DE2601827A1

DE2601827A1 - Halbautomatisches steuersystem fuer den startvorgang von luftfahrzeugen

Info

Publication number: DE2601827A1
Application number: DE19762601827
Authority: DE
Inventors: Jun Thomas William Kennedy; Harry Degan Smith
Original assignee: Sperry Rand Corp
Current assignee: Sperry Corp
Priority date: 1975-01-23
Filing date: 1976-01-20
Publication date: 1976-07-29
Also published as: JPS5187299A; GB1528939A; SE7514191L; CA1050138A; FR2298822A1; US3945590A

Description

Patentanwälte Dioi.-Ing. Curt Wal Iach Dipl.-(ng. Günther Koch Dipl.-Phys. Dr.Tino Haibach Dipl.-lng. Rainer Feldkamp

D-8000 München 2 · Kaufingerstraße 8 · Telefon (0 89) 24 02 75 · Tetex 5 29 513 wakai d

Unser Zeichen: I5

Sperry Rand Corporation New York, USA

Halbautomatisches Steuersystem für den Startvorgang von Luftfahrzeugen

Die Erfindung bezieht sich auf halbautomatische Steuersysteme für den Startvorgang von Luftfahrzeugen.

Bei modernen Luftfahrzeugen, die eine Startstrecke vor dem Abheben benötigen, übt der Pilot einen nach oben gerichteten Längsneigungs- oder Nickbefehl auf die Steuersäule aus, wenn das Luftfahrzeug eine vorgegebene Vorwärtsgeschwindigkeit erreicht, die als Abheb-Rotationsgeschwindigkeit V_R bezeichnet wird. Der manuelle Befehl des Piloten bewirkt eine Drehung des Luftfahrzeuges um das Hauptfahrwerk, so daß der Anstellwinkel vergrößert wird und das Luftfahrzeug von der Rollbahn abhebt. Um festgelegte Starteigenschaften zu erzielen, muß der manuelle Befehl genau ausgeübt werden, damit das Luftfahr zeug eine Abheb-Drehung mit einer vorgegebenen Längsneigungs-Änderungsgeschwindigkeit ausführt, damit asymtotisch eine vor gegebene Steigflug-Längsneigungslage aufgenommen wird.

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Bei den meisten Luftfahrzeugen erfordert dieses Manöver die vollständige Aufmerksamkeit des Piloten und ein beträchtliches Ausmaß an Können des Piloten. Bei anderen Luftfahrzeugen, insbesondere bei Kurzstart- und Lande-Luftfahrzeugen, die Üblicherweise als STOL-Luftfahrzeuge bezeichnet werden, ist dieses Manöver im Hinblick auf die Sicherheit des Luftfahrzeuges kritisch. Bei STOL-Luftfahrzeugen muß der Pilot auf Grund des schmalen Überziehbereiches genau eine hohe maximale Längsneigungsrate erfliegen und eine vorgegebene Steigflug-Längsneigungslage ohne Überschießen oder Überschwingen erreichen. Bei STOL-Luftfahrzeugen ruft eine übermäßige Abhebdrehung einen zu großen Anstellwinkel bei gleichzeitigem Fehlen einer Vorwärtsbeschleunigung hervor, während eine zu geringe Abhebdrehung bewirkt, daß das Luftfahrzeug erst nach dem vorbestimmten Abhebpunkt abhebt. Daher ist es im Fall von STOL-Luftfahrzeugen auf kurzen Startbahnen verständlich, daß das Abhebmanöver genau sein muß weil anderenfalls das Luftfahrzeug über das Ende der Startbahn hinausschießt, ohne daß es abgehoben hat. Dieses Manöver ist manuell über die Höhenrudersteuerung nur schwierig auszuführen, weil ausreichende Lenkungsinformationen fehlen und weil hohe Kräfte und große Höhenruderausschlage erforderlich sind. Selbst mit einem Höhenruder-Kraftverstärkungssystem, das die erforderliche auszuübende Kraft verringert, ist das Abheb-Drehmanöver nur unter Schwierigkeiten genau durchzuführen. Bei einem derartigen Luftfahrzeug neigen die Piloten dazu, die Längsneigungsrate zu ändern, um die erforderliche Längsneigungslage zu erreichen. Derartige Steuervorgänge werden auf Grund des oben erwähnten sehmalen Überziehbereiches derartiger STOL-Luftfahrzeuge als gefährlich betrachtet.

