DE69534774T2

DE69534774T2 - Schutzsystem gegen Strömungsabriss für Autopilot/Flugbahnregler

Info

Publication number: DE69534774T2
Application number: DE69534774T
Authority: DE
Inventors: Mark E. Seabrook Gast
Original assignee: Boeing Co
Current assignee: Boeing Co
Priority date: 1995-05-15
Filing date: 1995-11-06
Publication date: 2006-09-21
Anticipated expiration: 2015-11-07
Also published as: EP0743242B1; DE69534774D1; US5803408A; EP0743242A1

Description

Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zum Verhindern eines Überziehens eines durch einen Autopiloten gesteuerten Flugzeugs. Die vorliegende Erfindung betrifft auch ein Überziehschutzsystem.
Hintergrund der Erfindung
Flugsteuerungssysteme von Flugzeugen ermöglichen es einem Piloten, die Orientierung eines Flugzeugs in drei Achsen zu steuern, nämlich Gier-, Quer- und Längsachse. Die Querachse erstreckt sich entlang der Spannweite des Flugzeugs, die Längsachse erstreckt sich entlang der Länge des Flugzeugs, und die Gierachse ist senkrecht zu sowohl der Querachse als auch der Längsachse. Die Orientierung des Flugzeugs um die Gierachse wird durch Fußpedale gesteuert, welche das Seitenruder des Flugzeugs seitlich auslenken. Die Orientierung des Flugzeugs um die Querachse wird allgemein gesteuert, indem der Steuerknüppel geschoben oder gezogen wird, um das Höhenruder des Flugzeugs nach unten bzw. nach oben auszulenken. Schließlich wird die Orientierung des Flugzeugs um die Längsachse allgemein gesteuert, indem das Steuerrad in die eine oder die andere Richtung gedreht wird, um Querruder an dem Flügel des Flugzeugs differenziell auszulenken.
Zusätzlich dazu, dass sie von dem Piloten manipuliert werden, können die Flugsteuerungen eines Flugzeugs auch automatisch durch Autopiloten und Gierdämpfer gesteuert werden. Autopiloten manipulieren die Querruder des Flugzeugs, um die Flugrichtung zu steuern, um einer durch den Piloten eingestellten Flugrichtung bzw. einem Kurs zu folgen. Autopiloten manipulieren auch das Höhenruder des Flugzeugs, um in einem „Alti tude-Hold"-Modus („Höhe Halten") die Höhe des Flugzeugs zu steuern, oder die Steig- oder Sinkgeschwindigkeit des Flugzeugs bei einer Vertikalgeschwindigkeit (vertikale Fuß/Sekunde) oder einem Vertikalprofil oder einer Vertikalnavigation (vertikale Fuß/Meile) zu steuern. Gierdämpfer manipulieren das Seitenruder, um bei Turbulenzen ein Gieren des Flugzeugs zu begrenzen. Die oben beschriebenen Autopilotenbetriebsarten werden gewöhnlich kombiniert, so dass der Autopilot gleichzeitig sowohl die Querruder als auch das Höhenruder steuert. Der Autopilot kann auch Betriebsarten für dieselbe Achse kombinieren, wie zum Beispiel wenn der „Altitude-Capture"-Modus („Höhe Einnehmen") ausgewählt wird. In dem Altitude-Capture-Modus arbeitet der Autopilot in der Vertikalgeschwindigkeits- oder Vertikalnavigationsbetriebsart, um die Sink- oder Steiggeschwindigkeit zu steuern, bis eine voreingestellte Höhe erreicht wird. Der Autopilot schaltet dann automatisch in den Altitude-Hold-Modus, um das Flugzeug bei der voreingestellten Höhe zu halten.
Obwohl die Flugsteuerungen eines Flugzeugs entweder manuell oder automatisch gesteuert werden können, gibt es auch eine halbautomatische Betriebsart, welche einen Flight-Director verwendet. Ein Flight-Director empfängt ein Kommandosignal von dem Autopiloten, welches verwendet würde, um die Flugsteuerungen des Flugzeugs zu steuern. Anstelle jedoch tatsächlich die Flugsteuerungen zu steuern, steuern die Kommandosignale die Position eines Flight-Director-Balkens auf der Lageanzeige des Piloten, um dem Piloten mitzuteilen, wie die Flugsteuerungen zu manipulieren sind, so dass das Flugzeug gemäß dem voreingestellten Flugprofil fliegt. So teilt zum Beispiel der Flight-Director dem Piloten mit, den Bug des Flugzeugs abzusenken oder anzuheben, indem der Steuerknüppel geschoben oder gezogen wird, so dass das Flugzeug eine vor eingestellte Steiggeschwindigkeit erreicht oder bei einer voreingestellten Höhe gehalten wird. Auf ähnliche Weise teilt der Flight-Director dem Piloten mit, das Flugzeug durch Drehen des Steuerrads in Schräglage zu bringen, so dass das Flugzeug in eine gewünschte Flugrichtung gebracht wird.
Für einen gegebenen Flugzustand kann die Fluggeschwindigkeit stark von verschiedenen Flugparametern abhängen, einschließlich der Schubmenge, welche von den Triebwerken geliefert wird. Jedoch steuert der Autopilot typischerweise nicht den Schub. Stattdessen wird der verwendete Schub von dem Piloten ausgewählt. Aus diesem Grund kann der Autopilot oder der Pilot, welcher den Kommandos des Flight-Directors folgt, versehentlich bewirken, dass das Flugzeug mit einer Geschwindigkeit fliegt, bei welcher das Flugzeug überzieht, wenn der Autopilot oder der Flight-Director in einen neuen Modus gesetzt wird oder sich die Flugbedingungen des Flugzeugs ändern.
Der „Anstellwinkel" („Angle of Attack") eines Flugzeugflügels ist der Winkel zwischen der Sehne des Flügels (eine Linie von der Vorderkante zu der Hinterkante) und dem Anströmwinkel, d.h. dem Winkel der Flugbahn des Flügels. Für eine gegebene Fluggeschwindigkeit steigt der Auftrieb, welcher von einem Flugzeugflügel erzeugt wird, mit steigendem Anstellwinkel. An einem gewissen Punkt wird jedoch der Anstellwinkel so groß, dass der Luftstrom sich nicht länger an die Oberfläche des Flügels anpasst, wodurch der Auftrieb in einem als Strömungsabriss bzw. „Überziehen" bekannten Zustand zerstört wird. Während ein Überziehen bei jeder Geschwindigkeit auftreten kann, tritt es normalerweise auf, wenn das Flugzeug kurz nach dem Start oder kurz vor der Landung langsam nahe dem Boden fliegt. Bei diesen Flugbedingungen ist der Anstellwinkel des Flugzeugs allgemein groß, da es erforderlich ist, bei niedri gen Fluggeschwindigkeiten einen erheblichen Auftrieb zu erzeugen. Somit treten die meisten Strömungsabrisse nahe dem Boden auf, wo nur ein geringer Raum für eine Überziehwiederherstellung besteht. Es ist daher sehr wichtig für die Sicherheit, ein Überziehen des Flugzeugs zu verhindern, insbesondere kurz nach dem Start oder vor der Landung, wenn das Flugzeug nahe am Boden ist.
Um diese Sache anzugehen, wurden bei Flugzeugen Auftriebdetektoren und Anstellwinkelsensoren eingesetzt, welche Warnsysteme auslösen, um dem Piloten eine hörbare Warnung zu liefern, dass ein Überziehen bevorsteht. Diese Überziehwarnsysteme setzen auch einen mechanischen Aktuator ein, um den Steuerknüppel zu rütteln, wenn ein Überziehen bevorsteht, wodurch dem Piloten eine fühlbare Überziehwarnung geliefert wird. Diese letzteren Überziehwarnsysteme sind als „Steuerknüppelrüttler" bekannt, und der Anstellwinkel, bei welchem der Steuerknüppelrüttler in Betrieb gesetzt wird, ist als der „Steuerknüppelrüttleranstellwinkel" bekannt. Alle diese herkömmlichen Überziehwarnvorrichtungen haben darauf beruht, dass der Pilot eine aktive Maßnahme ergreift, wie zum Beispiel den Schub zu erhöhen oder die Neigung zu verringern, um den Anstellwinkel unter denjenigen zu reduzieren, bei welchem ein Strömungsabriss an dem Flügel auftreten wird. Während diese Vorrichtungen hoch effektiv sind, während der Pilot das Flugzeug fliegt und somit den Flug des Flugzeugs sorgfältig beobachtet, können sie nicht gleichsam zufriedenstellend sein, wenn der Autopilot das Flugzeug fliegt oder der Pilot gemäß den von dem Autopiloten erzeugten Flight-Director-Kommandos fliegt. Zum Beispiel kann der Autopilot von einem Vertikalgeschwindigkeitsmodus, in welchen das Flugzeug absinkt, umgeschaltet werden in einen Altitude-Hold-Modus, in welchem das Flugzeug in einem waagrechten Flug gehalten wird.
