DE3787741T2

DE3787741T2 - Verfahren und Gerät zur Steuerung eines Flugzeuges im Bereich der Windscherung.

Info

Publication number: DE3787741T2
Application number: DE87301013T
Authority: DE
Inventors: David Alan Johnson; Terry L Zweifel
Original assignee: Honeywell Inc
Current assignee: Honeywell Inc
Priority date: 1986-02-28
Filing date: 1987-02-05
Publication date: 1994-02-24
Anticipated expiration: 2007-02-06
Also published as: CA1270545A; US4797674A; DE3787741D1; EP0235964A3; BR8605895A; JPS62206414A; ES2044918T3; EP0235964B1; EP0235964A2

Description

Diese Erfindung bezieht sich allgemein auf Flugzeug- Flugsteuersysteme und insbesondere auf ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Flugführung eines Flugzeuges bei einer Windscherung.
Das Phänomen der Windscherung kann eine ernsthafte Bedrohung für die Sicherheit eines Flugzeuges darstellen und war in der Tat direkt verantwortlich für verschiedene ernsthafte Flugzeugunfälle. Windscherungen, entweder selber oder infolge von Versuchen des Piloten, den normalen Flugweg des Flugzeuges wieder herbeizuführen, können das Flugzeug veranlassen, durchzusacken oder aufzuprallen. Windscherung kann definiert werden als die zeitliche Geschwindigkeit der Windänderung relativ zu dem Flugzeug, deren Auswirkung auf das Flugzeug in der Verursachung großer Geschwindigkeits- oder Höhenabweichungen von der normalen Flugstrecke liegt. Diese Definition erfordert, daß atmosphärische Turbulenzen die Steuerung in und aus stetigen Winden und die Durchdringung einer konstanten Wind-Grenzschicht nahe dem Boden alle als Windscherungen angesehen werden, da sie Grenzbedingungen, bezogen auf das Flugzeug darstellen. Gewöhnlicherweise schließen jedoch die Größe und die Dauer dieser Scherungen aus, daß sie eine Bedrohung für das Flugzeug darstellen. Während die Definition eine Geschwindigkeitsänderung des Windes erfordert, wird ein konstanter Vertikalwind ebenfalls in der Industrie als eine Scherung betrachtet, da, obgleich genau genommen keine Scherung, die Auswirkung auf das Flugzeug identisch zu einer Längswindänderung mit einer gleichen Geschwindigkeit ist.
Bei bekannten Windscher-Warnsystemen ruft die während des Antreffens einer Windscherung vorgesehene Feststellung und Führung den Flug des Flugzeuges mit irgendeiner festgelegten Geschwindigkeit hervor, die gewöhnlich geringfügig größer als die Durchsackgeschwindigkeit ist. Die befohlene Geschwindigkeit war gewöhnlich eine Geschwindigkeit, die als Steuerknüppelrüttel- Geschindigkeit bekannt ist und die ungefähr 5% höher als die Durchsackgeschwindigkeit ist und sie ist die Geschwindigkeit, bei der künstliche Mittel verwendet werden, um die Steuersäule bzw. den Knüppel zu vibrieren, um den Piloten gegen ein bevorstehendes Durchsacken zu warnen. Die Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit wird allgemein als die minimale Geschwindigkeit für einen sicheren Flug angesehen und sie verändert sich mit dem Anstellwinkel des Flugzeuges und der Klappenposition. Durch Verminderung seiner Vorwärtsgeschwindigkeit ist der Pilot in der Lage, eine Geschwindigkeit in der Höhe zu erzielen.
Viele kommerzielle Transportflugzeuge, allgemeine Luftverkehrs-Flugzeuge und militärische Flugzeuge sind mit einem Flugleitsystem ausgerüstet, bei denen Neigungs- Steuersignale dem Piloten angezeigt werden können und bei denen die Geschwindigkeitsanweisung beim Antreffen einer Windscherung gewöhnlicherweise als eine Verschiebung des Neigungs-Steuerbalkens dargestellt wird. Wenn der Pilot das Flugzeug in einer solchen Weise steuert, daß die Verschiebung gegen Null reduziert wird, so befindet sich die Geschwindigkeit des Flugzeuges auf der befohlenen Geschwindigkeit, da die Geschwindigkeit eine Funktion der Neigung bei konstantem Antriebsschub ist.
Ein Nachteil des Standes der Technik liegt darin, daß die befohlene feste Geschwindigkeit dazu führen kann, daß das Flugzeug mit der minimalen Sicherheitsgeschwindigkeit fliegt, wenn die Größe und Dauer der Windscherung tatsächlich eine solche Steuerung nicht erfordern. Das Fliegen mit der minimalen Sicherheitsgeschwindigkeit führt zu einer Herabminderung des Geschwindigkeitsbereiches des Flugzeuges und vermindert somit den statthaften Fehlerbereich des Piloten bei der Steuerung des Flugzeuges. Demzufolge konnten bekannte Systeme tatsächlich eine potentielle gefährliche Situation schaffen, in der der Geschwindigkeitsbereich des Flugzeuges wesentlich verringert wurde, obgleich die Größe und die Dauer der Windscherung dies nicht erforderten.
Umgekehrt befehlen bekannte Systeme, welche eine befohlene feste Geschwindigkeit verwenden, die beträchtlich größer als die Steuerknüppelrüttel- Geschwindigkeit ist, dem Flugzeug keine verminderte Geschwindigkeit, die geeignet ist, um sich dem Windscherzustand bei Windscherungen anzupassen, deren Größe und Dauer die Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeitsanweisung erfordern.
In der EP-A-0 125 087 ist ein Windscherungs-Feststell- und Warnsystem offenbart, bei dem nur Warnsignale erzeugt werden, wenn der erfaßte Windscherungszustand auf einem hohen logischen Pegel für eine vorbestimmte zeitliche Länge verbleibt und welches die Größe und die Rotationsgeschwindigkeit des Beschleunigungsvektors auf Grund der Windscherung benutzt.
Zusammenfassend erkennen bekannte Systeme nicht, daß der wichtige Steuerparameter keine feste Eigengeschwindigkeitsanweisung ist, sondern tatsächlich eine veränderliche Eigengeschwindigkeitsanweisung ist, die aus der Änderungsgeschwindigkeit der Eigengeschwindigkeit auf Grund der angetroffenen Windscherung abgeleitet wird.
Die vorliegende Erfindung ist in den angefügten Ansprüchen definiert und bestimmt die korrekte Eigengeschwindigkeits-Änderungsanweisung, basierend sowohl auf der Größe als auch auf der Dauer des Windscherungszustandes und vermeidet somit die Nachteile des Standes der Technik, indem ihre Anweisung das Flugzeug zum Fliegen mit der Geschwindigkeit veranlaßt, die auf Grund der Größe und Dauer der angetroffenen Windscherung geeignet ist.
In einem Ausführungsbeispiel wird eine festgestellte Änderungsgeschwindigkeit der Längs-Windscherungskomponente algebraisch mit einer festgestellten vertikalen Windscherungskomponente summiert, in die entsprechende Längs-Windscherung umgewandelt, um ein Signal abzuleiten, das die Größe und Dauer der Windscherung repräsentiert und das einem Flugzeug- Steuerparameter zugeführt wird, um eine variable Fluganweisung proportional zur Eigengeschwindigkeitsänderung zu erzeugen. Grenzwerte werden der errechneten Anweisung vorgegeben, so daß die minimal befohlene Geschwindigkeit die Steuerknüppelrüttel- Geschwindigkeit ist und die maximale Geschwindigkeit der nominell statthaften Geschwindigkeit bei Abwesenheit der Windscherung entspricht. Das sich ergebende Signal repräsentiert eine Eigengeschwindigkeits-Änderungsanweisung, die zu einem optimalen Flugweg für das Flugzeug für den Austritt aus dem Windscherungszustand führt.
In einem bevorzugten Ausführungsbeispiel umfaßt die Erfindung einen Luftdatenrechner für die Vorgabe eines Signales proportional zur Eigengeschwindigkeitsänderung, einen Windscherungs-Feststellrechner für die Vorgabe eines Signales proportional zu dem Vektor der Änderungsgeschwindigkeit des Windscherungszustandes, Mittel zur Vorgabe eines Signales proportional zu einem Anstellwinkel, Mittel, die auf die Eigengeschwindigkeitsänderung, die Windscherungsänderung und die Anstellwinkelsignale ansprechen, um ein Anweisungssignal abzuleiten entsprechend einer Änderung in dem Eigengeschwindigkeits-Änderungssignal und um daraufhin das Anweisungssignal anzulegen, um einen Ausgang entsprechend dessen Größe vorzugeben.
