DE2335855C2

DE2335855C2 - Automatisches Flugsteuersystem

Info

Publication number: DE2335855C2
Application number: DE2335855A
Authority: DE
Inventors: Paul Allan Phoenix Ariz. Rauschelbach
Original assignee: Sperry Corp New York NY; Sperry Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1972-07-14
Filing date: 1973-07-14
Publication date: 1986-12-18
Also published as: GB1435202A; JPS4956398A; DE2335855A1; GB1435203A; JPS5820840B2; GB1435201A; US3848833A; CA1005883A; FR2193501A5; IT989856B

Description

Beschreibung

Die Erfindung bezieht sich auf ein automatisches Flugsteuersystem der im Oberbegriff des Anspruchs 1 genannten Art.

Es sind automatische Flugsteuersysteme bekannt (US-PS 28 29 848), bei denen Drehknöpfe vorgesehen sind, die auf den Querneigungs- und Längsneigungskanal des Flugsteuersystems einwirken und bei dereii Betätigung eine Änderung der Querneigungs- bzw. Längsneigungslage des Luftfahrzeugs hervorgerufen werden kann, so daß es zur Änderung der Querneigungs- und Längsneigungslage des Luftfahrzeugs nicht erforderlich und üblich ist, den Autopiloten auszukuppeln.

Es sind weiterhin automatische Flugsteuersysteme bekannt (GB-PS 12 18 471), bei denen Kraftwandler an dem Steuerhorn vorgesehen sind, mit deren Hilfe Manöverbefehle in das Flugsteuersystem eingeführt werden können. Derartige Kraftwandler sind jedoch relativ aufwendig und lassen sich nicht ohne weiteres nachträglich in Luftfahrzeuge einbauen, obwohl sich durch die Einführung von Manöverbefehlen in das Flugsteuersystem mit Hilfe des Steuerhorns eine wesentliche Bedienungsvereinfachung ergibt.

Es ist weiterhin ein automalisches Flugsteuersystem der eingangs genannten Art bekannt (DE-AS 10 44 626), bei dem ein Auskuppeln des Flugsteuersystems zur Durchführung einer Handsteuerung möglich ist, wobei die Servomotoren ausgekuppelt sind und nach wie vor von dem automatischen Flugsteuersystem so nachgeführt werden, daß sie nach Beendigung der Handsteuerung das Flugzeug in die von dem automatischen Flugsteuersystem festgelegte und an diesem eingestellte Fluglage zurückführen. Eine Beibehaltung der mit Hilfe der Handsteuerung eingestellten Fluglage ist hierbei nicht möglich, so daß die Handsteuerung die Funktion der Drehknöpfe anderer bekannter Flugsteuersysteme nicht ersetzten kann.

Der Erfindung ÜSilt die ^A iifcrahi» 7iicmindf· pinp Steil- f»n

erhorn-Steuerung als Autopilot-Funktion in sehr einfacher Weise zu ermöglichen, ohne daß es erforderlich ist, Kraftmeßfühler in den Steuerhorn-Steuermechanismus einzufügen, wobei jedoch alle Funktionen hochentwikkelter Flugsteuersysteme aufrechterhalten bleiben sol- t>5 len.

Diese Aufgabe wird durch die im kennzeichnenden Teil des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale ge

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Durch die erfindungsgemäße Ausgestaltung des Flugsteuersystems ergeben sich bei einfachem Aufbau alle Betriebsannehmlichkeiten hochentwickelter Flugsteuersysteme, ohne daß sich ein komplizierter Aufbau ergibt Flugsteuerbefehle können in den Autopiloten mit Hilfe des Steuerhorns direkt eingegeben werden, ohne daß Kraftmeßfühler oder dergleichen an dem Steuerhorn erforderlich sind.

Bei einer bevorzugten Ausführungsform des Flugsteuersystems kuppelt ein einfacher Druckknopfschalter an dem Steuerhorn oder dem Steuerknüppel bei Betätigung durch den Piloten die Autopilot-Servomotoren für das Höhenruder und die Querruder aus und steuert zur gleichen Zeit die verschiedenen logischen Funktionen zur Synchronisierung der Lagenstellbezugseinrichtungen. Der Pilot steuert das Luftfahrzeug dann über die normalen manuellen Luftfahrzeugsteuerungseinrichtungen auf die gewünschte Lage, und bei Freigabe des Schalters an dem Steuerhorn bilden die logischen Funktionen den Flugweg und/oder die Lagenbetriebsweise aus, die während des Steuerhorn-Betriebes vorhanden war oder ausgewählt wurde. Zusätzlich ist die Steuerhom-Betriebsweise so angeordnet, daß bestimmte vorgegebene Manöverbegrenzungen des automatischen Flugsteuersystems übersteuert werden können, und bei Freigabe des Schalters bildet die Autopilot-Logik automatisch wieder die automatische Steuerung aus, wenn der Lagen- oder Flugwegfehler gleich der Begrenzung wird, die während der Steuerhom-Betriebsweise ausgebildet wurde.

Hierbei ist gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung vorgesehen, daß die Steuerung des Drehmomentes der Autopilot-Servomotoren für die Steuerflächen automatisch durchgeführt wird. Der von dem Servomotor beim Antrieb der belasteten Steuerfläche gezogene Strom wird an den Servomotor über einen Strombegrenzer zurückgeführt, der seinerseits den maximalen Strom begrenzt, der dem Motor zugeführt werden kann. Hierdurch ergeben sich keine Änderungen der Begrenzung des Drehmomentes durch Änderungen in der Leistungsversorgung, der Temperatur und/oder des Motorwiderstandes, so daß sich ein hoher Genauigkeitsgrad bei der Drehmomentsteuerung ergibt, so daß der zulässige Betriebsbereich der Servomotoren hinsichtlich ihres Drehmomentes vergrößert ist. Auf diese Weise ist der Steuerbereich, der bei der manuellen Steuerung zugelassen werden kann, wesentlich vergrößert, so daß eine wirkungsvolle Handsteuerung möglich ist.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden anhand der Zeichnung noch näher erläutert In der Zeichnung zeigen

Fig. la und Ib zusammen ein Schematisches Blockschaltbild einer Ausführungsform eines Dreiachsen-Flugsteuersystems,

Fig. 2 ein Blockschaltbild einer Schalterlogik, die die Schaltelemente der Fig. 1 steuert,

Fig. 3 ein ausführliches Schaltbild einer Steuerflächen-Servomotorschleife, die allgemein in Fig. 1 gezeigt ist und die eine Drehmomentbegrenzung aufweist,

Fig. 4 eine Reihe von Signalschwingungsformen zur Erläuterung eines Beschleunigungs-Begrenzungsmerkmals des Systems.

In den Fig. la, Ib und 2 ist schematisch ein vollständiges automatisches Flugsteuersystem dargestellt, das die

automatische Stabilisierung des Luftfahrzeugs um seine Gier-, Längsneigungs- und Querneigungsachse ermöglicht und Manöverbefehle für die Querneigungs- und Längsneigungsachse zusammen mit Kopplerausrüstungen zur automatischen Steuerung des Luftfahrzeugs zur Annäherung an und zur Aufrechterhaltung von vorgegebenen Flugwegen, wie z. B. Funkleitstrahlen und derartigen Flugwegen, erzeugt, die durch Höhen- und Fluggeschwindigkeits-Meßfühler definiert sind. Eine automatische Längsneigungstrirnmung ist außerdem vorgesehen. Die Rechenschaltungen des Flugsteuersystems verwenden hauptsächlich Gleichstrom-Signalschaltungen aus Zuverlässigkeits- und Writschaftlichkeitsgründen.

Der Gier-Kanal ist allgemein mit 10 in dem oberen Teil der Fig. la dargestellt Der Gierkanal 10 umfaßt grundsätzlich einen Gier-Dämpfer, wobei das Kurzzeit-Giergeschwindigkeitssignal für diesen von dem Gier-Versetzungssignal von einem üblichen Richtungskreisel 11 über Geschwindigkeitsnetzwerke und Filter 12 abgeleitet wird. Das Filter 12 ist so abgeglichen, daß es Dämpfungssignale bei Frequenzen einer Holländischen Rolle durchläßt und Giergeschwindigkeitskomponenten im eingeschwungenen Zustand während stetiger Kurven sperrt. Das Gier-Dämpfungssignal wird einer Seitenruder-Servomotorschleife 13 (Fig. Ib) über einen Gierdämpfer-Einrückschalter 14 zugeführt und treibt ein Luftfahrzeug-Ruder über die Kupplung 15 an. In die Gier-Dämpfungssignalkette ist außerdem ein Querneigungsgeschwindigkeits-Querzuführungselement 19 von dem Querneigungskanal eingefügt, um eine Koordination während Kurven zu liefern. Die Gierdämpfungseinrichtung ist unabhängig von den Querneigungs- und Längsneigungskanälen mit Hilfe eines Gierdämpfungs-Einschaltdruckknopfes 16 an dem'Autopilot-Steuerfeld 17 nach Fig. 2 einschaltbar. Es sei jedoch bemerkt, daß eine logische Flip-Flop-Schaltung nach Fig. 2 so angeordnet ist, daß, wenn Y/D nicht ausgewählt wurde und die Autopilot-Betriebsweise, A/P, ausgewählt wurde, Y/D automatisch und gleichzeitig ausgewählt ist. Dies stellt eine Gierdämpfumrs-Betriebsweise und Kurvenkoordination in den A/P-Betriebsarten dar.