Der verwendete Schub, um bei einer gegebenen Fluggeschwindigkeit zu sinken, ist erheblich geringer als der Schub, welcher erforderlich ist, um bei derselben Fluggeschwindigkeit in einem waagrechten Flug zu fliegen. Wenn somit der Schub konstant bleibt, wird das Flugzeug mit einer niedrigeren Fluggeschwindigkeit fliegen, nachdem der Autopilot oder Flight-Director von dem Vertikalgeschwindigkeitsmodus in den Altitude-Hold-Modus geschaltet wurde. In einigen Fällen kann die verringerte Geschwindigkeit bewirken, dass das Flugzeug überzieht. Wenn der Pilot den Schub nicht erhöht oder eine andere Maßnahme ergreift, wie zum Beispiel den ausgewählten Flugzustand oder -modus zu ändern, könnte das Flugzeug tatsächlich überziehen und auf den Boden absinken, bevor eine korrigierende Maßnahme ergriffen werden kann.
Die Gefahr eines Überziehens ist unter Umständen größer, wenn das Flugzeug von dem Autopiloten gesteuert wird, als sie ist, wenn der Pilot das Flugzeug von Hand fliegt. Wenn der Autopilot fliegt, kann der Pilot zu sehr durch andere Aufgaben beschäftigt oder abgelenkt sein, um die Überziehwarnung zu bemerken, was den Piloten daran hindert, eine korrigierende Maßnahme zu ergreifen. Tatsächlich kann der Pilot/die Pilotin den Autopiloten für den ausdrücklichen Zweck aktiviert haben, es ihm bzw. ihr zu ermöglichen, sich auf andere Pflichten zu konzentrieren, wie zum Beispiel Navigation oder Behandlung von mechanischen Schwierigkeiten, was es sogar noch wahrscheinlicher macht, dass eine Überziehwarnung unbeachtet verstreicht.
Die WO-A-84/01345 betrifft ein gesamtenergiebasiertes Flugsteuerungssystem, bei welchem der Autopilot den von den Triebwerken des Flugzeugs gelieferten Schub automatisch einstellt, wenn das Flugzeug in einem Überziehzustand ist. Die Einstellung des Schubs ist dazu gedacht, die Geschwindigkeit des Flugzeugs mit einem gewünschten Spielraum oberhalb der Überziehgeschwindigkeit zu halten. Das bekannte Flugsteuerungssystem beinhaltet daher einen Schubkommandoabschnitt, um den von den Triebwerken des Flugzeugs gelieferten Schub zu steuern. Jedoch steuert der vorliegende Autopilot typischerweise nicht den Schub. Tatsächlich legt der Autopilot im Falle eines Überziehzustands einen Satz von Flugsteuerungsparametern fest, welche sich spezifisch auf den Betrieb der Flugzeugsteuerflächen beziehen, wodurch der Anstellwinkel des Flugzeugs gesteuert wird. Der Schub kann manuell von dem Piloten ausgewählt werden.
Die Aufgabe der Erfindung wird durch ein Verfahren gemäß Anspruch 1 und ein System gemäß Anspruch 8 gelöst.
Kurzbeschreibung der Zeichnungen
1 ist eine Draufsicht eines typischen Flugzeugs, welches ein Überziehschutzsystem, einen Autopiloten/Flight Director und ein Flugsteuerungssystem beinhaltet.
2 ist eine Blockdiagrammdarstellung eines Überziehschutzsystems, welches proportionale und integrale Überziehkommandoausgänge aufweist.
3 ist ein detailliertes Blockdiagramm des Überziehschutzsystems von 2.
4A ist ein Signalformdiagramm, welches ein Überziehschutzsignal zeigt, das aktiviert wird.
4B ist eine Signalform, welche Ausgänge von Filtern innerhalb des Überziehschutzsystems von 3 in Reaktion auf das Überziehschutzsignal von 4A zeigt.
4C ist eine Signalform, welche die Ausgänge eines Multiplizierers und eines Filters innerhalb des Überziehschutzsystems von 3 in Reaktion auf das Überziehschutzsignal von 4A zeigt.
4D ist eine Signalform, welche ein Verstärkungskommando innerhalb des Überziehschutzsystems von 3 in Reaktion auf das Überziehschutzsignal von 4A zeigt.
4E ist ein Signalformdiagramm eines ausgewählten Anstellwinkels als Ausgabe aus einer Zielauswahlvorrichtung innerhalb des Überziehschutzsystems von 3 in Reaktion auf das Überziehschutzsignal von 4A.
5 ist ein Blockdiagramm einer Forcing-Function-Verstärkungsschaltung, welche einen Staudruckeingang und einen Klappenpositionseingang aufweist.
6 ist ein detailliertes Blockdiagramm einer Steigungsabschnitt-Schaltung des Blockdiagramms von 5.
7A ist ein Graph der Forcing-Function-Verstärkung in Abhängigkeit von Staudruck für einen Klappenwinkel von 0 Grad.
7B ist ein Graph der Forcing-Function-Verstärkung in Abhängigkeit von Staudruck für einen Klappenwinkel von 1 Grad.
8 ist ein Logikdiagramm einer Logiksteuerung innerhalb des Überziehschutzsystems von 1.
9 ist ein detailliertes Logikdiagramm der Logiksteuerung von 8.
10 ist eine Logiktabelle für eine Signalspeicherschaltung innerhalb des Überziehschutzsystems von 2.
Detaillierte Beschreibung der Erfindung
Wie in 1 dargestellt wird ein Flugzeug 30 unter Steuerung eines Autopiloten 32 betrieben. Der Autopilot 32 ist durch einen Steuerbus 34 mit einem Flugsteuerungssystem 36 des Flugzeugs 30 gekoppelt, welches die Flugsteuerungsflächen 38, wie zum Beispiel die Klappen, Querruder, Höhenruder und das Seitenruder, betätigt. Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel ist der Autopilot 32 einer von drei Autopiloten (der Master-Autopilot und zwei Slave-Autopiloten), welche zusammenwirkend arbeiten. Jeder der Autopiloten 32 beinhaltet ein Überziehschutzsystem 40, wie es nachfolgend beschrieben wird. Außer wie nachfolgend mit Bezug auf 8 und 9 diskutiert, arbeiten jeder drei Autopiloten 32 und sein jeweiliges Überziehschutzsystem 40 identisch, und nur einer wird beschrieben. Die drei Autopiloten 32 arbeiten in einer von zwei Betriebsarten, entweder in einem dreifach unabhängigen Modus oder einem Master/Slave-Modus. Auf die Autopiloten 32 wird hierin unabhängig von ihrer tatsächlichen Betriebsart gemäß den Master- und Slave-Bezeichnungen Bezug genommen. Zum Beispiel werden, obwohl der Abstimmungsvorgang, welcher mit Bezug auf 9 beschrieben wird, in dem dreifach unabhängigen Modus auftritt, die Signale und Autopiloten 32 durch eine Master- und Slave-basierte Terminologie bezeichnet.
Das Überziehschutzsystem 40, welches detaillierter in 2 dargestellt ist, beinhaltet einen Überzieh-Integralkommandogenerator 42 und einen Überzieh-Proportionalkommandogenerator 44, welche von einer Zielauswahlvorrichtung 46 und einem entsprechenden überwachten Anstellwinkelsignal α_M an einem entsprechenden Signaleingang 48, 50 ausgehend von entsprechenden Anstellwinkelüberwachungsvorrichtungen 52, 56 angesteuert sind. Der Überzieh-Proportionalkommandogenerator 42 erzeugt ein Überzieh-Proportionalkommando, welches in einen Proportionalkommandoeingang des Autopiloten 32 eingegeben wird. Auf ähnliche Weise erzeugt der Überzieh-Integralkommandogenerator 44 ein Überzieh-Integralkommando, welches in einen Integralkommandoeingang des Autopiloten 32 eingegeben wird. Der Autopilot 32 nimmt das Überzieh-Integral- und Proportionalkommando auf und steuert abhängig davon durch einen Steuerbus 46 die Flugsysteme.