Es ist ersichtlich, daß sich die Erfindung mit der Erzeugung und der Anzeige von Anweisungen befaßt, um der Besatzung eines Flugzeuges den Austritt aus einer angetroffenen Windscherung in optimaler Weise zu gestatten. Insbesondere liefert die Erfindung eine variable Geschwindigkeitsanweisung, die aus der Größe und Dauer des Windscherungszustandes abgeleitet wird und die zwischen vorbestimmten maximalen und minimalen Sicherheits-Geschwindigkeitsgrenzen wirksam ist.
Ein Flugzeug-Flugführungssystem gemäß der vorliegenden Erfindung sei nunmehr in näheren Einzelheiten anhand eines Beispieles beschrieben, wobei auf die beiliegenden Zeichnungen Bezug genommen wird, in denen:
Fig. 1 ein Diagramm ist, das die Anstiegsgeschwindigkeiten eines Flugzeuges bei Abwesenheit einer Windscherung veranschaulicht,
Fig. 2 ein Diagramm ist, das die Auswirkung der Längs-Windscherung auf die Leistungsfähigkeit eines Flugzeuges zeigt und die Achsenverschiebung zwischen dem Erd- und Luftmassen-Koordinatensystem veranschaulicht, die durch eine angetroffene Windscherung am Heck verursacht wird,
Fig. 3 ein Diagramm ist, das den optimalen Flugwegverlauf bei einer angetroffenen Windscherung veranschaulicht,
Fig. 4 ein Diagramm ist, das die Auswirkung einer vertikalen Windscherung auf die Leistungsfähigkeit eines Flugzeugs veranschaulicht und das die auftretende Achsenverschiebung zwischen dem Erd- und Luftmassen- Koordinatensystem zeigt, die durch die angetroffene Windscherung hervorgerufen wird,
Fig. 5 ein Blockdiagramm eines bevorzugten Ausführungsbeispieles der vorliegenden Erfindung ist, das die Erzeugung einer optimalen Eigengeschwindigkeits- Änderungsanweisung zeigt,
Fig. 6 ein Diagramm ist, das die Begrenzung der Eigengeschwindigkeits-Änderungsanweisung als eine Funktion der Differenz zwischen einem im voraus gespeicherten Steuerknüppelrüttelwert und dem tatsächlichen Anstellwinkel des Flugzeuges veranschaulicht,
Fig. 7 ein Diagramm ist, das die angenäherte lineare Beziehung zwischen einer Eigengeschwindigkeitsänderung und der Anstellwinkeländerung veranschaulicht, und
Fig. 8 ein Blockdiagramm eines weiteren Ausführungsbeispieles der vorliegenden Erfindung ist, welches zeigt, wie eine optimale Anstellwinkel- Änderungsanweisung erzeugt wird.
Die Auswirkung eines konstanten Windes auf das Flugzeug ist durch die wohlbekannte Gleichung definiert, welche die Windgeschwindigkeit und die tatsächliche Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges zu seiner Grundgeschwindigkeit in Beziehung setzt:
VGROUND = VAIR + VWIND (1)
wobei VGROUND die Geschwindigkeit des Flugzeuges gemessen in Fuß pro Sekunde über dem Boden ist, VAIR die tatsächliche Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges gemessen in Fuß pro Sekunde ist, und VWIND die Windgeschwindigkeit in Fuß pro Sekunde ist und die per Übereinstimmung positiv für einen Rückenwind ist. Die tatsächliche Eigengeschwindigkeit ist die Größe des Windes bezogen auf das Flugzeug. In der US-A-3 930 610 ist die tatsächliche Eigengeschwindigkeit in Spalte 4, Zeilen 3 bis 17 als ein Signal definiert, welches durch einen Eigengeschwindigkeitssensor gebildet wird, durch einen Rechner für die tatsächliche Eigengeschwindigkeit verarbeitet wird und sodann um einen Positionsfehler korrigiert wird und das sich ergibt, wenn die angezeigte Eigengeschwindigkeit (IAS-tatsächliche Instrumentenanzeige für irgendeinen vorgegebenen Flugzustand) um Instrumentenfehler und Fehler auf Grund der Position bzw. des Ortes der Installation in einem Ausmaß so groß wie möglich korrigiert ist, um die kalibrierte Eigengeschwindigkeit (CAS) vorzugeben und wegen anderer relevanter Variablen korrigiert ist, die die Genauigkeit des Flugzeug- Eigengeschwindigkeitssignales beeinflussen, wie beispielsweise Kompressibilitätseffekte und die Dichte.
Die erste Ableitung der Gleichung (1), bezogen auf die Zeit, erzeugt die Geschwindigkeitsbeziehung:
GROUND = AIR + WIND (2)
wobei der überschriebene Punkt als gleichwertig mit d/dt zu verstehen ist (d. h. entspricht dV/dt) und die Einheiten aller Variablen in Fuß pro Sekunde² angegeben sind.
Löst man die Gleichung (2) nach der Windgeschwindigkeit auf, so ergibt sich:
WIND = GROUND - AIR (3)
Gleichung (3) bildet die Basis für die Messung der Längs- Windgeschwindigkeit und kann verwendet werden bei der Feststellung einer Windscherung wie bei den anhängigen europäischen Patentanmeldungen Nr. 84 302 915.8 und Nr. 87 301 012.8 (0235963) der vorliegenden Anmelderin, welche durch Bezug eingeschlossen sind. Der Wert der Grundgeschwindigkeitsänderung kann direkt von einem Beschleunigungsmesser abgeleitet werden, der in der Längsachse des Flugzeuges angeordnet ist und der um den Neigungs- und Rollwinkel korrigiert wird und die tatsächliche Eigengeschwindigkeitsänderung kann durch einen Luftdatenrechner an Bord des Flugzeuges erhalten werden.
Die Leistungsfähigkeit des Flugzeuges ist durch die Gleichung definiert:
(T-D)V/W = V/g = (4)
wobei T = Schub des Flugzeugs in Pfund
D = aerodynamischer Luftwiderstand des Flugzeuges in Pfund
W = Gewicht des Flugzeuges in Pfund
V = Geschwindigkeit des Flugzeuges in Fuß pro Sekunde
= Geschwindigkeitsänderung in Fuß pro Sekunde²
g = Gravitationskonstante, 32,17 Fuß pro Sekunde
= Höhenänderung des Flugzeuges in Fuß pro Sekunde.
Gleichung (4) ist gültig für ein Koordinatensystem entweder relativ zum Grund oder relativ zu der Luftmasse, in welcher das Flugzeug fliegt. Fig. 1 ist ein Diagramm zur Veranschaulichung der Gleichung (4) für verschiedene Geschwindigkeiten mit einem konstanten Schub und Gewicht des Flugzeuges bei Abwesenheit einer Windscherung. Die Ordinatenachse stellt die Anstiegsrate des Flugzeuges dar und die Abszisse seine Längsbeschleunigung. Die Linien 1 bis 4 zeigen an, wie sich die Fähigkeiten mit variierender Eigengeschwindigkeit verändern. Linie 1 stellt die normale Eigengeschwindigkeit dar, während Linie 4 die Fähigkeiten des Flugzeugs bei einer Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit zeigt. Die Linien 2 und 3 repräsentieren Geschwindigkeiten zwischen diesen beiden. Jede Linie ist der Ort der Flugwegwinkel für eine konstante Eigengeschwindigkeit, da der Flugwegwinkel durch die wohlbekannte Näherungsgleichung für kleine Flugwegwinkel definiert ist:
γ = /V (5)
wobei γ der Flugwegwinkel in Radian ist, die Anstiegsrate des Flugzeuges in Fuß pro Sekunde ist und V seine tatsächliche Eigengeschwindigkeit in Fuß pro Sekunde ist.
Bei Abwesenheit einer Längs-Windscherung ist die Längs- Beschleunigungsfähigkeit des Flugzeugs, bezogen auf ein Grund-Koordinatensystem, identisch mit seiner Fähigkeit, bezogen auf die Luftmasse, da der Windgeschwindigkeitsterm in der Gleichung (2) Null ist. Das heißt, die Koordinatenachsen, bezogen auf Grund und relativ zur Luftmasse, fallen zusammen.