Ein erfindungsgemäß ausgebildetes halbautomatisches Steuersystem für den Startvorgang von Luftfahrzeugen für die Abheb-Drehbewegung des Luftfahrzeuges mit einer geringeren als einer maximal vorgegebenen Längsneigungsrate zur Aufnahme einer vorgegebenen Steigflug-Längsneigungslage in Abhängigkeit von einem manuellen Abheb-Drehbefehl umfaßt erste Steuereinrichtungen mit Begrenzer-

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einrichtungen, die auf den manuellen Abheb-Drehbefehl ansprechen, um. eine Drehbewegung des Luftfahrzeuges mit einer Längsneigungsänderungsgeschwindigkeit unterhalb der maximal vorgegebenen Längs· neigungsänderungsgeschwindigkeit durchzuführen, Detektoreinrichtungen zur Peststellung einer mittleren Längsneigungslage, die kleiner als die vorgegebene Steigflug-Längsneigungslage ist, Bezugsquelleneinrichtungen zur Lieferung eines Bezugssignals, das eine vorgegebene Steigflug-Längsneigungslage darstellt und zweite Steuereinrichtungen, die auf die Detektoreinrichtungen und die Bezugsquelleneinrichtungen ansprechen, um das Luftfahrzeug zur Aufnahme der vorgegebenen Steigflug-Längsneigungslage ' zu steuern, nachdem das Luftfahrzeug die mittlere Längsneigungslage erreicht.

Durch die erfindungsgemäße Ausgestaltung des Steuersystems muß der Pilot lediglich eine derartige Steuerknüppelkraft ausüben, daß angenähert das genaue Manöver durchgeführt wird. Wenn der Pilot den manuellen Abheb-Drehbewegungsbefehl ausübt, werden Schaltungen verwendet, die einen Längsneigungsänderungsgeschwindigkeits-Befehl an das Höhenruder liefern, der auf die gewünschte maximale Längsneigungsänderungsgeschwindigkeit beschränkt ist. Daher werden Längsneigungs-Änderungsgeschwindigkeiten, die zu einem Über- oder Unterschießen der gewünschten Steigflug-Längsneigungslage führen würden, nicht erzeugt. Wenn das Luftfahrzeug eine mittlere Pluglage, die unterhalb der gewünschten Steigflug-Lage liegt, annimmt, werden Schaltungen in einer Fluglagen-Haltebetriebsweise bezüglich einer Bezugsquelle für die vorgegebene Steigflug-Lage verwendet, um asymptotisch die gewünschte Pluglage aufzunehmen.

Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen.

Die Erfindung wird im folgenden anhand eines in der Zeichnung dargestellten AusfUhrungsbeispiels noch näher erläutert.

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Die Zeichnung zeigt ein Blockschaltbild einer Ausführungsform des halbautomatischen Steuersystems für den Startvorgang von Luftfahrzeugen.

Die Erfindung ist auf einen weiten Bereich von Luftfahrzeugtypen und auf einen großen Bereich von Plugregelsystemen anwendbar. Die Erfindung wird anhand eines Stabilitäts- und Befehlsverstärkungssystems (SCAS) für ein STOL-Luftfahrzeug mit bestimmten Eigenschaften beschrieben. Das zu beschreibende System bewirkt eine Abheb-Drehung des Luftfahrzeuges in Abhängigkeit von einem geeigneten manuellen Aufwärtsneigungs-Befehl des Piloten mit einer maximalen Änderungsgeschwindigkeit von 8° pro Sekunde, um asymtotisch eine Ste?jflug-Längsneigungslage von +15° aufzunehmen, damit sich die kürzeste Startstrecke ergibt.

