DE69534317T2

DE69534317T2 - Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit für Autopilot/Flugbahnregler

Info

Publication number: DE69534317T2
Application number: DE69534317T
Authority: DE
Inventors: Mark E. Seabrook Gast
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1995-05-15
Filing date: 1995-11-28
Publication date: 2006-04-20
Anticipated expiration: 2015-11-29
Also published as: DE69534317D1; EP0743244B1; EP0743244A1; US5833177A

Description

Gebiet der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft Flugzeugsteuerungssysteme und insbesondere ein Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit für Autopiloten und Flugbahnregler.
Hintergrund der Erfindung
Flugzeugsteuerungssysteme erlauben es einem Piloten, die Orientierung eines Flugzeugs bezüglich dreier Achsen, nämlich der Hochachse, der Querachse und der Längsachse zu steuern. Die Querachse erstreckt sich entlang der Spannweite des Flugzeugs, die Längsachse erstreckt sich entlang der Flugzeuglänge und die Hochachse steht sowohl zur Querachse als auch zur Längsachse senkrecht. Die Orientierung des Flugzeugs bezüglich der Hochachse wird durch Fußpedale gesteuert, welche das Seitenruder des Flugzeugs von einer Seite zur anderen auslenken. Die Orientierung des Flugzeugs bezüglich der Querachse wird im Allgemeinen durch Drücken des Steuernhorns bzw. durch Ziehen am Steuerhorn gesteuert, um das Höhenruder des Flugzeugs nach unten bzw. oben auszulenken. Schließlich wird die Orientierung des Flugzeugs bezüglich der Längsachse im Allgemeinen dadurch gesteuert, dass das Steuerrad in eine Richtung gedreht wird, um die Querruder auf den Tragflächen des Flugzeugs differenziell auszulenken.
Zusätzlich zur Betätigung durch den Piloten können die Flugsteuerungen eines Flugzeugs auch automatisch durch Autopiloten und Gierdämpfer gesteuert werden. Autopiloten betätigen die Querruder des Flugzeugs zur Steuerung der Flugrichtung, um einer Flugrichtung oder einem Kurs zu folgen, welche bzw. welcher vom Piloten festgesetzt wurde. Autopiloten betätigen ebenfalls das Höhenruder des Flugzeugs, um die Flughöhe des Flugzeugs in einem „Flughöhenhalte"-Modus zu steuern oder um die Steigrate oder Sinkrate des Flugzeugs in einem Vertikalgeschwindigkeitsmodus (vertikale Fuss/Sekunde), Vertikalprofilmodus oder Vertikalnavigationsmodus (vertikale Fuss/Meile) zu steuern. Gierdämpfer betätigen das Seitenruder, um Gieren des Flugzeugs in Turbulenzen zu beschränken. Die oben beschriebenen Autopilotenmodi werden üblicherweise kombiniert, so dass der Autopilot gleichzeitig sowohl die Querruder als auch das Höhenruder steuert. Der Autopilot kann ebenfalls Modi für dieselbe Achse kombinieren, z.B. wenn der „Flughöhenwechsel"-Modus gewählt wird. Im Flughöhenwechselmodus ist der Autopilot im Vertikalgeschwindigkeits- oder Vertikalnavigationsmodus in Betrieb, um die Sinkrate oder Steigrate zu steuern, bis eine vorgegebene Flughöhe erreicht wird. Dann schaltet der Autopilot automatisch in den Flughöhenhaltemodus, um das Flugzeug bei der vorgegebenen Flughöhe zu halten.
Obwohl Flugzeugflugsteuerungen entweder manuell oder automatisch gesteuert werden können, gibt es ebenfalls einen halbautomatischen Betriebsmodus unter Verwendung eines Flugbahnreglers. Ein Flugbahnregler empfängt die Befehlssignale vom Autopiloten, welche verwendet werden würden, um die Flugzeugflugsteuerungen zu steuern. Anstatt wirklich die Flugsteuerungen zu steuern, steuern die Befehlssignale jedoch die Lage eines Flugbahnreglerbalkens auf dem künstlichen Horizont des Piloten, um dem Piloten zu sagen, wie die Flugsteuerungen zu betätigen sind, damit das Flugzeug nach dem vorgegebenen Flugprofil fliegt. Daher sagt der Flugbahnregler dem Piloten z.B., die Nase des Flugzeugs durch Drücken am Steuerhorn oder Ziehen am Steuerhorn zu senken oder anzuheben, so dass das Flugzeug eine vorgegebene Steigrate erreicht oder in einer vorgegebenen Flughöhe gehalten wird. Ähnlich sagt der Flugbahnregler dem Piloten, das Flugzeug durch Drehen des Steuerrads in eine Schräglage zu bringen, so dass das Flugzeug in eine gewünschte Flugrichtung gelenkt wird.
Für eine gegebene Flugbedingung, kann die Luftgeschwindigkeit stark von mehreren Flugparametern, einschließlich der von den Triebwerken gelieferten Schubkraft, abhängen. Der Autopilot steuert jedoch typischerweise nicht den Schub. Vielmehr wird der aufgewendete Schub vom Piloten gewählt. Daher kann der Autopilot oder der Pilot, welcher die Anweisungen des Flugbahnreglers befolgt, das Flugzeug unbeabsichtigt in einen Zustand mit unsicherer Geschwindigkeit versetzen, wenn der Autopilot oder Flugbahnregler auf einen neuen Modus eingestellt wird oder sich die Flugbedingungen des Flugzeugs ändern. Der Autopilot kann z.B. von einem Vertikalgeschwindigkeitsmodus, in welchem das Flugzeug steigt, in einen Flughöhenhaltemodus geschaltet werden, in welchem das Flugzeug in einem Horizontalflug gehalten wird. Der bei einer gegebenen Luftgeschwindigkeit zum Steigen aufgewendete Schub ist deutlich größer als der Schub, welcher nötig ist, um bei der gleichen Luftgeschwindigkeit im Horizontalflug zu fliegen. Falls der Schub konstant bleibt, wird daher das Flugzeug mit einer höheren Luftgeschwindigkeit fliegen, nachdem der Autopilot oder Flugbahnregler vom Vertikalgeschwindigkeitsmodus in den Flughöhenhaltemodus geschaltet wird. In einigen Fällen kann sich die erhöhte Geschwindigkeit einer empfohlenen maximalen Betriebsgeschwindigkeit des Flugzeugs nähern oder diese sogar überschreiten. Falls der Pilot die Schubkraft nicht verringert oder sonst irgendwie handelt, indem er z.B. die gewählte Flugbedingung oder den gewählten Flugmodus ändert, könnte das Flugzeug fortgesetzt oberhalb der empfohlenen maximalen Betriebsgeschwindigkeit fliegen.
Um dieses Problem zu beheben, verwenden Flugzeuge mit Warnsystemen verbundene Luftgeschwindigkeitsüberwachungsgeräte, um den Piloten zu warnen, dass das Flugzeug die empfohlene maximale Betriebsgeschwindigkeit überschritten hat. Derartige Flugzeuge verlassen sich darauf, dass der Pilot aktiv handelt, indem er z.B. den Schub verringert, um die Luftgeschwindigkeit unter die empfohlene maximale Betriebsgeschwindigkeit zu verringern.
Die WO-A-84/01345 offenbart ein Flugsteuerungssystem auf Basis totaler Energie, welches ebenfalls einen Schubbefehlsabschnitt beinhaltet. Falls ein Zustand mit überhöhter Geschwindigkeit auftritt, verringert der Autopilot automatisch den Schub und verringert dadurch die Geschwindigkeit des Flugzeugs. Jedoch muss bei vielen Autopiloten der Schub vom Piloten gewählt werden, und der Autopilot selbst steuert den Schub nicht.