Beim Vorliegen einer Längs-Windscherung ist der Windgeschwindigkeitsterm WIND in Gleichung (2) nicht Null und die Auswirkung liegt in einer augenscheinlichen Verschiebung der Ordinatenachse zwischen dem Grund- und Luftmassen-Koordinatensystem. Diese Verschiebung für eine Heckwind-Scherung ist in Fig. 2 veranschaulicht. Linie 5 ist die Ordinatenachse, bezogen auf Grund, während Linie 6 die Ordinatenachse, bezogen auf die Luftmasse ist. Die Größe der Verschiebung zwischen den beiden ist die zeitliche Änderungsgeschwindigkeit des Windes; d. h. der Wert der Längskomponente der Windscherung. Die Achsenverschiebung tritt unmittelbar beim Antreffen einer Längs-Windscherung auf. Wenn das Flugzeug nicht anfänglich beschleunigen würde, so würde es sich im Punkt 7 der Anstiegsrate und des Flugwegwinkels befinden. Bezogen auf das Grund-Koordinatensystem würde sich keine Veränderung in der Längsbeschleunigung ergeben; bezogen auf das Luftmassensystem würde jedoch das Flugzeug Geschwindigkeit mit der Geschwindigkeit der Windscherung verlieren und somit mit einer Beschleunigung gegen die Durchsackgeschwindigkeit beginnen. Wenn der Pilot versuchen würde, den Eigengeschwindigkeitsverlust anzuhalten, was bei maximalem Schub eine Steuerung des Neigungswinkels nach unten erfordert, so würde das Flugzeug zu dem Punkt 8 fliegen und sich dabei auf einer bedeutend geringeren Anstiegsrate und auf einem geringeren Flugwegwinkel als zuvor bei der angetroffenen Windscherung befinden. Zusätzlich würde die Geschwindigkeit über Grund des Flugzeuges anwachsen mit der Geschwindigkeit der Windscherung, während die tatsächliche Eigengeschwindigkeit konstant bleiben würde. Wenn der Pilot versuchen würde, irgendeinen Eigengeschwindigkeitsverlust auszugleichen und die normale Geschwindigkeit erneut zu erreichen, so würde sogar eine noch weitere Reduzierung der Anstiegsrate sich ergeben. Das Flugzeug würde zu dem Punkt 9 fliegen und somit eine negative Anstiegsrate und Flugwegwinkel aufweisen und könnte bei den niedrigen Höhen, die für den Start- und Landebereich des Fluges typisch sind, aufprallen.
Fig. 2 bildet die Basis für eine optimale Strategie beim Antreffen einer Längs-Windscherung. Bei einem Flugzeug, anfänglich im Punkt 7, wenn der Eigengeschwindigkeitsänderung gestattet ist, um einen Betrag abzunehmen, der der Größe des Wertes der Windscherung entspricht aber im Vorzeichen entgegengesetzt ist, wenn also die Eigengeschwindigkeit gegen die Steuerknüppelrüttel- Geschwindigkeit abnimmt, so würden die Höhen-Anstiegsrate und der Flugwegwinkel abnehmen, bis das Flugzeug im Punkt 12 angekommen ist. Wenn jedoch die Dauer und die Größe der Windscherung nicht so sind, daß die Eigengeschwindigkeit auf die Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit abnehmen muß, so kann das Flugzeug nur den Punkt 10 oder 11 erreichen, bis die Windscherung aufhört und das Flugzeug könnte sicher zurück in seine normale Flug-Eigengeschwindigkeit abgebremst werden.
Fig. 3 veranschaulicht die optimale Strategie beim Antreffen einer Heckwindscherung von ausreichender Dauer für das Erfordernis eines Fluges mit Steuerknüppelrüttel- Geschwindigkeit. Die Linie 16 repräsentiert den Ort der optimalen Strategie. Beim anfänglichen Antreffen einer Windscherung fliegt das Flugzeug im Punkt 13. Wenn die Eigengeschwindigkeit mit einer Geschwindigkeit vermindert wird, die gleich und entgegengesetzt dem Wert der Windscherung ist, so wird das Flugzeug entlang dem Liniensegment zwischen den Punkten 13 und 14 traversieren, wobei der letztere Punkt die Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit ist. Im Punkt 14 muß das Flugzeug beginnen, die Eigengeschwindigkeitsänderung anzuhalten, da es sich der Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit annähert, welche die Minimalgeschwindigkeit für einen sicheren Flug darstellt. Um die Eigengeschwindigkeitsänderung anzuhalten, wird das Flugzeug entlang dem Liniensegment zwischen den Punkten 14 und 15 wandern. Wenn es den Punkt 15 erreicht hat, befindet sich das Flugzeug auf der Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit mit einer Eigengeschwindigkeitsänderung von Null. Es ist klar, daß während des beschriebenen Verfahrens die Anstiegsrate und der Flugwegwinkel sich auf einem Maximalwert befinden, wodurch der Gewinn an Höhe ebenfalls maximal ist, was seinerseits die beste Möglichkeit für den Austritt aus der Windscherung durch einen Flug durch diese und oberhalb dieser ist.
Eine Strategie, die die Eigengeschwindigkeitsänderung veranlaßt, mit einer Rate abzunehmen, die größer als die Größe der Windscherung ist, wird selbstverständlich das Flugzeug veranlassen, öfter als erforderlich mit der Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit zu fliegen; umgekehrt wird eine Strategie, die die Eigengeschwindigkeitsänderung veranlaßt, mit einer Rate abzunehmen, die geringer als die Größe der Windscherung ist, nicht zu einem maximalen Gewinn an Höhe führen, die sicherheitshalber erforderlich ist, um aus der Windscherung auszutreten.
Die Auswirkung der vertikalen Windscherung auf das Flugzeug ist durch die Gleichung definiert:
GROUND = AIR + WIND (8)
wobei GROUND = Höhenänderung des Flugzeuges bezogen auf Grund in Fuß pro Sekunde
AIR = Höhenänderung des Flugzeuges bezogen auf die Luftmasse in Fuß pro Sekunde
WIND = Geschwindigkeit der Windscherung in Fuß pro Sekunde, welche per Übereinkunft nach unten positiv ist.
Die Folgen einer nach unten gerichteten vertikalen Windscherung sind in Fig. 4 gezeigt. Linie 17 stellt die Abszisse des Luftmassen-Koordinatensystems dar und die Linie 18 stellt die Abszisse des Grund-Koordinatensystems dar. Die Größe und Richtung der Verschiebung der Achsen zwischen den zwei Systemen ist gleich der Größe und der Richtung der vertikalen Windgeschwindigkeit.
Eine Überprüfung der Gleichung (4) zeigt, daß sie eine lineare Gleichung ist, die die Anstiegsrate und die Geschwindigkeitsänderung für ein Flugzeug mit konstantem Schub, Geschwindigkeit und Gewicht in Beziehung setzt und die die Form aufweist:
= C&sub1; - C&sub2; V (9)
wobei h = Höhenänderung des Flugzeugs in Fuß pro Sekunde
C&sub1; = Term V(T-D)/W in Fuß pro Sekunde
C&sub2; = Term V/g in Sekunden
= zeitliche Änderungsrate der Geschwindigkeit in Fuß pro Sekunde².
Die Konstante C&sub1; definiert den Linienschnittpunkt mit der Ordinatenachse (Punkt 7 in Fig. 2) und C&sub2; ist die Neigung der Linie. Somit bildet C&sub2; die Beziehung zwischen den Änderungen in und . Wie gezeigt, besteht die Auswirkung einer vertikalen Windscherung in der Verschiebung der Abszisse zwischen dem Grund- und Luftmassen-Koordinatensystem. Diese Verschiebung entspricht einer Veränderung in dem Wert von zwischen den zwei Systemen. Somit kann die Änderung des Wertes von h auf eine Längs-Windscherung durch die Beziehung ausgedrückt werden:
Δ = C&sub2;·ΔV (10)
Das heißt eine vertikale Windscherung hat die gleiche Auswirkung auf das Flugzeug wie eine Längs-Windscherung mit dem gleichen Vorzeichen und mit einer Größe gleich der Höhenänderungsrate geteilt durch C&sub2;. Somit ist die optimale Strategie für eine vertikale Windscherung identisch zu der äquivalenten durch die Gleichung (10) definierten Längs-Windscherung.
Wie zuvor erläutert, muß, da die Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges gegen den Steuerknüppelrüttelwert abnimmt, die Eigengeschwindigkeitsänderung auf einen Wert von Null gesteuert werden. Um dies zu verwirklichen, muß die Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit genau bekannt sein. Die Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit ist eine direkte Funktion der Ruderposition des Flugzeugs und des Gewichts, wobei letzteres gewöhnlicherweise nicht genau bekannt ist. Jedoch ist der Anstellwinkel entsprechend der Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit für irgendein Gewicht bei einer vorgegebenen Ruderposition eine Konstante. Das heißt, der Anstellwinkel des Flugzeugs für die Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit ist vom Gewicht unabhängig. Da der tatsächliche Anstellwinkel genau gemessen werden kann, kann die Differenz zwischen dem tatsächlichen Anstellwinkel und dem Anstellwinkel bei der Steuerknüppelrüttel-Geschwindigkeit verwendet werden als eine Anzeige der Annäherung der Steuerknüppelrüttel- Geschwindigkeit und somit den Punkt vorgeben, an dem die Eigengeschwindigkeitsänderung angehalten werden muß.