In der Zeichnung ist ein manuelles Steuerelement 10, wie z.B. das übliche Steuerhorn mit der zugehörigen Steuersäule dargestellt, die über ein geeignetes mechanisches Gestänge 11 mit einer mechanischen Summiereinrichtung 12 verbunden ist, damit der Pilot manuelle Längsneigungsbefehle geben kann. Der Ausgang der mechanischen Summiereinrichtung 12 wird einer Hauptsteuerflächen-Betätigungseinrichtung 13 zugeführt, die ihrerseits die Höhenruder-Steuerflächen 14 des Luftfahrzeuges einstellt. Die Steuerflächen-Betätigungseinrichtung 13 kann irgendeine Betätigungseinrichtung aus einem weiten Bereich von üblichen über den vollen Betriebsbereich arbeitenden Betätigungssystemen sein, wie z.B. elektrisch gesteuerte oder hydraulische Stellglieder oder Betätigungseinrichtungen. Es ist verständlich, daß die Steuerflächen-rBetätigungseinrichtung 13 weiterhin eine geeignete direkte mechanische Verbindung von der mechanischen Summiereinrichtung 12 zur Einstellung der Höhenruder-Steuerflächen 1^ umfassen kann. .

Ein zweiter Eingang an die mechanische Summiereinrichtung 12 wird von einem "blichen Stabilitäts- und Befehlsverstärkungssystem- oder SCAS-Servo 15 geliefert. Der SCAS-Servo 15 schließt ein Summierglied 16 ein, dessen Ausgang über einen Servoverstärker 17 weitergeleitet wird, um eine SCAS-Serienbetätigungseinrichtung

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20 anzusteuern. Die SCAS-Betätigungseinrichtung 20 ist so ausgelegt, daß sie einen begrenzten Betriebsbereich von einer Hälfte des gesamten Höhenruder-Betriebsbereiches aufweist. Die Betätigungseinrichtung 20 kann von üblicher Art sein, wie sie beispielsweise in den US-Patentschriften 3 212 702 und 3 269 199-der gleichen Anmelderin beschrieben ist oder sie kann eine übliche elektro-hydraulische Sekundär-Betätigungseinrichtung sein, wie sie in der britischen Patentschrift 830 481 beschrieben ist.

Der Ausgang der Betätigungseinrichtung 20 wirci als ein Eingang an die mechanische Summiereinrichtung 12 angelegt und wird außerdem über einen Eetätigungseinrichtungs-Stellungsrückführwandler

21 geleitet, um einen Eingang für das Summierglied l6 zu liefern, damit die Schleife des Stellservosystems 15 geschlossen wird. Der Ausgang des Servoverstärkers 17 wird weiterhin über einen Umschalter 22 weitergeleitet, um ein übliches automatisches Trimmsystem 23 zu betätigen. In der Startstellung des Schalters

22 ist der SCAS-Servo 15 von dem Trimmsystem 23 getrennt, während in der Pluglagen-Befehlsstellung des Schalters 22 der SCAS-Servo 15 in das System 23 eingeschaltet ist. Der Schalter 22 wird entsprechend einer weiter unten beschriebenen Logik betätigt.

Ein Steuerknüppel-Kraftmeßfühler 2^ ist in dem Steuerhorn 10 befestigt und liefert ein Signal, das proportional zu dem von dem menschlichen Piloten auf das Steuerhorn 10 ausgeübten Kraft bei der manuellen Durchführung eines Längsneigungsmanövers ausgeübt wird. Der Meßfühler 24 ist ein mechanisch-/elektrischer Wandler wie er beispielsweise in der deutschen Offenlegungsschrift 2 205 378 beschrieben ist. Der Ausgang des Steuerhorn-Kraftmeßfühlers 24 wird dem Schaltarm eines Umschalters 25 zugeführt, der zusammen mit dem Schalter 22 in noch zu erläuternder Weise betätigt wird. Wenn sich der Schalter 25 in der Startstellung befindet, ist der Steuerhorn-Kraftmeßfühler 24 über ein Formungsfilter 26 als ein Eingang an ein Summierglied 27 angelegt. Die für das Signal des Steuerhorn-Kraftmeßfühlers 24 erforderliche Formung und Filterung, die sich in dem Filter 26 ergibt, ist in der Flugregeltechnik gut bekannt, so daß hier keine weitere Beschreibung gegeben wird.