Die Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es, ein Verfahren und eine Vorrichtung zur Beschränkung von überhöhter Geschwindigkeit bei einem Flugzeug unter Autopilotensteuerung bereitzustellen, wobei der Autopilot einen Satz von Flugsteuerungsparametern mit einer bestimmten Beziehung zum Betrieb der Flugzeugsteuerflächen festsetzt. Diese Aufgabe wird gelöst durch ein Verfahren nach Anspruch 1, eine Vorrichtung nach Anspruch 10 und ein Flugzeug nach Anspruch 16.
Zusammenfassung der Erfindung
Ein Schutzsystem und Schutzverfahren gegen überhöhte Geschwindigkeit setzt sich über vom Piloten gewählte Autopilotenbefehle hinweg, falls die Autopilotenbefehle zu einem Zustand des Flugzeugs mit überhöhter Geschwindigkeit führen. Das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit wählt eine nominale maximal erlaubte Geschwindigkeit für das Flugzeug als die empfohlene maximale Luftgeschwindigkeit. Eine Triggergeschwindigkeit oberhalb der nominalen maximal erlaubten Geschwindigkeit wird dann gewählt und mit einer überwachten tatsächlichen Geschwindigkeit des Flugzeugs durch Vergleichen eines ersten, der Triggergeschwindigkeit entsprechenden elektrischen Signals mit einem zweiten, der tatsächlichen Geschwindigkeit entsprechenden elektrischen Signal verglichen. Falls die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs größer als die Triggergeschwindigkeit ist, wird ein erstes Übergeschwindigkeitssignal in ein elektronisches Flugkontrollsystem eingespeist. Als Antwort auf das erste Übergeschwindigkeitssignal setzt sich das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit über den gewählten Satz von Flugsteuerungsparametern hinweg, indem es einen veränderten Flugsteuerungsparameter bereitstellt, um eine veränderte Flugbedingung anzustreben, in welcher sich die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs einer gewählten Kontrollgeschwindigkeit unterhalb der nominalen maximal erlaubten Geschwindigkeit nähert. Der veränderte Flugsteuerungsparameter wird aufrecht erhalten, bis entweder der Pilot den Autopiloten ausschaltet oder der Pilot einen neuen Satz von Flugsteuerungsparametern wählt.
Um Einflüsse der Flughöhe auf die maximale Betriebsgeschwindigkeit des Flugzeugs zu kompensieren, wird die nominale maximal erlaubte Geschwindigkeit sowohl in tatsächlicher Luftgeschwindigkeit als auch in Mach spezifiziert. Dann wird die kleinere der maximal erlaubten Geschwindigkeit auf Luftgeschwindigkeitsbasis und der maximal erlaubten Luftgeschwindigkeit auf Mach-Basis als die nominale maximal erlaubte Geschwindigkeit ausgewählt.
Um die Eingänge herkömmlicher Autopiloten aufzunehmen, wird das erste Übergeschwindigkeitssignal gefiltert, und ein zweites, ungefiltertes Übergeschwindigkeitssignal wird erzeugt, um das erste Übergeschwindigkeitssignal zu ergänzen. Beide Signale werden in den Autopiloten eingespeist.
Da die Steuerung der überhöhten Geschwindigkeit bei großen Rollwinkeln unerwünscht ist, werden das erste und zweite Übergeschwindigkeitssignal als Funktion des Rollwinkels gewichtet. Für Rollwinkel von 0° bis 30° werden die Übergeschwindigkeitssignale mit einem Faktor von 1 gewichtet. Für Winkel zwischen 30° und 60° werden die Übergeschwindigkeitssignale mit einem linear abnehmenden Wert im Bereich von 1 bis 0 gewichtet. Bei Rollwinkeln von mehr als 60° ist die Gewichtungsfunktion 0, so dass die Steuerung der überhöhten Geschwindigkeit nicht aktiv ist.
Um die Reaktionsgeschwindigkeit zu verbessern, wird das gefilterte, erste Übergeschwindigkeitssignal durch ein aus der Beschleunigung in die Flugrichtung abgeleitetes Drucksignal erhöht, wenn sich der Autopilot im Flugbahnwinkelmodus befindet.
Kurze Beschreibung der Figuren
1 ist eine Draufsicht eines charakteristischen Flugzeugs, welches ein Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit, einen Autopiloten/Flugbahnregler und ein Flugsteuerungssystem umfasst.
2 ist ein Blockschaltbild eines Schutzsystems gegen überhöhte Geschwindigkeit, welches einen Übergeschwindigkeitsproportionalbefehlsausgang und einen Übergeschwindigkeitsintegralbefehlsausgang aufweist.
3 ist ein Blockschaltbild des in 2 verwendeten Untersystems zur Sollgeschwindigkeitswahl.
4 ist ein Signalflussplan einer Steuereinheit für ein Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit zur Steuerung des Schutzsystems gegen überhöhte Geschwindigkeit von 2.
5 ist eine graphische Darstellung einer Rollgewichtung als Funktion des Rollwinkels.
6 ist ein Logikdiagramm für einen Latch-Schaltkreis im Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit von 2.
7 ist ein Detail eines Abschnitts des Blockschaltplans von 2, welches einen Erhöhungsschaltkreis zeigt.
Detaillierte Beschreibung der Erfindung
Wie in 1 dargestellt, arbeitet ein Flugzeug 30 entweder unter der Steuerung des Piloten oder eines Autopiloten 32. Der Autopilot 32 ist über einen Steuerbus 34 an das Flugsteuerungssystem 36 des Flugzeugs 30 gekoppelt, welches die Flugsteuerflächen 38, z.B. die Klappen, die Querruder, die Höhenruder und das Seitenruder betätigt. Im bevorzugten Ausführungsbeispiel ist der Autopilot 32 einer von drei Autopiloten (der Hauptautopilot und zwei Hilfsautopiloten), welche unter Zusammenwirkung miteinander arbeiten. Der Autopilot 32 umfasst ebenfalls eine Schnittstelle zum Flugbahnregler, um Anweisungen des Flugbahnreglers für den Piloten bereitzustellen. Jeder der Autopiloten 32 umfasst ein Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40, wie unten beschrieben. Mit Ausnahme dessen, was unter Bezugnahme auf 4 unten erörtert wird, arbeitet jeder der drei Autopiloten 32 und sein jeweiliges Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 gleich, und nur einer bzw. eines wird hier beschrieben.
Das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40, detaillierter in 2 dargestellt, umfasst einen Übergeschwindigkeitsproportionalsignalgenerator 42 parallel zu einem Übergeschwindigkeitsintegralsignalgenerator 44, welche von einem Sollgeschwindigkeitsselektor 46 und einem entsprechenden Luftgeschwindigkeitsüberwachungsgerät 48 oder 50 gesteuert werden. Die Signalgeneratoren 42, 44 erhalten ebenfalls Signale von einer Rollgewichtungsquelle 52, welche ein den Rollwinkel des Flugzeugs anzeigendes Signal bereitstellt. Der Übergeschwindigkeitsproportionalsignalgenerator 42 erzeugt einen Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl, welcher in einen Proportionalbefehlseingang des Autopiloten 32 eingegeben wird. Ähnlich erzeugt der Übergeschwindigkeitsintegralsignalgenerator 44 einen Übergeschwindigkeitsintegralbefehl, welcher in einen Integralbefehlseingang des Autopilo ten 32 eingegeben wird. Der Autopilot 32 nimmt den Integral- und den Proportionalbefehl an und steuert als Antwort die Flugsysteme über einen Steuerbus 56.