Die vorliegende Erfindung kann verwirklicht werden unter Verwendung herkömmlicher analoger Schaltkreise und Rechentechniken bzw. durch Verwendung einer herkömmlichen gänzlich digitalen Technik oder durch eine Kombination von herkömmlichen hybriden Digital/Analogtechniken. Beispielsweise können Summiereinrichtungen, Grenzwertfunktionen und Verstärker durch geeignet konfigurierte Operationsverstärker verwirklicht werden, während logische und mathematische Funktionen in einem Digitalrechner bzw. durch äquivalente Hardware verwirklicht werden können. Da die funktionellen Einheiten, die durch verschiedene Blöcke dargestellt werden, durch irgendwelche der zahlreichen bekannten Einrichtungen für jede entsprechende Funktion verwirklicht werden können, wird es als nicht erforderlich angesehen, Schaltungseinzelheiten darzustellen. Für die Klarheit und das Verständnis der Erfindung sei sie unter Verwendung eines allgemeinen analogen Formats erläutert, wie dies in den Fig. 5 und 8 gezeigt wird, wobei es sich versteht, daß das gleiche analoge Format ebenfalls die Programmierung eines programmierbaren Digitalrechners darstellen kann, wobei die verschiedenen analogen Eingänge in digitale Signale für die Digitalverarbeitung umgewandelt werden und die verschiedenen digitalen Ausgänge in analoge Signale umgewandelt werden, um die Fluginstrument-Anweisungen vor zugeben.
Unter Bezugnahme nunmehr auf Fig. 5 liefert ein herkömmlicher Luftdatenrechner 30 ein Signal proportional zu der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit auf einer Leitung 31 zu einem herkömmlichen Ratenaufnehmer 32, der die zeitliche Änderungsrate der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit auf einer Leitung 33 erzeugen kann. Gleichzeitig liefert in der zuvor beschriebenen Weise ein Windscherung-Feststellrechner 34 Windscherungs- Komponentensignale auf den Leitungen 35 und 43 bezüglich der Vertikalachsenänderung und der Längsachsenverschiebung. Das Signal auf der Leitung 35 wird einem herkömmlichen Dividierer 36 zugeführt, dessen Ausgangssignal auf der Leitung 37 auftritt und den Quotienten aus der Änderung in der vertikalen Achse und der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit darstellt. Die Leitung 37 speist eine Verstärkungseinrichtung 38, welche das Signal auf dieser Leitung mit einem Verstärkungsfaktor G&sub1; multipliziert, dessen Wert die Gravitationskonstante (32,17 Fuß pro Sekunde²) ist. Der Faktor g/V stellt die Umkehrung des Termes C&sub2; in der Gleichung (10) dar. Der Ausgang der Verstärkungsvorrichtung 38, der auf einer Leitung 39 auftritt, wandelt die Änderung der vertikalen Achsenverschiebung in eine äquivalente Längsachsenverschiebung um und wird einem herkömmlichen Integrator 40 zugeführt, der das Zeitintegral des Signales auf der Leitung 39 auf eine Leitung 41 immer dann liefert, wenn ein Windscherungszustand durch den Windscherungs-Feststellrechner 34 festgestellt worden ist.
Das Signal auf der Leitung 41 wird einer herkömmlichen Summiereinrichtung 42 zugeführt, um die algebraische Summe der Signale auf den Leitungen 34 und 41 auf der Leitung 44 zu liefern. Das Signal auf der Leitung 44 wird einer herkömmlichen Verstärkungseinrichtung 45 zugeführt, welche den Wert der Verstärkung G&sub2;, beispielsweise 1,0 mit dem Signal auf der Leitung 44 multipliziert. Das Signal auf der Leitung 44 stellt die Kombination der vertikalen und longitudinalen Koordinatenachsenverschiebungen auf Grund der Windscherung dar. Der Ausgang der Verstärkungseinrichtung 45 tritt auf einer Leitung 51 auf und ist ein Signal proportional der Änderungsgeschwindigkeit der Eigengeschwindigkeit, die das Flugzeug benötigt, um die Windscherung in einer optimalen Weise zu verlassen, wobei dieses Signal einem Begrenzer 52 zugeführt wird, dessen Wirkung noch beschrieben werden soll.
Ein Signal proportional zu dem tatsächlichen Anstellwinkel des Flugzeuges tritt auf einer Leitung 58 auf und wird durch ein Anstellwinkel-Flügelrad 50 geliefert. Gleichzeitig empfängt ein Anstellwinkelrechner 89 ein Signal proportional zu der Ruderklappenposition des Flugzeuges von einem Ruderpositionssensor 83 und durch eine Leitung 84. Der Anstellwinkelrechner 89 gibt ein Signal proportional zu dem Steuerknüppelrüttel- Anstellwinkel für die gemessene Ruderposition auf einer Leitung 59 zu einem Schalteranschluß 61 aus, der zuvor in einem Speicher gespeichert wurde und er gibt ein im voraus gespeichertes normales Anstellwinkelsignal auf einer Leitung 60 zu einem Schalteranschluß 62 aus. Der normale Anstellwinkel ist der Anstellwinkel, der eine nominelle Entwurfsgeschwindigkeit für eine vorgegebene Ruderposition und Flugumgebung vorgibt. Wenn ein Windscherungszustand durch den Feststellcomputer 34 festgestellt worden ist, befindet sich eine Schalterzunge 63 in der in Fig. 5 gezeigten Position; andernfalls befindet sich die Schalterzunge 63 in Kontakt mit einem Anschluß 62. Die Schalterzunge 63 und ein Anschluß 64 liefern ein Signal an eine herkömmliche Summiereinrichtung 66, welche in einer solchen Weise arbeitet, daß sie die algebraische Differenz zwischen dem Signal auf einer Leitung 58, dem tatsächlichen Anstellwinkelsignal, und dem ausgewählten Signal auf einer Leitung 65 bildet. Der Ausgang der Summiereinrichtung 66 tritt an einer Verbindung 68 auf und repräsentiert die Differenz zwischen den tatsächlichen und im voraus gespeicherten Anstellwinkelwerten. Ein Ausgang von der Verbindung 68 wird einem herkömmlichen Multiplizierer 71 zugeführt, welcher das gleiche Signal über eine Leitung 69 benutzt, um das Quadrat daraus zu bilden, welches quadrierte Signal auf einer Leitung 72 auftritt und an eine herkömmliche Verstärkungsvorrichtung 73 angekoppelt wird, welche das Signal auf der Leitung 72 mit dem Wert von G&sub4;, beispielsweise 1,0, multipliziert und das Ergebnis auf einer Leitung 74 liefert, welche ihrerseits das Signal dem Begrenzer 52 zuführt.
Der Begrenzer 52 benutzt das Signal auf der Leitung 74, um den Wert des Signales, das auf der Leitung 51 auftritt, innerhalb eines errechneten Wertes zu beschränken, der auf der Leitung 74 auftritt. Durch diese Wirkung wird, wenn der tatsächliche Anstellwinkel sich dem im voraus gespeicherten Wert des Steuerknüppelrüttel- Anstellwinkels nähert, der Ausgang des Begrenzers 52, der auf der Leitung 53 auftritt und die optimale befohlene Eigengeschwindigkeit repräsentiert, kontinuierlich vermindert, bis er einen Nullwert erreicht, wenn der tatsächliche Anstellwinkel und der Steuerknüppelrüttel- Anstellwinkel identisch sind. Die Arbeitsweise des Begrenzers 52 ist graphisch in Fig. 6 veranschaulicht, wo die Ordinatenachse 90 die befohlene Eigengeschwindigkeitsänderung repräsentiert, um die optimale Antwort bei einer angetroffenen Windscherung zu erzeugen. Die Abszisse 91 repräsentiert die Differenz zwischen dem im voraus gespeicherten Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel und dem tatsächlichen Anstellwinkel. Die Linien 92 bis 96 repräsentieren spezifische Werte der abgeleiteten Windänderung und diese würden auf der Leitung 51 in Fig. 5 auftreten. Die Linie 97 repräsentiert die Auswirkung auf die Begrenzung der befohlenen Eigengeschwindigkeit, wenn sich die Differenz zwischen dem Steuerknüppelrüttel- Anstellwinkel und dem tatsächlichen Anstellwinkel vermindert. Beispielsweise sei angenommen, daß die abgeleitete Windänderung durch die Linie 92 repräsentiert wird und daß der anfängliche tatsächliche Anstellwinkel bedeutend kleiner als der im voraus gespeicherte Steuerknüppelrüttel-Anstellwert ist. Sodann würde der Ausgang des Begrenzers 52 in Fig. 5 der exakte Wert sein, der durch den Punkt 99 repräsentiert ist. Wenn der tatsächliche Anstellwinkel anwächst, d. h. sich die Eigengeschwindigkeit des Flugzeuges vermindert, so vermindert sich ebenfalls die Differenz zwischen dem tatsächlichen Anstellwinkel und dem Steuerknüppelrüttel- Anstellwinkel bis der Punkt entsprechend dem Punkt 98 erreicht ist. Wenn der tatsächliche Anstellwinkel weiter anwächst, so vermindert sich die Differenz der Anstellwinkel noch mehr und der Ausgang des Begrenzers 52 nimmt entlang dem Ort der Punkte auf der Linie 97 ab bis schließlich, wenn der tatsächliche Anstellwinkel und der Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel identisch sind, der Ausgang zu Null wird, unabhängig von dem laufenden Wert des Signales auf der Leitung 51.