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Der Ausgang des Summiergliedes 27 wird als ein Eingang einem Raten- oder Änderungsgeschwindigkeitsbegrenzer 30 zugeführt. Der Begrenzer 30 ist eine übliche"Schaltung, die bis zu einem vorgegebenen Grenzwert ein zum Eingang proportionales Ausgangssignal liefert, wobei der Grenzwert so eingestellt ist; daß der maximale Befehl an den SCAS-Servo"15 eine Längsneigungsänderungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges von 8 pro Sekunde ergibt. Der Ausgang des Begrenzers 30 wird als ein Eingang an ein Summierglied 31 angelegt, das als anderen Eingang ein Längsneigungs-Änderungsgeschwindigkeitssignal von einem Längsne igungs -Acid e rungs geschwindigkeitskreisel 32 empfängt. Der Ausgang von dem Summierglied 31 wird als ein Eingang einem Summierglied 33 zugeführt, dessen Ausgang wiederum als ein Eingang an das Summierglied 16 des SCAS-Servos 15 angelegt ist. Wenn der Pilot beispielsweise einen nach oben gerichteten oder positiven LMngsneigungsbefehl auf das Steuerhorn 10 ausübt, so werden die Höhenruderflächen 14 über das mechanische Gestänge 11, die mechanische Summiereinrichtung 12 und die Haupt-Betätigungseinrichtung 13 proportional zu dem manuellen LMngsneigungsbefehl ausgelenkt. Zusätzlich wird der Befehl durch ein Signal von dem Steuerhorn-Kraftmeßfühler über den Begrenzer 30 an den SCAS-Servo 15 und damit an die Haupt-Steuerflächenbetätigungseinrichtung 13 über die mechanische Summiereinrichtung 12 verstärkt. Auf Grund des Einganges von dem Längsneigungsänderungsgeschwindigkeits-Kreisel 32 an das Summierglied 31 ergibt sich eine Längsneigungs-Änderungsgeschwindigkeit des Luftfahrzeuges, die proportional zu dem Signal ist, das von dem Steuerhorn-KraftmeßfUhler 24 geliefert wird, wenn das Steuerhorn-Kraft-Signal innerhalb des proportionalen Bereichs des Begrenzers 30 liegt. Wenn das Signal von dem Steuerhorn-KraftmeßfUhler 24 gleich dem von dem Begrenzer 30 festgelegten Wert wird oder diesen überschreitet, wird das Luftfahrzeug auf eine maximale.Längsneigungsänderungsgeschwindigkeit von 8° pro Sekunde mit Hilfe des Begrenzers 30 beschränkt.

Wenn sich der Schalter 25 in der Fluglagen-BefehTsstellung befindet, wird der Ausgang des Stai erhorn-Kraftmeßfühlers 24 über ein Formungsfilter 34 als ein Eingang an ein Summierglied 35

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angelegt. Das Filter 34 kann ähnliche gut bekannte Eigenschaften wie das Filter 26 aufweisen, es kann tatsächlich Identisch zu diesem sein. Es ist daher verständlich, daß die Filter 26 und bei identischer Ausführung durch ein einziges Filter vor dem Schalter 25 ersetzt werden können.

Eine Start-Fluglagen-Bezugsquelle 56 liefert ein festes Signal zur Lenkung des Luftfahrzeuges genau entsprechend einer Längsneigungslage von 15°. Der Ausgang der Bezugsquelle 36 wird als ein Eingang einem Öummierglied 37 zugeführt, dessen Ausgang wiederum über den Start-Kontakt des Umschalters 40 als Eingang an einen Integrator 41 angelegt wird. Der Schalter 40 wird gleichzeitig mit, den Schaltern 22 und 25 in noch zu erläuternder Weise betätigt. Der. Ausgang des Integrators 41 wird an einen Eingang des Summiergliedes 35 sowie an einen Eingang des Summiergliedes 37 angelegt. Wenn sich der Schalter 40 in der Startstellung befindet, ist der Integrator 4l über das Summierglied 37 in Nachlauf-Betriebsweise geschaltet, so daß er das 15°-Bezugspotential von der Quelle 36 annimmt. Weiterhin wird einem Eingang des Summiergliedes 35 ein Längsneigungs-Lagensignal von einem Vertikalkreisel 42 zugeführt. Wenn sich daher die Schalter 25 und 40 in ihren.jeweiligen Startstellungen befinden, ist das Ausgangssignal von dem Summierglied 35 ein Längsneigungslagen-Fehlersignal, das den Unterschied zwischen der tatsächlichen Längsneigungslage des Luftfahrzeuges und der Bezugslage von 15° darstellt.