Wie es nachstehend beschrieben wird, sind das Überzieh-Proportionalkommando und das Überzieh-Integralkommando gewichtete Fehlersignale, welche den Differenzen zwischen dem überwachten Anstellwinkel α_M und einem Zielanstellwinkel α_T entsprechen. Basierend auf dem Überzieh-Proportionalkommando und -Integralkommando stellt der Autopilot 32 die Flugsteuerungssysteme ein, vorzugsweise das Höhenruder, um das Flugprofil zu verändern, so dass die Differenzen zwischen dem überwachten Anstellwinkel α_M und dem Zielanstellwinkel α_T minimiert werden und dadurch die Größe der Fehlersignale reduziert wird. Der Zielanstellwinkel α_T wird durch die Zielauswahlvorrichtung 46 ausgewählt, wie es nachstehend mit Bezug auf 3 beschrieben wird. Das Überziehschutzsystem 40 beinhaltet auch eine Logikschaltung 142, welche abhängig von den von dem Piloten ausgewählten Betriebsarten und von dem Autopiloten 32 empfangenen Signalen verschiedenartige Kommandosignale erzeugt, wie zum Beispiel ein Überziehschutz-Kommando (Stall Protect Command). Die Logikschaltung 142 ist mit Bezug auf 8 und 9 detailliert beschrieben.
Der Fachmann wird erkennen, dass, solange durch den Zusammenhang nichts anderes angedeutet ist, Fluggeschwindigkeiten und andere Flugbedingungen (z.B. Anstellwinkel, Fluggeschwindigkeit und Staudruck) dargestellt sein können durch Digitalworte, wenn das Überziehschutzsystem durch einen Digitalcomputer implementiert ist, oder durch entsprechende elektrische Signale, wenn das Überziehschutzsystem insgesamt oder teilweise durch ein analoges System implementiert ist. Zur Klarheit der Darstellung werden die elektrischen Signale hierin durch ihre physikalischen Entsprechungen bezeichnet.
Unter weiterer Bezugnahme auf 2 nimmt der Überzieh-Integralkommandogenerator 42 den Zielanstellwinkel α_T von der Zielauswahlvorrichtung 46 auf und subtrahiert eine Spannung, welche dem überwachten Anstellwinkel α_M von einer ersten Anstellwinkelüberwachungsvorrichtung 52 entspricht, um ein integrales Fehlersignal E_I zu erzeugen. Das integrale Fehlersignal E_I wird in einem Konstantenblock 54 durch eine Konstante K_I normiert, um das Überzieh-Integralkommando zu erzeugen.
Der Überzieh-Proportionalkommandogenerator 44 arbeitet auf eine ähnliche Weise, indem der Zielanstellwinkel α_T mit dem überwachten Anstellwinkel α_M von einer zweiten Anstellwinkelüberwachungsvorrichtung 56 nach Filterung durch ein Filter/Gatter 58 an einem Addierer 60 verglichen wird. Die Ausgabe des Addierers 60 ist ein proportionales Fehlersignal E_P. Das proportionale Fehlersignal E_P wird in einem Zweikonstan tenblock 61 mit einer von zwei Konstanten K₁ oder K₂ multipliziert, um ein normiertes proportionales Fehlersignal E_PN zu erzeugen. Das normierte proportionale Fehlersignal E_PN wird dann an einem Addierer 64 durch ein Vergrößerungssignal A_P aus einer Vergrößerungsschaltung 62 vergrößert, um das Überzieh-Proportionalkommando zu erzeugen.
Die Zielauswahlvorrichtung 46, der Zweikonstantenblock 61 und die Vergrößerungsschaltung 62 sind detaillierter in 3 dargestellt. Die Zielauswahlvorrichtung 46, welche den Zielanstellwinkel α_T auswählt, hat zwei Signaleingänge 66, 68 und einen Steuereingang 69. Der erste Signaleingang nimmt eine anstellwinkelbasierte Treiberfunktion KPg auf. Die Treiberfunktion KPg ist eine abhängig von der Klappenposition und einem überwachten Staudruck Q_C variierende Funktion. Die Entwicklung der Treiberfunktion KPg wird nachstehend mit Bezug auf 5, 6 und 7 beschrieben.
Zu 3 zurückkehrend, wird innerhalb der Zielauswahlvorrichtung 46 die Treiberfunktion KPg verwendet, um die Verstärkung eines Filternetzwerks zu variieren, welches ein erstes, zweites und drittes Filter/Gatter 70, 72, 74 beinhaltet, um ein Kommandoverstärkungssignal F_N zur Eingabe in einen Kommandoaddierer 76 zu erzeugen. An dem Kommandoaddierer 76 wird die Kommandoverstärkung F_N von einem Auslöseanstellwinkel α_TR subtrahiert, welcher an einem Addierer 80 als die Kombination eines gefilterten Steuerknüppelrüttleranstellwinkels α_SS aus dem Signaleingang 68 und einer Auslösebeeinflussung 78 gebildet wird.
Die Entwicklung des Verstärkungskommandos F_N ist am besten im Zusammenhang mit 3 und 4A–4E zu beschreiben. Das Netzwerk von Filtern/Gattern 70, 72, 74 wird durch einen Inverter 82 unter Kontrolle des Überziehschutz-Kommandos aus der Logiksteuerung 142 an dem Steuereingang 69 aktiviert. Wenn das Überziehschutz-Kommando inaktiv (in einem niedrigen Signalzustand) ist, wie in dem linksseitigen Abschnitt von 4A dargestellt, setzt der Inverter 82 jeden der Rücksetzeingänge zu den Filtern/Gattern 70, 72, 74 auf einen hohen Signalzustand. Die Ausgangssignale F₇₀, F₇₂ und F₇₄ von den Filtern/Gattern 70, 72 bzw. 74 sind „0" solange das Überziehschutz-Kommando inaktiv ist. Wenn das Überziehschutz-Kommando aktiv wird, werden die Filter/Gatter 70, 72, 74 nicht länger von dem Inverter 82 im zurückgesetzten Zustand gehalten, und arbeiten anstelle dessen als Tiefpassfilter.
Wenn das Überziehschutz-Kommando aktiv wird, nehmen das erste und dritte Filter 70, 74 eine Kommandobeeinflussungseingabe 84 auf, welche ein Treibersignal mit konstantem Niveau ist, und erzeugen gefilterte Ausgaben F₇₀, F₇₄ wie in 4B dargestellt. Das von dem Filter/Gatter 70 ausgegebene Signal F₇₀ wird dann an einem Multiplizierer 86 mit der Treiberfunktion KPg multipliziert, um an dem Ausgang des Multiplizierers 86 ein Signal KF₇₀ zu erzeugen, wie es in 4C dargestellt ist. Das Signal KF₇₀ aus dem Multiplzierer 86 wird dann durch das zweite Filter/Gatter 72 gefiltert, um ein Ausgangssignal F₇₂ zu erzeugen, welches langsamer ansteigt als das Signal KF₇₀, wie es ebenfalls in 4C dargestellt ist. An einem Addierer 88 wird das Signal KF₇₀ zu dem Ausgangssignal F₇₄ aus dem Filter/Gatter 74 addiert und das Ausgangssignal F₇₂ aus dem Filter/Gatter 72 wird subtrahiert, um das Verstärkungskommando F_N zu erzeugen, wie es in 4D dargestellt ist.
Das Signal KF₇₀ steigt schneller an als die Ausgabe F₇₂ aus dem Filter/Gatter 72. Als Ergebnis wird das Signal KF₇₀ anfänglich die Ausgabe F₇₂ überwältigen, wobei für die Ausgabe F₇₄ aus dem Filter 74 eine große Verstärkung bereitgestellt wird, was eine anfängliche Spitze in dem Verstärkungskommando F_N bewirkt. Wie in 4D zu erkennen, beginnt die Ausgabe F₇₂ aus dem Filter/Gatter 72 schließlich zu dem Signal KF₇₀ „aufzuschließen".
Weil die Ausgabe des Filters/Gatters F₇₂ eine tiefpassgefilterte Version des Signals KF₇₀ ist und von dem Signal KF₇₀ subtrahiert wird, wird der Nettoeffekt dieser zwei Signale F₇₂, KF₇₀ an dem Addierer 88 letztendlich 0 sein. Folglich wird nach der anfänglichen Spitze die Ausgabe des Addierers 88 sich dem Wert des Signals F₇₄ aus dem Filter/Gatter 74 annähern. Weil das Filter/Gatter 74 keine Verstärkung aufweist, wird das Verstärkungskommando F_N nach einer ausreichenden Zeit gleich der Kommandoabweichung 84 sein, wie es in 4D dargestellt ist.