Wie nachfolgend beschrieben, sind der Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl und der Übergeschwindigkeitsintegralbefehl gewichtete Fehlersignale, welche den Differenzen zwischen einer Luftgeschwindigkeit V_AS und einer als Soll festgelegten maximalen Luftgeschwindigkeit V_T entsprechen, wie nachfolgend beschrieben. Auf Grundlage des Übergeschwindigkeitsproportionalbefehls und des Übergeschwindigkeitsintegralbefehls passt der Autopilot 32 die Flugsteuerungssysteme, bevorzugt das Höhenruder, zur Änderung des Flugprofils an, um die Differenzen zwischen der Luftgeschwindigkeit V_AS und der als Soll festgelegten maximalen Luftgeschwindigkeit V_T möglichst klein zu machen und um dadurch die Größe der Fehlersignale zu verringern. Die als Soll festgelegte maximale Luftgeschwindigkeit V_T, welche vom Sollgeschwindigkeitsselektor 46 gewählt wird, wie nachfolgend unter Bezugnahme auf 3 beschrieben, hängt von einer empfohlenen maximal erlaubten Geschwindigkeit V_MO oder M_MO des Flugzeugs 30 ab.
Der Sollgeschwindigkeitsselektor 46, detaillierter in 3 dargestellt, wählt die Sollgeschwindigkeit V_T. Der Sollgeschwindigkeitsselektor 46 umfasst einen Mach-Abschnitt 58 und einen „kalibrierte Luftgeschwindigkeit" (CAS)-Abschnitt 60, welche an einen Minimumselektorschaltkreis 62 gekoppelt sind. Der CAS-Abschnitt 58 und der Mach-Abschnitt 60 erzeugen entsprechende Spannungen V_T' und V_T'', welche einer maximalen Sollluftgeschwindigkeit entsprechen, welche in den Minimumselektorschaltkreis 62 eingegeben wird. Ein Fachmann wird verstehen, dass, außer wo der Zusammenhang etwas anderes anzeigt, Luftgeschwindigkeiten und andere Flugbedingungen (z.B. Rollwinkel und Staudruck) entweder, wenn das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit durch ein digitales Computersystem ausgeführt ist, als Digitalwörter oder, wenn das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit ganz oder teilweise durch ein analoges System ausgeführt ist, durch entsprechende elektrische Signale dargestellt werden können.
Für eine übersichtlichere Darstellung werden die elektrischen Signale hier mit ihren physikalischen Entsprechungen bezeichnet. Der Minimumselektorschaltkreis 62 wählt die kleinere der zwei maximalen Luftgeschwindigkeiten V_T' und V_T'' als maximal erlaubte Luftgeschwindigkeit V_T aus.
Das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 umfasst ebenfalls eine Logikschaltung 102, welche auf Basis der vom Piloten gewählten Betriebsmodi und der vom Autopiloten 32 empfangenen Signale verschiedene Befehlssignale erzeugt, z.B. einen Übergeschwindigkeitsschutzbefehl. Die Logikschaltung 102 wird detailliert unter Bezugnahme auf 4 beschrieben.
Unter weiterer Bezugnahme auf 3 verwendet der Mach-Abschnitt 58 drei konstante Eingänge und einen Übergeschwindigkeitaktiveingang 64, um die Sollluftgeschwindigkeit V_T' zu erzeugen. Folgt man dem unteren Arm des Mach-Abschnitts 58, wird der Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit M_MAR an einem Addierer 66 zur empfohlenen maximalen Betriebsgeschwindigkeit M_MO addiert, um die Triggergeschwindigkeit M_TR zu erzeugen. Folgt man dem oberen Arm des Mach-Abschnitts 58, wird ein Korrekturfaktor C_M, welcher gleich dem Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit M_MAR plus dem Sicherheitsspielraum M_S ist, in einen Filter/ein Gatter 70 eingegeben. Der Filter/das Gatter 70 wird vom Übergeschwindigkeitaktiveingang 64 durch einen Inverter 74 betätigt, so dass der Filter/das Gatter 70 den Korrekturfaktor C_M weitergibt, wenn ein aktiver Übergeschwindigkeitsschutzbefehl von der Logikschaltung 102 (2) am Übergeschwindigkeitaktiveingang 64 empfangen wird. Die Ausgabe des Filters/Gatters 70 wird an einem zweiten Addierer 78 von der Triggergeschwindigkeit M_TR abgezogen. Die Ausgabe des zweiten Addierers 78 ist daher gleich der Triggergeschwindigkeit M_TR minus dem Korrekturfaktor C_M, falls der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl von der Logikschaltung 102 aktiv ist.
Falls der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl nicht aktiv ist, blockiert der Filter/das Gatter 70 den Korrekturfaktor C_M, und die Ausgabe des zweiten Addierers 78 ist gleich der Triggergeschwindigkeit M_TR. Da der Korrekturfaktor C_M gleich dem Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit M_MAR plus dem Sicherheitsspielraum M_S ist, ist die Ausgabe des zweiten Addierers 78 gleich der nominalen maximalen Betriebsgeschwindigkeit M_MO minus dem Sicherheitsspielraum M_S, wenn der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl aktiv ist. Die Ausgabe des zweiten Addierers 78 wird dann vor der Eingabe in den Minimumselektorschaltkreis 62 an einem Multiplikator 82 zu einer wirklichen Sollluftgeschwindigkeit V_T' normiert.
Der Mach-Abschnitt 58 gibt daher als Sollgeschwindigkeit V_T' einen normierten Wert der Triggergeschwindigkeit M_TR aus, bis die Triggergeschwindigkeit M_TR erreicht wird. Nachdem das Flugzeug die Triggergeschwindigkeit M_TR überschreitet, gibt der Mach-Abschnitt 58 eine normierte Sollgeschwindigkeit M_T aus, welche gleich der empfohlenen maximalen Betriebsgeschwindigkeit M_MO minus einem Sicherheitsspielraum M_S ist.
Der Betrieb des „kalibrierte Luftgeschwindigkeit" (CAS)-Abschnitts 60 ist im Wesentlichen der gleiche wie der oben beschriebene Betrieb des Mach-Abschnitts 58. So verwendet der CAS-Abschnitt 60 drei konstante Eingänge und einen Übergeschwindigkeitaktiveingang 64, um die Sollluftgeschwindigkeit V_T'' zu erzeugen. Folgt man dem unteren Arm des CAS-Abschnitts 60, wird der Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit V_MAR an einem Addierer 68 zu einer empfohlenen maximalen Betriebsgeschwindigkeit V_MO addiert, um die Triggergeschwindigkeit V_TR zu erzeugen. Folgt man dem oberen Arm des CAS-Abschnitts 60, wird ein Korrekturfaktor C_V, welcher gleich dem Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit V_MAR plus einem Sicherheitsspielraum V_S ist, in einen Filter/ein Gatter 72 eingegeben. Der Filter/das Gatter 72 wird vom Übergeschwindigkeitaktiveingang 64 durch einen Inverter 76 betätigt, so dass der Filter/das Gatter 72 den Korrekturfaktor C_V weitergibt, wenn ein Übergeschwindigkeitsschutzbefehl in einem „aktiven" Zustand (wie unter Bezugnahme auf 4 beschrieben) am Übergeschwindigkeitaktiveingang 64 empfangen wird. Die Ausgabe V_TU des Filters/Gatters 72 wird an einem zweiten Addierer 80 von der Triggergeschwindigkeit V_TR abgezogen. Die Ausgabe des zweiten Addierers 80 ist daher gleich der Triggergeschwindigkeit V_TR minus dem Korrekturfaktor C_V, falls der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl aktiv ist.
Falls der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl nicht aktiv ist, blockiert der Filter/das Gatter 72 den Korrekturfaktor C_V und die Ausgabe des zweiten Addierers 80 ist gleich der Triggergeschwindigkeit V_TR. Da der Korrekturfaktor C_V gleich dem Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit V_MAR plus dem Sicherheitsspielraum V_S ist, ist die Ausgabe des zweiten Addierers 80 gleich der nominalem maximalen Betriebs geschwindigkeit V_MO minus dem Sicherheitsspielraum VS, wenn der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl aktiv ist. Die Ausgabe des zweiten Addierers 80 wird dann vor der Eingabe in den Minimumselektorschaltkreis 62 an einem Multiplikator 84 zu einer wirklichen Sollluftgeschwindigkeit V_T'' normiert.