Der Ausgang- des Summiergliedes 35 wird über einen Begrenzer 43 einem Umschalter 44 zugeführt. Die Grenzwerte für den Begrenzer 43 werden so eingestellt, daß ein maximaler Befehl von einem Viertel des gesamten Höhenruder-Betriebsbereiches gegeben werden kann, um starke Änderungen in den Höhenruderbefehlen bei Ausfall des Längsneigungslagenbefehls zu verhindern, der von dem Summierglied 35 und den Bauteilen vor diesem Summlerglied geliefert wird. Der Schalter 44 wird in einer noch ausführ11» eher zu erläuternden Weise durch Logiksignale betätigt, die ^; durch die Beschriftungen in der Zeichnung angedeutet sind. j Der Sohalter 44 befindet sich in der in der Zeichnung darge- !

stellten Stellung, wenn sich das System in der Fluglagen-Befehls- betriebsweise oder in der Start-Betriebsweise mit einer Längsneigungslage von mehr als 7 befindet. Wenn andere logische Bedingungen gegeben sind, befindet sich der Schalter 44 in der anderen in der Zeichnung nicht dargestellten Stellung. Diese andere Stellung kann entsprechend dann gesteuert werden, wenn das System sich beispielsweise in einer Änderungsgeschwindigkeits-Befehlsweise oder in einer Höhenhalte-Betriebsweise oder in der Start-Betriebsweise mit einer Längsneigungslage von weniger als 7° befindet. Wenn sich der Schalter 44 in der in der Zeichnung dargestellten Stellung befindet, wird der Längsneigungslagen-Befehl von dem Begrenzer 43 an einen Eingang des Summiergliedes 27 und dann über den Begrenzer 30 weitergeleitet, um den SCÄS-Servo 15 zu steuern. Es ist verständlich, daß die Längsneigungslagen-Befehlssignale, die von dem Begrenzer 43 abgegeben werden, auf Grund des Begrenzers 30 keine Längsneigungsänderungsgeschwindigkeit von mehr als 8° pro Sekunde ergeben können.

Der Längsneigungslagen-Befehl, der von dem Verstärker 43 über den Schalter 44 an das Summierglied 27 weitergeleitet wird, wird weiterhin über einen Integrator 45 an einen Eingang des Summiergliedes 33 angelegt, um eine Längsneigungslagen-Integralsteuerung in gut bekannter Weise zu·erzielen.

Das System schließt weiterhin eine übliche manuelle Längsneigungslagen-Bezugsbefehls-Steuereinrichtung 46 ein, deren Ausgang dem Pluglagenbefehls-Kontakt des Schalters 40 zugeführt wird. Derartige Längsneigungsbefehls-Steuereinrichtungen sind in der Technik gut bekannt und können in Form eines üblichen manuellen Längsneigungslagen-Steuergliedes ("Beep"-Steuerung) ausgeführt werden, die üblicherweise am Steuerhorn befestigt ist.

Die Schalter 22, 25, 40 und 44 werden durch eine Logikschaltung. 47 über irgendwelche geeigneten (nicht gezeigten) Kopplungseinrichtungen betätigt. Die Logikschaltung 47 umfaßt UND-Glieder 50, 51 und 52 sowie ODER-Glieder 53 und 54. Ein Kraft-Detektor 55,

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der zum Empfang des Signals von dem Steuerhorn-Kraftmeßfühler 24 angeschaltet ist, liefert logiksignale an die Logikschaltung 47 wenn die von dem Piloten auf das Steuerhorn 10 ausgeübte Längsneigungs-Befehlskraft größer als 1,36 kp oder nicht größer als dieser Wert ist, und zwar entsprechend der jeweiligen Zeichnungen ("ja" und "nein" in der Zeichnung). Ein die auf dem Fahrwerk ruhende Last messender Detektor 56 liefert Logiksignale an die Logikschaltung 47* wenn das Gewicht des Luftfahrzeuges auf dem Fahrwerk ruht oder wenn das Gewicht des Luftfahrzeuges nicht bzw. abgehoben hat. Ein Längsneigungslagen-Detektor 57, der mit dem Längsneigungslagen-Ausgang des Vertikalkreisel 42 gekoppelt ist, liefert ein Logiksignal an die Logikschaltung 47, wenn die Längsneigungslage des Luftfahrzeuges 7 überschreitet.