An dem Addierer 76 wird das Verstärkungskommando F_N von der Ausgabe des Addierers 80 subtrahiert, welche eine Kombination einer Auslösebeeinflussung 78 mit dem gefilterten Steuerknüppelrüttleranstellwinkel α_SS an dem Signaleingang 68 ist, um den ausgewählten Zielwinkel α_T zu erzeugen. Der gefilterte Steuerknüppelrüttleranstellwinkel α_SS ist ein herkömmlich abgeleitetes Signal, welches dem Überziehschutzsystem 40 extern zugeführt wird und anzeigt, dass sich das Flugzeug 30 einem Überziehzustand nähert. Die Auslösebeeinflussung 78 entspricht einem Spielraum von 1 Grad oberhalb des Steuerknüppelrüttlerwinkels α_SS, bei welchem der Überziehschutz ausgelöst wird. Die Ausgabe des Addierers 80 ist somit ein Auslöseanstellwinkel α_TR, welcher gleich dem Steuerknüppelrüttleranstellwinkel α_SS plus 1 Grad ist, wie es in dem linksseitigen Abschnitt von 4E dargestellt ist. Weil der Steuerknüppelrüttleranstellwinkel α_SS abhängig von den Flugpara metern, wie zum Beispiel den Klappen- und Höhenruderwinkeln und der Fluggeschwindigkeit, variiert, wird der tatsächliche Wert des Auslöseanstellwinkels α_TR entsprechend variieren.
Der Zielanstellwinkel α_T an dem Ausgang des Addierers 76 ist die Kombination des Auslöseanstellwinkels α_TR und des Verstärkungskommandos F_N, wie es in 4E dargestellt ist. Weil das Verstärkungskommando F_N wie oben beschrieben davon abhängt, ob das Überziehschutz-Kommando aktiv ist oder nicht, wird der Zielanstellwinkel α_T ebenfalls davon abhängen, ob das Überziehschutz-Kommando aktiv ist. Wie in 4E zu erkennen, wird, wenn das Überziehschutz-Kommando aktiv wird, das Verstärkungskommando F_N von 4D von dem Auslöseanstellwinkel α_TR subtrahiert, wodurch der Zielanstellwinkel α_T weit unter den Steuerknüppelrüttleranstellwinkel α_SS gebracht wird. Da der Effekt des Filters/Gatters 72 beginnt, den Effekt des Signals KF₇₀ zunichte zu machen und sich das Verstärkungskommando F_N der Kommandobeeinflussung 84 annähert, beginnt der Zielanstellwinkel α_T sich dem Auslöseanstellwinkel α_TR minus der Kommandobeeinflussung 84 anzunähern. Weil die Kommandobeeinflussung 84 so ausgewählt ist, dass sie 2 Grad entspricht, wird sich der Zielanstellwinkel α_T bei dem Steuerknüppelrüttleranstellwinkel α_SS minus 1 Grad einpendeln (α_T = α_TR – 2 = (α_SS + 1) – 2).
Weil das Verstärkungskommando F_N eine anfängliche Verstärkung bereitstellt, um den Zielanstellwinkel α_T weit unter den Steuerknüppelrüttleranstellwinkel α_SS zu bringen, wird die Reaktion der Steuerungssysteme 36 des Flugzeugs 30 anfänglich übertrieben sein, so dass die anfängliche Reaktion des Flugzeugs 30 in Richtung des neuen Zielanstellwinkels α_T beschleunigt wird. Wenn das Flugzeug 30 sich dem Zielanstellwinkel α_T nähert, ist das Verstärkungskommando F_N abgeklungen und das Flugzeug 30 wird nicht deutlich über den neuen Zielanstellwinkel α_T hinaus gebracht, welcher der Steuerknüppelrüttlerwinkel α_SS minus 1 Grad ist.
Ebenfalls in 3 dargestellt ist die Struktur der Vergrößerungsschaltung 72 innerhalb des Proportionalkommandosignalgenerators 44. Die Vergrößerungsschaltung 62 stellt abhängig davon, ob das Überziehschutz-Kommando aktiv ist oder nicht, an dem Addierer 64 eines von zwei diskreten Vergrößerungssignalen bereit. Wenn das Überziehschutz-Kommando aktiv ist, überträgt die Vergrößerungsschaltung 62 durch eine Konstante 93 normiert und durch ein Filter/Gatter 95 gefiltert eine gefilterte Version eines Flugbahnbeschleunigungssignals aus einem Eingang 90 an den Addierer 64. Wenn das Überziehschutz-Kommando inaktiv wird, koppelt ein Schalter 92 innerhalb der Vergrößerungsschaltung 62 ein Signal von einem zweiten Eingang 93 an den Addierer 64, welches einer geschätzten Änderungsrate des Anstellwinkels dα/dt entspricht. Die geschätzte Änderungsrate des Anstellwinkels dα/dt ist ein Signal, welches aus dem Autopiloten 32 verfügbar ist, und wird innerhalb der Vergrößerungsschaltung 62 an einem Konstantenblock 94 durch eine Konstante Kg normiert.
3 zeigt auch, wie der Zweikonstantenblock 61 innerhalb des Proportionalkommandosignalgenerators 44 mit einem Multiplizierer 96 realisiert ist, welcher abhängig von der Position eines Schalters 102 eine von zwei Konstanten K₁ oder K₂ von entsprechenden Konstantenblöcken 103A und 103B aufnimmt. Der Schalter 102 wird unter Steuerung eines Vertikalannäherungskommandos (Vertical-Approach-Command) aus dem Autopiloten 32 aktiviert und stellt die erste Konstante K₁ bereit, wenn das Flugzeug 30 sich in einem Vertikalannäherungsmodus befindet, und stellt die zweite Konstante K₂ bereit, wenn sich das Flugzeug 30 in einem Reiseflugmodus befindet.
Wie oben mit Bezug auf 3 beschrieben, hängt das Verstärkungskommando F_N von dem Wert der Treiberfunktion KPg ab, welche an dem Signaleingang 66 zugeführt wird. Die Treiberfunktion KPg wird durch den Treibersignalgenerator 104 von 5 aus einem Staudruck Q_C abgeleitet. Der Treibersignalgenerator 104 wählt durch einen Auswahlschalter 106 mit vier Eingängen eines von vier Signalen aus, wobei die Schalterposition durch eine überwachte Klappenposition an einem Steuereingang 108 gesteuert wird. Beginnend bei einem ersten Eingang 109A an der Unterseite des Auswahlschalters 106, nimmt der Auswahlschalter 106 für Klappenwinkel von wenigstens 25 Grad eine Konstante K₂₅ auf. An einem zweiten Eingang 109B nimmt der Auswahlschalter 106 eine Konstante K_5–20 auf, welche Klappenwinkeln zwischen 5 und 20 Grad entspricht. An dem dritten Eingang 109C nimmt der Auswahlschalter eine Variable K₁ auf, welche einem Klappenwinkel von 1 Grad entspricht.
Die Variable K₁ ist eine im Minimum und Maximum begrenzte lineare Funktion des Staudrucks Q_C, welche durch einen Steigungsabschnitt-Block 110 und einen Begrenzer 112 erzeugt wird. Der Steigungsabschnitt-Block 112 ist genauer in 6 dargestellt und beinhaltet eine konstante Verstärkung m an einem Verstärkungsmultiplizierer 114, welcher als seine Eingabe den Staudruck Q_C aufnimmt. Die Ausgabe des Verstärkungsmultiplizierers 114 wird an einem Addierer 116 zu einer Konstante b aus einem y-Abschnittsblock 118 addiert, so dass aus dem Addierer 116 eine Endausgabe von K'₁ gleich m·Q_C + b erzeugt wird. Auf 5 zurückkommend, wird die Ausgabe K'₁ aus dem Steigungsabschnitt-Block 110 in den Begrenzer 112 eingegeben, um die im Minimum und Maximum begrenzte Variable K₁ zu erzeugen, wie es in 7A dargestellt ist.