Der CAS-Abschnitt 60 gibt daher als die Sollgeschwindigkeit V_T'' einen normierten Wert der Triggergeschwindigkeit V_TR aus, bis die Triggergeschwindigkeit V_TR erreicht wird. Nachdem das Flugzeug die Triggergeschwindigkeit V_TR überschreitet, gibt der CAS-Abschnitt 60 eine normierte Sollgeschwindigkeit V_TU aus, welche gleich der empfohlenen maximalen Betriebsgeschwindigkeit V_MO minus einem Sicherheitsspielraum Vs ist.
Ein Zahlenbeispiel für die obige Beschreibung ist lehrreich. Im Beispiel ist die nominale maximale Betriebsgeschwindigkeit V_MO gleich 330 kt, der Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit V_MAR ist 20 kt und der Sicherheitsspielraum V_A ist 5 kt. Im unteren Arm des CAS-Abschnitts 60 werden die nominale maximale Betriebsgeschwindigkeit V_MO (330 kt) und der Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit V_MAR (20 kt) am ersten Addierer 68 addiert, um die Triggergeschwindigkeit V_TR (350 kt) am Ausgang des ersten Addierers 68 zu erzeugen. Wenn der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl nicht aktiv ist, wird die Triggergeschwindigkeit V_TR von 350 kt direkt an den Multiplikator 84 weitergegeben, und die normierte Triggergeschwindigkeit V_TR wird in den Minimumselektorschaltkreis 62 als die Sollluftgeschwindigkeit V_T'' eingegeben.
Im oberen Arm des CAS-Abschnitts 60 ist der Korrekturfaktor C_V gleich dem Sicherheitsspielraum V_S von 5 kt plus dem Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit V_MAR von 20 kt, was einen Korrekturfaktor C_V von 25 kt ergibt. Wenn der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl aktiv ist, wird der Korrekturfaktor C_V (25 kt) am zweiten Addierer 80 von der Triggergeschwindigkeit V_TR (350 kt) abgezogen, was eine Sollgeschwindigkeit V_TU von 325 kt ergibt, welche vom Multiplikator 84 normiert wird, um die wirkliche Sollluftgeschwindigkeit V_T'' bereitzustellen, welche in den Minimumselektorschaltkreis 62 eingegeben wird. Daher ist die Triggergeschwindigkeit V_TR gleich 350 kt (V_MO + V_MAR) und die Sollgeschwindigkeit V_TU nach der Triggerung ist 325 kt (V_MO + V_MAR – (V_MAR + V_S)).
Ein ähnliches Beispiel für den Mach-Abschnitt 58 verwendet eine nominale maximale Betriebsgeschwindigkeit M_MO von 0.87 Mach, einen Spielraum für überhöhte Geschwindigkeit M_MAR von 0.03 Mach und einen Sicherheitsspielraum M_S von 0.01 Mach. In einem solchen Fall ist der Korrekturfaktor C_M gleich 0.04 Mach und die Sollluftgeschwindigkeit M_T ist gleich 0.9 Mach, wenn der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl nicht aktiv ist. Die Sollluftgeschwindigkeit M_T ist gleich 0.86 Mach, wenn der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl aktiv ist. In jedem Fall wird die Sollluftgeschwindigkeit M_T zur Eingabe in den Minimumselektorschaltkreis 62 in eine wirkliche Luftgeschwindigkeit V_T' umgewandelt.
Um zum Blockschaltbild von 2 zurückzukehren, wird die als Soll festgelegte maximale Luftgeschwindigkeit V_T, welche vom Sollgeschwindigkeitsselektor 46 aus den Sollluftgeschwindigkeiten V_T' und V_T'' ausgewählt wird, in den Übergeschwindigkeitsproportionalsignalgenerator 42 und den Übergeschwindigkeitsintegralsignalgenerator 44 eingegeben. In jedem Fall wird die als Soll festgelegte maximale Luftgeschwindigkeit V_T von der tatsächlichen Luftgeschwindigkeit V_A, welche von den Luftgeschwindigkeitsüberwachungsgeräten 48 oder 50 bestimmt wird, an einem entsprechenden Addierer 86, 88 abgezogen, um ein Fehlersignal E_P bzw. E_I zu erhalten. Das Luftgeschwindigkeitsüberwachungsgerät 48 stellt eine vom Autopiloten 32 bestimmte und durch einen Filter 89 geglättete Luftgeschwindigkeit bereit. Das Luftgeschwindigkeitsüberwachungsgerät 50 stellt eine Luftgeschwindigkeit bereit, welche von einem an einer Außenoberfläche des Flugzeugs 30 befestigten Luftgeschwindigkeitsdetektor von der Art einer Pitotröhre abgeleitet wird.
Die Fehlersignale E_P und E_I von den Addierern 86, 88 werden dann mit einer Konstante K_P oder K_I normiert, um ein normiertes Fehlersignal E_PN oder E_IN zu erzeugen. Wie nachfolgend beschrieben, wird das normierte Proportionalfehlersignal E_PN an einem Filter 90 gefiltert und an einem Addierer 92 um ein Erhöhungssignal A_P von einem Erhöhungsschaltkreis 94 erhöht, um ein erhöhtes Fehlersignal E_pa zu erzeugen. Das erhöhte Proportionalfehlersignal E_pa und das normierte Integralfehlersignal E_IN wird dann an entsprechenden Multiplikatoren 96 mit Gewichtungsfaktoren von der Rollgewichtungsquelle 52 gewichtet, um den Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl bzw. den Übergeschwindigkeitsintegralbefehl zu erzeugen.
Die Rollgewichtungsquelle 52 stellt den Gewichtungsfaktor aus einer Funktionstafel 98 als eine Funktion des Rollwinkels ϕ bereit, wobei der Rollwinkel ϕ von einem Rollüberwachungsgerät 100 bestimmt wird. Das Rollüberwachungsgerät 100 verwendet ein von einer herkömmlichen Avionikvorrichtung, z.B. einem künstlichen Horizont, abgeleitetes Signal. Wie in der Funktionstafel 98 festgelegt und in 5 graphisch dargestellt, ist der Gewichtungsfaktor gleich 1.0, wenn sich das Flugzeug in einem Rollwinkel zwischen 0 und 30° befindet, so dass der Gewichtungsfaktor keinen Einfluss auf den Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl und den Übergeschwindigkeitsintegralbefehl hat. Für Winkel oberhalb 30° weisen Antworten des Autopiloten auf Korrekturen einer überhöhten Geschwindigkeit wegen der Rolllage des Flugzeugs 30 eine abnehmende Wirksamkeit auf. Entsprechend wird der Gewichtungsfaktor aus der Funktionstafel 98 für Rollwinkel ϕ von 30° bis 60° linear verringert. Für Rollwinkel ϕ größer als 60° weisen herkömmliche Zugänge zum Schutz gegen überhöhte Geschwindigkeit wegen der schwerwiegenden Rolllage des Flugzeugs 30 eine geringe oder keine Wirksamkeit auf. Folglich ist für Rollwinkel ϕ größer als 60° der Gewichtungsfaktor 0, so dass der Übergeschwindigkeitsintegralbefehl und der Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl 0 ist.
Wie oben erörtert, reagiert das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 auf eine Zahl von Befehlssignalen einschließlich des von der Logikschaltung 102 erzeugten Übergeschwindigkeitsschutzbefehls. Wie in 4 dargestellt, wird die Logikschaltung 102 hauptsächlich von einem Aktivmodusabschnitt 106 und einem Übergeschwindigkeitsdetektor 108 gesteuert, welche jeweils an einen zentralen Latch 110 gekoppelt sind.
