DE69205173T2

DE69205173T2 - Giersteuerung bei hohen Geschwindigkeiten für Drehflügelflugzeug.

Info

Publication number: DE69205173T2
Application number: DE69205173T
Authority: DE
Inventors: Don L. Fairfield Ct 06430 Adams; Phillip J. Shelton Ct 06484 Gold; Stuart C. Woodbridge Ct 06525 Wright
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1991-08-28
Filing date: 1992-07-31
Publication date: 1996-04-11
Anticipated expiration: 2012-08-01
Also published as: WO1993005458A1; EP0600990B1; US5178307A; DE69205173D1; EP0600990A1; CA2113730C; CA2113730A1

Description

Technisches Gebiet

Die Erfindung betrifft Flugsteuersysteme für Drehflügelflugzeuge, insbesondere solche Flugsteuersysteme, die eine Giersteuerung vornehmen.

Stand der Technik

Die Heckrotor-Blattstellung bei einem Hubschrauber wird in Abhängigkeit von Befehlen gesteuert, die von dem Piloten zum Steuern des Hubschraubers kommen. Diese Befehle dienen dazu, das Fluggerät in einen koordinierten Kurvenflug zu bringen, wenn der Pilot einen Kurvenflug mit Querneigung befiehlt, sie können aber auch dazu benutzt werden, einen flachen Kurvenflug zu veranlassen (d.h., ohne Querneigung). Diese Befehle seitens des Piloten werden in ein Flugsteuersystem eingegeben, welches den richtigen Befehl zum Steuern der Heckrotor-Blattstellung berechnet.
Die US-A-5 001 646 offenbart ein Hubschrauber-Flugsteuersystem, bei dem Pilotensteuerbefehle entkoppelt werden, um ein unerwünschtes Ansprechen des Hubschraubers in anderen Achsen als in der einen von dem Piloten eingegebenen Achse zu verringern. Die US-A-4 003 532 offenbart ein Kurshaltesystem für einen Hubschrauber, bei dem die automatische Kurshalte-Betriebsart eines Hubschrauber-Flugsystems durch den Einsatz einer Logikschaltung unterbrochen und wiederaufgenommen wird, welche auf die Giergeschwindigkeit, den Querneigungswinkel und die Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers ebenso anspricht wie auf die Kraft, welche auf die periodische Blattverstellsteuerung des Hubschraubers aufgebracht wird.
Bei einem Kampfhubschrauber ist das Ansprechverhalten des Hubschraubers um dessen Gierachse bei Kampfhandlungen kritisch. Das Fluggerät muß in der Lage sein, sich rasch um seine Gierachse zu bewegen, damit seine Waffen auf ein Ziel gerichtet werden können. Daher muß das Flugsteuersystem in der Lage sein, mit einem Heckrotorbefehl zu reagieren, der ein solches Ansprechverhalten darstellt, wenn eine Giereingabe seitens des Piloten empfangen wird. Der Heckrotobefehl muß ansprechend auf ähnliche Eingaben des Piloten bei hohen Fluggeschwindigkeiten vorhersagbar und wiederholbar sein, was zu einem leistungsfähigeren Kampfhubschrauber führt.

Offenbarung der Erfindung

Ein Ziel der vorliegenden Erfidung ist die Schaffung eines verbesserten modellgestützten Flugsteuersystems für ein Drehflügelflugzeug, welches einen Soll-Einstellpunkt für die gewünschte Gieränderungsgeschwindigkeit plant und die gewünschte Änderungsgeschwindigkeit vergleicht mit einer konditionierten Flugzeug-Querbeschleunigung, um einen Heckrotorbefehl zu liefern.
Die vorliegende Erfindung verbessert die Fluggerät-Leistungsfähigkeit bezüglich dessen Gierachse dadurch, daß ein genauerer und besser vorhersagbarer Heckrotorbefehl in Abhängigkeit einer pilotenseitigen Giereingabe bereitgestellt wird. Ein Vorteil besteht darin, daß der Pilot innerhalb kürzerer Zeit Waffen genauer auf ein Ziel bringen kann.
Dieses sowie weitere Ziele, Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung ergeben sich im Lichte der nachfolgend beschriebenen besten Ausführungsform, wie sie in den begleitenden Zeichnungen dargestellt ist.

Kurze Beschreibung der Zeichnungen

Fig. 1 ist ein Blockdiagramm eines verbesserten modellgestützten Flugsteuersystems gemäß der vorliegenden Erfindung;
Fig. 2 ist eine schematische Darstellung eines Teils der Ausführungsform nach Figur 1;
Fig. 3 ist ein Blockdiagramm einer Ausführungsform einer der in Figur 2 dargestellten Systemkomponenten;
Fig. 4 ist eine schematische Darstellung der funktionellen Elemente der in Figur 3 gezeigten Komponente;
Fig. 5 ist eine schematische Darstellung, die weitere funktionelle Einzelheiten von Figur 4 darstellt;
Fig. 6 ist eine begleitende schematische Darstellung von Figur 5;
Fig. 7 ist ein Flußdiagramm, das die Ausführung der in den Figuren 5, 6 dargestellten Funktionen beide Ausführungsformen nach Figur 3 veranschaulicht;
Fig. 8 ist eine schematische Darstellung, die noch weitere funktionelle Einzelheiten aus Figur 4 veranschaulicht;
Fig. 9 ist ein Flußdiagramm, das die Ausführung der in Figur 8 dargestellten Funktionen bei der Ausführungsform nach Figur 3 veranschaulicht;
Fig. 10 ist eine schematische Darstellung eines Trimmsteuersytems, das in Verbindung mit der Logik nach Figur 5-9 arbeitet;
Fig. 11 ist eine figürliche, teilweise perspektivische und teilweise schematische Darstellung, die Einzelheiten einer weiteren bei der Ausführungsform nach Figur 1 verwendeten Komponente zeigt;
Fig. 12 ist ein alternatives Flußdiagramm gegenüber dem in Figur 7 gezeigten, und zwar für das Inkorporieren der Trimmsteuerung nach Figur 10 in die in Figur 5 und 6 dargestellte Flugsteuerfunktion;
Fig. 13 ist ein alternatives Ablaufdiagnunm zu dem in Figur 9 dargestellten Diagramm, um die Schalter innerhalb der LSTC-Logik nach Figur 8 zu steuern, wenn die Trimmfunktion gemäß Figur 10 eingebaut ist;
Fig. 14 ist eine detaillierte Darstellung der Rumpf-Euler-Transformation nach Figur 4;
Fig. 15 ist eine detaillierte Darstellung der Euler-Rumpf-Transformation gemäß Figur 4;
Fig. 16 ist ein Darstellung des Proportional-Integral-Kompensators nach Figur 4; und
Fig. 17 ist eine bildliche Darstellung eines Fluggeräts, bei dem die Ausführungsform des Flugsteuersystems gemäß Figur 1 eingesetzt werden kann.