Die Logikschaltung 47 führt die folgenden logischen Gleichungen aus:

Start-Betriebsweise = Gewicht auf Fahrwerk + Gewicht auf Fahrwerk

• F > 1,36 kp (1)

Fluglagenbefehls-Betriebsweise = Gewicht auf Fahrwerk · F ζ. 1,36 kp

Fluglagenbefehl + Start · θ > 7° (3)

Hierbei stellt die Gleichung (1) den Ausgang des ODER-Gliedes 53,;die Gleichung (2) den Ausgang des UND-Gliedes 5I und die Gleichung (3) den Ausgang des ODER-Gliedes 54 dar. Somit ist zu erkennen, daß das logische Ausgangssignal von dem ODER-Glied

53 die Schalter 22, 25 und 40 auf die jeweiligen Kontakte stellt, die mit Start bezeichnet sind, während das logische Ausgangssignal von dem UND-Glied 5I diese Schalter auf die jeweiligen Fluglagenbefehls-Kontakte stellt. In gleicher Weise stellt der Ausgang des ODER-Gliedes 54 den Schalter 44 auf den mit der Bezeichnung des Gliedes 54 bezeichneten Kontakt und (nicht gezeigte) logische Schaltungen bringen den Schalter 44 auf den anderen Kontakt, wenn die durch die Bezeichnungen des Gliedes

54 bezeichneten logischen Bedingungen nicht erfüllt sind.

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Im Betrieb stellt die Logikschaltung 47 während des Start-Roll-Vorganges und bei auf dem Fahrwerk ruhendem Gewicht die Schalter 22,. 25 und 40 auf den Start-Kontakt und weil die Längsneigungslage nicht größer als 7° ist, ist der Schalter 44 auf den "anderen" Kontakt gestellt. Wenn das Luftfahrzeug die für die Abhebdrehung erforderliche Geschwindigkeit erreicht, zieht der Pilot an dem Steuerhorn 10 mit entsprechender Kraft, um das Luftfahrzeug auf eine Pluglage von 15° zu bringen. Weil der Schalter 44 offen ist, werden die Höhenruder-Steuerflächen 14 entsprechend dem direkten mechanischen Signal von dem mechanischen Gestänge 11 und dem Signal von dem Steuerhorn-Kraftmeßfühler 24 über das Formungsfilter 26 und den Begrenzer ^O an den SCAS-Servo 15 ausgelenkt. Auf Grund der A'nderungsgeschwindigkeitsbegrenzung, die durch den Begrenzer j50 festgelegt ist, und auf Grund der aerodynamischen Längsneigungsänderungsgeschwindigkeits-RUckführung über den Längsneigungs-A'nderungsgeschwindigkeitskreisel 32 wird das Luftfahrzeug auf eine Längsneigungslagen-Anderungsges chwindigkeit von unterhalb 8° pro Sekunde beschränkt. Wenn das Luftfahrzeug abhebt, bleibt das System in der Startbetriebsweise weil die auf das Steuerhorn ausgeübte Kraft größer als 1,56 kp ist. Wenn das Luftfahrzeug eine Längsneigungslage von 7° überschreitet, schließt die Logikschaltung 47 den Schalter 44, so daß dem SCAS-Servo 15 ein Längsneigungslagen-Befehl entsprechend dem 15°-Bezugssignal zugeführt wird, das in dem Integrator 41 gespeichert ist. Das System steuert dann das Luftfahrzeug so, daß der Unterschied zwischen dem Längsneigungslagensignal von dem Vertikalkreisel 42 und dem in dem Integrator gespeicherten Bezugssignal verringert wird, so daß sich das Luftfahrzeug der gewünschten 15°-Steigfluglage nähert. Die jeweiligen Verstärkungen des Verstellweges durch den Begrenzer 30, des Änderungsgeschwindigkeits-Weges über den Längsneigungslagen_T Änderungsgeschwindigkeitskreisel 32 und den Integral-Weg durch den Integrator 45 sind in gut bekannter Weise so eingestellt, daß sich das Luftfahrzeug asymptotisch der gewünschten 15°-Längsneigungslage nähert.