Unter erneuter Bezugnahme auf Fig. 5 tritt der Ausgang des Begrenzers 52 auf der Leitung 53 auf und wird der herkömmlichen Summiereinrichtung 54 zugeführt, welche die algebraische Differenz der Signale auf den Leitungen 53 und 33 auf der Leitung 55 ausgibt. Das Signal auf der Leitung 55 repräsentiert somit die Differenz zwischen der optimalen befohlenen Eigengeschwindigkeitsänderung und der tatsächlichen Eigengeschwindigkeitsänderung des Flugzeuges, welches Signal einem Schalteranschluß 77 zugeführt wird. Beim Vorliegen eines festgestellten Windscherungszustandes befindet sich eine Schalterzunge 76 in der in Fig. 5 gezeigten Position; andernfalls befindet sie sich in Kontakt mit einem Anschluß 75. Somit wird bei einem Windscherungszustand das Signal auf der Leitung 55 einer Verstärkungsvorrichtung 80 über den Schalteranschluß 77, die Schalterzunge 76, den Schalteranschluß 78 und die Leitung 79 zugeführt. Die Verstärkungseinrichtung 80 multipliziert den Wert des Signales auf der Leitung 79 durch den Verstärkungswert G&sub5;, wodurch das Signal in einen geeigneten Wert umgewandelt wird für die Verwendung durch das Flugleitinstrument 57. Der Ausgang der Verstärkungseinrichtung 80 tritt auf einer Leitung 81 auf und ist das Anweisungssignal, das dem Piloten angezeigt wird. Ein herkömmliches Flugleitinstrument 57 empfängt das Anweisungssignal über eine Leitung 81 und bewegt einen Neigungs-Anweisungsbalken 56 um einen proportionalen Betrag über herkömmliche und bekannte Mechanismen.
Das Signal auf der Leitung 81 wird ebenfalls über eine Leitung 82, einen Kontakt 83, einen Schalterarm 84 und eine Leitung 85 an einen Autopilot-Neigungskanal 86 eines automatischen Flugsteuersystems angeschlossen, um ein Höhenruderservo 88 zu speisen, das über eine Leitung 87 angeschlossen ist, um einen vorbestimmten optimalen Flugwegwinkel während einer angetroffenen Windscherung zu erzeugen.
Die Betätigung der Auswahl-Schaltarme bzw. Zungen 63 und 76 wird wie folgt gesteuert. Ein logisch festgestelltes Windscherungssignal wird durch den Windscherungs- Feststellcomputer 34 geliefert und tritt auf der Leitung 46 auf. Dieses Signal ist dergestalt, daß ein Signal entsprechend einer logischen Eins auftritt, wenn eine Windscherung festgestellt wird und daß eine logische Null auftritt bei Abwesenheit einer Windscherung. Das Signal wird verwendet, um den Zustand der Schaltzungen 63 und 76 in einer Weise analog zu einem herkömmlichen elektromechanischen Relais, einer Festkörper-Schalteinrichtung oder einer Programmvariablen eines Digitalcomputers zu verändern, wobei entschieden wird, welches von zwei Programmen ausgeführt werden soll. Wenn das Signal den Logikwert Eins aufweist, so befinden sich die Schalterzungen 63, 76 in den in Fig. 5 gezeigten Positionen; wenn das Signal den Logikwert Null aufweist, so befindet sich die Schalterzunge 63 in Kontakt mit dem Schalteranschluß 62 und die Schalterzunge 76 kontaktiert den Schalteranschluß 75. Zusätzlich wird das Signal auf der Leitung 46 dem Integrator 40 über die Leitung 47 zugeführt. Eine logische Eins auf der Leitung 47 veranlaßt den Integrator in einer normalen, zuvor beschriebenen Weise zu arbeiten. Eine logische Null veranlaßt den Integrator 40 zur Rücksetzung; d. h. der Ausgang auf der Leitung 41 besitzt den Wert Null und der Integrator ist inaktiv.
Bei Abwesenheit einer Windscherung, d. h. wenn das logisch festgestellte Windscherungssignal den Logikwert Null aufweist, befinden sich die Schalterzungen 63, 76 in den Positionen wie in dem vorangegangenen Absatz beschrieben. Daher wird das im voraus gespeicherte normale Anstellwinkelsignal der Summiereinrichtung 66 über die Leitung 60, den Schalteranschluß 62, die Schalterzunge 63, den Schalteranschluß 64 und die Leitung 65 zugeführt. Die Summiereinrichtung 66 liefert somit ein Signal entsprechend der algebraischen Differenz aus dem tatsächlichen Anstellwinkel und dem im voraus gespeicherten normalen Anstellwinkel an dem Anschluß 68 und sodann zu dem Flugleitinstrument 57 über die Leitung 70, den Schalteranschluß 75, die Schalterzunge 76, den Schalteranschluß 78, die Leitung 79, die Verstärkungsvorrichtung 80 und die Leitung 81. Somit ist bei Abwesenheit einer Windscherung das Anweisungssignal zu dem Flugleitinstrument 57 dergestalt, daß es das Flugzeug veranlaßt mit dem im voraus gespeicherten normalen Anstellwinkel zu fliegen.
Fig. 8 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel der Erfindung, bei welchem eine Anstellwinkel- Änderungsanweisung einem Flugleit-Anzeigegerät 140 zugeführt wird. Die Flugzustände, in denen das Flugzeug am ernsthaftesten beim Antreffen einer Windscherung gefährdet ist, sind die Start- und Landezustände. In diesen Zuständen sind die tatsächlichen Eigengeschwindigkeiten des Flugzeuges typischerweise gering in Bezug auf die anderen Flugzustände. Für diese niedrigen Geschwindigkeiten ist der Anstellwinkel des Flugzeuges ungefähr eine lineare Funktion seiner Eigengeschwindigkeit. Demzufolge ist die Anstellwinkeländerung ebenfalls ungefähr linear proportional zu der Eigengeschwindig-keitsänderung. Fig. 7 veranschaulicht diese Beziehung; die Ordinatenachse 100 repräsentiert die Anstell-winkeländerung in Grad pro Sekunde und die Abszesse 101 repräsentiert die tatsächliche Eigengeschwindigkeits-änderung in Fuß pro Sekunde². Die Linie 103 repräsentiert eine typische tatsächliche Beziehung zwischen den zwei Parametern und die Linie 102 ist eine lineare Annäherung an die tatsächliche Beziehung. Dieses Phänomen kann in einer Weise ähnlich zu Fig. 5 verwendet werden bei der Berechnung von Anweisungen an das Flugleitinstrument 140.
Unter Bezugnahme auf Fig. 8 liefert ein Windscherungs- Feststellcomputer 142 ein Signal auf einer Leitung 157 proportional zur Längsachsenverschiebung, die durch den Windscherungszustand gebildet wird und gleichzeitig liefert er ein Signal proportional zu der Änderungsgeschwindigkeit der Vertikalachsenverschiebung auf einer Leitung 144. Ein herkömmlicher Luftdatenrechner 155 liefert ein Signal proportional zu der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit des Flugzeugs auf einer Leitung 156 und ist an eine herkömmliche Dividiereinrichtung 145 angeschlossen, wobei die letztere ebenfalls das Signal auf einer Leitung 144 empfängt.
Der Dividierer 145 wirkt in einer solchen Weise, um den Quotienten der Signale bezüglich der Änderungsrate der vertikalen Achsenverschiebung und der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit zu erzeugen und er ist an eine herkömmliche Verstärkungseinrichtung 147 angeschlossen. Die Einrichtung 147, deren Verstärkungsfaktor dem Wert der Gravitationskonstante g entspricht, wobei g = 32,17 Fuß pro Sekunde 2 ist, multipliziert das Signal auf der Leitung 146 mit ihrem Verstärkungswert G&sub9; und bildet das Produkt auf einer Leitung 148, welche einen herkömmlichen Integrator 149 speist, der ein Ausgangssignal erzeugt, das auf einer Leitung 150 auftritt und das Zeitintegral des Signales auf der Leitung 148 präsentiert, wenn ein Windscherungszustand festgestellt worden ist. Bei Abwesenheit eines Windscherungszustandes befindet sich der Integrator 149 in einem zurückgesetzten Zustand; d. h. sein Ausgangssignal auf der Leitung 150 ist Null und der Integrator ist inaktiv.