Die Ausgabe des Übergeschwindigkeitsdetektors 108 wird in einen Initialisierungseingang I des Latch eingegeben. Der Übergeschwindigkeitsdetektor 108 erzeugt eine „1", falls der Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl von dem Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 größer als 0 ist (d.h. die überwachte Luftgeschwindigkeit V_A ist größer als die Sollluftgeschwindigkeit V_T). Der Aktivmodusabschnitt 106 erzeugt eine „1", falls irgendeiner aus einer ausgewählten Gruppe von Autopilotenmodi aktiv ist. Im bevorzugten Ausführungsbeispiel sind die ausgewählten Autopilotenmodi Vertikalgeschwindigkeit, Flugbahnwinkel, Flughöhenwech sel, Flughöhenhalten und Vertikalnavigation. Falls einer der ausgewählten Modi aktiv ist, wird eine „1" an einem entsprechenden Eingang 112 des Aktivmodusabschnitts 106 bereitgestellt und durch ein entsprechendes Verzögerung-AN-Element 114 an einen Eingang eines ODER-Gatters 116 gekoppelt. Das ODER-Gatter 116 erzeugt eine „1" falls einer der ausgewählten Modi aktiv ist. Die Ausgabe des ODER-Gatters 116 wird an einem der drei Latcheingänge L1 in den Latch 110 eingegeben. Die übrigen zwei Latcheingänge L3, L2 sind an eine „in der Luft"-Leitung und eine „lokaler Autopilot aktiv"-Leitung gekoppelt, um sicherzustellen, dass der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl nur aktiv wird, wenn der lokale Autopilot eingeschaltet ist und sich das Flugzeug 30 in der Luft befindet.
Der Betrieb des Latch 110 kann am besten hinsichtlich der Logiktafel von 6 beschrieben werden. Wie aus der Logiktafel ersichtlich, ist die Ausgabe des Latch „0" bis der Initialisierungseingang und die drei Latcheingänge alle auf „1" stehen. Unter der Annahme, dass das Flugzeug 30 keinen Zustand mit überhöhter Geschwindigkeit erreicht hat, seit es „in der Luft" ist oder seit der Autopilot aktiviert worden ist, ist die Ausgabe des Latch 110 „0". Nur wenn der Übergeschwindigkeitsdetektor 108 bestimmt, dass das Flugzeug die Sollluftgeschwindigkeit V_T (zu diesem Zeitpunkt die kleinere der Triggergeschwindigkeiten V_TR oder M_TR) überschritten hat, wird er eine „1" für den Initialisierungseingang des Latch 110 bereitstellen. Falls der Autopilot eingeschaltet ist, ist der Latcheingang L2 eine „1", und falls das Flugzeug sich im Flug befindet, steht der Latcheingang L3 auf „1". Falls einer der ausgewählten Modi aktiv ist, steht der letzte Latcheingang (Latch L1) auf „1". Wenn alle diese Bedingungen erfüllt sind, gibt der Latch 110 eine „1" an ein Ausgabe-UND-Gatter 118 ab (4).
Der zweite Eingang des UND-Gatters 118 ist mit einem Ausgang eines Abstimmungsabschnitts 120 verbunden. Wie im Folgenden beschrieben wird, stellt der Abstimmungsabschnitt 120 sicher, dass entweder eine Mehrheit der drei Schutzsysteme gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 des Flugzeugs oder das zum Hauptschutzsystem bestimmte Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 bestimmt hat, dass der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl aktiv werden soll.
Kehrt man zum Logikdiagramm von 6 zurück, wird die Ausgabe des Latch 110, sobald sie hoch wird, hoch bleiben, bis eine der drei Latcheingaben L1, L2 oder L3 niedrig wird. Dies wird passieren, wenn der lokale Autopilot 32 ausgeschaltet wird, falls das Flugzeug nicht länger „in der Luft" ist oder falls die Ausgabe des Aktivmodusabschnitts 106 niedrig wird. Wie oben erörtert, gibt der Aktivmodusabschnitt 106 in seinem Gleichgewichtszustand eine „1" aus, falls einer der ausgewählten Modi aktiv ist. Falls alle ausgewählten Modi nicht aktiv sind, gibt der Aktivmodusabschnitt 106 eine „0" aus.
Um es dem Piloten zu ermöglichen, die Steuerung der überhöhten Geschwindigkeit zu verlassen ohne den Autopiloten 32 auszuschalten oder das Flugzeug 30 zu landen, stellt das Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 einen dritten oder „instationären" Zustand zur Verfügung. Insbesondere bewirken die Verzögerung-AN-Blöcke 114, dass der Aktivmodusschaltkreis 106 als Antwort auf die Auswahl eines neuen aktiven Modus eine „vorübergehende 0" erzeugt. Ein Beispiel für Schalten zwischen Modi verdeutlicht die Entwicklung der „vorübergehenden 0". Falls anfangs der Flughöhenwechselmodus aktiv ist, ist die Ausgabe des zweiten Verzögerung-AN-Blocks 114 eine „1". Falls der aktive Modus von Flughöhenwechsel auf Vertikalnavigation geschaltet wird, wird die Ausgabe des zweiten Verzögerung-AN-Blocks 114 sofort niedrig werden, da eine Verzögerung nur bei einem Übergang von AUS nach AN auferlegt wird. Die Eingabe in den vierten Verzögerung-AN-Block 114 (Vertikalnavigation) wird sofort hoch werden; jedoch wird die Ausgabe des vierten Verzögerung-AN-Blocks 114 als Antwort auf das Aktivwerden der Vertikalnavigation bis nach dem Ende eines gewählten Verzögerungsintervalls τ nicht hoch werden. Die Ausgabe aller Verzögerung-AN-Blöcke 114 wird 0 sein, bis die Ausgabe des vierten Verzögerung-AN-Blocks 114 am Ende des Verzögerungsintervalls τ hoch wird. Folglich wird die Ausgabe des ODER-Gatters 116 (und somit der Latcheingang L1) für das kurze Verzögerungsintervall τ niedrig sein, nachdem der neue aktive Modus gewählt wird. Als Antwort darauf kehrt die Ausgabe des Latch 110 in den logischen Zustand „0" zurück, bis die obigen Bedingungen (überhöhte Geschwindigkeit entdeckt, Autopilot eingeschaltet, in der Luft und ausgewählter Modus aktiv) erfüllt sind. Um den Schutz gegen überhöhte Geschwindigkeit zu verlassen, kann der Pilot daher einfach zwischen ausgewählten Modi umschalten.
Die Methode, zwischen verschiedenen Modi umzuschalten, funktioniert aufgrund der Einbeziehung eines ODER-Gatters 122 vor dem ersten Verzögerung-AN-Block 114 in dem einen Fall nicht, in welchem der Pilot zwischen dem Vertikalgeschwindigkeitsmodus und dem Flugbahnwinkelmodus schaltet. Das ODER-Gatter 122 verbindet sowohl den Vertikalgeschwindigkeitsmoduseingang 112 als auch den Flugbahnwinkelmoduseingang 112 mit dem gleichen Verzögerung-AN-Block 114, so dass der Aktivmodusabschnitt ein Umschalten zwischen dem Vertikalgeschwindigkeitsmodus und dem Flugbahnwinkelmodus nicht als eine Pilotenhandlung erkennt, welche den Schutz gegen überhöhte Geschwindigkeit beendet.
Zusätzlich zur Erzeugung des Übergeschwindigkeitsschutzbefehls an ihrem Ausgang 104 erzeugt die Logikschaltung 102 ebenfalls ein Übergeschwindigkeitsschutzflugbahnreglersignal an einem Ausgang 124, indem sie die Ausgabe des Aktivmodusabschnitts 106, die „in der Luft"-Leitung und die Ausgabe des Übergeschwindigkeitsdetektors 108 an einem UND-Gatter 126 vereinigt. Das UND-Gatter setzt das Übergeschwindigkeitsschutzflugbahnreglersignal nur dann auf hoch, wenn ein ausgewählter Modus aktiv ist, das Flugzeug in der Luft ist und die überwachte Geschwindigkeit die Sollgeschwindigkeit V_T überschreitet.