Bester Weg zur Ausführung der Erfindung

Zunächst auf Figur 17 bezugnehmend, bei der es sich um eine bildliche Darstellung einer Hubschrauber-Ausführungsform 18 eines Drehflügelflugzeugs handelt, bei dem die vorliegende Erfindung eingesetzt werden kann, enthält der Hubschrauber eine Hauptrotoranordnung 19 und eine Heckrotoranordnung 20.
Nunmehr auf Figur 1 bezugnehmend, handelt es sich bei dem erfindungsgemäßen Hubschrauber-Flugsteuersystem 21 um ein modellgestütztes Steuersystem, welches die Befehle von der Seitenarmsteuerung des Piloten und des Verstellsteuerknüppels über ein "inverses Fahrzeugmodell" derart formt, daß das gewünschte Ansprechen des Fluggeräts erhalten wird. Das System enthält ein Primärflugsteuersystem (PFCS) 22 und ein automatisches Flugsteuerssystem (AFCS) 24. Das PFCS empfängt von einem kollektiven oder Sammel-Verstellsteuerknüppel 26 über eine Leitung 27 Verstellbefehlsausgangssignale, und das AFCS empfangt über eine Leitung 28 diskrete Ausgangssignale von dem Sammelsteuerknüppel. Das PFCS und das AFCS empfangen jeweils Kraftausgangsbefehlssignale von einer vierachsigen Seitenarmsteuerung 29 über Leitungen 30 und außerdem über Leitungen 32 die von Sensoren 31 sensierten Fluggerät-Parametersignale. Die Pilotenbefehlssignale auf Leitungen 27, 28 und 30 und die sensierten Parametersignale auf Leitungen 32 sind zusammengefaßt in Hauptleitungen 33 und 34 des PFCS bzw. des AFCS dargestellt.
Das PFCS und das AFCS enthalten jeweils eine Steuerkanallogik zum Steuern der Gier-, Nick-, Roll- und Hubachsen des Fluggeräts. In Figur 1 sind diese Logikmoduln durch Blöcke 35-38 für das PFCS und Blöcke 39-32 für das AFCS dargestellt. Das PFCS liefert Rotorbefehlssignale, und die AFCS-Logik liefert eine Konditionierung und/oder Trimmung der Vier-Achsen-Logikfunktionen des PFCS.
Wie im folgenden detailliert beschrieben wird, verwenden das PFCS und das AFCS einen modellgestützten Algorithmus in jeder Steuerachse, um Rotorbefehlssignale über Ausgangsleitungen 44 auf eine Hauptrotormischfunktion 45 zu geben, welche eine Verstellung mechanischer Servoglieder 46 und Gestänge 47 veranlaßt, um die Blattspitzenbahnebene des Hauptrotors 19 zu steuern. Außerdem werden Rotorbefehlssignale über Leitungen 44 an Heckrotor-Servoglieder 48 des Hubschraubers geliefert, die den Schub des Heckrotors 20 über Gestänge 49 steuern. Die sensierten Parametersignale von den Sensoren 31 auf den Leitungen 32 beliefern das PFCS und das AFCS mit der Winkelgeschwindigkeits- und Fluglagen-Antwort des Fluggeräts auf die Rotorbefehlssignale.
Figur 2 ist ein teilweiser schematischer Ausschnitt aus Figur 1 und zeigt die funktionellen Verbindungen der Gierlogikmoduln 35 und 39 des PFCS 22 und des AFCS 24. Das PFCS-Gierlogikmodul 35 empfängt ein Gierachsenbefehlssignal auf einer Leitung 50 über die Hauptsammelleitungen 33 und die Leitungen 30 von der Seitenarmsteuerung 29 (Figur 1). Bei der vorliegenden Ausführungsform handelt es sich bei der Seitenarmsteuerung um einen vierachsigen Kraftsteuerknüppel, bei dem das Gierachsenbefehlssignal dadurch erzeugt wird, daß der Pilot die Seitenarmsteuerung in seitlicher Richtung verdreht (Gieren nach links oder nach rechts). Das Gierbefehlssignal wird dem Eingang einer Giergeschwindigkeitsmodellschaltung 52 angeboten (zum Beispiel einem Verzögerungsfilter erster Ordnung mit ausgewählter Radian/Sec/Volt- Signalverstärkung), die auf eine Leitung 54 ein befohlenes Giergeschwindigkeitssignal gibt, welches kennzeichnend ist für die Soll-Änderungsgeschwindigkeit der Fluggerät-Fluglage um die Gierachse. Die Auswahl des Giergeschwindigkeitsmodells hängt ab von dem dynamischen Verhalten des Fluggeräts und dem gewünschten Gier-Ansprechverhalten.
Das befohlene Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 54 wird gleichzeitig angelegt an: den Eingang eines inversen Fahrzeugmodells 56, einen Summierknoten 58, und dem zu dem AFCS-Gierlogikmodul 39 führenden Bus 43. Das inverse Modell empfängt die Ist-Fluggeschwindigkeit des Fluggeräts von den Sensoren 31 über Leitungen 32 und die Hauptleitung 33 in Form eines sensierten Fluggeschwindigkeitssignals auf der Leitung 60. Das inverse Modell 56 ist eine Z-Modell- Transformation, die ausgeführt werden kann in Form eines Phasenvoreilfilters mit augenblicklicher Spannungsverstärkung und Zeitkonstanten- Kennlinie, die sich mit dem Betrag des sensierten Fluggeschwindigkeitssignals auf der Leitung 60 ändert. Das kaskadierte Giergeschwindigkeitsmodell 52 und das inverse Modell 56 bilden einen Mitkopplungsweg für das Seitenarmsteuersignal auf der Leitung 50.
Die eine Vorwärtsregelung bildende, inverse Z-Modell-Transformation stellt den Primär-Steuereingang für den Heckrotor 20 (Figur 1) dar, der den Hubschrauber 18 (Figur 17) veranlaßt, mit einer Geschwindigkeit zu gieren, die von dem befohlenen Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 62 eingestellt wird. Dieses Soll-Giergeschwindigkeitssignal repräsentiert den Heckrotorbefehl, der notwendig ist, um die gewünschte Gierachsen-Änderungsgeschwindigkeit des Fluggeräts für jedes seitens des Piloten befohlene Manöver zu erreichen.
Die Summierfunktion 58 summiert das befohlene Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 54 (von dem Giergeschwindigkeitsmodell 52) mit der Ist-Giergeschwindigkeit des Fluggeräts, die (über Leitungen 32 und die Hauptleitung 33 von Sensoren 31) als sensiertes Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 64 empfangen wird, um auf eine Leitung 65 ein Giergeschwindigkeitsfehlersignal zu geben. Das Geschwindigkeitsfehlersignal wird in einer Geschwindigkeitsverstärkerstufe 67 verstärkt und einem Eingang eines zweiten Summierknotens 66 angeboten. Die Verbindung 66 empfängt außerdem das Soll-Giergeschwindigkeitssignal über die Leitung 62 von dem inversen Modell 56, und ein Gierbefehlsmodifiziersignal über eine Leitung 68 von einem Geschwindigkeits- und Betragsbegrenzer 70. Der Begrenzer 70, der eine unbeschränkte Version des Gierbefehlmodifiziersignals auf einer Leitung 84 (über den Bus 43) seitens des AFCS-Gierlogikmoduls 39 empfängt, beschränkt das Gierbefehlsmodifiziersignal, wenn die Betrags- und Änderungsgeschwindigkeitsgrenzen überschritten werden. Das resultierende Summensignal wird auf die Ausgangsleitung 72 des PFCS-Gierlogikmoduls 35 gegeben und über PFCS-Ausgangshauptleitungen 44 an die Heckrotorservoelemente 48 (Figur 1) gegeben.
Der Betrag und die Änderungsgeschwindigkeit des Gierbefehlsmodifiziersignals von dem AFCS ist eine Funktion des Fluggerät-Kursfehlers. Der Fluggerät-Kursfehler ist die zweite von zwei Rückkopplungsschleifen um das Heckrotorbefehlssignal; das erste ist das Gierfehlersignal auf der Leitung 65. Wie im folgenden detailliert beschrieben werden wird, ist das Gierbefehlsmodifiziersignal ein berechneter Wert, der durch einen modellgestützten Algorithmus innerhalb des AFCS auf der Grundlage des Ist-Fluggerät-Ansprechverhaltens auf das Heckrotorbefehlssignal bereitgestellt wird. Das Gierbefehlsmodifiziersignal modifiziert den Signalbetrag und die Signaländerungsgeschwindigkeit des Heckrotorbefehlssignals dadurch, daß die Komponente des Ist-Giergeschwindigkeitsbetrags (des sensierten Giergeschwindigkeitssignals auf der Leitung 64) beseitigt wird, die während der Ausführung eines koordinierten Kurvenflugs auftritt. Der modellgestützte Algorithmus des AFCS verarbeitet sensierte Fluggerät-Parameter (Sensoren 31, Figur 1), um Befehlsgeschwindigkeits-Modifiziersignalkennwerte zu generieren, die für eine Kurvenflugkoordination bei Geschwindigkeiten von mehr als 111 km/h (60 Knoten) sorgen, wenn der Pilot Rollsteuerknüppeleingaben tätigt. Die vorliegende Erfindung liegt darin, daß das Gierbefehlsmodifiziersignal in Abhängigkeit sensierter Fluggerätparameter geformt und konditioniert wird.
Wie in Figur 2 gezeigt ist, empfängt zusätzlich zu dem von dem PFCS- Gierlogikmodul 35 über die Leitung 54 (mittels der Hauptleitung 43) empfangenen befohlenen Giergeschwindigkeitssignal das AFCS-Logikmodul 39 die folgenden sensierten Fluggerät-Parameter über die Hauptleitung 34: Ist-Fluggeschwindigkeit (Leitung 60), Ist-Giergeschwindigkeit (Leitung 64), Nicklage (Leitung 86), Querneigungswinkel (PHI) (Leitung 87), Rollgeschwindigkeit (Leitung 88), seitliche Beschleunigung (Leitung 89), Kurs (Leitung 90), Längsbodengeschwindigkeft (Leitung 91) und Querbodengeschwindigkeit (92). Die beste Ausführungsform des AFCS ist ein elektronisches Steuersystem auf Mikroprozessorbasis, bei dem der Algorithmus der AFCS-Logikmoduln (39-41, Figur 1) in Form einer im Speicher abgespeicherten ausführbaren Programmversion vorliegt.
Figur 3 zeigt die Architektur einer AFCS 24 auf Mikroprozessorbasis. Das befohlende Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 54 wird von Eingangsleitungen 33 empfangen, die in den Leitungen 43 enthalten sind, welche das AFCS und das PFCS miteinander verbinden. Die sensierten Fluggerät-Parametersignale auf den Leitungen 60, 64 sowie 86- 92 werden von der AFCS-Eingangshauptleitung 34 am AFCS-Eingangsport 94 empfangen. Abhängig von dem Format der Eingangssignale (analog oder digital) kann das Eingangsport 94 einen Analog-Digital- Wandler, einen Frequenz-Digital-Umsetzer und andere derartige Konditionierfunktionen aufweisen, die dem Fachmann zu dem Zweck bekannt sind, die Eingangssignale in eine digitales Signalformat umzusetzen.
Das Eingangsport ist über einen Adress-/Datenbus 95 mit einem Mikroprozessor 96 verbunden (zum Beispiel einem Intel 80286 oder einem Motorola 68020), außerdem mit einer Speichereinrichtung 98 (die einen RAM, ein UVPROM, ein EEPROM enthält), und einem Ausgangsport 100. Das Ausgangsport kann einen Digital-Analog-Wandler, einen Parallel-Serien-Umsetzer, einen diskreten Ausgangstreiber und andere derartige Signalumwandlungsfunktionen aufweisen, die dem Fachmann zu dem Zweck bekannt sind, das digitale AFCS Signalformat umzusetzen in das Format, das von dem Steuersystem (21, Figur 1) verlangt wird. Die Ausgangsportleitungen einschließlich der Leitung 84 zu dem PFCS-Gierlogikmodul 35, werden über Leitungen 101 an die Verbindungsleitung 43 gegeben.
Figur 4 ist ein Blockdiagramm der AFCS-Gierlogik 100, die im Speicher 98 resident und in dem Mikroprozessor 96 ausführbar ist. Die Logik umfaßt sowohl eine Logik für Hochgeschwindigkeitskurvenflugkoordination (HSTC) 112 als auch eine Logik für Niedriggeschwindigkeitskurvenflugkoordination (LSTC) 114. Die HSTC- und die LSTC- Logiken werden separat diskutiert in Verbindung mit einem Kurvenflugkoordinationstrimmsystem, welches im folgenden diskutiert wird. Man beachte, daß die HSCT-Logik die Logik zum Konditionieren von über die Seitenarmsteuerung vom Piloten kommenden befohlenen Giereingaben bei Geschwindigkeiten oberhalb von 111 km/h (60 Knoten) enthält.