An dieser Steile sollten die in den Zeichnungen dargestellten iogischen Verbindungen erläutert werden. In den Fig. la und Ib sind alle Schalter schematisch als ein Relaisschalter dargestellt, in der Praxis sind diese Schalter jedoch vorzugsweise Festkörperelemente, wie z. B. ein Transistorschalter. Die jedem Schalter zugeordnete Funktionsbezeichnung bedeutet, daß der Schalter seinen Zustand ausgehend von dem dargestellten Zustand ändert, wenn die angegebene Funktion ausgewählt wird oder auf andere Weise auftritt Zusätzlich und insbesondere in Rg. 2 wird eine genormte und übliche logische Nomenklatur in Verbindung mit jeder der Leitungen verwendet

Aus Vereinfachungsgründen werden die Definitionen typischer hier verwendeter Abkürzungen im folgenden angegeben:

A/P Autopilot eingeschaltet
Y/D Gierdämpfung eingeschaltet
CPL Kopplung (Autopilot mit ausgewählten

Flugweg-Betriebsarten gekoppelt)
HDG Steuerkurswahl
ALT Höhenauswahl
A/S Fluggeschwindigkeitsauswahl
V/L VorVLandekurssender-Auswahl
G/S Gleitweg
REV negativer Landekurs .

SBY Betriebsbereitschaft
PWM Längsneigungs-Steuerhorn-Betriebsweise
G/A Durchstarten
TKOD Drehknopf außerhalb der Rastung
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Weiterhin sei vor der weiteren Beschreibung der Querneigungs- und Längsneigungskanäle, die hier als die A/P-Kanäle bezeichnet werden, bemerkt, daß in dem dargestellten Ausführungsbeispiel die Autopilot-Kanäle berechnete Flugweginformationen von einem Flugdirektor-Rechnersystem empfangen, das schematisch mit 20 in den Fig. 1 a, 1 b und 2 bezeichnet ist.

In der folgenden Beschreibung werden die Querruder- und Höhenruderkanäle des Autopilot-Systems gleichzeitig mit einer Beschreibung ihrer Wirkungsweise in den verschiedenen Betriebsarten beschrieben. Die Querruder- und Höhenruder-Steuerflächenservos sind im wesentlichen identisch, und daher wird lediglich einer weiter unten ausführlicher beschrieben, wobei entsprechende Bezugsziffern für die anderen mit gestrichenen Bezugsziffern bezeichnet sind. Die Querruder-Servomotorschleife 25 umfaßt eine Seilrolle 26, deren Seil mit den Steuerseilen 27 des Luftfahrzeugs verbunden ist, die das Querruder mit dem Steuerhorn 28 des Piloten verbinden. Die Seilrolle 26 wird selektiv mit einem elektrischen Servomotor 29 über eine elektromagnetische Kupplung 30 gekoppelt, deren Steuerwicklung 31 über die Einschaltlogik erregt wird, die schematisch in Fig. 2 gezeigt ist. Der Motor 29 treibt außerdem einen Drehzahl-Generator oder ein Tachometer 32 und ein Synchro 33 an, um stabilisierende Geschwindigkeits- bzw. Verstell-Rückführungssignale an einen Servoverstärker 34 zu liefern, der außerdem Steuerflächen-Befehlssignale von dem Querruder-Steuerkanal empfängt.

Der Höhenruderkanal schließt außerdem eine automatische Trimmsteuerung und einen Servomotor 35 ein, der die Längsneigungs-Trimmsteuerfläche über eine Kupplung 36 antreibt, die durch Erregung einer Kupplungswicklung 37 eingerückt wird. Dieses Trimm-Steuersystem spricht auf irgendein dauerndes Stromsignal von dem Höhenruder-Servoverstärker 34' an und betätigt den Trimm-Servomotor 35, um die Längsneigungs-Trimmung des Luftfahrzeugs einzustellen, bis das Stromsignal zu Null wird.

Jeder der Steuerflächen-Servomotoren ist durch die ausführlicher in Fig. 3 dargestellten Einrichtungen drehmomentbegrenzt. Die Querruder-Servomotorschleife 25 ist dargestellt, es ist jedoch verständlich, daß die Seitenruder- und Höhenruder-Servomotorschleifen 13 und 25' genauso ausgebildet sind. Der Servo-Drehmoment- oder Nachsteuermotor 29 ist ein Gleichstrommotor, der die Steuerseil-Trommel (d. h. die Seilrolle) 26 über die elektromagnetische Kupplung 30 und außerdem das Geschwindigkeits-Rückführtachometer 32 und den Stellungs-Rückführungs-Synchro 33 antreibt Der Nachsteuermotor-Stcuerverstärker 34 ist ein Impulsbreitenverstärker, der den Motorwicklungen eine Serie von Impulsen zuführt deren Breite proportional zur Amplitude eines Verstärkereinganges ist. Dies ist schematisch in Fig. 3 dargestellt, wobei das Servo-Befehlssignal Oc und das demodulierte Servo-Verstell-Rückführungssignal von dem Synchro 33 zunächst einer Operationsverstärkerstufe 120 zugeführt werden, die eine Glättungsfunktion ergibt und deren Ausgang mit dem Servo-Geschwindigkeitssignal von dem Tachometer 32 und einem Motor-Eingangsspannungs-Rückführungssignal von dem Verstärker 24 kombiniert und in einer zweiten Operationsverstärkerstufe 121 verstärkt wird.

Eine Wechselstromversorgung 122 wird in eine Dreieckschwingung umgewandelt und positiven bzw. negativen Komparatoren 123,124 zugeführt, deren normale Null-Bezugspegel durch die positiv und negativ verlaufenden Ausgänge des Verstärkers 121 angehoben bzw. abgesenkt werden, um auf diese Weise positive oder negative Impulse zu erzeugen, deren Impulsbreite nach Vorzeichen und Größe proportional zum Ausgang des Verstärkers 121 ist, wie dies allgemein üblich ist. Diese Impulse werden einer üblichen transistorisierten geschalteten Motor-Leistungsbrücke 124' zugeführt, die ihrerseits den Nachsteuer-Motor 29 mit Energie versorgt. Die Brücke ist so angeordnet, daß sie einen gemeinsamen Stromrücklaufweg an Masse über einen Widerstand 125 liefert. Die resultierende Spannung längs des Widerstandes 125 (die proportional zu diesem Rücklaufstrom ist) wird einem Strombegrenzerverstärker 126 über eine Summierverbindung 127 zugeführt. Weiterhin wird der Summierverbindung 127 eine negative Spannungsquelle zugeführt, die entsprechend der maximalen Drehmomentgrenze einstellbar ist, die dem Servomotor aufgeprägt werden soll und die entsprechend der speziellen Eigenschaften des Luftfahrzeugs eingestellt ist, in die das Autopilot-System eingebaut werden soll. Der Servoverstärker wird normalerweise von dem Spannungs-Rückführsignal längs der Motoreingangswicklungen an den Eingang des Verstärkers 121 über den die Verstärkung steuernden Verstärker 24 gesteuert. Somit ist der Motor 29 ein spannungsgesteuerter Motor, der durch den Ausgang eines Spannungsverstärkers gesteuert wird, der seinerseits durch eine niedrige Ausgangsimpedanz gekennzeichnet ist und eine gewünschte Gegen-EMK-Dämpfungseigenschaft aufweist. Wenn die primäre Steuersignalspannung Φα die Servo-Rückführungsspannung von dem Synchro 33 oder die Rückführungsspannung von dem Verstärker 24 derart sind, daß das vorbestimmte konstruktive Drehmoment überschritten wird, so wird dieser Zustand dadurch wiedergegeben, daß der zum Drehmoment des Motors proportionale und längs des Brückenwiderstandes 125 gemessene Strom den Grenzwert überschreitet, der durch die feste Vorspannung bestimmt ist, der der Summierverbindung 127 zugeführt wird. Wenn dies eintritt, liefert der Verstärker 126 eine Ausgangsspannung, die zum Überschuß proportional ist, wobei diese Spannung zur Absenkung des Bezugswertes für die Komparatoren 123, 124 verwendet wird, wodurch die Impulsbreite der Eingänge an die Leistungsbrücke 124' verringert und andererseits der Drehmoment-Ausgang des Motors 29 verringert wird, so daß das Motor-Ausgangsdrehmoment wieder in die gewünschten Grenzwerte gebracht wird.

Das wesentliche Merkmal des vorstehend beschriebenen Steuerflächen-Servoverstärkers besteht darin, daß vor der Strombegrenzung der Verstärker ein Spannungsverstärker mit den Eigenschaften einer niedrigen Ausgangsimpedanz ist Diese niedrige Ausgangsimpedanz stellt eine maximale Ausnutzung der Gegen-EMK-Dämpfung des Motors sicher. Lediglich dann, wenn die Strombegrenzung erreicht ist, wird der Verstärker zu einem stromgesteuerten Verstärker, so daß sich zwei notwendige Merkmale für die Autopilot-Servobetriebsweise ergeben.