Zusätzlich zu den vorhergehend beschriebenen Signalen erzeugt die Logikschaltung 102 ebenfalls ein MY-Übergeschwindigkeitaktivsignal an einem MY-Ausgang 128 und ein MY-Stimmsignal an einem MY-Stimmausgang 130, wobei das Präfix MY bezeichnet, dass das Signal im betrachteten Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 selbst seinen Ursprung hat. Nach dieser Konvention stellen die Präfixe ML und MR das links benachbarte („mein linkes") und das rechts benachbarte („mein rechtes") Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit dar.
Das MY-Übergeschwindigkeitaktivsignal ist schlichtweg die Ausgabe des Latch 110 und bezeichnet, dass das betrachtete Schutzsystem gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 bestimmt hat, dass der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl aktiv sein sollte. Das MY-Stimmsignal ist eine logische UND-Verknüpfung des MY-Übergeschwindigkeitaktivsignals an einem ersten Eingang 132 eines Abstimmungs-UND-Gatters 134, eines Bestätigungssignals an einem zweiten Eingang 136 des Abstimmungs-UND-Gatters 134, zwei Hilfs-NICHT-Signalen an einem dritten und vierten Eingang 138, 140 und einem Ausnahmesignal für Vertikalnavigation an einem fünften Eingang 142.
Das Bestätigungssignal am zweiten Eingang 136 ist eine ODER-Verknüpfung der von den übrigen zwei Schutzsystemen gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 bereitgestellten ML- und MR-Übergeschwindigkeitaktivsignale. Falls eines der ML- oder MR-Schutzsysteme gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 zustimmt, dass der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl aktiv sein sollte, ist das Bestätigungssignal eine „1". Die Haupt-NICHT-Signale kommen von den Autopiloten 32 und sind beide nur dann „1", wenn der betrachtete Autopilot 32 der Hauptautopilot ist (d.h. der ML- und MR-Autopilot ist nicht der Hauptautopilot).
Die Ausgabe des Abstimmungs-UND-Gatters 134 wird daher nicht „1" sein, wenn nicht die Logikschaltung 102 dem Hauptautopiloten zugeordnet ist (Leitungen 138, 140), die Logikschaltung 102 bestimmt, dass der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl aktiv sein sollte (Leitung 132), und eines der benachbarten Schutzsysteme gegen überhöhte Geschwindigkeit 40 bestätigt, dass der Übergeschwindigkeitsschutzbefehl aktiv sein sollte (Leitung 136).
Eine weitere Bedingung an das MY-Stimmsignal wird durch den übrigbleibenden Eingang des Abstimmungs-UND-Gatters 134 auferlegt. Die Bedingung kommt von einem beschränkenden UND-Gatter 135 und beschränkt den Abstimmungsvorgang auf die bestimmte Situation, in welcher der ausgewählte Modus Vertikalnavigation ist und mehr als ein einzelner Autopilot 32 aktiv ist. Man beachte, dass ein einzelner Autopilot 32 nicht vom Piloten eingeschaltet werden kann. Ein einzelner Autopilot 32 kann nur aktiv sein, wenn mehrere Autopiloten eingeschaltet worden sind und ein Autopilot oder mehrere Autopiloten ausgefallen ist bzw. sind, wodurch nur ein einzelner Autopiloten 32 aktiv belassen worden ist. Wenn mehrere Autopiloten 32 eingeschaltet sind und das Flugzeug 30 im Vertikalnavigationsmodus ist, gibt das beschränkende UND-Gatter 135 eine „1" aus. Das Abstimmungs-UND-Gatter 134 wird dann freigegeben. Die Ausgabe des Abstimmungs-UND-Gatters 134 stellt eine Eingabe in ein Ausgabe-ODER-Gatter 144 bereit, welches als zwei seiner übrigen Eingaben die ML- und MR-Stimmen der Logikschaltungen 102 der übrigen zwei Au topiloten aufweist. Die Ausgabe des beschränkenden UND-Gatters 135 kann ignoriert werden, da der entsprechende Eingang des ODER-Gatters 144 eine „0" sieht.
Wenn der Autopilot 32 in einem anderen Modus ist oder wenn nur ein einzelner Autopilot eingeschaltet ist, wird das Abstimmungs-UND-Gatter 134 gesperrt und MY-Stimme ist nicht aktiv. Der Übergeschwindigkeitsschutzaktivbefehl ist jedoch aktiv, da die Ausgabe des ODER-Gatters 144 immer eine „1" für das Ausgabe-UND-Gatter 118 bereitstellt, falls der Autopilot 32 nicht im Vertikalnavigationsmodus ist oder nur ein einzelner Autopilot 32 eingeschaltet ist.
Wie aus der obigen Erläuterung der Haupt-NICHT-Signale 138 und 140 ersichtlich ist, ist, falls die vorliegende Logikschaltung 102 dem Hauptautopiloten 32 zugeordnet ist, die Stimmausgabe der übrigen zwei (Hilfs-) Autopiloten 32 gleich 0. Falls jedoch die vorliegende Logikschaltung 102 einem Hilfsautopiloten 32 entspricht, muss einer der übrigen zwei Autopiloten der Hauptautopilot 32 sein. In diesem Fall ist, falls die dem Hauptautopiloten zugeordnete Logikschaltung 102 dafür stimmt, den Übergeschwindigkeitsschutzbefehl zu aktivieren (das MY-Stimmsignal des übrigen Hilfsautopiloten ist „0", da es ein Hilfsautopilot ist, welcher oben für die Master-NICHT-Signale 138, 140 erläutert wurde), die Ausgabe des Ausgabe-ODER-Gatters 144 eine „1", wodurch es möglich wird, dass das Ausgabe-UND-Gatter 118 eine „1" ist.
Um die Antwort des Autopiloten 32 auf den Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl zu verbessern, wird der Übergeschwindigkeitsproportionalbefehl mit einem Erhöhungssignal von dem Erhöhungsschaltkreis 94 erhöht. Der Erhöhungsschaltkreis 94 ist in 7 detaillierter dargestellt und umfasst als sein zentrales Element einen Filter/ein Gatter 146. Der Filter/das Gatter 146 ist ein Tiefpassfilter mit einem Steueranschluss, welcher einen Signaleingang 148, einen Signalausgang 150 und einen Rücksetzeingang 152 aufweist. Der Signaleingang 148 wird von einer festen Steuerfunktion 154 gesteuert, welche einer Flugbahnbeschleunigungskonstante K_FP entspricht. Vor Eingabe in den Filter/das Gatter 146 wird die Steuerfunktion 154 an einem Multiplikator 156 mit einem Paar von Verstärkungen G1, G2 gewichtet. Die Verstärkungen G1, G2 sind veränderliche Verstärkungen, welche von der gemessenen Flugbahnbeschleunigung von dem Autopiloten 32 und von einer Anströmung von einer (nicht gezeigten) Pitotröhre abhängen, welche an einer Außenoberfläche des Flugzeugs 30 befestigt ist. Die Ausgabe des Multiplikators 156 bildet somit eine veränderliche Steuerfunktion für die Eingabe in den Filter/das Gatter 146. Der Filter/das Gatter 146 ist ein Tiefpassfilter, welcher eine Transferfunktion H(s) = 1/[τs + 1] aufweist, wobei τ eine Funktion des Staudrucks in der Pitotröhre ist.