Hochgeschwindigkeitskurvenflugkoordination

Wie in Figur 5 gezeigt ist, empfängt die HSCT-Logik 112 das Querneigungswinkelsignal, das Fluggeschwindigkeitssignal, das Signal der seitlichen Beschleunigung und das Rollgeschwindigkeitssignal. Das Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 87 wird in die Logik 116 eingegeben, welche folgende Gleichung realisiert:
Yhstc = (g*sin(PHI)/konditionierte Fluggeschwindigkeit) (Gl. 1)
mit
Yhstc = für einen koordinierten Kurvenflug notwendige Giergeschwindigkeit
g = 9,81 m/s (32,174 Fuß/Sec)
PHI = Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 87.
Das Fluggeschwindigkeitssignal in km/h (Knoten) auf der Leitung 60 wird in eine Verstärkungseinheit 118 eingegeben, die das Signal in m/s (Fuß/Sekunde) umsetzt und ein Signal an eine Begrenzerfunktion 120 gibt, um zu verhindern, daß ein begrenztes Ausgangssignal auf einer Leitung 122 unter einen gewissen Wert abfällt (z.B. 5 m/s (16 Fuß/Sec)), damit ein Teilen durch Null verhindert wird. Das begrenzte Ausgangssignal wird auf ein Verzögerungsfilter 124 gegeben, welches das konditionierte Fluggeschwindigkeitssignal über eine Leitung 126 auf die Logik 116 gibt.
Die Logik 116 gibt das Signal auf einer Leitung 128 an einen Schalter 132, dessen Arbeitsweise weiter unten detailliert erläutert wird. Das Signal Yhstc ist kennzeichnend für den Gier-Betrag, der bei einem speziellen Fluggerät-Querneigungswinkel und einer speziellen Fluggeschwindigkeit für einen koordinierten Kurvenflug erforderlich ist.
Das seitliche Beschleunigungssignal auf der Leitung 89 wird in einen Betragsbegrenzer 140 eingegeben, der ein Signal an eine Verstärkereinheit 142 gibt, die als Funktion des Fluggeschwindigkeitssignals gesteuert wird. Wenn die Fluggeschwindigkeit von 111 km/h bis 148 km/h (60 Knoten bis 80 Knoten) ansteigt, steigt auch das Verstärkungsmaß der Verstärkung 142 von Null auf einen von Null verschiedenen Wert an, was zu einem größeren Produkt auf einer Leitung 144 führt. In ähnlicher Weise führt die Abnahme der Fluggeschwindigkeit zu einer Verringerung der Verstärkung, was zu der Ausgabe eines kleineren Produkts auf die Leitung 144 führt. Wenn die Fluggeschwindigkeit geringer al 111 km/h (60 Knoten) ist, beträgt die Verstärkung der Verstärkungsfunktion 142 Null, wodurch ein Signal von Null auf die Leitung 144 gegeben wird. Das Produktsignal auf der Leitung 144 wird in einen zweipoligen Schalter 145 eingegeben, dessen Betrieb von einem diskreten Signal auf einer Leitung 146 gesteuert wird, erzeugt durch ein ODER-Gatter 147. Das ODER-Gatter spricht auf zwei diskrete Signale an: ein Signal "Piloten-Giereingabe eingeschaltet", YAWENG, und ein Signal "Hochgeschwindigkeitskurvenflugkoordination eingeschaltet", TCENGHS.
Figur 7 ist ein Flußdiagramm einer Routine 150 zum Steuern von TCENGHS und YAWENG. Die Routine wird betreten über einen Schritt 152, wo ein erster Test 154 feststellt, ob die Fluggeschwindigkeit kleiner oder gleich 111 km/h (60 Knoten) ist. Ist dies der Fall, wird das Signal VXBTCS im Schritt 156 gelöscht. Ansonsten stellt ein Test 157 fest, ob eine manuelle Giereingabe über die Seitenarmsteuerung gegeben ist, und falls ja, schaltet ein Schritt 158 die manuelle Giersteuerung durch Setzen des diskreten Werts YAWENG ein. Wenn der Pilot über die Seitenarmsteuerung keine Giereingabe liefert, stellt ein Test 159 fest, ob die Fluggeschwindigkeit größer oder gleich 148 km/h (80 Knoten) ist, und falls ja, wird in einem Schritt 160 das Signal VXBTCS gesetzt. Diese Schritte und Tests 154, 159 realisieren eine Hysteresefunktion, welche VXBTCS setzt, wenn die Fluggeschwindigkeit unterhalb von 148 km/h (80 Knoten) liegt, und VXBTCS löscht, wenn die Fluggeschwindigkeit unter 111 km/h (60 Knoten) gelangt, falls keine Giereingabe empfangen wird. Obschon in der Beschreibung hier häufig spezielle Werte angegeben sind, dienen diese lediglich als Beispiel zum Erleichtern des Verständnisses der Erfindung, ohne jedoch beschränkenden Charakter für die Erfindung zu haben. Wie der Fachmann erkennt, hängen die tatsächlichen Werte von den Erfordernisses des jeweiligen Fluggeräts ab.
Als nächstes erfolgt ein Test 162, um festzustellen, ob der Betrag des Querneigungswinkels PHI kleiner als 2 Grad ist. Falls ja, erfolgt ein Test 163, um festzustellen, ob das Fluggerät sich in einem koordinierten Kurvenflug befindet (d.h.: ist die Kurvenflug- und Schlupfanzeigekugel des Piloten zentriert?). Wenn der Test 163 feststellt, daß sich das Flugzeug in einem koordinierten Kurvenflug befindet, wird ein Test 164 ausgeführt, um festzustellen, ob der Betrag der Giergeschwindigkeit RSENS kleiner als zwei Grad/s beträgt, und falls ja, setzt ein Schritt 166 die Variable TEMP. Wenn irgendeiner der Tests 162-164 negativ verläuft, löscht ein Schritt 168 TEMP.
Als nächstes folgt eine Unterroutine 170, um jegliche Übergängerr der Variablen TEMP 2 Sekunden lang zu verzögern. Es sollte verstanden werden, daß die zwei Sekunden betragende Verzögerung in die Logik 150 im Interesse der Klarheit eingebaut wurde, daß aber in einem Echtzeit-Steuersystem, wie zum Beispiel einem erfindungsgemäßen Flug- Steuersystem eine Verzögerung von Prozessorfunktionen um zwei Sekunden nicht akzeptierbar ist. Deshalb übernimmt während der zwei Sekunden dauernden Verzögerung dieser Unterroutine der Mikroprozessor 96 (Figur 3) andere Aufgaben, bis die zwei Sekunden verstrichen sind, wie es dem Fachmann geläufig ist.
Als nächstes folgt ein Test 172, um festzustellen, ob TEMP gesetzt ist, und falls ja, werden sowohl die automatische Kurvenflugkoordination als auch die manuelle Giersteuerung ausgeschaltet (d. h. sowohl TCENGHS als auch YAWENG werden gelöscht), Schritt 174. Ansonsten stellt ein Test 176 fest, ob der Betrag des Querneigungswinkels PHI größer oder gleich 2 Grad ist, und falls ja, wird als nächstes ein Test 178 durchgeführt. Der Test 178 überprüft, ob der Pilot ein Rollsignal über die Seitenarmsteuerung eingibt, indem er das Signal auf der Leitung 58 (Figur 2) prüft, und falls der Pilot ein Rollsignal eingibt, wird als nächstes ein Test 179 durchgeführt, um festzustellen, ob VXBTCS gesetzt wird, und falls ja, wird in einem Schritt 180 die Kurvenflugkoordination eingeschaltet. Ein Rückkehrschritt 182 ist der letzte Schritt innerhalb der Routine 150.
Es sollte angemerkt werden, daß bei der in Figur 7 dargestellten Logik die Fluggeschwindigkeit lediglich als ein Kriterium zum Einschalten der HSTC-Logik verwendet wird, hingegen nicht als Kriterium zum Ausschalten der HSCT-Logik dient. Die beiden Kriterien zum Ausschalten der HSCT-Logik sind der Querneigungswinkel PHI und die Giergeschwindigkeit RSENS. Der Test 163 dient hauptsächlich für die manuelle Giersteuerung, wobei die Giereingabe über die Seitenannsteuerung empfangen wird. Wenn der Betrag sowohl von PHI als auch von RSENS unter den jeweiligen vorbestimmten Minimalwert sinkt und das Fluggerät koordiniert ist, werden sowohl HSTC als auch die manuelle Giersteuerung ausgeschaltet. Damit besteht die Möglichkeit, daß die HSTC-Logik über einen Verzögerungs-Kurvenflug, bei dem die Fluggeschwindigkeit unter 111 km/h (60 Knoten) absinkt, dauernd eingeschaltet bleibt, während entweder die Giergeschwindigkeit oder der Querneigungwinkel oberhalb des zugehörigen vorbestimmten Mimmal-Schwellenwerts liegt, was in den Tests 162, 164 definiert wird.