Weil irgendein Ausfall des Strombegrenzers einen übermäßigen Speisestrom hervorrufen könnte und keine Begrenzung des Motor-Ausgangsdrehmomentes gegeben wäre, wodurch sich eine Gefahr für die Sicherheit ereibt ist es erwünscht die Strombegrenzer aller Steuerflächen-Servos zu überwachen. Dies wird durch eine Überwachungsschaltung 128 erreicht, die auf den Stromausgang aller drei Servos anspricht und ein "Servo-in-Ordnung"-Signal an die Einrück-Verriegelungselemente liefert. Ein A/P-Test-Druckknopf kann am Steuerfeld eingefügt werden, der beim Drücken den Autopiloten ausrückt oder außer Betrieb setzt wenn die Überwachungsschaltung in Ordnung ist.
Die Querneigungs- und Längsneigungskanäle des Autopilot-Systems werden dadurch eingeschaltet, daß der Pilot den A/P-Einschalt-Wählschalter 39 betätigt Dieses logische Signal an der Leitung von dem Druckknopf 39 zum Stell-Anschluß der Flip-Flop-Schaltung 41 bewirkt, daß die Leitung A/P EIN einen hohen Wert annimmt, wodurch die Querruder-, Höhenruder- und Trimm-Servokupplungswicklungen 31,31' bzw. 37 über den eingeschalteten Steuerhorn-Schalter 42, der im folgenden als CWS-Schalter bezeichnet wird, eingeschaltet werden. Gleichzeitig werden die Einrück-Schalter AP χ CWS 76 bis 79 und 113 betätigt. Es sei angenommen, daß der Pilot das Autopilot-System einrückt oder einschaltet, wenn sich der Flugdirektor in der Betriebsbereitschafls-(SBY-)Betriebsweise befindet. Die Verbindung- und Schaltlogik 40 ist so angeordnet, daß sie eine Dreiachsen-Stabilisierung ergibt, wobei die Querneigungs-Achse eine Steuerkurshaltung und die Längsneigungsachse eine Längsneigungshaltung mit automatischer Längsneigungstrimmung ergibt Dieser Zustand ist in Fig. 2 gezeigt in der der Steuerkurs-(HDG-)Halte-Schalter 43 und der Längsneigungs-Halte-Schalter 44 unter den angegebenen Bedingungen eingeschaltet sind. Es sei weiterhin angenommen, daß sich das Luftfahrzeug beim Einschalten oder Einrücken des Autopilot-Systems im geraden und horizontalen Flug befindet. Eine Querneigungs- und Längsneigungs-Kurzzeitstabilisierung ergibt sich durch die Querneigungs-Lagengeschwindigkeits- und Längsneigungs-Lagengeschwindigkeitssignale, die von Querneigungs- und Längsneigungs-Abgriffen an einem Vertikalkreisel 55 (die als getrennte Quellen für Querneigungs- und Längsneigungssignale Φ und Θ in Fig. 1 a dargestellt sind) über einen Geschwindigkeitswert bildende Schaltungen 56 bzw. 56' abgeleitet werden. Diese Signale werden direkt den Querruder- und Höhenruder-Servoschleifen 25 und 25' über Summierverbindungen 58 bzw. 59 zugeführt um die Kurzzeit-Lagenstörungen des Luftfahrzeugs zu dämpfen oder zu stabilisieren. Querneigungs- und Längsneigungs-Lagenversetzungsbezugssignale werden von dem Vertikalkreisel 55 geliefert, und diese Signale werden direkt den Summierverbindungen 52 und 60 in den Querneigungs- bzw. Längsneigungskanälen zugeführt.

Im Querneigungs-Kanal ist der Richtungskreisel 11 der Steuerkurs-Halte-Bezug. Der Steuerkurs-Synchronisierer 45 ist durch den Steuerkurs-Halteschalter 43 verriegelt und wenn der Steuerkurs des Luftfahrzeugs nicht dem Bezugs-Steuerkurs entspricht so wird das resultierende Steuerkurs-Fehlersignal über eine Summierverbindung 46, den Signalbegrenzer 47, den CWS-Schalter 48 (der für CWS geschlossen ist), die Summierverbindung 49, den Querneigungs-Halteschalter 50 (der für ROLL HOLD -Querneigungshaltezustand geschlossen ist) und das Verzögerungsnetzwerk 51 an die Summierverbindung 52 geliefert Die Rückführung um das Verzögerungsnetzwerk 51 über den AP χ CWS -Schalter 77 (der für das AP χ CWS geschlossen ist) legt die Zeitkonstante des Verzögerungsnetzwerks 51 fest, die typischerweise eine Sekunde beträgt Die letzteren Schaltungen stellen eines der wesentlichen Merkmale

des vorliegenden Systems dar, und ihre ausführliche Funktionsweise wird weiter unten in Verbindung mit den Betriebsweisen beschrieben, in denen sie am wirksamsten sind. Das Steuerkursfehler- oder Querneigungsbefehlssignal wird mit dem Querneigungs-Lagensignal an der Summierverbindung 52 verglichen und direkt der Summierverbindung 58 am Eingang der Querruder-Servoschleife 25 als Querruder-Verstellbefehl zur Rückführung des Luftfahrzeugs auf den Bezugs-Steuerkurs und über einen Integrator 61 zugeführt, dessen Verstärkung ziemlich niedrig ist, beispielsweise Vi₀ see der Verstellverstärkung, um eine Langzeit-Querneigungstrimmung zu liefern. Ein Begrenzungsnetzwerk 62 dient zur Begrenzung der Gesamt-Querneigungstrimmung, die automatisch erzeugt werden kann. Bei ausgeschaltetem Autopilot-System und Steuerhorn-Steuerung ist der Integrator 61 über einen Schalter 79 und ein Element mit konstanter Verstärkung 64 in ein Verzögerungsnetzwerk umgewandelt, dessen Verstärkung wesentlich kleiner als die des Verstellweges ist, um einen richtigen Nachlauf der Servoschleife 25 während dieser Zeit sicherzustellen.

Die angenommene ebene Längsneigungslage beim Einschalten des Autopiloten wird aufgrund des offenen Zustandes des Schalters 44 beibehalten, wodurch alle Längsneigungsbefehle am Eingang des Integrators 65 entfernt werden, so daß die Höhenruder-Servoschleife 25' lediglichg auf das Längsneigungslagensignal von dem Vertikalkreisel 55 und das Längsneigungs-Geschwindigkeitsdämpfungssignal anspricht. Die automatische Längsneigungstrimmung ist natürlich immer dann in Betrieb, wenn das Autopilot-System eingeschaltet ist.

Wenn das Autopilot-System eingeschaltet wird, während sich der Flugbahnrechner 20 in der Betriebsbereitschafts-(SBY-)Betriebsweise befindet und das Luftfahrzeug nicht mit Hilfe der Steuerhornsteuerung geflogen wird, wird der Querneigungs-Halteschalter 50 geschlossen, und wenn das Luftfahrzeug eine Querlage aufweist, führt es automatisch eine Querneigungsbewegung bis zur horizontalen Lage aus, und der Steuerkurs-Halteschalter 43 bewirkt, daß die Querneigungsachse auf dem vorhandenen Steuerkurs festgelegt wird. Die angenommenen eingeschalteten Zustände dienen nur zur Erläuterung, und es ist verständlich, daß das Autopilot-System in anderen der auswählbaren Betriebsarten an dem Flugbahnrechner 20 eingeschaltet werden kann, und wenn das Autopilot-System so eingeschaltet wird, koppelt es sich gleichförmig an diese Betriebsart an und nimmt die befohlenen Querneigungs- und Längsneigungslagen an oder hält diese bei. Das Autopilot-System kann in einfacher Weise durch Drücken des Abschalt-Druckknopfes 69 an dem Steuerhom 28 abgeschaltet werden.

Der Längsneigungskanal befindet sich in der Längsneigungs-Haltebetriebsweise, sofern nicht eine der Längsneigungs-Koppelbetriebsarten an dem Flugbahnrechner 20 ausgewählt wurde oder wenn das Längsneigungseinstellrad 70 gedreht wurde oder der CWS-Schalter 110 betätigt wurde, wie dies in Fig. 2 gezeigt ist In der Längsneigungs-Halte-Betriebsweise können Änderungen der Längsneigungslage durch Drehen des Längsneigungs-Einstellrades 70 an dem Autopilot-Bedienungsfeld 17 befohlen werden. Hierbei bewirkt eine Drehung des Längsneigungs-Einstellrades 70 eine Drehung eines Tachometergenerators 71 (Fig. 1 a), wodurch eine Spannung erzeugt wird, die proportional zur Drehgeschwindigkeit des Längsneigungseinstellrades 70 ist An einem vorgegebenen "Anschlag"-Schwellwert bewirkt ein Pegeldetektor 72' (Fig. 2), daß der Längsneigungs-Halte-Schalter 44 schließt, wodurch das Längsncigungs-Einstellrad-Generatorsignal mit dem Längsneigungsintegrator 65 verbunden wird, und an dessen Ausgang ein Längsneigungslagen-Verstell-Befehlssignal erzeugt wird. Dieser Lagenbefehl wird mit der tatsächlichen Längsneigungslage verglichen, damit die Längsneigungs-Servoschleife 25' die Längsneigungslage des Luftfahrzeugs auf die befohlene Längsneigungslage ändert.