Die vierte Eingabe 109D in den Auswahlschalter 106 ist eine Variable K₀, welche von einem K₀-Block 120 bereitgestellt wird, welcher zwei Zweige 122, 124 aufweist, die mit einem Ausgangsbegrenzer 126 gekoppelt sind. Der obere Zweig 122 ist mit einem Begrenzungseingang des Ausgangsbegrenzers 126 gekoppelt und liefert die Maximalbegrenzung für den Ausgangsbegrenzer 126. Der untere Zweig 124 liefert die Signaleingabe für den Ausgangsbegrenzer 126. Jeder Zweig 122, 124 beinhaltet einen entsprechenden Steigungsabschnitt-Block 128, 130, welcher im Aufbau identisch zu dem Steigungsabschnitt-Block von 6 ist; jedoch können sich die jeweiligen Steigungen m und y-Abschnitte b unterscheiden. Auch beinhaltet jeder Zweig 122, 124 einen entsprechenden Eingangsbegrenzer 132, 134. Die Funktionsweise des K₀-Blocks 120 ist am besten mit Bezug auf das Diagramm in 7A zu beschreiben.
In dem Diagramm stellt die durchgezogene Linie die Ausgabe des Ausgangsbegrenzers 126 dar. Bei einem Staudruck Q_C unterhalb eines ausgewählten Minimalstaudrucks Q₁ wird das Ausgangssignal aus dem zweiten Eingangsbegrenzer 134 auf ein erstes Niveau V₁ begrenzt. In diesem Staudruckbereich ist die Ausgabe aus dem zweiten Eingangsbegrenzer 134 unterhalb der Ausgabe des ersten Eingangbegrenzers 132 (die untere Begrenzung des ersten Eingangsbegrenzers 132 ist durch die gestrichelte Linie 135 dargestellt), so dass der Ausgangsbegrenzer 126 die Ausgabe des zweiten Eingangsbegrenzers 134 unverändert durchlässt.
Oberhalb des Staudrucks Q₁ ist die Ausgabe des Steigungsabschnitt-Blocks 130 größer als die Minimalbegrenzung aus dem zweiten Eingangsbegrenzer 134, und die Ausgabe des zweiten Eingangsbegrenzers 134 beginnt entsprechend anzusteigen. An diesem Punkt ist die Ausgabe des zweiten Eingangsbegrenzers 134 nach wie vor unterhalb der Maximalbegrenzung des Ausgangsbegrenzers 126 (wie von dem ersten Eingangsbegrenzer 132 bereitgestellt), und das Signal aus dem zweiten Eingangsbegrenzer 134 läuft unverändert durch den Ausgangsbegrenzer 126.
Wenn der Staudruck Q_C die untere Begrenzung des ersten Eingangsbegrenzers 132 erreicht (was die obere Begrenzung des Ausgangsbegrenzers 126 ist), begrenzt der Ausgangsbegrenzer 126 sein Ausgangssignal K₀ auf die Maximalbegrenzung, welche durch die untere Begrenzung des ersten Eingangsbegrenzers 132 festgelegt ist. Die Ausgabe aus dem zweiten Eingangsbegrenzer 134 steigt weiter, wie es durch die modifizierte gestrichelte Linie 138 von 7A angedeutet ist. Jedoch bleibt die Ausgabe des Ausgangsbegrenzers 126 konstant, bis die Eingabe in den ersten Eingangsbegrenzer 132, welcher von dem Steigungsabschnitt-Block 128 angesteuert ist, bei einem Staudruck Q₃ zu steigen beginnt. Oberhalb des Staudrucks Q₃ beginnt die Ausgabe des ersten Eingangsbegrenzers 132 (und somit die Maximalbegrenzung des Ausgangsbegrenzers 126) zu steigen, bis ein Staudruck Q₄ erreicht wird. Die Maximalbegrenzung des Ausgangsbegrenzers 126, und somit die Ausgabe K₀, steigt entsprechend. Oberhalb des Staudrucks Q₄ wird die obere Begrenzung des ersten Eingangsbegrenzers 132 erreicht. Der erste Eingangsbegrenzer 132 liefert dann als die obere Begrenzung des Ausgangsbegrenzers 126 ein konstantes Ausgabeniveau, so dass die Ausgabe K₀ des Ausgangsbegrenzers 126 fest ist. Der Gesamteffekt der Begrenzerstrukturen ist der Graph von 7A in Form einer „schrägen Treppe".
Welche auch immer von den Variablen K₀, K₁ oder von den Konstanten K_5–20 oder K₂₅ von dem Auswahlschalter 106 ausgewählt ist, wird in einen Halteblock 140 eingegeben, welcher durch das Überziehschutz-Kommando aktiviert wird. Der Halteblock 140 hält den Wert der Signalausgabe aus dem Auswahlschalter 106 zu dem Zeitpunkt, wenn das Überziehschutz-Kommando aktiv wird, und liefert weiter diesen Wert als die Treiberfunktion KPg an die Zielauswahlvorrichtung 46. Die Treiberfunktion KPg, und somit die Menge von durch das Verstärkungskommando F_N bereitgestellter Verstärkung, ist somit abhängig von dem Staudruck Q_C und der Klappenposition.
Wie oben beschrieben wird das Überziehschutzsystem 40 aktiviert, indem das Überziehschutz-Kommando, wie von der in 8 dargestellten Logikschaltung 142 erzeugt, aktiv wird. Die Bestimmung, ob das Überziehschutz-Kommando aktiv oder inaktiv sein sollte, wird zunächst an einem Signalspeicher 144 in Reaktion auf Signale aus einer Überzieh-Proportionalüberwachungsvorrichtung 146 und einer Aktivmodusüberwachungsvorrichtung 148 durchgeführt. Die Ausgabe des Signalspeichers 144 stellt eine Bestimmung durch die Logikschaltung 142 dar, dass das Überziehschutzsystem 40 aktiv werden sollte, wie es durch das Signal „MY Stall Protect" an einem Ausgang 150 angezeigt wird. Damit das Überziehschutz-Kommando aktiv wird, muss das Signal „MY Stall Protect" von einem Abstimmungsabschnitt 152 an einem UND-Gatter 154 bestätigt werden.
Das Blockdiagramm von 8 ist genauer in 9 dargestellt. Die Überzieh-Proportionalüberwachungsvorrichtung 146 ist ein Komparator, welcher das Überzieh-Proportionalkommando (Stall Proportional Command) aus dem Addierer 64 (3) aufnimmt und bestimmt, ob das Überzieh-Proportionalkommando kleiner als 0 ist. Wenn das Überzieh-Proportionalkommando an dem Komparator 156 kleiner als 0 ist (d. h. der überwachte Anstellwinkel α_M größer ist als der Zielanstellwinkel α_T), gibt der Komparator 156 eine „1" aus. Ein UND-Gatter 158 nimmt die Ausgabe aus dem Komparator 156 auf und bestätigt, dass das Warnelektroniksystem an einem Eingang 160 nicht in einem Fehlermodus ist und dass das Anstellwinkelkommando (Angle of Attack Command) an einem Eingang 162 gültig ist. Wenn das Anstellwinkelkommando gültig ist, das Warnelektroniksystem nicht in einem Fehlermodus ist und der überwachte Anstellwinkel α_M größer als der Zielanstellwinkel α_T ist, gibt das UND-Gatter 158 eine „1" an einen Eingang I₁ des Signalspeichers 144 aus.
Wie aus der Logiktabelle von 10 zu erkennen ist, aktiviert eine „1" an dem Eingang I₁ den Signalspeicher 144. Wenn der Signalspeichereingang L₁ ebenfalls eine „1" ist, wird der Signalspeicher 144 eine „1" ausgeben. Die Signalspeicherausgabe wird eine „1" bleiben, bis der Signalspeichereingang L₁ auf eine „0" gesetzt wird.
Die Signalspeichereingabe L₁ wird von der Aktivmodusüberwachungsvorrichtung 148 geliefert. Die Aktivmodusüberwachungsvorrichtung 148 erzeugt eine „1", wenn eine beliebige aus einer ausgewählten Gruppe von Autopilotbetriebarten aktiv ist. Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel sind die ausgewählten Autopilotbetriebsarten Vertikalgeschwindigkeit, Flugbahnwinkel, Höhe Einnehmen, Höhe Halten und Vertikalnavigation. Die Aktivmodusüberwachungsvorrichtung 148 kann auch eine „1" erzeugen, wenn die ausgewählte Betriebsart eine Vertikalannäherung ist, wie es unten mit Bezug auf den Vertikalannäherungsabschnitt 174 beschrieben wird.