Zurückkehrend zu Figur 5 mit der Kenntnis, wie die HSTC-Logik eingeschaltet/ausgeschaltet wird, wird das Signal auf der Leitung 144 in den Schalter 145 eingegeben. Wenn die HSTC-Logik oder die manuelle Giersteuerung eingeschaltet sind (d.h. TCENGHS = 1 oder YAWENG = 1), schließt der Schalter 145, was dem Signal auf der Leitung 144 ermöglicht, auf eine Leitung 190 zu gelangen, die sowohl zu einem Verzögerungsfilter 192 als auch zu einer Summierfunktion 194 führt. Der Schalter 145 ist in der offenen Stellung dargestellt. Indem man den Schalter ansprechend auf sowohl TCENGHS als auch YAWENG macht, macht man den Pfad der seitlichen Beschleunigung (89, 144, 190) wirksam, wenn entweder die Bedingungen für die Hochgeschwindigkeitskurvenflugkoondination erfüllt sind oder der Pilot über die Seitenarmsteuerung eine manuelle Eingabe tätigt.
Das Rollgeschwindigkeitssignal auf der Leitung 88 wird in ein Verzögerungsfilter 98 eingegeben, welches hochfrequentes Rauschen dämpft und ein Signal über eine Leitung 100 an eine erste Begrenzerfunktion 202 sowie eine zweite Begrenzerfunktion 204 gibt. Die Grenzen der ersten und der zweiten Begrenzungsfunktion 202, 204 sind so ausgelegt, daß ein Signal auf einer Leitung 206 erzeugt wird, wenn das Fluggerät in eine Richtung (z.B. 0 bis 179) rollt, und in ähnlicher Weise ein Signal auf einer Leitung 108 erzeugt wird, wenn das Fluggerät in die andere Richtung rollt (z.B. 0 bis -179). Zwei Verstärkungsfunktionen 210 und 212 sind ebenfalls vorhanden. Der Betrag der ersten Verstärkung 210 ist geringer als der Betrag der zweiten Verstärkung 212, um den asymmetrischen Kräften Rechnung zu tragen, die mit dem Rollen des Fluggerätes nach links einerseits und nach rechts andererseits als Ergebnis der Hauptrotor-Kreiselkräfte ebenso verbunden sind wie mit anderen Fluggerät-Asymmetrien. Die Ausgangssignale der ersten und der zweiten Verstärkerfunktion 210, 212 werden beide einer Summierfunktion 214 zugeführt, die über eine Leitung 216 an eine Verstärkungsfunktion 218 ein Kurvenflug-Vorhersagesignal liefert.
Die Verstärkungsfunktion 218, bei der es sich um eine Funktion des Fluggeschwindigkeitssignals auf der Leitung 63 (ähnlich der Verstärkung 142) handelt, liefert an eine Begrenzerfunktion 220 ein Signal, welche ihrerseits ein Signal über eine Leitung 220 auf einen Schalter 224 gibt. Der Zustand des Schalters 224 wird von dem Signal TCENGHS gesteuert, so daß, wen TCENGHS wahr ist (d.h. gesetzt ist), der Schalter geschlossen wird, wodurch das Signal auf der Leitung 220 zur Leitung 226 gegeben wird. Man beachte, daß der Schalter in der Offenstellung dargestellt ist und der Schalter nur auf das diskrete Hochgeschwindigkeitskurvenflugkoordinations-Signal TCENGHS anspricht, nicht aber auf das diskrete Signal der manuellen Giersteuerung, YAWENG. Eine Summierfunktion 227 summiert das Signal auf der Leitung 226 mit dem von dem Verzögerungfilter 192 kommenden Ausgangssignal und liefert über eine Leitung 228 ein Signal an eine Teilerfunktion 230. Die Teilerfunktion 230 teilt das Signal auf der Leitung 228 durch das Signal auf der Leitung 126 und liefert das Ergebnissignal über eine Leitung 232 an eine Summierfunktion 234. Das Signal auf der Leitung 126 wird auch noch in eine weitere Teilerfunktion 236 eingegeben, wo das Signal von der Summierfunktion 194 durch das Signal auf der Leitung 126 geteilt wird; das Ergebnis wird über eine Leitung 236 auf eine Summierfunktion 240 gegeben.
Die Summierfunktion 240 empfängt auch ein Signal über eine Leitung 242 von einer Summierfunktion 244, welche auf ein Signal von dem Schalter 132 und auf ein Signal auf einer Leitung 248 von der LSTC 114 (Figur 4) anspricht. Gesteuert wird der Schalter 132 von dem HSTC-Einschaltsignal TCENGHS, so daß, wenn TCENGHS wahr (d.h. gesetzt) ist, der Schalter in die geschlossene Stellung gebracht wird. In ähnlicher Weise wird, wenn TCENGHS falsch (d.h. gelöscht) ist, der Schalter in die gezeigte Offenstellung gebracht. Die Summierfunktion 234 liefert ein Signal auf eine Leitung 250, und die Summierfunktion 240 liefert ein Signal auf eine Leitung 252.
Bezugnehmend auf Figur 6, empfängt der Rest der HSTC-Logik 112 die Signale auf den Leitungen 250 und 252, die an Summierfunktionen 254, bzw. 256 gegeben werden. Die Logik empfängt außerdem das Fluggerät- Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 64, das auf eine Summierfunktion 260 gegeben wird. Das Giergeschwindigkeitsbefehlssignal auf der von dem PFCS kommenden Leitung 62 wird sowohl in eine Verstärkungsfunktion 261 als auch in einen Multiplizierer 262 eingegeben, der von einer Planfunktion 263 eine von der Fluggeschwindigkeit abhängige Verstärkung empfängt. Die Multiplizierfunktion 262 liefert ein Signal über eine Leitung 264 an die Summierfunktionen 256 und 260. Die Summierfunktion 260 liefert ein Signal über eine Leitung 265 an einen Multiplizierer 266, der außerdem über eine Leitung 267 ein Fluggeschwindigkeits-Verstärkungssignal von einem Funktionsgeber 268 empfängt. Der Funktionsgeber 268 liefert eine Verstärkung von Null unterhalb von 111 km/h (60 Knoten) und bildet eine Rampenverstärkung von 111 bis 148 km/h (60 bis 80 Knoten). Der Multiplizierer 266 liefert ein Signal über eine Leitung 269 an die Summierfunktion 254. Man beachte die umgekehrte Symmetrie der Verstärkung in bezug auf die Fluggeschwindigkeit in den Funktionsgebern 263, 268.
Die Verstärkungsfunktion 261 liefert über eine Leitung 270 ein Signal an Begrenzerfunktionen 274, 276. Die Begrenzerfunktion 274 liefert ein Signal an die Summierfunktion 254, die ihrerseits ein Ausgangssignal auf eine Leitung 280 gibt. Die Begrenzerfunktion 276 liefert ein Signal an eine Summierfunktion 284, die außerdem ein Signal auf einer Leitung 268 empfängt und die Summe dieser beiden Signale auf eine Leitung 288 gibt.
Figuren 4 bis 7 zeigen eine detaillierte Darstellung der Steuerungsgesetzmäßigkeiten für die HSTC-Logik und die manuelle Giersteuerlogik. Die HSTC-Logik berechnet ein Giersignal, wie es benötigt wird, um einen koordinierten Kurvenflug bei einem speziellen Fluggerät-Querneigungswinkel und bestimmter Fluggeschwindigkeit zu erhalten, und sie form- /konditioniert dieses Soll-Giersignal als eine weitere Funktion der Fluggeschwindigkeit, der seitlichen Beschleunigung und der Rollgeschwindigkeit, um solche Signale bereitzustellen, die in der Fluggerät-Giersteuerlogik dafür sorgen, daß ein verbessertes automatisches Hochgeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinationssteuersystem geschaffen wird. Durch Bereitstellung zweier unterschiedlicher Giergeschwindigkeitsbefehlssignale auf den Leitung 280 und 288 schafft die HSTC-Logik eine verbesserte automatische Kurvenflugkoordination zum Teil aufgrund der zusätzlichen Formung/Konditionierung in Verbindung mit zwei separaten seitlichen Beschleunigungspfaden, einer mit einem Verzögerungsfilter 192, der andere ohne ein solches.
Die manuelle Giersteuerung ist auch für die HSTC-Logik vorgesehen. Wie in Figur 7 gezeigt ist und im folgenden diskutiert wird, wird, wenn eine Seitenarmsteuerungs-Giereingabe empfangen wird (157), die manuelle Giersteuerung durch Setzen von YAWENG eingeschaltet. Wenn nun gemäß Figur 5 YAWENG gesetzt ist, ist der Schalter 145 geschlossen, welcher den Pfad für die seitliche Beschleunigng (89, 144, 190) zur Wirkung bringt, von dem ein synchronisiertes Giergeschwindigkeitssignal berechnet wird, welches mit dem in Figur 6 gezeigten Ist-Fluggerät-Giergeschwindigkeitssignal verglichen wird, wie es oben diskutiert wurde. Das Vergleichen der Soll-Fluggerät-Giergeschwindigkeit mit der zusammengesetzten Giergeschwindigkeit, wie sie aus der seitlichen Beschleunigung berechnet wird, ermöglicht es dem Piloten, die seitliche Beschleunigung über die Seitenarmsteuerung zu steuern.
Wenn die Seitenarmsteuerung nur eine Giereingabe liefert, wird ein flacher Kurvenflug befohlen (d.h. der Querneigungswinkel entspricht Null). Dies ist ein wünschenswertes Ansprechverhalten bei hohen Geschwindigkeiten von Giereingaben.