Wenn es in der Betriebsbereitschafts-(SBY-)Betriebsweise in dem Querneigungskanal erwünscht ist, den Steuerkurs des Luftfahrzeugs zu ändern, so wird ein Kurven- oder Wende-Drehknopf 72 (TK) gedreht, der eine Raste 73 betätigt und außerdem ein Querneigungs-Befehlssignal von einem Potentiometer 74 in der einen oder entgegengesetzten Richtung und proportional zur Größe der Drehknopfverstellung bis zu einem maximalen Signal erzeugt, das proportional beispielsweise zu einem Neigungswinkel von ±30° ist Die Raste 73 steuert die Logik des Steuerkurs-Halteschalters 43, um die Steuerkurs-Halte-Betriebsweise außer Kraft zu setzen, und eine Wirkung hiervon besteht darin, daß der Steuerkurs-Synchronisierer 45 irgendein Signal von dem Richtungskreisel 11 synchronisiert und daß der Drehknopfschalter 75 (Fig. la) geschlossen wird. Weil sich der Autopilot weder in der Querneigungs-Halte- noch in der Steuerhorn-Steuer-Betriebsweise befindet, weisen die Schalter 48 und 50 die dargestellten Stellungen auf. Weil der Autopilot weiterhin eingeschaltet ist und sich nicht in der Steuerhorn-Steuerbetriebsweise befindet, ist der Schalter 76 offen, und der Schalter 77 ist geschlossen, während die Schalter 78 und 79 geschlossen bzw. offen sind. Weil das Signal von dem Potentiometer 74 manuell erzeugt wird, sind seine dynamischen Eigenschaften nicht vorhersagbar und hängen davon ab, wie der Pilot den Drehknopf dreht. Das Signal könnte graduell oder schnell oder sogar stufenweise eingeführt werden. In einigen Betriebsweisen, die noch weiter unten beschrieben werden, wie z. B. Steuerkursauswahl, VOR/Landekurssender, Druckknopf-Wahl usw. können Querneigungsbefehlssignale stufenförmig zugeführt werden und werden tatsächlich üblicherweise so zugeführt. Der beschriebene Autopilot kompensiert nicht nur diese Möglichkeiten dadurch, daß er vorgegebene Grenzwerte für die maximale Querneigungsgeschwindigkeit ergibt, die befohlen werden kann, sondern er begrenzt in sehr einfacher und wirtschaftlicher Weise die maximale Querneigungsbeschleunigung, die befohlen werden kann, so daß ein vorhersagbares gleichförmiges und angenehmes Einleiten und Ausleiten der befohlenen Kurve sichergestellt ist. Das Kurven- oder Wendebefehlssignal von dem Drehknopf-Potentiometer 74, das tatsächlich ein Wendegeschwindigkeitsbefehl ist, weil es einen Querneigungswinkel erzeugt, ist verstellwert-begrenzt, und zwar durch Drehknopfanschläge (s. Signalcharakteristik A nach Fig. 4 für eine abrupte Bewegung dieses Knopfes) und wird dann am Begrenzer 47 geschwindigkeitsbegrenzt (s. Signalcharakteristik B nach Fig. 4), so daß das Befehlssignal am Querruderservo die Querruderverstellung auf einen Wert begrenzt, der eine Querneigungs- oder Rollgeschwindigkeit von nicht mehr als eine vorgegebene Anzahl von Geraden pro Sekunde, beispielsweise 5° /see, erzeugt Es ist wichtig, daß der Geschwindigkeitsbegrenzer 47 im wesentlichen eine Verzögerung von Null aufweist, d. h. eine Verzögerung, die wesentlich kleiner ist als die Steuerfrequenz des Systems. Wenn beispielsweise die Beschleunigungsbe-

grenzungsverzögerung eine Sekunde beträgt, muß die Geschwindigkeitsbegrenzungsverzögerung kleiner als beispielsweise 0,1 see sein. Es kann wünschenswert sein, diese Begrenzung in Abhängigkeit von der Betriebsart des Autopilot-Systems zu verändern. Beispielsweise ist es manchmal aus Gründen der Annehmlichkeit des Piloten und der Passagiere wünschenswert, die Querneigungsgeschwindigkeitsbegrenzung zu verringern, wenn das Luftfahrzeug auf einem VOR—Kurs fliegt, d. h., sich im Reisezustand befindet. Dies wird mit Hilfe der VOR-Kurs-Logik 80 erreicht, die unter den in Fig. 2 dargestellten Bedingungen betätigt ist.

Nach der Geschwindigkeitsbegrenzung (Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzung) wird das Querneigungsbefehlssigna! über den geschlossenen CWS-Schalter 48 und den geschlossenen Querneigungs-Halteschalter 50 an eine elektronische Integratorschaltung 51 geleitet. Weil der Autopilot eingeschaltet ist und sich nicht in der Steuerhorn-Steuerungs-Betriebsweise befindet, ist der Schalter 77 geschlossen, so daß eine vorgegebene Verstärkung in eine Rückführungsschleife um den Integrator 51 eingeführt wird, so daß der Integrator 51 in ein Verzögerungsnetzwerk umgewandelt wird, das eine Zeitkonstante von ungefähr einer Sekunde aufweist. Eine weitere Verstärkung 82 für das änderungsgeschwindigkeitsbegrenzte Befehlssignal paßt dieses Signal an die Verzögerungsfilter-Eigenschaften an. Das Ergebnis der einfachen Verzögerung für das änderungsgeschwindigkeitsbegrenzte Querneigungs-Befehlssignal besteht in einer Abrundung der Signalcharakteristik (s. die Signalcharakteristik C nach Fig. 4) und somit in einer Begrenzung der Änderungsgeschwindigkeit des änderungsgeschwindigkeitsbegrenzten Verstellsignals, wodurch das dem Querruder-Servo zugeführte Signal beschleunigungsbegrenzt wird. Somit kann das Servo die befohlene Verstellung nicht abrupt erreichen, sondern erreicht diese Verstellung in einer gesteuerten und vorhersagbaren Weise, d. h, es wird eine Querneigungsbeschleunigungsbegrenzung geschaffen. Die tatsächliche, durch den vorstehend beschriebenen Vorgang des Querruderservos erzeugte Querneigungslage wird von dem Vertikalkreisel 55 gemessen und der Summierverbindung 52 zugeführt, um ilen Querneigungsbefehl zu erfüllen. Es ist zu erkennen, daß, wenn die befohlene Querneigungslage angenähert erreicht wird und das Signal unter den Grenzwert des Querneigungsgeschwindigkeitsbegrenzers 47 fällt, das Verzögerungsfilter wiederum eine Begrenzung der Querneigungsabbremsung bewirkt. Die Funktion des Querneigungs-Lagenintegrators 61 wurde bereits beschrieben.

Um die Einleitung und Ausleitung einer Kurve in geeigneter Weise mit dem Seitenruder zu koordinieren, wird das Querneigungsbefehlssignal in einer Voreilungsschaltung 83 (D-Schaltung) differenziert und dem Seitenruder-Servo über den nunmehr geschlossenen Schalter 78 zugeführt, wie es allgemein üblich ist Um einen Höhenverlust während mit Querneigung geflogener Kurven zu verhindern, wird ein Auftriebs-Kompensationssignal der Längsneigungs-Servoschleife 25' über eine Auftriebskompensationsschaltung 84 zugeführt. Dieses Signal wird von dem Querneigungswinkelsignal von dem Vertikalkreisel 55 abgeleitet und ist allgemein proportional zum Kosinus des Querneigungswinkels. Weil, wenn sich der Autopilot in der Fluggeschwindigkeits- oder Mach-Haltebetriebsweise befindet, die von dem Auftriebskompensationssignal hervorgerufene Längsneigungsänderung eine Änderung der Fluggeschwindigkeit oder Mach-Geschwindigkeit bewirkt, die der Autopilot beizubehalten versucht, ruft dieses Signal Gegenwirkungen hervor und ist nicht erwünscht und wird daher in diesen Betriebsarten mit Hilfe des Schalters 85 gesperrt, der logisch gesteuert wird, wie dies in Fig. 2 gezeigt ist.

Die Rückkehr des Drehnknopfes 72 in die Raststellung ergibt eine Betriebsfolge, die zu der vorstehend beschriebenen entgegengesetzt ist, wobei die Ausleitung der Kurve in gleichförmiger Weise durch den

to Querneigungsgeschwindigkeitsbegrenzer 47 und das Querneigungsbeschleunigungs-Begrenzer-Verzögerungsfilter 51,81 erzielt wird.