Wenn eine beliebige der ausgewählten Betriebsarten aktiv ist, wird eine „1" an einem entsprechenden Eingang 164 der Aktivmodusüberwachungsvorrichtung 148 bereitgestellt. Die Signale von den jeweiligen Eingängen 164 werden durch entsprechende UND-Gatter 166 geführt, welche durch eine Gleitpfadeinnahmeschaltung 168 aktiviert werden, wie nachstehend beschrieben, welche mit den verbleibenden Eingängen der UND-Gatter 166 gekoppelt ist. Die Ausgänge der UND-Gatter 166 sind durch entsprechende Verzögerungs-AN-Blöcke 170 an ein gemeinsames O-DER-Gatter 172 gekoppelt. Ein zusätzlicher Eingang in das O-DER-Gatter 172 ist mit einem Ausgang eines Vertikalannäherungsabschnitts 174 gekoppelt. Der Vertikalannäherungsabschnitt 174 liefert eine „1", wenn eine Vertikalannäherung aktiv ist, die Funkhöhenmesserhöhe oberhalb einer spezifizierten Höhe, wie zum Beispiel 200 Fuß, ist und das Überziehschutz-Kommando aktiv ist.
Die Ausgabe des ODER-Gatters 172 bestätigt, dass wenigstens eine der ausgewählten Betriebsarten aktiv ist oder die Vertikalannäherungsbedingungen erfüllt sind. Die Aktivmodusüberwachungsvorrichtung 148 bestätigt dann, dass der lokale Autopilot 32 eingeschaltet ist und das Flugzeug 30 in der Luft ist, indem an einem UND-Gatter 176 das logische UND eines Autopilot-Engaged-Signals („Autopilot eingeschaltet"), eines In-Air-Signals („in der Luft) und der Ausgabe des ODER-Gatters 172 erzeugt wird. Wenn der lokale Autopilot 32 eingeschaltet ist, das Flugzeug 30 in der Luft ist und entweder eine der ausgewählten Betriebsarten aktiv ist oder die Vertikalannäherungsbedingungen erfüllt sind, liefert das UND-Gatter 176 eine „1" an den Signalspeichereingang L₁ des Signalspeichers 144. Wenn die Überzieh-Proportionalüberwachungsvorrichtung 146 bestimmt, dass der überwachte Anstellwinkel α_M größer ist als der Zielanstellwinkel α_T, gibt dort der Signalspeicher 144 eine „1" aus, welche das Signal „MY Stall Protect" bildet. Wie oben diskutiert, wird das Signal „MY Stall Protect" an dem UND-Gatter 154 mit der Ausgabe des Abstimmungsabschnitts 152 kombiniert, um das Überziehschutz-Kommando zu erzeugen.
Der Abstimmungsabschnitt 152 stellt sicher, dass das zu dem Master-Autopiloten 32 gehörende Überziehschutzsystem 40 und wenigstens eines der zu einem Slave-Autopiloten 32 gehörenden Überziehschutzsysteme 40 bestimmt haben, dass das Überziehschutz-Kommando aktiv sein sollte, solange nur ein einziger Autopilot aktiv ist und der Autopilot entweder in einem Vertikalnavigationsmodus ist oder die Gierkontrolle des lokalen Autopiloten eingeschaltet ist. Wenn mehr als ein einziger Autopilot aktiv ist, der Autopilot nicht in einem Vertikalnavigationsmodus ist oder die Gierkontrolle des lokalen Autopiloten nicht eingeschaltet ist, wird der Abstimmungsabschnitt 152 eine „1" ausgeben.
Die Bestimmung, ob das Überziehschutzsystem 40 zu dem Master-Autopiloten 32 gehört, erfolgt durch ein UND-Gatter 178, welches an zwei seiner Eingangsanschlüsse 180, 182 ein Master-Not-ML-Signal und ein Master-NOT-MR-Signal aufnimmt. Das Master-Not-ML-Signal ist das logische Inverse eines Signals von dem linken benachbarten („My Left") Autopiloten 32, welches anzeigt, ob der linke benachbarte Autopilot 32 der Master ist oder nicht. Der Eingangsanschluss 182 nimmt das logische Inverse des entsprechenden Signals von dem rechten benachbarten („My Right") Autopiloten 32 auf. Es ist zu erkennen, dass sowohl der linke als auch der rechte benachbarte Autopilot 32 Slaves sein müssen, wenn das UND-Gatter 178 eine „1" ausgeben soll. Diese Situation wird nur auftreten, wenn das vorliegen de Überziehschutzsystem 40 zu dem Master-Autopiloten 32 gehört.
Zusätzlich zu dem Erfordernis, dass das Überziehschutzsystem 40 zu dem Master-Autopiloten 32 gehört, erfordert das UND-Gatter 178 auch, dass das ML-Stall-Protect-Signal oder das MR-Stall-Protect-Signal, von welchen jedes in ein ODER-Gatter 184 eingegeben wird, das MY-Stall-Protect-Signal bestätigen müssen. Die MR- und ML-Stall-Protect-Signale kommen von den linken und rechten benachbarten Autopiloten 32 und werden innerhalb ihrer jeweiligen Überziehschutzsysteme 40 als ihre entsprechenden MY-Stall-Protect-Signale erzeugt.
Ein Ausgangs-ODER-Gatter 186 stellt sicher, dass das Überziehschutz-Kommando von dem zu den Slave-Autopiloten 32 gehörenden Überziehschutzsystem 40 immer dann eine „1" ist, wenn das zu dem Master-Autopiloten 32 gehörende Überziehschutzsystem 40 es durch einen Abstimmungsvorgang so bestimmt. Das Ausgangs-ODER-Gatter 186 nimmt die Ausgabe „MY Vote" von dem UND-Gatter 178 innerhalb des vorliegenden Überziehschutzsystems 40 auf und nimmt das „ML Vote" und „MR Vote" von den benachbarten Überziehschutzsystemen 40 auf. Wenn die benachbarten Überziehschutzsysteme 40 Slaves sind, werden ihre Abstimmsignale („Votes") „0" sein, wie es oben mit Bezug auf die Anschlüsse 180, 182 diskutiert wurde. Wenn jedoch das vorliegende Überziehschutzsystem 40 zu einem Slave-Autopiloten 32 gehört, wird entweder das „ML Vote" oder „MR Vote" von dem zu dem Master-Autopiloten 32 gehörenden Überziehschutzsystem 40 sein. Unabhängig davon, ob der Master-Autopilot 32 der linke oder rechte benachbarte Autopilot 32 ist, wird das Überziehschutzsystemsignal des Master-Autopiloten an dem Ausgangs-ODER-Gatter 186 „abstimmen" und eine „1" an dem Ausgang des Ausgangs-ODER-Gatters 186 hervor rufen. Folglich werden beide Slave-Autopiloten 32 ebenfalls eine „1" an ihren entsprechenden Ausgangs-ODER-Gatter 186 ausgeben.
Eine weitere Bedingung dafür, dass das MY-Vote-Signal eine „1" ist, wird an dem verbleibenden Eingang des UND-Gatters 178 auferlegt. Die Bedingung kommt von einem begrenzenden UND-Gatter 188, welches nur dann eine „1" an das UND-Gatter 178 liefert, wenn mehrere Autopiloten eingeschaltet sind und der Autopilot sich entweder in einem Vertikalnavigationsmodus befindet oder der lokale Autopilot 32 im Giermodus ist. Wenn nur ein einziger Kanal eingeschaltet ist oder wenn der lokale Autopilot 32 in keinem von dem Vertikalnavigationsmodus oder Giermodus ist, gibt das begrenzende UND-Gatter 188 eine „0" aus. Die „0" deaktiviert das UND-Gatter 178 und setzt das „MY Vote" auf niedrig. Obwohl das „MY Vote" niedrig ist, kann das Überziehschutz-Kommando aktiv werden, weil die „0"-Ausgabe von dem begrenzenden UND-Gatter 188 von einem Inverter 190 invertiert wird, um eine „1" an das Ausgangs-ODER-Gatter 186 zu liefern.
Aus der obigen Beschreibung ist zu erkennen, dass das Überziehschutzsystem 40 einen Zielanstellwinkel α_T abhängig davon auswählt, ob das Überziehschutz-Kommando aktiv ist oder nicht. Während eines Normalbetriebs des Flugzeugs 30 ist das Überziehschutz-Kommando inaktiv und der Zielanstellwinkel α_T wird gleich dem Steuerknüppelrüttleranstellwinkel α_SS plus 1 Grad (dem Auslöseanstellwinkel α_TR) sein. Wenn jedoch der Komparator 156 bestimmt, dass das Überzieh-Proportionalkommando den Auslöseanstellwinkel α_TR (Steuerknüppelrüttleranstellwinkel α_SS plus 1 Grad) übersteigt, wird das Überziehschutz-Kommando aktiv, was die oben mit Bezug auf 4A–E beschriebenen Signalantworten auslöst. Der Zielanstellwinkel α_T wird dann zu dem Steuerknüppelrüttleranstellwinkel α_SS minus 1 Grad. Wenn der Pilot keine Maßnahme ergreift, wird der Autopilot 32 in Reaktion auf das Überzieh-Proportionalkommando und Überzieh-Integralkommando die Flugsteuerungssysteme 36 derart steuern, dass das Flugzeug 30 versuchen wird, bei einem Anstellwinkel gleich dem herabgesetzten Zielanstellwinkel α_T (Steuerknüppelrüttleranstellwinkel α_SS minus 1 Grad) zu arbeiten.