NIEDRIGGESCHWINDIGKEITSKURVENFLUGKOORDINATIONS-LOGIK

Die LSTC-Logik 114, die in Figur 8 gezeigt ist, empfängt das Querneigungswinkelsignal PHI, das Längesbodengeschwindigkeitssignal und das Querbodengeschwindigkeitssignal. Das Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 87 wird in die Berechnungslogik 300 eingegeben, welche folgende Gleichung bildet:
ylstc= (g*sin(PHI)/(konditionierte Bodengeschwindigkeit) (Gl. 2)
mit:
ylstc = für einen koordinierten Kurvenflug benötigte Giergeschwindigkeit
g = 9,81 m/s (32,174 Fuß/Sec)
PHI = Querneigungswinkelsignal auf der Leitung 87.
Die Variable ylstc kennzeichnet den Betrag des Gierens des Fluggeräts, wie er erforderlich ist für einen speziellen Querneigungswinkel PHI und eine konditionierte Bodengeschwindigkeit des Fluggeräts, das einen koordinieten Kurvenflug ausführen soll. Die Berechnungslogik 300 führt die Gleichung 2 aus und liefert ein Signal über eine Leitung 302 an eine Ausblendfunktion 304, deren Betrieb von dem diskreten Signal TCENGLS gesteuert wird. Wenn TCENGLS gesetzt ist, macht die Ausblendfunktion einen Verstärkungsübergang auf den Wert 1 und läßt das Signal auf der Leitung 302 auf die Leitung 306 durch. Das heißt: die Funktion blendet das Eingangssignal bezüglich der Ausgangsleitung innerhalb einer spezifizierten Zeitspanne abhängig vom Zustand TCENGLS ein oder aus. Wenn TCENGLS von gelöscht auf gesetzt übergeht, blendet die Einblendfunktion das Eingangssignal ein, und wenn TCENGLS von gesetzt auf gelöscht übergeht, blendet die Einblendfunktion das Signal aus.
Das Längsbodengeschwindigkeitssignal auf der Leitung 91 wird in eine Begrenzerfunktion 308 eingegeben, die sicherstellt, daß ihr begrenztes Ausgangssignal auf der Leitung 310 nicht unter einen gewissen Wert (von zum Beispiel 5 m/s (16 Knoten)) absinkt, damit ein Dividieren durch Null vermieden wird. Das Längsbodengeschwindigkeitssignal wird auch auf einen Verstärkungsfunktionsgeber 311 gegeben. Das begrenzte Ausgangssignal wird in ein Verzögerungsfilter 312 eingegeben, welches das konditionierte Bodengeschwindigkeitssignal über eine Leitung 314 auf die Logik 300 gibt. Das Querbodengeschwindigkeitssignal wird über eine Leitung 92 auf ein Verzögerungsfilter 318 gegeben, welches hochfrequentes Rauschen dämpft und ein gefiltertes Signal auf eine Multiplizierfunktion 319 gibt. Die Multiplizierfunktion multipliziert die von dem Verstärkungsfunktionsgeber 311 und dem Filter 318 kommenden Signale, um auf eine Leitung 320 ein konditioniertes Längsbodengeschwindigkeitssignal zu geben. Eine Einblendfunktion 324 unter Steuerung des diskreten Signals TCENGLS empfängt das konditionierte Bodengeschwindigkeitssignal und gibt ihrerseits ein Ausgangssignal über eine Leitung 326 an eine Teilerfunktion 328. Im Betrieb ähnlich wie die Einblendfunktion 304 blendet die Funktion 324 das konditionierte Bodengeschwindigkeitssignal ein, wenn TCENGLS gesetzt ist und blendet das Geschwindigkeitssignal aus, wen TCENGLS gelöscht ist. Die Teilerfunktion 328 liefert ein Ausgangssignal an eine Summierfunktion 330, welche außerdem das Signal auf der Leitung 306 empfängt. Der summierte Wert wird auf eine Multiplizierfunktion 334 gegeben. Ein Funktionsgeber 336 ermöglicht es der Multiplizierfunktion 334, ein von Null verschiedenes Signal auf die Ausgangsleitung 338 zu geben, während das Längsbodengeschwindigkeitssignal auf der Leitung 91 zwischen 0 und 148 km/h (0 und 80 Knoten) liegt. Wie dargestellt, liefert der Funktionsgeber 336 ein von Null verschiedenes Signal durch Rampenbildung nach oben/unten bezüglich des Multiplikationssignals auf der Leitung 340 zwischen 0 und 1. Daher ist aus dem Funktionsgeber ersichtlich, daß die LSTC-Logik bei dieser Ausführungsform nur zwischen 0 und 148 km/h (0 bis 80 Knoten) in Betrieb ist und unbeschränkte Vollmacht zwischen 46 und 111 km/h (25 bis 60 Knoten) sowie beschränkte Vollmacht zwischen 0 und 46 km/h (0 bis 25 Knoten) sowie 111 bis 148 km/h (60 bis 80 Knoten) hat.
Figur 9 zeigt eine Routine 350, welche die LSTC-Logik durch Steuern des diskreten Signals TCENGLS einschaltet/ausschaltet. Nach Eintreten in die Routine über einen Schritt 352 stellt ein Test 358, 360 fest, ob der Betrag des Querneigungwinkels PHI kleiner als 4 Grad ist, und ob der Betrag der Fluggerät-Giergeschwindigkeit kleiner als 2 Grad/Sec ist. Sind beide Bedingungen erfüllt, wird in einem Schritt 362 eine Variable TEMP gesetzt. Wenn allerdings einer der Tests 358 oder 360 negativ ist, löscht ein Schritt 364 TEMP. Es wird als nächstes eine Unterroutine 366 durchgeführt, um die Flankenübergänge der Variablen TEMP zu verzögern, ähnlich wie beim Betrieb der Unterroutine 170 (Figur 7).
Als nächstes wird ein Test 368 durchgeführt, der den Zustand von TEMP beurteilt. Wenn TEMP gesetzt ist, wird anschließend der Schritt 356 durchgeführt, welcher TCENGLS löscht, ansonsten wird ein Test 370 ausgeführt, um festzustellen, ob der Pilot über die Seitenarmsteuerung eine Rolleingabe eingibt. Tut er dies, und ist der Betrag des Querneigungswinkels PHI größer oder gleich 4 Grad, was durch einen Test 372 festgestellt wird, und ist die Längsbodengeschwindigkeit größer als 5 m/s (16 Fuß/s) im Test 373, wird ein Schritt 364 ausgeführt, um die LSTC-Logik durch Setzen von TCENGLS einzuschalten. Dann wird die Routine 350 über einen Rückkehrschritt 376 verlassen. Indem zum Einschalten der LSTC-Logik lediglich die Bodengeschwindigkeit verwendet wird, kann die Logik während eines gesamten Verzögerungs-Kurvenflugs eingeschaltet bleiben, solange der Betrag sowohl der Giergeschwindigkeit als auch des Querneigungswinkels oberhalb ihrer jeweiligen vorbestimmten Schwellenwerte bleibt, was in Tests 358, 360 definiert wird.