Der Betrieb des Filters/Gatters 146 wird vom Eingabesignal in den Rücksetzeingang 152 gesteuert. Wenn das Eingabesignal in den Rücksetzeingang 152 eine „1" ist, was einem nicht aktiven Autopiloten 32 entspricht, gibt der Filter/das Gatter 146 die Steuerfunktion vom Multiplikator 156 unverändert weiter. Wenn die Eingabe in den Rücksetzeingang 152 eine „0" ist, was einem aktiven Autopiloten 32 entspricht, filtert der Filter/das Gatter 146 die Steuerfunktion. In beiden Fällen stellt der Erhöhungsschaltkreis 94 ein gefiltertes oder ungefiltertes Erhöhungssignal A_p am Addierer 92 bereit, um das normierte gefilterte Luftsignal E_PN zu erhöhen.
Während in dieser Anmeldung verschiedene Ausführungsbeispiele zur Illustration beschrieben worden sind, sind die Ansprüche nicht auf die hier beschriebenen Ausführungsbeispiele beschränkt. Äquivalente Vorrichtungen oder Schritte können die beschriebenen ersetzen, nach den Grundsätzen der vorliegenden Erfindung wirken und in den Umfang der Ansprüche fallen.

Claims

Verfahren zur Beschränkung einer überhöhten Geschwindigkeit in einem Flugzeug unter Autopilotensteuerung, wobei der Autopilot (32) einen Satz von Flugsteuerungsparametern mit einer bestimmten Beziehung zum Betrieb der Flugzeugsteuerflächen so festlegt, dass er eine gewählte Flugbedingung des Flugzeugs bereitstellt, wobei das Verfahren die folgenden, automatisch ausgeführten Schritte umfasst: – Auswählen einer nominalen maximal erlaubten Geschwindigkeit (V_MO) für das Flugzeug; – Auswählen einer Triggergeschwindigkeit (V_TR) oberhalb der nominalen maximal erlaubten Geschwindigkeit; – Überwachen einer tatsächlichen Geschwindigkeit (V_A) des Flugzeugs; – Auswählen eines Kontrollgeschwindigkeit unterhalb der nominalen maximal erlaubten Geschwindigkeit (V_MO); – Vergleichen der tatsächlichen Geschwindigkeit (V_A) mit der Triggergeschwindigkeit (V_TR); – Erzeugen eines Übergeschwindigkeitsbefehlssignals, falls die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs größer als die Triggergeschwindigkeit ist; – Bereitstellen des Übergeschwindigkeitsbefehlssignals mittels des Autopiloten (32) für ein elektronisches Flugsteuerungssystem (36), welches wirksam mit dem Autopiloten (32) verbunden ist; – Veranlassen des Autopiloten, sich als Antwort auf das Übergeschwindigkeitsbefehlssignal über den momentan gültigen Satz von Flugsteuerungsparametern im Flugsteuerungssystem hinwegzusetzen, indem während des Flugs, immer wenn Änderungen in der Flugbedingung dazu führen, dass die tatsächliche Geschwindigkeit größer als die Triggergeschwindigkeit ist, ein veränderter Satz von Flugsteuerungsparametern mit einer bestimmten Beziehung zu einem veränderten Betrieb der Flugzeugsteuerflächen bereitgestellt wird und dadurch eine veränderte Flugbedingung bereitgestellt wird, in welcher sich die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs der Kontrollgeschwindigkeit nähert, wodurch überhöhte Geschwindigkeit unabhängig davon vermieden wird, was die momentane Schubkraft ist, welche unabhängig vom Autopiloten durch manuelle Auswahl auferlegt worden ist; und – Aufrechterhalten der veränderten Flugsteuerungsparameter nach dem Hinwegsetzen über den Satz von Flugsteuerungsparametern, bis entweder der Autopilot ausgeschaltet wird oder ein neuer Satz von Flugsteuerungsparametern von einem Piloten ausgewählt wird.
Verfahren nach Anspruch 1, wobei der Schritt der Auswahl einer nominalen maximal erlaubten Geschwindigkeit die folgenden Schritte umfasst: – Auswählen einer Maximalgeschwindigkeit auf Mach-Basis für eine überwachte Flugbedingung; – Auswählen einer ersten Maximalgeschwindigkeit auf Luftgeschwindigkeitsbasis für eine überwachte Flugbedingung; – Überwachen einer Flughöhe; – Bestimmen einer zweiten Maximalgeschwindigkeit auf Luftgeschwindigkeitsbasis bei der überwachten Flughöhe durch Umwandlung der Maximalgeschwindigkeit auf Mach-Basis bei der überwachten Flughöhe in eine Maximalgeschwindigkeit auf Luftgeschwindigkeitsbasis; und – Auswählen der kleineren der ersten und zweiten Maximalgeschwindigkeit auf Luftgeschwindigkeitsbasis.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, wobei der Schritt der Auswahl einer Triggergeschwindigkeit die folgenden Schritte umfasst: – Auswählen eines Spielraums für überhöhte Geschwindigkeit; und – Addieren des Spielraums für überhöhte Geschwindigkeit zur nominalem maximal erlaubten Geschwindigkeit.
Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3, wobei der Schritt der Auswahl der Kontrollgeschwindigkeit die folgenden Schritte umfasst: – Auswählen eines Sicherheitsspielraums (M_S); – Abziehen des Sicherheitsspielraums (M_S) von der nominalen maximal erlaubten Geschwindigkeit (V_MO).
Verfahren nach einem der Ansprüche 1–4, wobei der Schritt der Bereitstellung eines veränderten Flugparameters die folgenden Schritte umfasst: – Erzeugen eines Übergeschwindigkeitssignals aus einem zur Differenz zwischen der tatsächlichen Geschwindigkeit (V_A) und der Sollgeschwindigkeit (V_T) proportionalen Fehlersignal (E_P, E_I), wobei die Sollgeschwindigkeit (V_T) die Triggergeschwindigkeit (V_TR) oder, falls die tatsächliche Geschwindigkeit (V_A) des Flugzeugs größer als die Triggergeschwindigkeit (V_TR) ist, die Kontrollgeschwindigkeit ist; und – Übermitteln des Übergeschwindigkeitsbefehlssignals an den Autopiloten (32).
Verfahren nach Anspruch 5, welches des Weiteren den Schritt einer Überwachung eines Rollwinkels (ϕ) des Flugzeugs umfasst, und wobei der Schritt der Erzeugung eines Fehlersignals (E_P, E_I) den Schritt einer Gewichtung des zur Differenz zwischen der tatsächlichen Geschwindigkeit und der Sollgeschwindigkeit (V_T) proportionalen Signals (E_P, E_I) als Antwort auf den überwachten Rollwinkel umfasst.
Verfahren nach Anspruch 6, wobei der Schritt der Gewichtung des zur Differenz zwischen der tatsächlichen Geschwindigkeit und der Sollgeschwindigkeit (V_T) proportionalen Signals (E_P, E_I) als Antwort auf den überwachten Rollwinkel die folgenden Schritte umfasst: – Multiplikation des zur Differenz zwischen der tatsächlichen Geschwindigkeit und der Sollgeschwindigkeit (V_T) proportionalen Signals (E_P, E_I) mit 1, falls der Rollwinkel zwischen 0 Grad und 30 Grad liegt; – Multiplikation des zur Differenz zwischen der tatsächlichen Geschwindigkeit und der Sollgeschwindigkeit (V_T) proportionalen Signals (E_P, E_I) mit einem Proportionalitätsfaktor zwischen 1 und 0, falls der Rollwinkel zwischen 30 Grad und 60 Grad liegt; und – Multiplikation des zur Differenz zwischen der tatsächlichen Geschwindigkeit und der Sollgeschwindigkeit (V_T) proportionalen Signals (E_P, E_I) mit 0, falls der Rollwinkel größer als 60 Grad ist.