Wie ebenfalls aus der obigen Beschreibung zu erkennen ist, kann der Pilot bewirken, dass das Überziehschutzsystem 40 den Überziehschutzmodus verlässt, indem er den Autopiloten 32 ausschaltet oder das Flugzeug 30 landet, so dass die Ausgabe des UND-Gatters 176 einen niedrigen Signalzustand einnimmt, um zu bewirken, dass das Überziehschutz-Kommando inaktiv wird.
Um es dem Piloten zu ermöglichen, den Überziehschutzmodus zu verlassen, ohne den Autopiloten auszuschalten, bietet die Logikschaltung 142 in Reaktion auf die Auswahl eines neuen Modus für den Autopiloten 32 einen „Übergangs"-Zustand. Insbesondere bewirken die Verzögerungs-AN-Blöcke 117, dass die Aktivmodusüberwachungsvorrichtung 148 in Reaktion auf die Auswahl einer neuen aktiven Betriebsart eine „Übergangs-0" erzeugt. Ein Beispiel einer Modusumschaltung demonstriert die Entwicklung der „Übergangs-0".
Wenn anfänglich der Altitude-Capture-Modus aktiv ist, wird die Ausgabe des dritten Verzögeruns-AN-Blocks 170 eine „1" sein. Wenn der aktive Modus von Altitude-Capture auf Vertikalnavigation umgeschaltet wird, wird die Ausgabe des dritten Verzögeruns-AN-Blocks 170 unmittelbar auf einen niedrigen Signalzustand gehen, und keine Verzögerung wird bei einem Ü bergang von AN auf AUS veranlasst. Die Eingabe in den ersten Verzögerungs-AN-Block 17D (Vertikalnavigation) wird ebenfalls unmittelbar auf einen hohen Signalzustand gehen; jedoch wird seine Ausgabe in Reaktion auf die Auswahl des Vertikalnavigationsmodus bis nach einer ausgewählten Verzögerungsperiode τ nicht auf einen hohen Signalzustand gehen. Die Ausgabe von allen Verzögerungs-AN-Blöcken 170 wird vorübergehend einen niedrigen Signalzustand einnehmen, bis die Ausgabe des ersten Verzögerungs-AN-Blocks 170 an dem Ende der Verzögerungsperiode τ einen hohen Signalzustand einnimmt. Folglich wird die Ausgabe des ODER-Gatters 172 und somit die Signalspeichereingabe L₁ für eine kurze Verzögerungsperiode τ einen niedrigen Signalzustand einnehmen, nachdem der neue aktive Modus ausgewählt wurde. Als Reaktion wird der Signalspeicher 144 in den logischen Zustand „0" zurückkehren, bis die obigen Bedingungen (überwachter Anstellwinkel α_M, welcher den Steuerknüppelrüttleranstellwinkel α_SS plus 1 Grad übersteigt, Autopilot eingeschaltet und Flugzeug in der Luft) erfüllt sind. Um den Überziehschutzmodus zu verlassen, kann der Pilot somit einfach zwischen ausgewählten Betriebsarten umschalten.
Der Ansatz eines Umschaltens zwischen Betriebsarten wird aufgrund der Einbeziehung eines ODER-Gatters 192 vor dem vierten Verzögerungs-AN-Block 170 in dem einzigen Fall nicht funktionieren, in welchem der Pilot zwischen dem Vertikalgeschwindigkeitsmodus und Flugbahnwinkelmodus umschaltet. Das ODER-Gatter 192 verbindet sowohl den Vertikalgeschwindigkeitsmoduseingang 164 als auch den Flugbahnwinkelmoduseingang 164 mit demselben Verzögerungs-AN-Block 170, so dass die Aktivmodusüberwachungsvorrichtung 148 eine Umschaltung zwischen dem Vertikalgeschwindigkeitsmodus und Flugbahnwinkelmodus nicht als eine Pilotenmaßnahme erkennt, welche den Überziehschutz beendet.
Zusätzlich dazu, dass der Pilot eine bestimmte Maßnahme ergreift, um zu bewirken, dass das Überziehschutzsystem 40 den Überziehschutzmodus verlässt, stellt die Gleitpfadeinnahmeschaltung 168 ebenfalls ein Signal bereit, um während einer Annäherung mit einem Instrumentenlandesystem („ILS") den Überziehsteuerungsmodus aufzuheben. Wenn die Annäherung vorbereitet wird, erzeugt ein Vorderkantendetektor 194 eine „1" zur Eingabe in ein UND-Gatter 196. Wenn die Annäherung vorbereitet wird und das Überziehschutz-Kommando aktiv ist, wird ein Annäherungssignalspeicher 198 eine „1" an einem verbleibenden Eingang des UND-Gatters 196 erzeugen, und das UND-Gatter 196 wird eine „1" ausgeben. Die Ausgabe des UND-Gatters 196 wird in einen Rücksetzsignalspeicher 200 eingegeben und an ein UND-Gatter 202 weitergeleitet. Wenn auch der Gleitpfad eingenommen wird, wird ein zweiter Vorderkantendetektor 204 eine „1" an einen verbleibenden Eingang des UND-Gatters 202 liefern. Wenn somit der Gleitpfad eingenommen wird und die Annäherung vorbereitet wird, nachdem der Überziehschutzmodus eingeschaltet ist, wird das UND-Gatter 202 eine „1" ausgeben, welche durch einen Ausgangsinverter 206 invertiert wird. Folglich wird die Ausgabe der Gleitpfadeinnahmeschaltung 168 nur dann eine „0" sein, wenn die Annäherung vorbereitet wird, wenn das Überziehschutz-Kommando aktiv ist und der Gleitpfad eingenommen wird.
Es sollte beachtet werden, dass aufgrund der Kopplung des Ausgangs des Inverters 206 mit dem Signalspeichereingang des Rücksetzsignalspeichers 200 die „0"-Ausgabe aus der Gleitpfadeinnahmeschaltung 168 vorübergehend sein wird. Wenn die Ausgabe des Inverters 206 einen niedrigen Signalzustand einnimmt, geht der Signalspeichereingang L des Signalspeichers 200 auf einen niedrigen Signalzustand. Der Signalspeicher 200 setzt dann einen Eingang des UND-Gatters 202 auf einen niedrigen Signalzustand und die Ausgabe der Gleitpfadeinnahmeschaltung 168 geht auf einen hohen Signalzustand. Wenn die oben beschriebenen Bedingungen erfüllt sind (Gleitpfadeinnahme, Annäherung vorbereitet und Überziehschutz), wird somit an alle der UND-Gatter 166 in der Aktivmodusüberwachungsvorrichtung 148 eine „vorübergehende 0" zugeführt, was bewirkt, dass die Aktivmodusüberwachungsvorrichtung 148 eine „vorübergehende 0" ausgibt. Das Überziehschutzsystem 40 wird dann automatisch den Überziehsteuerungsmodus verlassen.
Während die Erfindung mittels einer beispielhaften Ausführungsform beschrieben wurde, sind die Ansprüche nicht auf die hierin beschriebene Ausführungsform beschränkt. Äquivalente Vorrichtungen oder Schritte können anstelle der beschriebenen eingesetzt werden, und gemäß der Prinzipien der vorliegenden Erfindung arbeiten und in den Umfang der Ansprüche fallen.

