte Einrichtung (46, 56) einen Begrenzer (48) für das
Längsneigungs-Feillersignal (θ^) aufweist, bevor
dessen Verstärkungsfaktor durch den Verstärker (32, 34) mit einstellbarem Verstärkungsfaktor
geändert ist.
16. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach einem der Ansprüche 7 bis 9 und 11, dadurch gekennzeichnet,
daß das Beschleunigungs-Fehler-Kompensierglied (30, 32, 34, 36) einen Integrierer (36) für das
Beschleunigungs-Differenzsignal (Δ tyhat.
17. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 16, dadurch gekennzeichnet, daß das Beschleunigungs-Differenzsignal
(A V) für eine vorbestimmte Zeitdauer nach Stabilisierung des Flugzeugs aus
einer Roll-Lage vorliegt.
18. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß der Integrierer (52)
für das Längsneigungs-Fehlersignal (ΘΡ) ein Glied
aufweist, das den Betrieb dieses Integrierers (52) sperrt, wenn das Flugzeug in einer Roll-Lage ist.
19. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der Integrierer (36) für
das Beschleunigungs-Differenzsignal (QV)ein Glied aufweist, das den Betrieb dieses Integrierers (36)
sperrt, wenn das Flugzeug in einer Roll-Lage ist
20. Fiugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 5, gekennzeichnet durch Mittel zum Erhöhen des
Verstärkungsfaktors des berechneten Beschleunigungssignals (V*) um einen Faktor größer als 1,0.
21. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 20, dadurch gekennzeichnet, daß der Faktor 1,25
beträgt.
22. Flugzeug-Nicklage-Rechner nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß der !ntegrierer (36) für
das Beschleuni£ungs- Differenzsignal (Δ V) ein Glied aufweist, das den Betrieb dieses Integrierers (36)
sperrt, wenn der Signalgenerator nicht in Betrieb ist.
Applications Claiming Priority (1)
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|---|---|---|---|
| US05/789,153 US4095271A (en) | 1977-04-20 | 1977-04-20 | Aircraft pitch attitude signal generator |
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