Die Leitung 150 und eine Leitung 157 sind an eine herkömmliche Summiereinrichtung 151 angeschlossen, deren Ausgangssignal auf einer Leitung 152 die algebraische Summe der Längs- und Vertikalachsenverschiebungen repräsentiert. Die Leitung 152 ist mit einer herkömmlichen Verstärkungseinrichtung 153 verbunden, die einen Verstärkungsfaktor G&sub7; besitzt. Die Verstärkungseinrichtung 153 multipliziert das Signal auf der Leitung 152 mit dem Verstärkungsfaktor G&sub7;, welcher der Neigung der linearen Linie 102 in Fig. 8 entspricht und wandelt somit die abgeleitete Eigengeschwindigkeitsrate in eine Anstellwinkelrate um. Der Ausgang auf der Leitung 154 wird einem Begrenzer 131 zugeführt, dessen Arbeitsweise noch zu erläutern sein wird.
Ein Anstellwinkel-Flügelrad 110 liefert ein Signal proportional dem tatsächlichen Anstellwinkel des Flugzeugs auf einer Leitung 111, einer Leitung 112 und zu einem herkömmlichen Ratenaufnehmer 113, der ein Ausgangssignal auf einer Leitung 114 erzeugt, welches der tatsächlichen Änderungsrate des aktuellen Anstellwinkels proportional ist. Gleichzeitig liefert ein Klappenpositionssensor 160 an einen Anstellwinkelrechner 115 ein Signal proportional zu der aktuellen Position der Klappen des Flugzeugs über eine Leitung 161. Der Anstellwinkelrechner 115 verwendet diese Information, um ein Signal proportional zu einem im voraus gespeicherten Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel auf einer Leitung 116 und an einen Schalteranschluß 118 aus zugeben und um ein Signal proportional zu dem Anstellwinkel bei normalen Flugbedingungen auf einer Leitung 117 und zu einem Schalteranschluß 120 auszugeben. Wenn eine Windscherung durch einen Windscherungs-Feststellrechner 142 festgestellt worden ist, befindet sich eine Schalterzunge 119 in der in Fig. 8 gezeigten Position; andernfalls befindet sie sich in Kontakt mit einem Schalteranschluß 120. Die Schalterzunge 119 und ein Schalteranschluß 121 sind an eine herkömmliche Summiereinrichtung 123 über eine Leitung 122 angeschlossen. Die Summiereinrichtung 123 arbeitet in einer solchen Weise, um ein Fehlersignal auf einer Leitung 124 zu erzeugen, welches der algebraischen Differenz des Signales auf der Leitung 112, dem aktuellen Anstellwinkel, und des Signales auf der Leitung 122, dem im voraus gespeicherten Wert des Anstellwinkels, entspricht. Die Leitung 124 speist einen herkömmlichen Multiplizierer 127 direkt und ferner diesen mit dem gleichen Signal über eine Leitung 126. Das Ausgangssignal des herkömmlichen Multiplizierers 127, das auf einer Leitung 128 auftritt ist somit das Quadrat des Signales, welches auf der Leitung 124 auftritt. Die Leitung 128 speist eine herkömmliche Verstärkungseinrichtung 129, welche das Signal mit dem Verstärkungsfaktor von beispielsweise 0,8 multipliziert und das Ergebnis auf einer Leitung 130 ausgibt, welches einem Eingang eines Begrenzers 131 zugeführt wird.
Der Begrenzer 131 arbeitet in einer ähnlichen Weise wie der Begrenzer 52 in Fig. 5, dessen Arbeitsweise zuvor erläutert worden ist. Der Unterschied zwischen den zwei Betriebsweisen liegt einzig in dem Parameter der Ordinatenachse von Fig. 6. Dieser tritt auf, da der Wert auf der Leitung 154 die Windscherungs-Achsenverschiebungen repräsentiert, die mit dem Verstärkungsfaktor G&sub7; in eine äquivalente Anstellwinkelrate umgewandelt worden sind. Somit kann die Wirkungsweise des Begrenzers 131 durch die Fig. 6 repräsentiert werden, wobei die Ordinatenachse 90 in die Anstellwinkelrate umgeändert wird.
Das Ausgangssignal des Begrenzers 131 tritt an einem Schalteranschluß 133 auf. Eine Schalterzunge 134 wird sich in Kontakt mit dem Anschluß 133 befinden, wenn eine Windscherung festgestellt worden ist; andernfalls wird die Schalterzunge 134 sich mit einem Schalteranschluß 132 in Kontakt befinden. Die Schalterzunge 134 ist an eine herkömmliche Summiereinrichtung 136 über eine Leitung 135 angeschlossen. Die herkömmliche Summiereinrichtung 136 arbeitet in einer solchen Weise, um auf einer Leitung 137 die algebraische Differenz des Signales auf der Leitung 114, der Anstellwinkelrate, und des Signales auf der Leitung 134, der Anstellwinkelratenanweisung, zu bilden.
Die Leitung 137 speist eine herkömmliche Verstärkungseinrichtung 138, die das Signal mit dem Wert von G&sub8; multipliziert. Der Wert von G&sub8; ist solcher Art, um die Größe des Signales in einen geeigneten Wert für das Flugleitinstrument 140 umzuwandeln, welches Instrument 140 das Signal auf der Leitung 139 zugeführt erhält und hierdurch den Neigungs-Anweisungsbalken 141 um einen zu dem Wert proportionalen Betrag verschiebt, wobei die Richtung dem Vorzeichen des Signales auf der Leitung 139 entspricht, so daß es durch den Piloten verwendet werden kann. Das Signal auf der Leitung 139 kann ebenfalls über eine Leitung 158, einen Kontakt 159, einen Schalterarm 160 und eine Leitung 161 einem Autopilot-Neigungskanal 163 eines automatischen Flugsteuersystems zugeführt werden, um ein Höhenruderservo 165 zu speisen, das über eine Leitung 164 angeschlossen ist, um einen vorbestimmten optimalen Flugwegwinkel während einer angetroffenen Windscherung zu erzeugen.
Im Betrieb wird ein logisch festgestelltes Windscherungssignal durch den Windscherung-Feststellrechner 142 geliefert und tritt auf einer Leitung 143 auf. Dieses Signal ist solcher Art, daß ein Signal mit dem Logikwert Eins auftritt, wenn eine Windscherung festgestellt wird und ein Signal mit dem Logikwert Null auftritt bei Abwesenheit einer Windscherung. Das Signal wird benutzt, um den Zustand der Schalterzungen 134 und 119 in einer Weise analog zu einem herkömmlichen elektromechanischen Relais, einer Festkörper-Schalteinrichtung oder als eine Programmvariable eines Digitalcomputers zu verändern, wobei entschieden wird, welches der zwei Programme auszuführen ist. Wenn das Signal den Logikwert Eins aufweist, so befinden sich die Schalterzungen 134 und 119 in der in Fig. 8 gezeigten Position; wenn das Signal den Logikwert Null aufweist, so befindet sich die Schalterzunge 134 in Kontakt mit dem Schalteranschluß 132 und die Schalterzunge 119 befindet sich in Kontakt mit dem Schalteranschluß 120. Zusätzlich wird das Signal auf der Leitung 143 dem Integrator 149 über eine Leitung 162 zugeführt. Eine logische Eins auf der Leitung 142 veranlaßt den Integrator 149 in einer normalen Weise zu arbeiten, wie dies zuvor beschrieben wurde. Eine logische Null ruft die Rücksetzung des Integrators 149 hervor; d. h. das Ausgangssignal auf der Leitung 150 besitzt den Wert Null und der Integrator ist inaktiv.
Bei Abwesenheit einer Windscherung tritt der normale Anstellwinkel für die aktuelle Position der Flugzeugruder an der Summiereinrichtung 123 über die Leitung 117, den Schalteranschluß 120, die Schalterzunge 119, den Schalteranschluß 121 und die Leitung 122 auf. Somit repräsentiert das Ausgangssignal auf der Leitung 124 die Differenz zwischen dem im voraus gespeicherten normalen Anstellwinkel und dem tatsächlichen Anstellwinkel. Dieses Signal wird der Summiereinrichtung 136 über die Leitung 125, den Schalteranschluß 132, die Schalterzunge 134 und die Leitung 135 zugeführt.
Das Ausgangssignal der Summiereinrichtung 136 tritt auf der Leitung 137 auf und wird dem Flugleitinstrument 140 über die Verstärkungseinrichtung 138 und die Leitung 139 zugeführt. Somit ist die Anweisung an das Flugleitinstrument 140 bei Abwesenheit einer Windscherung ein Signal proportional zu der Differenz zwischen dem im voraus gespeicherten normalen Anstellwinkel und dem tatsächlichen Anstellwinkel, wobei die Anstellwinkelrate (Leitung 114) verwendet wird, um eine Dämpfung und eine Vorwegnahme in einer herkömmlichen Weise vorzugeben.