Das Ausführungsbeispiel des Autopilot-Systems ist in einer Vielzahl von Betriebsarten zu betreiben, die durch die von dem Piloten an dem einen Flugdirektor bildenden Flugbahnrechner 20 und die Längsneigungs- und Querneigungs-Koppel-Druckknöpfe 90 bzw. 91 an dem Autopilot-Bedienungsfeld 17 ausgewählte Betriebsart bestimmt sind. Der Flugbahnrechner 20 liefert alle Flugweg-Steuerberechnungen und die Betriebsartenauswahl für den Autopiloten. Diese Betriebsarten werden hier als "gekoppelte" Betriebsarten bezeichnet und schließen in der Seitenrichtung oder Querneigungsachse die Steuerkurswahl (HDG)VOR- und Landekurssender (VOR/LOC oder V/L) und Landekurs-Umkehrkurs (REV) und in der Vertikalrichtung oder Längsneigungsachse die Höhenhalte-Betriebsweise (ALD), die Fluggeschwindigkeits-Halte-Betriebsweise (A/S) und die Gleitpfad-Betriebsweise (G/S) ein. Jede dieser Betriebsarten wird kurz beschrieben, weil auf sie in der Steuerhorn-Steuerbetriebsweise Bezug genommen wird, die ausführlicher weiter unten beschrieben wird.

Die Autopilot-Verbindungslogik ist derart, daß, wenn sie nach der Wahl einer der gekoppelten Betriebsarten des Flugdirektors 20 eingeschaltet wird, der Autopilot automatisch an die ausgewählte Betriebsart angekoppelt wird, und die passenden Druckknöpfe 90 und/oder 91 werden beleuchtet. Wenn der Autopilot eingeschaltet wird und keine Betriebsart an dem Flugdirektor ausgewählt ist, koppelt die darauffolgende Auswahl irgendeiner der Koppel-Betriebsarten den Autopilot an diese Betriebsart an, und der passende Autopilot-Koppel-Druckknopf wird beleuchtet Irgendeine der oben beschriebenen Koppel-Betriebsarten kann dadurch abgeschaltet werden, daß entweder einer oder beide Koppel-Druckknöpfe 90 und 91 gedrückt werden. Außerdem haben der Wende-Drehknopf, das Längsneigungseinstellrad, die Betriebsbereitschaft und die Durchstartbetriebsweise Priorität über alle anderen gekoppelten Betriebsarten, so daß die Betriebsweise irgendeiner der diese Betriebsarten steuernden Elemente irgendeine gekoppelte Betriebsart abschaltet Außerdem wird im Querneigungskanal bei Verwendung der Steuerhorn-Steuerung zur Erzielung einer Querneigung von mehr als 6° irgendeine ausgewählte gekoppelte Querneigungs-Betriebsart abgeschaltet Nach der Abschaltung oder Entkopplung durch eine der vorstehend genannten Betriebsarten (mit Ausnahme der Querneigungs-Steuerhorn-Steuerung) erfolgt die erneute Ankopplung einer an dem Bedienungsfeld ausgewählten Betriebsart durch Drücken der Querneigungs- und/oder Längsneigungs-Koppeldruckknöpfe 90, 91. Wenn sich der Flugdirektor entweder in der Betriebsbereitschafts-(SBY-)- oder Durchstart-(G/A-)-Betriebsart befindet, koppelt die Auswahl irgendeiner gekoppelten Betriebsart den Autopiloten an diese Betriebsart erneut an. Diese gekoppelten Betriebsart-Bedingungen sind schematisch in Fig. 2 dargestellt

In der gekoppelten Ste.';.erkurswahl-(HDG-)Betriebsart kann ein spezieller neuer Steuerkurs automatisch dadurch erzielt werden, daß der Steuerkurs an dem Steuerkurs-Wähler des Flugdirektors 20, der schematisch mit 42 in Flg. la dargestellt ist, ausgewählt wird. Die dynamischen Eigenschaften dieses Signals sind ähnlich wie beim Wende-Drehknopfsignal manuell bedingt, so daß das Quemeigungs-Befehls-Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzungs-Beschleunigungsbegrenzungs-Merkmal des beschriebenen Ausführungsbeispiels wirksam wird, um stufenförmige Eingangsbefehle zu kompensieren, so daß ein Querneigungswinkel befohlen wird, der in vorhersagbarer und gleichförmiger Weise proportional zum Steuerkursfehler ist Der Steuerkursfehler ist in dem Flugdirektor 20 auf einen Verstellwert begrenzt, der einem vorgegebenen Querneigungswinkel entspricht, beispielsweise ±27°. Wenn der ausgewählte Steuerkurs erreicht wird und das Verstellsignal unter die Grenzwerte fällt, wird eine gleichförmige Kurvenausleitung aufgrund der vorstehend beschriebenen Querneigungsbeschleunigungsbegrenzung erzielt

In der VOR/Landekurssender-Betriebsweise V/L, die durch die Frequenzwahl bestimmt ist, liefert der Flugdirektor 20 Lenkungssignale an den Autopiloten über den nunmehr geschlossenen Querneigungs-Koppelschalter 93. Diese Lenkungssignale sind Querneigungswinkel-Befehlssignale und werden der Querruder-Servoschleife 25 über die Querneigungs-Änderungsgeschwindigkeits- und die Qucrneigungs-Beschleunigungs-Begrenzungsschaltungen 47,51,81 in der vorstehend beschriebenen Weise und dann über den direkten Weg und den Integralweg zugeführt Diese Begrenzung ist in der V/ L-Betriebsweise von großer Bedeutung, weil es sehr stark anzunehmen ist, daß Stufen-Eingangssignale bei der Auswahl dieser Betriebsarten auftreten. In der V/L-Betriebsart steuert der Autopilot, der auf die Lenkungssignale anspricht, das Luftfahrzeug derart, daß es sich dem Leitstrahl nähert, und wenn der von dem Kurswähler in dem Flugdirektor gemessene Kursfehler auf weniger als einen vorgegebenen Wert verringert ist, beispielsweise auf 15°, oder wenn der Querneigungswinkel sich auf weniger als einen vorgegebenen Wert, beispielsweise 6°, verringert, wird die Auf-Kurs-Betriebsart über den Schalter 80 eingeleitet, wie dies schematisch in Fig. 2 dargestellt ist Die Feststellung, daß sich das Luftfahrzeug auf einem VOR-Kurs befindet, verringert den Grenzwert des Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzers 47 über den Schalter 80, damit sich ein gleichförmiger und angenehmerer Reiseflugverlauf ergibt. In der VOR-Betriebsweise ist es erwünscht, das Funklenkungssignal zu unterdrücken, wenn der VOR-Sender passiert wird. Dies wird dadurch erreicht, daß die Änderungsgeschwindigkeit des VOR-Verctellsignals in der Verbindungslogik 40 gemessen wird, und wenn diese Änderungsgeschwindigkeit fehlerhaft oder übermäßig wird, erfolgt eine logische Schaltung (OSS), die (über den Schalter 93) die Funkleitsignale von der Summierverbindung 46 abtrennt und den Schalter 94 su'üüeßi und lediglich hierfür das Kursfehlersignal einsetzt, wodurch das Luftfahrzeug automatisch weiterhin den Kompaßkurs fliegt (wobei die Drift korrigiert wird, wenn dies erforderlich ist), der bei der Einleitung des OSS-Zustandes erreicht war. Nachdem die Änderungsgeschwindigkeit der Funkleitsignale wieder unter den Schwellwert gefallen ist, werden die Funkleitsignale wieder zum Einsatz gebracht. Damit ein vorzeitiges Abschalten und Wiedereinschalten der Funkleitsignale aufgrund einer momentanen Vergrößerung oder Verkleinerung der Funkleitsignal-Änderungsgeschwindigkeit um ihren Schwellwert herum verhindert wird, startet das Einschalten und Ausschalten der OSS-Meßeinrichtung eine nicht gezeigte ZeitmeBeinrichtung, die die Funkleitbetriebsart oder OSS-Betriebsart für eine vorgegebene Zeitperiode, beispielsweise 15 Sekunden, aufrechterhält Die Landekurssenderbetriebsart wird dadurch ausgewählt daß auf eine Landekurssender-Frequeriz abgestimmt wird, und die Betriebsweise in dieser Betriebsart

ίο entspricht im wesentlichen der VOR-Betriebsweise, jedoch selbstverständlich mit der Ausnahme, daß die OSS-Betriebsweise gesperrt ist