TRIMMSTEUERUNG FÜR AUTOMATISCHE KURVENFLUGKOORDINIERUNG

Figur 10 ist eine funktionelle Darstellung der Seiten-/Richtungs-Trimmsteuerfunktion 400, die in Verbindung mit den oben erläuterten automatischen Hoch- und Niedriggeschwindigkeits-Kurvenflugkoordinationssystemen arbeitet, um eine Kurvenflugkoordination um eine gespeicherte Trimmung (d.h. eine Fluggerät-Rollage) zu bewirken. Zum Beispiel kann bei Seitenwindbedinungen das Fluggerät auf einen von Null verschiedenen Querneigungswinkel getrimmt werden, um eine Kompensation des Windes zu erreichen, und die Kurvenflugkoordinationsfunktion koordiniert automatisch den Kurvenflug um diese neue Trimmlage. Dies versorgt den Piloten mit einer automatischen Kurvenflugkoordinierung um eine einstellbare Trimmlage, die er ausgewählt hat, wodurch das Bedürfnis für den Piloten entfällt, eine manuelle Seitenwindkompensation durchzuführen.
Bezugnehmend auf Figur 10, wird das Fluggeschwindigkeitssignal auf der Leitung 63 an eine Funktion 402 gegeben, die ein Signal über eine Leitung 404 an eine Summierfunktion 406 liefert. Die Summierfunktion empfängt außerdem das Querneigungswinkelsignal über die Leitung 87 und liefert ein Differenzsignal an Synchronisierer 408. Der Betrieb des Synchronisierers 408 wird durch zwei diskrete Signale NTCREL1 und TCON auf Leitungen 409 und 410 gesteuert, die von dem kollektiven Versetzungssteuerknüppel 26 kommen.
Der Synchronisierer 408 liefert ein Signal DELPHI über eine Leitung 411 an die HSTC-Logik 112 und die LSTC-Logik 114. Das Signal DELPHI repräsentiert die Differenz zwischen dem Signal auf der Leitung 407 und dem gespeicherten Querneigungswinkelwert innerhalb des Synchronisierers 408. Der gespeicherte Querneigungswinkel in dem Synchronisierer 408 repräsentiert den neuen Querneigungwinkeldatenwert, um den herum die Steuerung durch die HSTC und die LSTC erfolgt.
Das Seitenbeschleunigungssignal auf der Leitung 89 wird in einen Synchronisierer 411 gegeben, der ein Signal über eine Leitung 412 auf die HSTC-Logik 112 gibt. Das Querbodengeschwindigkeitssignal auf der Leitung 92 wird in einen Synchronisierer 414 gegeben, der auf eine Leitung 416 ein synchronisiertes Signal gibt. Der Betrieb jedes des Synchronisierer 410, 411 und 414 wird gesteuert durch diskrete Signale NTCREL1 und TCON.
Figur 11 zeigt einen Griffteil 430 des kollektiven Versetzungssteuerknüppels 26, wobei der Griffteil einen Dreistellungs-Trimmschalter 432 aufweist. Der Zustand des Dreistellungsschalters wird definiert durch die beiden diskreten Signale TCREL1 und TCON, die von dem Griff auf die Leitungen 409 bzw. gegeben werden. Der Zustand dieser Signale basiert auf der Stellung des Schalters gemäß Tabelle 1: TABELLE 1 Schalterstellung TCREL1 TCON Erste Zweite Dritte
Befindet sich der Schalter in der zweiten Stellung, befiehlt der Pilot, daß sowohl die HSTC-Logik als auch die LSTC-Logik ausgeschaltet werden, so daß er das Fluggerät in unkoordinierter Weise fliegen kann, wenn er dies wünscht, ohne daß eine Beeinflussung durch die HSTC- und LSTC- Logik erfolgt. Wird die Schalterstellung aus der zweiten Stellung in die erste Stellung gewechselt, sprechen die Synchronisierer 408, 411 und 414 (Figur 10) dadurch an, daß sie den jeweiligen Eingangswert, den sie gerade empfangen, speichern. Dies hält die gewünschte Trimmlage des Fluggeräts fest. Das heißt: Wenn der Pilot das Flugzeug um eine neue Fluglage trimmen will, bringt der Pilot den Schalter 432 in die zweite Stellung, um die HSTC- und die LSTC-Logik auszuschalten, und er fliegt das Fluggerät in die gewünschte Fluglage, in der er den neuen Trimmpunkt festzuhalten wünscht. Ist erst eininal die gewünschte Fluglage erreicht, läßt er den Schalter aus dessen zweiter Stellung los, so daß der Schalter in die erste Stellung wechseln kann, was die Synchronisierer auslöst, damit diese das Eingangssignal speichern, das sie gerade empfangen.
Als ein zusätzliches Merkmal dieses Systems wird die dritte Schalterstellung dazu benutzt, einen Befehl einzuleiten, wonach die derzeit in den Synchronisierern gespeicherte Trimmlage über eine Zeitspanne von mehreren Sekunden (z.B. 3 Sekunden) ausgeblendet wird in die Nenn- Flügelstellung. Wenn die einigen Sekunden verstrichen sind, haben die Sychronisierer jeweils als ihre zugehörigen gespeicherten Trimmwerte die Nenn-Trimmung gespeichert, die kennzeichnend ist für eine ebene Lage der Flügel. Als eine alternative Ausführungsform kommt in Betracht, daß die Funktion des Trimmschalters 432 unter Verwendung von zwei Schaltern realisiert wird, und/oder der Schalter auch in einer anderen Lage angebracht werden kann als an dem kollektiven Steuerknüppel 430. Beispielsweise kann es sich bei dem Schalter um einen Fußschalter handeln, oder der Schalter kann an der Seitenarmsteuerung plaziert werden.
Der Zustand der diskreten Signale NTCERL1 und NTCON dient auch dazu, die HSTC-Logik und die LSTC-Logik in einer Weise zu steuern, wie in Figur 12 und 13 dargestellt ist. Figur 12 veranschaulicht eine Routine 440, bei der es sich um eine modifizierte Version der Routine nach Figur 7 handelt, um zu steuern, ob die HSTC-Logik 112 eingeschaltet ist oder nicht (d. h., ob das diskrete Signal TCENGHS gesetzt oder gelöscht ist). Im Interesse der Kürze und ohne ins Detail zu gehen sollen nur die Unterschiede zwischen den Figuren 7 und 12 diskutiert werden. Die Schritte, Tests und Unterroutinen, die nicht modifiziert sind, behalten die gleiche numerische Kennzeichnung, die auch in Figur 7 verwendet wird.
Auf Figur 12 bezugnehmend, wurde die Routine 440 modifiziert, indem zunächst die Beurteilungen in den Teste 441 und 442 bezüglich DELPHI geändert wurden, bei dem es sich um das Signal auf der Leitung 411 (Figur 10) handelt. Indem statt PHI nun DELPHI verwendet wird, ist nun der Querneigungswinkelwert derjenige Wert, der in dem Synchronisierer 408 anstelle des Nennwerts für die Ebenenlage der Flügel gespeichert wird. Eine weitere Modifizierung betrifft das Hinzufügen einer Beurteilung des Signal TCREL1 in einem Test 443. Wenn irgendeine der beiden Bedingungen im Test 434 erfüllt ist, schaltet der Schritt 174 die HSTC aus. Ansonsten, wenn keine der Bedingungen erfüllt ist, wird ein Test 444 durchgeführt. Der Test 444 bestimmt, ob sich der Schalter in der dritten Stellung befindet, indem abgefragt wird, ob der diskrete Wert TCON gesetzt ist, und wenn dies der Fall ist, wird die HSTC- Logik durch Setzen von TCENGHS in einem Schritt 446 eingeschaltet. All die Schritte/Tests/Unterroutinen, die nicht modifiziert wurden, arbeiten in der gleichen Weise wie es in Figur 7 offenbart ist.