Claims

1. Verfahren zur Vorgabe von Führungsinformation für den Piloten eines Flugzeuges, das einen Windscherungszustand antrifft, um die Flugstrecke des Flugzeuges zu optimieren, umfassend die Schritte der Vorgabe einer Windscher-Feststelleinrichtung zur Lieferung eines Signales zur Anzeige des Vorhandenseins eines Windscherungszustandes, Vorgabe eines Signales, das den Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel anzeigt, Vorgabe eines Signales, das in Abhängigkeit von der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit variiert, Vorgabe eines Signales entsprechend dem Neigungswinkel des Flugzeuges, das dem tatsächlichen Anstellwinkel entspricht und Vorgabe eines Signales entsprechend einem normalen Anstellwinkel für einen vorgegebenen Flugbetriebszustand, dadurch gekennzeichnet, daß es umfaßt:

a. die Vorgabe einer Anzeige eines gewünschten Neigungswinkels des Flugzeuges auf Grund eines Flug-Befehlssignales,

b. die Vorgabe eines Windscher-Geschwindigkeitssignales (VWIND) proportional zu den rechtwinkligen Koordinatenkomponenten einer vertikalen Windgeschwindigkeit und einer longitudinalen Windgeschwindigkeit in Bezug auf das Flugzeug als eine Funktion der Größe der Windscherung, der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit, des tatsächlichen Anstellwinkels und des Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkels, um eine variable Annäherungsgeschwindigkeit an den Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel vorzugeben,

c. die selektive Kombination von Signalen entsprechend dem Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel und dem tatsächlichen Anstellwinkel oder des normalen Anstellwinkels und des tatsächlichen Anstellwinkels und die Vorgabe eines Differenzsignales auf Grund der Feststellung eines Windscherzustandes,

d. das Anlegen des Differenzsignales und des Scherwind- Geschwindigkeitssignales an das Signal für die Steuerung der Längsneigung des Flugzeuges um das Längsneigungssignal um einen Betrag zu verändern, der in der Größe dem Wert des angelegten Signales gleich im Vorzeichen aber entgegengesetzt ist, um hierdurch das Flug-Befehlssignal abzuleiten, wodurch die Differenz zwischen dem Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel und dem tatsächlichen Anstellwinkel abnimmt bzw. wenn das Scherwind-Geschwindigkeitssignal abnimmt, das angelegte Signal ebenfalls abnimmt,

e. die variable Reduzierung der Eigengeschwindigkeit in Abhängigkeit von der Größe der Scherwindgeschwindigkeit durch Erhöhung der Längsneigung bis die Windscherung ausgeht oder bis der tatsächliche und der Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel gleich sind, je nachdem, welcher Zustand zuerst auftritt.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt der Vorgabe des Schwerwind-Geschwindigkeitssignales ferner die Schritte umfaßt:

a. Vorgabe eines Signales entsprechend der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit,

b. Ableitung eines Quotienten durch Dividieren der vertikalen Windgeschwindigkeitskomponente durch das tatsächliche Eigengeschwindigkeitssignal, Anlegung eines vorbestimmten Verstärkungsfaktors und Integration der sich ergebenden Größe um eine äquivalente longitudinale Scherwind- Geschwindigkeitskomponente vorzugeben,

c. algebraische Summierung der longitudinalen Wind- Geschwindigkeitskomponente und der äquivalenten longitudinalen Windgeschwindigkeitskomponente, und

d. Vorgabe eines Steuersignales, welches anzeigt, daß das Flugzeug einen Windscherzustand antrifft.

3. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt der Kombination der Anstellwinkelsignale zur Vorgabe eines Differenzsignales ferner die Begrenzung der aufsummierten Scherwind- Geschwindigkeitssignalkomponenten durch erste und zweite Grenzwerte umfaßt, wobei der erste Grenzwert eine Anstellwinkel-Geschwindigkeit entsprechend einer Differenz zwischen einem normalen Anstellwinkel und einem tatsächlichen Anstellwinkel umfaßt und der zweite Grenzwert eine Anstellwinkel-Geschwindigkeit entsprechend einer Differenz zwischen einem vorbestimmten Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel und einem tatsächlichen Anstellwinkel umfaßt, wobei der erste Grenzwert wirksam ist, um das aufsummierte Windgeschwindigkeitssignal zu begrenzen, wenn eine Windscherung nicht festgestellt worden ist und wobei der zweite Grenzwert wirksam ist, um das aufsummierte Windgeschwindigkeitssignal zu begrenzen, wenn eine Windscherung festgestellt worden ist und das Steuersignal aktiviert worden ist.

4. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt der Veränderung einer Funktion der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit ferner die Schritte umfaßt:

a. Vorgabe eines Signales entsprechend der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit, und

b. algebraische Summierung des tatsächlichen Eigengeschwindigkeitssignales und des begrenzten Windscherungssignales.

5. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Anlegens des Flug- Steuersignales ferner den Schritt des Anlegens dieses Signales umfaßt, um den Neigungsbalken eines Fluglageinstrumentes proportional zu der Größe des Befehlssignales zu verschieben.

6. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt der Reduzierung der Eigengeschwindigkeit ferner den Schritt des Anlegens des Flug-Befehlssignales an ein automatisches Flug-Steuersystem umfaßt, das an ein Höhenruder-Servo des Flugzeuges angeschlossen ist, um hierdurch die Bewegung des Höhenruders proportional zu dem Signal zu erzeugen und den Neigungswinkel des Flugzeuges dementsprechend zu verändern.

7. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Anlegens der Grenzwerte an die Scherwind-Geschwindigkeitssignalkomponenten ferner umfaßt die Begrenzung der aufsummierten Scherwind- Geschwindigkeitssignalkomponente durch erste und zweite Grenzwerte, wobei der erste Grenzwert eine Eigengeschwindigkeit entsprechend einer Differenz zwischen einem normalen Anstellwinkel und einem tatsächlichen Anstellwinkel umfaßt und wobei der zweite Grenzwert eine Eigengeschwindigkeit entsprechend einer Differenz zwischen einem vorbestimmten Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel und einem tatsächlichen Anstellwinkel umfaßt, wobei der erste Grenzwert wirksam ist, um das aufsummierte Windgeschwindigkeitssignal zu begrenzen, wenn eine Windscherung nicht festgestellt worden ist und wobei der zweite Grenzwert wirksam ist, um das aufsummierte Windgeschwindigkeitssignal zu begrenzen, wenn eine Windscherung festgestellt worden ist und das Steuersignal aktiviert worden ist.

8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt der Veränderung einer Funktion der Eigengeschwindigkeit ferner die Schritte umfaßt:

a. Vorgabe eines Signales entsprechend der Anstellwinkeländerung, und

b. algebraische Summierung des Anstellwinkel-Änderungssignales und des begrenzten Scherwind-Änderungssignales.