Mit der Landekurssender-Betriebsart ist die Anflug-Betriebsart verbunden, die den Längsneigungskanal des Autopiloten umfaßt In der Anflug-Betriebsart ist der Gleitpfad-Modus (G/S ARM) an dem Flugdirektor 20 ausgewählt. Wenn entweder die Höhenhalte- oder Fluggeschwindigkeits-Betriebsart vorher ausgewählt war, bleibt diese Betriebsart wirksam, bis der Gleitpfad erfaßt wird. Die Auswahl des G/S ARM schließt den Schalter 95 (Fig. 1 a). der eine einer nach unten gerichteten Längsneigung von 3° entsprechende Vorspannung auf einem Kondensator 96 speichert Normalerweise wird man sich dem Gleitpfad von unterhalb des Leit-Strahls nähern, beispielsweise in der Höhenhalte-Betriebsweise. An der Unterkante des Leitstrahls, beispielsweise bei einem Signalpegel, der einem Steigbefehlsignal von 5 mV entspricht, schaltet ein Gleitpfaddetektor in der Logik 40, der auf das Gleitpfad-Abweichungssignal anspricht, wodurch die Gleitpfad-Koppelbetriebsweise über die Schalterelemente 97 und die Logik 40 eingeleitet wird, wie dies in Fig. 2 gezeigt ist Die G/S-Koppellogik schließt die Schalter 98, 99 nach Fig. la, und eine Anzeige G/S an dem Flugdirektor 20 wird beleuchtet. Der Schalter 98 liefert das Gleitpfad-Befehlssignal an die Längsneigungs-Servoschleife 25' über einen Begrenzer 100 und das Verzögerungsfilter 101 zur Unterdrückung von Spannungssprüngen als Befehl für den direkten Weg, während der Schalter 99 die Vorspannung an dem Kondensator 96 an den Integrator 65 liefert, um einen einem Längsneigungswinkei von 3° nach unten entsprechenden Bezug in dieser Betriebsart auszubilden. Der Integrator 65 spricht außerdem auf die Langzeit-G/S-Befehle an, um Abweichungen in üblicher Weise zu beseitigen. Es sei jedoch bemerkt, daß bei der G/S-Koppelbetriebsart der Schalter 102 geschlossen ist und einen vorgegebenen negativen Grenzwert für die maximale Größe des Integratorausgangs ergibt, um eine Übersteuerung zu verhindern, wenn man sich dem

so Leitstrahl von oben nähen. In den Landekurssender- und G/S-Betriebsweisen kann eine Verstärkungsprogrammierung des G/S-Signals vorgesehen werden.

Eine Umkehrkurs-Betriebsart ist möglich und wird in dem Flugdirektor-Rechner 20 ausgewählt. Diese Betriebsart ermöglicht es dem Piloten, den Umkehrkurs des Landekurssenderleitstrahls zu fliegen, wenn dies erforderlich ist. Weil normalerweise kein Gleitpfadleitsirah! auf dem Umkehrkurs zur Verfugung steht, wird die Funktion dieses Leitstrahls gesperrt, wie dies in Fig. 2 gezeigt ist. Andere Längsneigungs- oder Vertikalbetriebsarten stehen durch die Verwendung eines Flugdatenrechners 105 (Fig. la) zur Verfugung, und zwar wie z.B. Höhenhalte-(ALT-)Betriebsart und Fluggeschwindigkeits-(A/SXoder Mach-)Haltebetriebsart.

Diese Betriebsarten sind auf dem Flugdirektor-Rechncr 20 auswählbar und werden durch die Flugdaten-Verbindungslogik 85 nach Fig. 2 und die entsprechenden Schalter nach den Fig. la und Ib eingeschaltet. Bei Aus-

15 16

wahl der Höhenhalte-Betriebsweise wird die gegebene gung der Verstärkung K in diesen Pfad bewirkt wird.

Höhe durch ein Höhen-Fehlersignal beibehalten, das daß der Integrator 65 sich schnell auf der vorhandenen

von dem Rechner 105 geliefert wird. Dieses Befehlssi- Längsneigungslage aufsynchronisiert Bei der ge-

gnal wird über den Begrenzer 100 und das Filter 101 und wünschten Längsneigungslage gibt der Pilot den CWS-

über den Integrator 65 verarbeitet um ein Befehlssignal 5 Schalter frei, und diese Lage wird daher durch einen

zn die Höhenruder-Servoschleife 25' in der gleichen erneuten Eingriff der Längsneigungs-Servökupplung

Weise zu liefern, wie es weiter oben unter Bezugnahme 30' und durch das Offnen des Schalters 113 beibehalten,

auf das Gleitpfad-Fehlersignal erläutert wurde. Der Hö- Eine Erhöhung der Stabilität bei der neuen Lage wird

hen-Meßfühler des Flugdatenrechners kann von der Art durch die Schaltung 56 zur Bildung der Längsneigungs-

mit gekuppelten Bälgen sein. Die Fluggeschwindigkeits- io Anderungsgeschwindigkeit erzielt, und das Luftfa.Hr-

Haltebetriebsweise, die durch die Logik nach Fig. 2 und zeug wird automatisch bei der neuen Lage durch den

die entsprechenden Schalter nach den Fig. la und Ib nunmehr eingekuppelten Trimm-Servomotor 35 ausge-

ausgebildet wird, arbeitet in der gleichen Weise wie die trimmt

Höhenhaltebetriebsweise, wobei die zum Zeitpunkt der Es sei nun angenommen, daß der Pilot den CWS-

Auswahl dieser Betriebsart vorhandene Fluggeschwin- 15 Schalter UO drückt und eine Querneigungslage ansteu-

digkeit durch Einstellung der Längsneigungslage beibe- ert, deren Querneigung größer als 6° ist Die Logik nach

halten wird. Der A/S-Meßfühler liefert ein kontinuierli- Flg. 2 hält den Querneigungs-Halteschalter 50 abge-

ches Maß der tatsächlichen Fluggeschwindigkeit und schaltet, d. h. geschlossen in Fig. 1. Während dieses Ma-

kann in üblicher Weise für Parameter-Steuerzwecke növers ist der Schalter 48 offen, 76 geschlossen, 77 offen,

verwendet werden. Das zum Fluggeschwindigkeitsfeh- 20.78 offen und 79 geschlossen, so daß alle Koppelsignale

ler proportionale Signal wird in ähnlicher Weise wie das ' von der Summierverbindung 49 abgetrennt sind, der

für den Steuerkursfehler geliefert d. h, ein elektrant- Integrator 51 über seine Rückführungs-Verstärkungs-

scher Synchronisierer, der auf das Fluggeschwindig- änderungsschaltung 76' in einen schnellen Synchronisie-

keitssignal anspricht wird verriegelt, wenn der Flügge- rer umgewandelt ist, die Verzögerungs-Filterverstär-

schwindigkeitsfehler erwünscht ist. 25 kungsschaltung 81 unwirksam ist, die Querneigungs-Be-

Das beschriebene Autopilot-System weist eine Steu- fehls-Überkreuzungszuführung an den Gierkanal untererhorn-Steuerbetriebsweise auf, die dem Piloten alle brachen ist und der Quemeigungs-Trimm- oder innere Vorteile der komplizierteren Steuerhorn-Steuerungssy- Schleifenintegrator 61 ebenfalls in einen schnellen Synsteme der kommerziellen Flugzeuge liefert jedoch ohne chronisierer über das Verstärkungselement 64 umgeden Aufwand, das Gewicht und die Kompliziertheit des 30 wandelt ist Nun kehren nach der Freigabe des CWS-Einbaus der letzteren. Ein an dem Steuerhorn 28 ange- Schalters 110 alle vorstehend genannten Schalter in ihre ordneter Schalter 110 ermöglicht es dem Piloten, die ursprünglichen Zustände zurück, und der Quernei-Lage des Luftfahrzeugs manuell über normale Steuer- gungs-Halte-Schalter wird gestellt, d. h. geöffnet, so daß horn-Bewegungen zu steuern. Außerdem können im die nunmehr vorhandene Querneigungslage, die nun in Hinblick auf das Merkmal der Steuerhorn-Steuerungs- 35 den Integratoren 51 und 61 gespeichert ist, beibehalten betriebsweise der Wende-Drehknopf 72 und das Längs- wird und die Quemeigungs-Trimm- und Wendekoordineigungs-Einstellrad 70 an dem Bedienungsfeld >7 fort- nation wieder ausgebildet wird. Weil keine Koppel-Begelassen werden. Die Merkmale der Steuerhorn-Steue- triebsarten ausgewählt sind, erscheinen keine Befehlssirungsbetriebsart werden aus einer Beschreibung typi- gnale an der Verbindung 49, und das Luftfahrzeug führt scher Manöver um die vertikalen und lateralen Steuer- 40 weiterhin Kurven mit einer Wendegeschwindigkeit aus, achsen verständlich. die durch den von der Steuerhorn-Steuerung ausgebil-

Es sei zunächst angenommen, daß der Autopilot ein- deten Querneigungswinkel bestimmt ist

geschaltet ist, daß jedoch keine der gekoppelten Be- Wenn der Pilot über die Steuerhorn-Steuerungsbe-

triebsarten an dem Flugdirektor 20 ausgewählt ist. Die triebsweise einen Querneigungswinkel befiehlt, der klei-

Manöver erfolgen nun unter Verwendung der Steuer- 45 ner als 6° ist, und der Schalter 110 freigegeben wird,

hornsteuerung anstelle der Längsneigungs- und Wende- führt das Luftfahrzeug automatisch eine Querneigungs-