Auch die LSTC-Logik wird modifiziert, um in Verbindung mit der Trimmlogik zu arbeiten, indem die Routine 350 nach Figur 9 so modifiziert wird, daß sich die in Figur 13 dargestellte Routine 450 ergibt. Gemäß Figur 13 besteht eine Modifizierung in der Hinzufügung eines Tests 452, der feststellt, ob sich der Schalter 432 in der dritten Stellung befindet. Falls ja, was dadurch angegeben wird, daß TCON gesetzt ist, wird die LSTC-Logik durch Setzen von TCENGLS in einem Schritt 454 eingeschaltet, und dann wird die Routine 450 über einen Schritt 376 verlassen. Ansonsten geht die Routine weiter mit der Ausführung eines Tests 456. Der Test 456 beurteilt, ob die Bodengeschwindigkeit des Fluggeräts kleiner als 5 m/s (16 Fuß/S) oder TCREL1 gesetzt ist, und wenn eine dieser Bedingungen erfüllt ist, wird die LSTC-Logik durch Löschen von TCENGLS im Schritt 356 ausgeschaltet. Wenn keine der Bedingungen im Test 456 erfüllt ist, wird als nächstes ein Test 457 ausgeführt. Der Test 457 stellt fest, ob der Betrag von DELPHI kleiner als 2 Grad ist, ähnlich dem Test 441 (Figur 12). DELPHI wird auch in einem Test 458 anstelle von PHI beurteilt. Nachdem nun die Betriebsweise der HSTC- und der LSTC-Logik in Verbindung mit der Trimmsteuerlogik offenbart ist, kann die Diskussion zu der in Figur 4 gezeigten AFCS-Giersteuerlogik zurückkehren.
Nunmehr erneut auf Figur 4 bezugnehmend, liefert die HSTC-Logik 112 das Signal auf der Leitung 288 an eine Rumpf-Euler-Transformation 459, welche das Signal, welches sich auf die Fluggerät-Rumpfachsen bezieht, umsetzt in ein Signal auf der Leitung 460, welches sich auf die Trägheitsachsen bezieht. Die Transformation 459 empfängt auch Signale, die kennzeichnend sind für den Fluggerät-Querneigungswinkel, die Nicklage und die Soll-Nickgeschwindigkeit auf den Leitung 87, 86 bzw. 461. Die Einzelheiten, wie die Transformation durchgeführt wird, sind in Figur 14 dargestellt. Der Fachmann erkennt, daß eine Erläuterung nicht notwendig ist, da die Arbeitsweise der Transformation aus Figur 14 leicht verständlich ist.
Das Signal auf der Leitung 460, kennzeichnend für die Soll-Gieränderungsgeschwindigkeit, wird in ein Fluggerät-Fluglagenmodell eingegeben, von dem die beispielhafte Ausführungsform ein Integrator 462 ist, der das Soll-Giergeschwindigkeitssignal auf der Leitung 460 zeitlich integriert und ein für den gewünschten Fluggerätkurs kennzeichnendes Signal über eine Leitung 464 auf eine Summierfunktion 466 gibt. Die Summierfunktion empfängt außerdem das Ist-Fluggerät-Kurssignal auf der Leitung 90 und liefert über eine Leitung 468 an eine Euler-Rumpf- Transformation 470 ein Kursfehlersignal.
Die Transformation 470 setzt das Signal auf der Leitung 468, das sich auf die Trägheitsachsen bezieht, in Rückwärtsrichtung um in die Fluggerätrumpf-Achsen. Die Transformation 470 empfängt außerdem Signale, die kennzeichnend sind für den Querneigungswinkel, die Nicklage und den Nicklagenfehler des Fluggeräts auf den Leitungen 87, 86 bzw. 471. Die Einzelheiten der Euler-Rumpf-Transformation 470 sind in Figur 15 gezeigt, die durch bloße Betrachtung eine Erläuterung gibt, die nicht gesondert gegeben werden muß, da die Arbeitsweise der Transformation gemäß Darstellung in Figur 15 dem Fachmann ersichtlich ist.
Die Transformation 470 liefert ein transformiertes Kursfehlersignal über eine Leitung 472 an einen Proportional-Integral-Kompensator 474. Der Kompensator gibt ein Signal über eine Leitung 476 auf einen Summierer 478, der außerdem das Signal auf der Leitung 280 als Vorwärtsregelung von der HSTC-Logik 112 empfängt, nachdem dies durch eine Giergeschwindigkeitsverstärkung 479 verstärkt wurde, um das Signal auf die Leitung 84 zu geben. Der Wert der Giergeschwindigkeitsverstärkung 479 ist gleich der Geschwindigkeitsverstärkungsstufe 64 (Figur 1) in dem PFCS-Giersteuermodul 35. Durch Verwenden des gleichen Werts für diese Verstärkungen ist es möglich, daß das Produkt des befohlenen Giergeschwindigkeitssignals und der Giergeschwindigkeitsverstärkung auf der Leitung 480 das Gierrückkopplungssignal in dem PFCS-Gierlogikmodul 35 (Figur 1) löschen. Dieses Löschen verbessert zusätzlich die Leistungsfähigkeit des automatischen Kurvenflugkoordinationssystems.
Die Einzelheiten des Kompensators 474 sind in Figur 16 gezeigt. Die Arbeitsweise des Kompensators ist aus der Figur ersichtlich, was eine detaillierte Erläuterung erübrigt. Es wird allerdings auf den Umstand hingewiesen, daß die Verstärkungen 481 und 482 in den Integral- bzw. Proportional-Wegen eine Funktion des Fluggeschwindigkeitssignals auf der Leitung 60 sind.
Es sollte verstanden werden, daß der Schutzumfang dieser Erfindung nicht auf die speziellen Verstärkungen, Verzögerungsfilter, Summierfunktionen und Begrenzerfunktionen beschränkt ist, die hier dargestellt sind. Stattdessen ist zu berücksichtigen, daß bei der praktischen Ausführung der vorliegenden Erfindung die spezifischen Steuergesetzmäßigkeiten Änderungen unterliegen, basierend auf dem dynamischen Verhalten des zu steuernden Geräts (zum Beispiel eines Kampfhubschraubers im Gegensatz zu einem kommerziellen Hubschrauber), und den mit jedem Gerät verbundenen Besonderheiten. Beispielsweise kann das PFCS-Geschwindigkeitsmodell in einigen Anwendungsfällen um eine Größenordnung höher sein müssen als die Verzögerung erster Ordnung, wie sie oben offenbart ist. In ähnlicher Weise kann das inverse Modell größer als die erste Ordnung sein. Darüber hinaus ist es nicht notwendig, daß das Flugsteuersystem in ein PFCS und ein AFCS unterteilt wird. Stattdessen kann das System möglicherweise auch in einigen Anwendungsfällen überhaupt nicht unterteilt sein, während in anderen Fällen das System zusätzlich in Untersysteme unterteilt ist, basierend auf Kriterien wie Zuverlässigkeit und Wartungsfreundlichkeit.
Obschon selbstverständlich, ist doch erwähnenswert, daß die vorliegende Erfindung ersichtlich nicht auf ein Steuersystem auf Mikroprozessorbasis beschränkt ist. Das System kann realisiert werden durch ein elektronisches System, das nicht auf einem Mikroprozessor basiert (und entweder digital oder analog ist). Darüber hinaus ist die vorliegende Erfindung nicht beschränkt auf einen Kampfhubschrauber, sondern für jeden Hubschrauber könnte es wünschenswert sein, daß er die Präzisions-Giersteuerung besitzt.