Claims

Verfahren zum Verhindern eines Überziehens eines durch einen Autopiloten (32) gesteuerten Flugzeugs (30), wobei der Autopilot einen Satz von Flugsteuerungsparametern festlegt, welche sich speziell auf einen Betrieb der Steuerungsflächen (38) des Flugzeugs beziehen, um einen ausgewählten Flugzustand des Flugzeugs bereitzustellen, wobei das Verfahren die automatisch durchgeführten Schritte umfasst: – Auswählen eines nominalen maximal zulässigen Anstellwinkels für das Flugzeug; – Auswählen eines Auslöseanstellwinkels (α_TR) oberhalb des nominalen maximal zulässigen Anstellwinkels; – Überwachen eines tatsächlichen Anstellwinkels (α_M) des Flugzeugs; – Vergleichen des tatsächlichen Anstellwinkels (α_M) mit dem Auslöseanstellwinkel (α_TR); – wenn der tatsächliche Anstellwinkel des Flugzeugs den Auslöseanstellwinkel übersteigt, Erzeugen eines Überziehsignals; – in Reaktion auf das Überziehsignal, Veranlassen, dass der Autopilot (32) den derzeit für ein elektronisches Flugsteuerungssystem (36) geltenden Satz von Flugsteuerungsparametern aufhebt, indem ein geänderter Satz von Flugsteuerungsparametern bereitgestellt wird und dadurch ein geänderter Flugzustand bereitgestellt wird, wobei während des Fluges das elektronische Flugsteuerungssystem, immer wenn Änderungen im Flugzustand dazu führen, dass der tatsächliche Anstellwinkel den Auslöseanstellwinkel übersteigt, einen geänderten Flugzustand bereitstellt, welcher aus dem geänderten Satz von Flugsteuerungsparametern bestimmt ist, wodurch unabhängig von dem derzeitigen Schubniveau, welches unabhängig von dem Autopiloten durch manuelle Auswahl auferlegt ist, ein Überziehen verhindert wird.
Verfahren nach Anspruch 1, ferner beinhaltend den Schritt eines Auswählens eines ersten Winkels, welcher einen Regelanstellwinkel unterhalb des Auslöseanstellwinkels darstellt, wobei der Schritt des Bereitstellens des geänderten Satzes von Flugsteuerungsparametern und dadurch Bereitstellen eines geänderten Flugzustands ein Auswählen von Werten für die Parameter in dem geänderten Satz von Flugsteuerungsparametern, um zu bewirken, dass der tatsächliche Anstellwinkel des Flugzeugs sich dem Regelanstellwinkel annähert, beinhaltet.
Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, ferner beinhaltend den Schritt: – nach dem Aufheben des Satzes von Flugsteuerungsparametern, Beibehalten des geänderten Satzes von Flugsteuerungsparametern, bis entweder der Autopilot (32) ausgeschaltet wird oder ein neuer Satz von Flugsteuerungsparametern durch einen Piloten ausgewählt wird.
Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3, wobei der Schritt des Auswählens des Auslöseanstellwinkels (α_TR) die Schritte beinhaltet: – Überwachen eines ausgewählten Satzes von Flugparametern; – Festlegen eines Beeinflussungsanstellwinkels relativ zu dem Steuerknüppelrüttleranstellwinkel; und – Addieren des Beeinflussungsanstellwinkels zu dem Steuerknüppelrüttleranstellwinkel, um den Auslöseanstellwinkel zu erzeugen.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1–4, wobei der Schritt des Erzeugens eines Überziehsignals den weiteren Schritt eines Erzeugens eines weiteren Überziehsignals, welches proportional zu der Differenz zwischen dem tatsächlichen Anstellwinkel und dem Auslöseanstellwinkel ist, und eines Filterns des weiteren Überziehsignals, um ein gefiltertes Überziehsignal zu erzeugen, beinhaltet.
Verfahren nach einem der Ansprüche 1–5, ferner beinhaltend die Schritte: – Erzeugen eines transienten Treibersignals (F_N); und – Verstärken des Überziehsignals mit dem transienten Treibersignal, um die Reaktion des Autopiloten auf das Überziehsignal zu beschleunigen, wobei der Schritt des Verstärkens des Überziehsignals die Schritte beinhaltet: – Überwachen eines Klappenanstellwinkels für das Flugzeug; – Auswählen einer Treiberfunktion (KPg) in Reaktion auf den überwachten Klappenanstellwinkel; – Anwenden der Treiberfunktion auf ein Filternetzwerk (70, 72, 74), um das transiente Treibersignal (F_N) zu erzeugen; und – Addieren des transienten Treibersignals zu dem Überziehsignal.
Verfahren nach einem der Ansprüche 2–6, wobei der Schritt des Auswählens des Regelanstellwinkels die Schritte beinhaltet: – Überwachen eines ausgewählten Satzes von Flugparametern; – Festlegen eines Steuerknüppelrüttleranstellwinkels (α_SS) in Reaktion auf die überwachten Flugparameter; – Auswählen eines Sicherheitsspielraums; und – Subtrahieren des Sicherheitsspielraums von dem Steuerknüppelrüttleranstellwinkel.
Überziehschutzsystem zum Verhindern eines Überziehens eines durch einen Autopiloten gesteuerten Flugzeugs, wobei das System umfasst: – einen Autopiloten (32), welcher mit einem elektronischen Flugsteuerungssystem (36) wirksam verbunden ist, zum Festle gen eines Satzes von Flugsteuerungsparametern, welche sich speziell auf den Betrieb der Steuerungsflächen des Flugzeugs beziehen, um einen ausgewählten Flugzustand des Flugzeugs bereitzustellen, und – eine Vorrichtung, welche umfasst: – eine Fluganstellwinkelüberwachungsvorrichtung (52, 56), welche ein elektrisches Signal erzeugt, welches einem erfassten Fluganstellwinkel des Flugzeugs entspricht; – einen Zielsignalgenerator (46) mit einem Steuereingang, wobei der Zielsignalgenerator in Reaktion auf eine erste Flugsteuerungssignalhöhe an dem Steuereingang ein Zielsignal erzeugt, welches einem Zielanstellwinkel entspricht, wobei der Zielwinkel gleich einem Auslöseanstellwinkel oberhalb eines nominalen maximal zulässigen Anstellwinkels gesetzt wird, und wobei der Zielanstellwinkel in Reaktion auf eine zweite Steuersignalhöhe an dem Steuereingang auf einen Anstellwinkel unterhalb des Auslöseanstellwinkels gesetzt wird; – einen Fehlersignalgenerator (42, 44) mit einem ersten Eingang, welcher zur Aufnahme des elektrischen Signals von der Überwachungsvorrichtung für den Fluganstellwinkel (α_M) verkoppelt ist, und einem zweiten Eingang, welcher zur Aufnahme des Zielsignals von dem Zielgenerator (46) verkoppelt ist, wobei der Fehlersignalgenerator ein Fehlersignal erzeugt, welches der Differenz zwischen dem Zielanstellwinkel (α_TR) und dem erfassten Fluganstellwinkel (α_M) entspricht; – eine Logikschaltung (142), welche zur Aufnahme des Fehlersignals verkoppelt ist, wobei die Logikschaltung in Reaktion darauf, dass das Fehlersignal anzeigt, dass der erfasste Fluganstellwinkel den Auslöseanstellwinkel übersteigt, ein Steuersignal erzeugt, welches die zweite Steuersignalhöhe aufweist, wobei das Steuersignal andernfalls die zweite Steuersignalhöhe aufweist; und – einen Aufhebungssignalgenerator (152, 154), welcher zur Aufnahme des Fehlersignals verkoppelt ist, wobei der Aufhebungssignalgenerator in Reaktion auf die zweite Steuersignal höhe und das Fehlersignal ein Überziehaufhebungssignal erzeugt, um zu bewirken, dass der Autopilot (32) den derzeit für das elektronische Flugsteuerungssystem (36) geltenden Satz von Flugsteuerungsparametern aufhebt und dem elektronischen Flugsteuerungssystem (36) einen geänderten Satz von Flugsteuerungsparametern zuführt, wodurch ein geänderter Flugzustand bereitgestellt wird, in welchem der Fluganstellwinkel sich dem Anstellwinkel unterhalb des Auslöseanstellwinkels annähert und dadurch unabhängig von dem derzeitigen Schubniveau, welches unabhängig von dem Autopiloten (32) durch manuelle Auswahl auferlegt ist, ein Überziehen verhindert wird.
System nach Anspruch 8, umfassend Auswahlmittel zum Auswählen von Werten für die Parameter in dem geänderten Satz von Flugsteuerungsparametern, um zu bewirken, dass der axiale Anstellwinkel des Flugzeugs sich einem ersten Winkel annähert, welcher einen Regelanstellwinkel unterhalb des Auslöseanstellwinkels darstellt.
System nach Anspruch 8 oder 9, wobei der Aufhebungssignalgenerator (152, 154) nach dem Aufheben des Satzes von Flugsteuerungsparametern den geänderten Satz von Flugsteuerungsparametern beibehält, bis entweder der Autopilot ausgeschaltet wird oder ein neuer Satz von Flugsteuerungsparametern durch einen Piloten ausgewählt wird.