Drehknöpfe an dem Bedienungsfeld 17, so daß der Pilot bewegung bis zum waagerechten Zustand aus, und die

seine Hände nicht von dem Steuerhorn 28 entfernen Steuerkurs-Haltebetriebsweise wird ausgebildet Die

muß oder seine Aufmerksamkeit von anderen Aufgaben Logik ist in Fig. 2 dargestellt, wobei die Flip-Flop-Schal-

abwenden muß. Das Drücken des Schalters UO schaltet 50 tung 66 zurückgestellt wird, den Schalter 50 (Fig. Ib)

die Steuerhorn-Steuerungs-(CWS-)Logik Hl und 112 schließt und den Steuerkurs-Halteschalter 43 einschal-

nach Fig. 2 ein. Unter den angenommenen Bedingungen tet, so daß der Steuerkursfehler von dem Richtungskrei-

öffnet der Schalter 112 den Schalter 42, so daß die Quer- sei H als Querneigungsbefehl über den nunmehr verrie-

ruder- und Höhenruder- sowie Trimm-Servo-Kupp- gelten Steuerkurssynchronisierer 45 zugeführt wird, wie

lungswindungen 31,31' und 37 abgeschaltet werden und 55 es weiter oben beschrieben wurde,

zur gleichen Zeit der Zustand der Schalter 76,77,78,79 Das Steuerhorn-Steuerungsmerkmal des beschriebe-

und 113 nach Fig. 2 und den Fig. la und Ib geändert nen Ausführungsbeispiels kann weiterhin mit Vorteil

wird. Das Luftfahrzeug wird nun über das normale ma- zur Modifikation des befohlenen Flugweges verwendet

nuelle Steuerflächen-Steuersystem 27,27' des Luftfahr- werden, wenn diese Betriebsart mit vielen der an dem

zeugs manövriert. Es sei angenommen, daß eine Steig- eo Flugdirektor 20 ausgewählten Betriebsarten gekoppelt

fluglage befohlen wird. Der Schalter 113 wird geschlos- ist. Beispielsweise sei angenommen, daß die A/S-Kop-

sen, und der Schalter 44 wird geschlossen, und alle Kop- pelbetriebsart ausgewählt wurde und daß der Autopilot

pel- und Längsneigungs-Einstellrad-Schalter sind der- eine gewünschte Fluggeschwindigkeit beibehält und

art, daß keine Befehlssignalc an die Summierverbindung daß es erwünscht ist, eine neue Fluggeschwindigkeit

114 angelegt werden. Das einzige an die Summierver- 65 hervorzurufen, beispielsweise eine Sinkfluggeschwin-

bindung 114 angelegte Signal ist das Längsneigungs-La- digkeit von der Reiseflughöhe. Die A/S-Haltebetriebs-

gensignal vom Vertikalkreisel 55 über die Rückführung weise ist selbstverständlich eine Längsneigungs-Kop-

um den Integrator 65 herum, wodurch durch die Einfü- pelbetriebsweise und wird durch die Logik nach Fig. 2

ausgebildet Die gekippte Flip-Flop-Schaltung 115 schaltet den Längsneigungs-Koppel-Betriebsartenschalter 116, nachdem der Längsneigung-Koppelschalter 90 an dem Bedienungsfeld 17 gedrückt wurde und unter den angezeigten Stell- und Löschzuständen. Das Drücken des CWS-Schalters 110 schaltet den Längsneigungs-Koppelbegrenzer 116 ab, der seinerseits den Zustand des Flugdatenschalters 85 ändert und den A/S-Schalter 117 (Flg. la) öffnet Weitere (nicht gezeigte) Schaltvorgänge synchronisieren das Fluggeschwindigkeits-Fehlersignal. Der Pilot legt die Längsneigungslage über sein Steuerhorn 28 und/oder, wenn erforderlich, durch Gasbetätigung fest, um die gewünschte Sinkfluggeschwindigkeit zu erreichen, und gibt dann den CWS-Schalter 110 frei. Wie es durch die Logik nach Fig. 2 gezeigt ist, führt dieser Vorgang den A/D-Koppelschalter 85 in seinen anfänglichen Zustand zurück, schließt den Schalter 117 und verriegelt den A/S-Meßfühler-Synchronisierer, wodurch der Autopilot automatisch die während der Steuerhorn-Steuerungsbetriebsweise festgelegte Fluggeschwindigkeit beibehält Der gleiche Vorgang erfolgt, wenn der Pilot es wünscht, seine Höhe oder irgendeine Flugdaten-Betriebsweise über die Steuerhorn-Steuerungsbetriebsweise zu ändern.

In dem seitlichen oder Querneigungskanal ist die 2s Steuerhorn-Steuerungsbetriebsweise besonders angenehm. Beispielsweise sei angenommen, daß der Pilot wünscht, eine große Steuerkursänderung mit eingeschaltetem Autopiloten durchzuführen, der in der Steuerkurs-Wählbetriebsweise gekoppelt ist Normalerweise würde er den neuen Steuerkars unter Verwendung seines Flugdirektor-Steuerkurswählers auswählen. Das resultierende große Fehlersignal wird in dem Flugdirektor-Rechner 20 verstellbegrenzt bei 47 in bezug auf die Änderungsgeschwindigkeit begrenzt und durch das Verzögerungsfilter 51, 81 in bezug auf die Beschleunigung begrenzt, wie es weiter oben beschrieben wurde, und gibt einen Befehl für einen entsprechenden Querneigungswinkel über die Querruder-Servoschleife 25. Es sei jedoch angenommen, daß die Verstellgrenzen innerhalb des Flugdirektors 20 einen Querneigungswinkel zulassen, der beträchtlich größer als der ist, den der Pilot wünscht Beispielsweise sei angenommen, daß der Pilot aus irgendwelchen Gründen eine Kurve auf einen neuen Steuerkurs mit einer niedrigeren Geschwindigkeit durchführen will. Die Steuerhorn-Steuerungsbetriebsweise des vorliegenden Ausführungsbeispiels ergibt eine Möglichkeit, um dies in einfacher Weise durchzuführen. Der Pilot drückt den CWS-Schalter 110, wodurch der Autopilot in der vorstehend beschriebenen Weise entkoppelt und synchronisiert wird, und er legt den niedrigeren gewünschten Querneigungswinkel fest. Darauf wählt der Pilot den gewünschten neuen Steuerungskurs an seinem Steuerkurs-Wähler aus und gibt den CWS-Schalter frei. Wie es in Fig. 2 gezeigt ist, stellt die Freigabe des CWS-Schalters 110 die Flip-Flop-Schaltung 66 und bringt den Autopilot in die Querneigungs-Haltebetriebsweise. Der Schalter 48 ist offen, und der durch die Steuerhorn-Steuerungsbetriebsweise festgelegte Querneigungswinkel ist in dem Integrator 51 eo gespeichert, um den Querneigungswinkel beizubehalten. Wenn sich das Luftfahrzeug dem neuen Steuerkurs nähert, fällt der Steuerkursfehler unter den Grenzwert für den Querneigungswinkel des Autopiloten, und ein entsprechendes Fehlersignal erscheint an der Leitung 130 der Fig. la, Ib und 2. Dieses Signal ist das Querneigungswinkel-Befehlssignal Φ/> Wenn sich der Absolutwert des Querneigungswinkel-Befehlssignals dem Absolutwert des tatsächlichen Querneigungswinkels Φ nähert, der durch die Steuerhorn-Steuerbetriebsweise festgelegt wurde, und wenn die Signale von der gleichen Polarität sind, schaltet der Verbindungs-Vergleicher 131 (Fig. 2) und liefert ein logisches Signal an die UND-Schaltung 132. Weil der Autopilot eingeschaltet ist und sich in der Querneigungs-Haltebetriebsweise befindet sind die Bedingungen für das UND-Gatter erfüllt und dieses Gatter triggert die monostabile Schaltung 133, die ihrerseits die Flip-Flop-Schaltung 134 stellt und damit die Querneigungs-Koppelbetriebsart erneut ausbildet und die Querneigungs-Haltebetriebsart abschaltet Der Querneigungsbefehl, der nunmehr proportional zum Steuerkursfehler ist verringert sich auf Null und gleicht die Querlage des Luftfahrzeuges automatisch auf dem ausgewählten Steuerkurs aus.

Alternativ kann der vorstehende automatische Vorgang halbautomatisch durchgeführt werden, und zwar unter Verwendung des Flugdirektor-Befehlsbalkens. Nach der Festlegung des gewünschten niedrigeren Querneigungswinkels mit der Steuerhorn-Steuerbetriebsweise und der Freigabe des Schalters 110 wird die Querneigungslage des Luftfahrzeugs gehalten, und der Pilot stellt nunmehr den ausgewählten Steuerkurs ein. Wenn sich das Luftfahrzeug dem neuen Steuerkurs nähert, beobachtet der Pilot den Flugdirektorzeiger, und wenn dieser zentriert ist, d. h., wenn der Querneigungsbefehl gleich der tatsächlichen Querlage ist, drückt er einfach den Querneigungs-Koppelschalter 91 an dem Autopilot-Bedienungsfeld, und der Autopilot bewirkt automatisch eine Änderung der Querneigungslage zur ebenen Lage, wenn der neue Steuerkurs erreicht ist.