Claims

1. Giersteuersystem für einen Hubschrauber des Typs mit mehreren Sensoren, die sensierte Signale bezüglich seitlicher Beschleunigung (89), Giergeschwindigkeit (64), Flugkurs (90) und Fluggeschwindigkeit (60) des Hubschraubers liefern, mit einer Seitenarmsteuerung (29), die ein Gierachsenbefehlssignal an ein Giersteuersystem liefert, welches an den Heckrotor (20) ein Ausgangsbefehlssignal liefert, wobei das Giersteuersystem umfaßt:

- eine Einrichtung (52), die für jeden Wert eines ihr angebotenen Gierachsenbefehlssignals einen entsprechenden Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignalwert bereitstellt, der bezeichnend ist für die Soll-Hubschrauberänderungsgeschwindigkeit um die Hubschrauber-Gierachse;

gekennzeichnet durch:

- eine Einrichtung (1230, 236) zum Zusammensetzen eines Signals, welches kennzeichnend ist für die Giergeschwindigkeit, indem das Signal bezüglich der seitlichen Beschleunigung durch den Fluggeschwindigkeitssignalwert dividiert wird, und um einen dafür bezeichnenden zusammengesetzten Giergeschwindigkeitssignalwert bereitzustellen;

- eine Einrichtung (284) zum Berechnen der Differenz zwischen dem zusammengesetzten Giergeschwindigkeitssignalwert und dem Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignalwert, und um einen für die Differenz bezeichnenden zusammengesetzten Giergeschwindigkeitsfehlersignalwert bereitzustellen;

- eine Einrichtung (462) zum Integrieren des zusammengesetzten Giergeschwindigkeitsfehlersignalwerts, um einen Soll-Hubschrauberkurs-Einstellpunktsignalwert bereitzustellen;

- eine erste Einrichtung (466) zum Berechnen eines ersten Differenzsignalwerts zwischen dem Soll-Hubschrauberkurs-Einstellpunktsignalwert und dem sensierten Flugkurssignalwert, und um ein für den ersten Differenzwert bezeichnendes Kursfehlersignal bereitzustellen;

- eine zweite Einrichtung (260) zum Berechnen eines zweiten Differenzsignalwerts zwischen dem Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignalwert und dem sensierten Giergeschwindigkeitssignalwert, und um ein für den zweiten Differenzwert bezeichnendes Giergeschwindigkeitsfehlersignal bereitzustellen;

- eine Invers-Modell-Einrichtung (156), um für jeden Wert des Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignals einen Vorwärtsregelungs-Gier-Einsteilpunktsignalwert zu liefern, der bezeichnend ist für den Betrag des Gierens, der erforderlich ist, damit der Hubschrauber um seine Gierachse mit einer Geschwindigkeit dreht, die von dem Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignalwert eingestellt wird;

- eine Einrichtung (66) zum Summieren des Kursfehlersignalwerts, des Giergeschwindigkeitsfehlersignalwerts und des Vorwärtsregelungs-Gier-Einstellpunktsignalwerts, um als Summierwert den Ausgangsbefehlssignalwert bereitzustellen; und

- eine Einrichtung (72) zum Ausgeben des Ausgangsbefehlssignalwerts an den Hubschrauber-Heckrotor.

2. Giersteuersystem nach Anspruch 1, weiterhin umfassend:

- eine Einrichtung (192) mit einem Verzögerungsfilter erster Ordnung, um den zusammengesetzten Giergeschwindigkeitssignalwert zu filtern und einen gefilterten zusammengesetzten Giergeschwindigkeitssignalwert bereitzustellen, damit ein dafür kennzeichnender gefilterter zusammengesetzter Giergeschwindigkeitssignalwert erzeugt wird;

- eine dritte Einrichtung (254) zum Berechnen eines dritten Differenzsignalwerts zwischen dem gefilterten zusammengesetzten Giergeschwindigkeitssignalwert und dem Soll-Giergeschwindigkeitssignalwert, und um einen für den dritten Differenzwert bezeichnenden gefilterten zusammengesetzten Giergeschwindigkeitsfehlersignalwert zu erhalten, wobei

- die Einrichtung zum Summieren auch den gefilterten zusammengesetzten Giergeschwindigkeitsfehlersignalwert mit dem transformierten Kursfehlersignalwert, dem Giergeschwindigkeitsfehlersignalwert und dem Vorwärtsregelungs-Gier-Einstellpunktsignalwert summiert, um den Ausgangsbefehlssignalwert zu erhalten.

3. Giersteuersystem nach Anspruch 2, bei dem

- die dritte Einrichtung zum Berechnen den dritten Dilferenzwert mit einem gewissen Verstärkungswert multipliziert, um den Giergeschwindigkeitsfehiersignalwert zu erhalten, und wobei

- die zweite Einrichtung zum Berechnen den zweiten Differenzwert mit einem Verstärkungswert von annähernd dem erwähnten gewissen Verstärkungswert multipliziert und das gefilterte zusammengesetzte Giergeschwindigkeitsfehlersignal als das für das Produkt bezeichnende Signal liefert.

4. Giersteuersystem nach Anspruch 3, bei dem

- die Einrichtung zum Berechnen den Differenzwert von seiner Grundlage in Bezug auf die Hubschrauberrumpf-Achsen transformiert auf eine neue Basis in Bezug auf die Euler-Trägheitskoordinaten, und das zusammengesetzte Giergeschwindigkeitsfehlersignal in Bezug auf die Euler-Trägheitskoordinaten bereitstellt, wobei die erste Einrichtung zum Berechnen den ersten Differenzsignalwert aus seiner Basis in Bezug auf die Euler-Trägheitskoordinaten rücktransformiert auf die Basis bezüglich der Hubschrauberrumpf-Achsen, und den Kursfehlersignalwert in Bezug auf die Hubschrauberrumpf- Achsen bereitstellt.

5. Giersteuersystem nach Anspruch 4, bei dem die Einrichtung zum Bereitstellen ein Verzögerungsfilter erster Ordnung enthält, weiches den Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignalwert liefert.

6. Giersteuersystem nach Anspruch 5, bei dem die Invers-Modell- Einrichtung ein Voreilfilter mindestens erster Ordnung beinhaltet, um den Soll-Giergeschwindigkeits-Einstellpunktsignalwert zu liefern.