9. Vorrichtung zur Vorgabe von Führungsinformation für den Piloten eines Flugzeuges, das einen Windscherungszustand antrifft, um die Flugstrecke des Flugzeuges zu optimieren, umfassend eine Windscher-Feststelleinrichtung (34, 142) zur Lieferung eines Hinweises auf das Vorhandensein einer Windscherung, eine Recheneinrichtung (89, 50) für die Vorgabe eines Signales entsprechend einem Steuerknüppelrüttel- Anstellwinkel, eine Einrichtung (30, 155) zur Vorgabe eines Signales, das sich in Funktion der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit verändert, eine Sensoreinrichtung (50, 110), die auf den Neigungswinkel des Flugzeuges anspricht, um ein Signal zu liefern, welches einen tatsächlichen Anstellwinkel repräsentiert und eine Einrichtung (115, 89) für die Vorgabe eines Signales entsprechend einem normalen Anstellwinkel für einen vorgegebenen Flugbetriebszustand, dadurch gekennzeichnet, daß sie umfaßt:

a. eine Einrichtung (57, 140), die auf ein Flug-Befehlssignal anspricht und eine Anzeige eines gewünschten Neigungswinkels des Flugzeuges liefert,

b. eine Einrichtung (53, 135) zur Vorgabe eines Windscher- Geschwindigkeitssignales (VWIND) proportional zu den rechtwinkligen Koordinatenkomponenten einer vertikalen Windgeschwindigkeit und einer longitudinalen Windgeschwindigkeit in Bezug auf das Flugzeug als eine Funktion der Größe der Windscherung, der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit, des tatsächlichen Anstellwinkels und des Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkels, um eine variable Annäherungsgeschwindigkeit an den Steuerknüppelrüttel- Anstellwinkel vorzugeben,

c. eine Einrichtung (89, 115) zur Vorgabe eines Signales, das dem Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel oder dem normalen Anstellwinkel entspricht,

d. eine Einrichtung (63, 119), die auf die Windscher-Feststelleinrichtung anspricht und selektiv die Signale entsprechend dem Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel und dem tatsächlichen Anstellwinkel oder entsprechend dem normalen Anstellwinkel und dem tatsächlichen Anstellwinkel kombiniert, um daraus ein Differenzsignal vorzugeben,

e. eine Einrichtung (54, 136) zum Anlegen des Differenzsignales und des Scherwind-Geschwindigkeitssignales, um ein Signal für die Steuerung der Längsneigung des Flugzeuges herzuleiten und das Längsneigungssignal um einen Betrag zu verändern, der in der Größe dem Wert des angelegten Signales gleich im Vorzeichen aber entgegengesetzt ist, um hierdurch das Flug-Befehlssignal abzuleiten, wodurch die Differenz zwischen dem Steuerknüppelrüttel- Anstellwinkel und dem tatsächlichen Anstellwinkel abnimmt bzw. wenn das Scherwind-Geschwindigkeitssignal abnimmt, das angelegte Signal ebenfalls abnimmt, und

f. eine auf das Längsneigungssignal und die Größe der Scherwindgeschwindigkeit ansprechende Einrichtung, um variabel die Eigengeschwindigkeit zu reduzieren, indem die Längsneigung erhöht wird, bis die Windscherung ausgeht oder bis der tatsächliche und der Steuerknüppelrüttel- Anstellwinkel gleich sind, je nachdem welcher Zustand zuerst auftritt.

10. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Vorrichtung für die Vorgabe eines Scherwind-Änderungssignales ferner umfaßt:

a. eine Einrichtung (30, 155) für die Vorgabe eines Signales entsprechend der tatsächlichen Eigengeschwindigkeit,

b. eine Dividiereinrichtung (36, 145) für die Verarbeitung der vertikalen Windgeschwindigkeitskomponente und des tatsächlichen Eigengeschwindigkeitssignales, um ein resultierendes Signal proportional zu deren Verhältnis vor zugeben,

c. eine erste Verstärkungseinrichtung (38, 147), die proportional zu einer vorbestimmten Gravitationskonstante arbeitet und auf das verarbeitete Signal anspricht,

d. eine Integrationseinrichtung (40, 149), die auf die Feststelleinrichtung anspricht und an die Verstärkungseinrichtung angeschlossen ist, um ein resultierendes Signal entsprechend einer äquivalenten longitudinalen Scherwindgeschindigkeit vorzugeben und um ein Ausgangssignal proportional zu der Größe und der Dauer des vertikalen Scherwind-Geschwindigkeitssignales vorzugeben,

e. eine Einrichtung (42, 151), die algebraisch die longitudinale Windgeschwindigkeitskomponente und die äquivalente Längsachsen-Windgeschwindigkeitskomponente summiert, und

f. eine Einrichtung (34, 142) zur Vorgabe eines Steuersignales, welches anzeigt, daß das Flugzeug einen Windscherzustand antrifft.

11. Vorrichtung nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung für die Kombination der Anstellwinkelsignale und für die Vorgabe eines Differenzsignales ferner umfaßt:

a. eine Einrichtung (83, 160), die auf die Ruderklappenposition des Flugzeuges anspricht, um ein Signal gemäß dieser Ruderklappenposition vorzugeben,

b. eine Einrichtung (89, 115) für die Speicherung vorbestimmter Werte normaler Anstellwinkel entsprechend dem Ruderklappen-Positionssignal und zur Vorgabe entsprechender Signale,

c. Einrichtungen (61, 62, 63, 118, 119, 120), die auf die Steuereinrichtung ansprechen, um Werte normaler Anstellwinkel auszuwählen, wenn das Flugzeug keine Windscherung antrifft und um Werte von Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkeln auszuwählen, wenn eine Windscherung vorliegt, und

d. eine Summier/Verbindungseinrichtung (66, 123) für die algebraische Kombination des tatsächlichen Anstellwinkelsignales und des ausgewählten Anstellwinkelsignales.

12. Vorrichtung nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung für die Kombination des Differenzsignales und des Scherwind-Geschwindigkeitssignales ferner eine Begrenzungseinrichtung (52) umfaßt, der das Scherwind-Geschwindigkeitssignal zugeführt wird und die in der Lage ist, Grenzwerte für das Scherwind- Geschwindigkeitssignal gemäß der Größe dieses Differenzsignals vorzugeben, in dem die aufsummierten Scherwind- Geschwindigkeitssignalkomponenten durch erste und zweite Grenzwerte begrenzt werden, wobei der erste Grenzwert eine Eigengeschwindigkeit entsprechend einer Differenz zwischen einem normalen Anstellwinkel und einem tatsächlichen Anstellwinkel umfaßt und wobei der zweite Grenzwert einer Eigengeschwindigkeit entsprechend einer Differenz zwischen einem vorbestimmen Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel und einem tatsächlichen Anstellwinkel umfaßt, wobei der erste Grenzwert wirksam ist, um das aufsummierte Windgeschwindigkeitssignal zu gegrenzen, wenn eine Windscherung nicht festgestellt worden ist und wobei der zweite Grenzwert wirksam ist, um das aufsummierte Windgeschwindigkeitssignal zu begrenzen, wenn eine Windscherung festgestellt worden ist und das Steuersignal aktiviert ist.

13. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung für das Anlegen des Flug-Befehlssignales ferner eine Einrichtung (57, 140) umfaßt, um mit dem Befehlssignal den Neigungsbalken eines Fluglageinstrumentes proportional zu der Größe des Befehlssignals zu verschieben.

14. Vorrichtung nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung zur Verminderung der Eigengeschwindigkeit ferner Mittel (86, 87, 163, 165) umfaßt, um das Flug-Befehlssignal an ein automatisches Flug-Steuersystem anzulegen, das mit dem Höhenruderservo des Flugzeuges verbunden ist, um eine Bewegung des Höhenruders proportional zu diesem Signal zu erzeugen und die Längsneigung des Flugzeuges entsprechend zu verändern.

15. Vorrichtung nach irgendeinem der Ansprüche 12 bis 14, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung für das Anlegen der Grenzwerte der Scherwind- Geschwindigkeitssignalkomponenten ferner das Begrenzen der aufsummierten Windgeschwindigkeitssignalkomponenten durch erste und zweite Grenzwerte umfaßt, wobei der erste Grenzwert eine Anstellwinkelgeschwindigkeitsänderung entsprechend einer Differenz zwischen einem normalen Anstellwinkel und einem tatsächlichen Anstellwinkel umfaßt und wobei der zweite Grenzwert eine Anstellwinkeländerungsgeschwindigkeit entsprechend einer Differenz zwischen einem vorbestimmten Steuerknüppelrüttel-Anstellwinkel und einem tatsächlichen Anstellwinkel umfaßt, wobei der erste Grenzwert wirksam ist, um das aufsummierte Windgeschwindigkeitssignal zu begrenzen, wenn keine Windscherung festgestellt worden ist und wobei der zweite Grenzwert wirksam ist, um das aufsummierte Windgeschwindigkeitssignal zu begrenzen, wenn eine Windscherung festgestellt worden ist und das Steuersignal aktiviert ist.

16. Vorrichtung nach Anspruch 15, dadurch gekennzeichnet, daß die Einrichtung für die Veränderung einer Funktion der Eigengeschwindigkeit ferner umfaßt:

a. eine Einrichtung (110, 113) zur Vorgabe eines Signales entsprechend einer Anstellwinkeländerung, und

b. eine Einrichtung (136) für die algebraische Summierung der Anstellwinkeländerung und des begrenzten Scherwind- Änderungssignales