Das oben beschriebene Merkmal der Übersteuerung der Grenzwerte in der Steuerhorn-Steuerungsbetriebsweise, wie sie oben beschrieben wurde, ist außerdem zweckmäßigerweise in irgendeiner der seitlichen Betriebsarten, und zwar mit einer automatischen erneuten Einschaltung der Querneigungs-Koppelbetriebsarten, wenn der Querneigungsbefehl gleich dem durch die Steuerhorn-Steuerungsbetriebsweise festgelegten Querneigungswinkel ist.

Durch die beschriebene Ausgestaltung des Autopiloten ergibt sich ein einfacher und wirtschaftlicher Autopilot insbesondere für Luftfahrzeuge der allgemeinen Luftfahrt, der viele der Betriebsmerkmale vergleichbarer hochentwickelter Autopiloten für kommerzielle Luftfahrzeuge aufweist und bei dem eine einfache und wirtschaftliche Querneigungsbeschleunigungs-Begrenzung in Abhängigkeit von einem Querneigungs-Lagenbefehl erzielt wird.

Hierzu 4 Blatt Zeichnungen

Claims

1 Patentansprüche

1. Automatisches Flugsteuersystem für ein Luftfahrzeug mit einem manuellen Steuerhorn und Steuermechanismen zwischen dem Steuerhorn und s den jeweiligen Luftfahrzeug-Steuerflächen zur Steuerung der Fluglage und der Flugbahn des Luftfahrzeugs entsprechend der Bewegung des Steuerhorns, mit einem Autopiloten-Servomotorsystem mit Servomotoren, die mit den jeweiligen Steuermechanismen durch von einem ersten Schalter aus- und einrückbare Kupplungselemente verbindbar sind, so daß die jeweiligen Steuermechanismen und die zugehörigen Steuerflächen entsprechend der Bewegung der Servomotoren bewegt oder durch is das Steuerhorn verstellbar sind, dadurch gekenn zeichnet, daß ein zweiter manuell betätigbarer Schalter (110) vorgesehen ist, bei dessen Betätigung die Kupplungselemente (30, 30') bei eingeschaltetem Autopiloten ausrückbar sind und die Bezugssignale des Autopiloten auf die vom Piloten über das Steuerhorn (28) eingestellte Fluglage und Flugbahn synchronisierbar sind und bei dessen Freigabe die Kupplungselemente (30,30') einrückbar sind und die Größe der Bezugssignale gehalten wird.

2. Flugsteuersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der zweite Schalter (110) ein Druckknopfschalter ist, der am Steuerhorn (28) befestigt ist.

3. Flugsteuersystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß Fluglagenbezugseinrichtungen (55), Synchronisationseinrichtungen (51, 65) und Logikeinrichtungen (40, 111) vorgesehen sind, die dritte Schalter (76,113) einschließen, die während der Betätigung des zweiten Schalters (110) ein Ansprechen der SyRchronisationseinrichtungen (51,65) auf die Fluglagenbezugseinrichtungen (55) bewirken und die beim Abschalten des zweiten Schalters (110) die Servomotor-Kupplungseinrichtungen (30,30') wieder einkuppeln und die Synchronisiereinrichtungen (51,65) verriegeln.

4. Flugsteuersystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Fluglagenbezugseinrichtungen (55) die Querneigungslage des Luftfahrzeugs messen, daß weiterhin Steuerkurs-Fluglagenelemente (11) und auf diese ansprechende zweite Synchronisiereinrichtungen (45) vorgesehen sind, daß die Logikeinrichtungen (40,111) vierte Schalter (43, 50) einschließen, die bei Betätigung des zweiten Schalters (110) ein Ansprechen der ersten Synchronisationseinrichtungen (51,65) auf die Fluglagenbezugseinrichtungen (55) bewirken, wenn der von dem Piloten über die Steuermechanismen (27, 27') angesteuerte Querneigungswinkel größer als ein vorgegebener Wert ist, daß die Logikeinrichtungen (40,110) weiterhin fünfte Schalter (112,66,93) einschließen, die auf über dem vorgegebenen Wert liegende- Querneigungsfluglagen und das Abschalten des zweiten Schalters (110) ansprechen und die Servomotor-Kupplungseinrichtungen (30,30') wieder einkuppeln sowie die Synchronisiereinrichtungen (51, 65) verriegeln und die zweiten Synchronisiereinrichtungen (45) auf das Steuerkurs-Fluglagensignal ansprechen lassen.

5. Flugsteuersystem nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Logikeinrichtungen (40,111) weiterhin sechste Schalter (66, 111, 43, 77, 48) einschließen, die auf eine Querneigungslage unterhalb des vorgegebenen Wertes und auf ein Abschalten des zweiten Schalters (110) ansprechen und die Servomotor-Kupplungseinrichtungen (30, 30') wieder einkuppeln, die zweiten Synchronisiereinrichtungen (45) verriegeln, die ersten Synchronisiereinrichtungen (51, 65) in eine Nacheilungs-Filtereinrichtung (51,77,81) umwandeln und diese Nacheilungs-Filtereinrichtungen (51, 77,21) auf die Steuerkurs-Fluglagenelemente (11) ansprechen lassen.

6. Flugsteuersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß ein Flugbahnrechner (20) vorgesehen ist der ein Querneigungswinkel-Anforderungssignal erzeugt, das proportional zu dem vorliegenden Steuerkurs und einem gewünschten Steuerkurs ist, daß Einrichtungen zur Begrenzung eines Kursfehlersignals auf einen vorgegebenen Wert vorgesehen sind, um das sich hieraus ergebende Querneigungswinkel-Anforderungssignal zu begrenzen, daß die Logikeinrichtungen (40,111) bei einer Betätigung des zweiten Schalters (110) den Querneigungslagenbezug synchronisieren, so daß der Pilot manuell über die Steuermechanismen (27,27') eine größere Querneigungsfluglage ausbilden kann, die beim Abschalten des zweiten Schalters (110) und Einkuppeln des Servomotors beibehält, und daß weitere Logikeinrichlungen (66) auf die Verringerung der algebraischen Summe des Kursfehlersignals und des durch die Steuerung mit Hilfe des Steuerhorns (28) ausgebildeten Querneigungswinkelsignals auf Null ansprechen und automatisch die Querneigungs-Fluglagenhaltung aufgeben und danach das Servomotorsystem entsprechend dem algebraischen Summensignal steuern.

7. Flugsteuersystem nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der gewünschte Steuerkurs durch die Peilung eines Funkleitstrahls definiert ist.

8. Flugsteuersystem nach Anspruch 6 oder 7, dadurch gekennzeichnet, daß das Querneigungswinkel-Anforderungssignal von dem Flugbahnrechner (20) an das Querneigungs-Servomotorsystem über elektronische Signalbegrenzer (47) zugeführt wird, die die maximale Änderungsgeschwindigkeit des Querneigungswinkel-Anforderungssignals und damit die Bewegungsgeschwindigkeit der zugeordneten Steuerfläche begrenzen, und daß elektronische Nacheilungs-Filtereinrichtungen (51,77,81) mit einer vorgegebenen Zeitkonstante vorgesehen sind, die auf das hinsichtlich der Änderungsgeschwindigkeit begrenzte Querneigungswinkel-AnForderungssignal ansprechen.

9. Flugsteuersystem nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß die elektronische Signalbegrenzungseinrichtung (47) nacheilungsfrei ist.

10. Flugsteuersystem nach Anspruch 8 oder 9, dadurch gekennzeichnet, daß die elektronische Signalbegrenzungseinrichtung (47) Einrichtungen zur Änderung der Grenzwerte aufweist.

11. Flügäicücrsystcrr. r.sch einem der Ansprüche 8 bis 10, dadurch gekennzeichnet, daß die elektronischen Nacheilungs-Filtereinrichtungen (53, 77, 81) einen elektronischen Integrationsverstärker (51) und eine Rückführungsschaltung (77, 81) zwischen dem Ausgang des Verstärkers (51) und dessen Eingang einschließen, daß die Rückführungsschaltung (77,81) eine Impedanz (81) und einen Schalter (77) einschließt, der bei Einschalten des Autopiloten die

Rückführungsschaltung (77,81) schließt

12. Flugsteuersystem nach Anspruch 11, dadurch gekennzeichnet, daß die Impedanz i81) der Rückführungsschaltung (77, 81) derart ist, daß das Nacheilungsfilter (51,77, S\\__eine Zeitkonstante in der Größenordnung von einer Sekunde aufweist.

13. Flugsteuersystem nach einem der Ansprüche 9 bis 12, dadurch gekennzeichnet, daß die elektronischen Signalbegrenzereinrichtungen (47) eine Verzögerungszeitkonstante in der Größenordnung von einem Zehntel der Zeitkonstante des Nacheilungsfilters (51,77,81) aufweisen.

14. Flugsteuersystem nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß das Servomotorsystem auf den Betriebsstrom aller Servomotoren ansprechende Einrichtungen (126) zur Abschaltung aller Servomotoren (29, 29') von den jeweiligen Steuerflächen einschließt, wenn einer oder mehrere der Betriebsströme einen vorgegebenen Wert überschreiten.