Verfahren nach Anspruch 5, wobei der Schritt der Erzeugung des Fehlersignals (E_P) des Weiteren den Schritt einer Filterung des zur Differenz zwischen der tatsächlichen Geschwindigkeit (V_A) und der Kontrollgeschwindigkeit (V_T) proportionalen Signals (E_P) und einer Erzeugung eines gefilterten Fehlersignals (E_PN) beinhaltet.
Verfahren nach einem der Ansprüche 5–8, wobei der Schritt der Erzeugung des Fehlersignals (E_P) des Weiteren die Schritte einer Erhöhung des zur Differenz zwischen der tatsächlichen Geschwindigkeit (V_A) und der Sollgeschwindigkeit (V_T) proportionalen Signals beinhaltet, wobei der Schritt der Erhöhung des zur Differenz zwischen der tatsächlichen Geschwindigkeit und der Sollgeschwindigkeit proportionalen Signals die folgenden Schritte beinhaltet: – Überwachen einer Flugbahnbeschleunigung; – Erzeugen eines dem zur Differenz zwischen der tatsächlichen Geschwindigkeit und der Sollgeschwindigkeit (V_T) proportionalen Signal entsprechenden Erhöhungssignals (E_PA).
Vorrichtung (40) zur Verwendung in dem Verfahren nach Anspruch 1 zur Erzeugung eines Übergeschwindigkeitsbefehlssignals in einem mit einem Autopiloten (32) ausgestatteten Flugzeug (30), wobei die Vorrichtung umfasst: – ein Fluggeschwindigkeitsüberwachungsgerät (48, 50) zur Überwachung der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit (V_A) des Flugzeugs, wobei das Fluggeschwindigkeitsüberwachungsgerät ein der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit (V_A) entsprechendes elektrisches Signal erzeugt; – einen Sollgeschwindigkeitssignalgenerator (46) zum Auswählen einer Sollgeschwindigkeit (V_T), wobei der Sollgeschwindigkeitsgenerator einen Aktivierungseingang (64) aufweist und zur Erzeugung eines Sollsignals ausgestaltet ist, wobei das Sollsignal einer Triggergeschwindigkeit (V_TR) als Antwort auf ein Signal für nicht aktiven Übergeschwindigkeitsschutz am Aktivierungseingang (64) und einer verringerten erlaubten Geschwindigkeit als Antwort auf ein Signal für aktiven Übergeschwindigkeitsschutz am Aktivierungseingang (64) entspricht; – einen Fehlersignalgenerator (42, 44) zum Vergleichen der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit (V_A) und der Sollgeschwindigkeit (V_T), wobei der Fehlersignalgenerator einen ersten Eingang, welcher gekoppelt ist, um das elektrische Signal vom Fluggeschwindigkeitsüberwachungsgerät (48, 50) zu empfangen, und einen zweiten Eingang aufweist, welcher gekoppelt ist, um das Sollsignal vom Sollgeschwindigkeitssignalgenerator (46) zu empfangen, wobei der Fehlersignalgenerator ein der Differenz zwischen der Sollgeschwindigkeit (V_T) und der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit (V_A) entsprechendes Fehlersignal (E_P, E_I) erzeugt; – eine Logikschaltung (102), welche gekoppelt ist, um das Fehlersignal (E_P, E_I) zu empfangen, wobei die Logikschaltung einen an den Aktivierungseingang (64) des Sollsignalgenerators (46) gekoppelten Aktivierungsausgang (104) aufweist, wobei die Logikschaltung (102) das Signal für aktiven Übergeschwindigkeitsschutz als Antwort auf das Fehlersignal (E_P, E_I) erzeugt, welches anzeigt, dass die tatsächliche Fluggeschwindigkeit (V_A) größer als die Sollgeschwindigkeit (V_T) ist; – wobei der Fehlersignalgenerator (42, 44) einen Unterschaltkreis (90, 92, 94, 96) beinhaltet, welcher verschaltet ist, um das Fehlersignal (E_P, E_I) zu empfangen, wobei der Unterschaltkreis ein Übergeschwindigkeitsbefehlssignalerzeugt, falls das Signal am Aktivierungsausgang der Logikschaltung (102) das Signal für aktiven Übergeschwindigkeitsschutz ist; gekennzeichnet durch – einen Rollwinkeldetektor (100) zum Ermitteln des tatsächlichen Rollwinkels (ϕ) des Flugzeugs, wobei der Rollwinkeldetektor (100) ein den Rollwinkel (ϕ) des Flugzeugs anzeigendes Rollwinkelsignalerzeugt; und – einen Gewichtungsschaltkreis (98), welcher verschaltet ist, um das Rollwinkelsignal zu empfangen, wobei der Gewichtungsschaltkreis des Weiteren mit dem Unterschaltkreis (96) des Fehlersignalgenerators (42, 44) so verschaltet ist, dass er das Fehlersignal gewichtet und als Antwort auf das Rollwinkelsignal das Übergeschwindigkeitsbefehlssignalerzeugt, wobei das Übergeschwindigkeitsbefehlssignal im Gebrauch mittels des Autopiloten (32) für ein wirksam mit dem Autopiloten (32) verbundenes elektronisches Flugsteuerungssystem (36) bereitzustellen ist, um einen veränderten Betrieb der Flugzeugsteuerflächen bereitzustellen, wodurch eine veränderte Flugbedingung bereitgestellt wird, in welcher sich die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs der verringerten erlaubten Geschwindigkeit nähert.
Vorrichtung nach Anspruch 10, wobei der Gewichtungsschaltkreis (98) bei Rollwinkeln (ϕ) größer als ein maximaler Rollwinkel eine Gewichtung von 0 anwendet, und wobei der Gewichtungsschaltkreis bei Rollwinkeln kleiner als ein nominaler Rollwinkel eine Gewichtung von 1 anwendet.
Vorrichtung nach Anspruch 11, wobei die vom nominalen Rollwinkel bis zum maximalen Rollwinkel angewendete Gewichtung linear von 1 auf 0 abnimmt.
Vorrichtung nach Anspruch 11 oder 12, wobei der nominale Rollwinkel 30° ist.
Vorrichtung nach Anspruch 11 oder 12, wobei der maximale Rollwinkel 60° ist.
Vorrichtung nach Anspruch 10, welcher des Weiteren umfasst: – einen Latch-Schaltkreis (110), welcher einen Freigabeeingang aufweist, wobei der Latch-Schaltkreis gekoppelt ist, um das zweite Steuerungssignal am Aktivierungseingang des Sollsignalgenerators aufrecht zu erhalten, bis ein Freigabesignal am Freigabeeingang empfangen wird.
Ein Flugzeug, welches mit einer Vorrichtung nach einem der Ansprüche 10–15, einem Autopiloten und einem wirksam mit dem Autopiloten verbundenen elektronischen Flugsteuerungssystem versehen ist, wobei ein Übergeschwindigkeitsbefehlssignal mittels des Autopiloten (32) für das elektronische Flugsteuerungssystem (36) bereitgestellt wird, um sich so über die momentan gültigen Flugsteuerungsparameter im Flugsteuerungssystem hinwegzusetzen, indem während des Flugs, immer wenn Änderungen in den Flugbedingungen dazu führen, dass die tatsächliche Geschwindigkeit größer als die Triggergeschwindigkeit ist, ein veränderter Satz von Flugsteuerungsparametern mit einer bestimmten Beziehung zu einem veränderten Betrieb der Flugzeugsteuerflächen bereitgestellt wird, wodurch eine veränderte Flugbedingung bereitgestellt wird, in welcher sich die tatsächliche Geschwindigkeit des Flugzeugs der Kontrollgeschwindigkeit nähert, und dadurch eine überhöhte Geschwindigkeit unabhängig davon verhindert wird, was die momentane Schubkraft ist, welche unabhängig vom Autopiloten (32) durch manuelle Auswahl auferlegt worden ist.