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Wenn das.Luftfahrzeug die gewünschte Steigfluglage erreicht, verringert der Pilot die Kraft auf das Steuerhorn 10, so daß das System in die Fluglagen-Befehlsbetriebsweise übergeht. In dieser Betriebsweise sind die Schalter 22, 25 und 40 auf die Pluglagen-Befehlskontakt eingestellt, während der Schalter 44 in der dargestellten Stellung bleibt. Es ist verständlich, daß das System dann in üblicher Pluglagen-Befehlsanordnung arbeitet, wobei die Luftfahrzeug-Fluglagensteuerung durch das Steuerhorn 10 oder die Längsneigungs-Bezugsbefehls-Steuereinrichtung 46 (Beep-Steuereinrichtung) durchgeführt wird, wobei sich eine Stabilitäts- und Befehlsverstärkung auf Grund des SCAS-Systems in der dargestellten Weise ergibt. Wenn sich das System in der Pluglagen-Befehlsbetriebsweise befindet, arbeitet das automatische Trimmsystem 23 in üblicher Weise derart, daß die einen beschränkten Betriebsbereich aufweisende SCAS-Serienbetätigungseinrichtung 20 innerhalb des mittleren Teils ihres Betriebsbereiches gehalten wird.

Es ist verständlich, daß, obwohl ein in der Zeichnung darge-· stelltes bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand spezieller Parameter beschrieben wurde, wie z.B. ^iner auf 8° pro Sekunde beschränkten Längsneigungsänderungsgeschwindigkeit zur Erzielung einer Längsneigungslage von 15° und einer mittleren Längsneigungslage von 7°> wobei diese Parameter für ein spezielles STOL-Luftfahrzeug gewählt wurden, andere Längsneigungslagen und Längsneigungsänderungsgeschwindigkeiten entsprechend den Eigenschaften des Luftfahrzeuges ausgewählt werden,können, für das das System bestimmt ist. In gleicher Weise können andere Steuerhorn-Steuerkräfte als 1,56 kp bei der Durchführung der Steuerung in dem System verwendet werden. Alternativ kann ein Steuerhorn-Bewegungsmeßfühler zu dem gleichen Zweck verwendet werden. Das beschriebene Ausführungsbeispiel wurde anhand einer einen beschränkten Betriebsbereich aufweisenden SCAS-Serienbetätigungseinrichtung beschrieben, doch ist die vorliegende Erfindung in gleicher Weise auf über den vollen Betriebsbereich wirksame parallele Betätigungssteuersysteme anwendbar.

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Aus dem Vorstehenden ist zu erkennen, daß wenn das Luftfahrzeug die für die Abheb-Drehbewegung erforderliche Geschwindigkeit V_R erreicht, der Pilot lediglich eine normale Einrichtung auf eine Aufwärtsbewegung gerichtete Höhenruderkraft ausüben muß und danach lediglich ungefähr die richtige Höhenruderkraft ausüben
muß, damit das Luftfahrzeug die Bezugs-Längsneigungslage aufnimmt und genau hält. Das beschriebene System bildet automatisch die gewünschte Längsneigungsänderungsgeschwindigkeit aus, um die gewünschte Steigflug-Lähgsneigungsfluglage asymptotisch aufzunehmen«

Patentansprüche:

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Claims

Patentansprüche

Halbautomatisches Steuersystem für den Startvorgang von Luftfahrzeugen zur Erzielung einer Abhebdrehung des Luftfahrzeuges mit einer Längsneigungs-Änderungsgeschwindigkeit, die nicht größer als eine maximale vorgegebene Längsneigungs-Änderungsgeschwindigkeit ist, zur Aufnahme 'einer vorgegebenen Längsneigungs-Steigfluglage in Abhängigkeit von einem manuellen Abhebdrehbefehl, gekennzeichne t durch erste Steuereinrichtungen (15, 25 bis 27, 30 bis 33) mit Begrenzereinrichtungen (30), die auf den manuellen Abheb-Drehbefehl ansprechen, um eine Drehbewegung des Luftfahrzeuges mit einer Längsneigungs-Änderungsgeschwindigkeit unterhalb der maximal vorgegebenen Längsneigungsänderungsgeschwindigkeit durchzuführen, Detektoreinrichtungen (57) zur Peststellung einer mittleren Längsneigungslage, die kleiner als die vorgegebene Steigflug-Längsneigungslage ist, Bezugsquelleneinrichtungen (36, 37* 41) zur Lieferung eines Bezugssignals, das eine vorgegebene Steigflug-Längsneigungslage darstellt, und zweite-Steuereinrichtungen, die auf die Detektoreinrichtungen (57) und die Bezugsquelleneinrichtungen (36, 37, 4l) ansprechen, um das Luftfahrzeug zur Aufnahme der vorgegebenen Steigflug-Längsneigungslage zu steuern, nachdem das Luftfahrzeug die mittlere Längsneigungslage erreicht,

2. Steuersystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Luftfahrzeug Längsneigungslagen-Steuerflächenteile (l4), Haupt-Steuerflächen-Betätigungseinrichtungen (13), die mit den Steuerflächenteilen (14) zu deren Einstellung gekoppelt sind, manuelle Längsneigungs-Steuersäulenteüe (10) ; zum Ausüben des manuellen Abheb-Drehbefehls und Gestänge-, einrichtungen (11) einschließt, die die Steuersäulenteile (10) mit den Haupt-Steuerflächen-Betätlgungseinriohtungen (13) koppeln, um diesen den manuellen Abheb-Drehbefehl zuzuführen.

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^ι3· Steuersystem nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichne t , daß die Steuersäulenteile (10) einen mechanischVelektrischen Wandler (24) zur Lieferung eines elektrischen Längsneigungs-Befehlssignals entsprechend dem manuellen Abheb-Drehbefehl einschließen und daß die ersten Steuereinrichtungen Servoeinrichtungen (15) mit einer Serienbetätigungseinrichtung (20) einschließen, die mit den Steuerflächenteilen (14) gekoppelt ist, um die Einstellung dieser Steuerflächen zu steuern und daß der mechanisch-/elektrische Wandler über die Begrenzereinrichtungen (30) mit den Servoeinrichtungen (15) gekoppelt ist, so daß das Luftfahrzeug auf den manuellen Abheb-Drehbefehl hin mit einer Längsneigungs-Änderungsgeschwindigkeit gedreht wird, die nicht größer als die maximale vorgegebene Längsneigungs-Änderungsgeschwindigkeit ist.

4. Steuersystem nach Anspruch 3* dadurch gekennze ichn e t , daß die zweiten Steuereinrichtungen LängsneigungslagenT Meßgeber (42) zur Lieferung eines die Längsneigungslage des Luftfahrzeuges darstellenden Längsneigungslagensignals, Kombinationseinrichtungen (35) zur Kombination des Längsneigungslagensignals mit dem Bezugssignal zur Lieferung eines Längsneigungslagen-Fehlersignals und Schaltereinrichtungen (44) einschließen, die auf die Detektoreinrichtungen (57) ansprechen, um das Längsneigungslagen-Fehlersignal über die Begrenzereinrichtungen (30) an die Servoeinrichtungen (15) zu koppeln, wenn das Luftfahrzeug die mittlere Längsneigungslage erreicht, so daß das Luftfahrzeug zur Aufnahme der Längsneigungs-Steigfluglage mit einer Längsneigungsänderungsgeschwindigkeit gesteuert wird, die nicht größer als die maximale vorgegebene Längsneigungsänderungsgeschwindigkeit ist.

5* Steuersystem nach Anspruch 4, dadurch g ekennzeichn e t ', daß die ersten Steuereinrichtungen weiterhin Längsneigungs-Snderungsgeschwindigkeits-Meßgebereinrichtungen (32) zur Lieferung eines die Längsneigungs-Änderungsgesehwindigkeit des Luftfahrzeuges darstellenden Längsneigungslagen-Änderungssignals und weitere Kombinationseinrichtungen (31)

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einschließen, die zwischen den Begrenzereinrichtungen (30) und den Servoeinrichtungen (15) eingeschaltet sind und das Längsneigungs-Änderungsgeschwindigkeitssignal mit dem Ausgangssignal von den Begrenzereinrichtungen (30) kombinieren.

6. Steuersystem nach Anspruch 5* dadurch gekennzeichnet, daß die zweiten Steuereinrichtungen auf das Längsneigungslagen-Fehlersignal ansprechende Integratoreinrichtungen (45) einschließen, die das Integral dieses Signals an die Servoeinrichtungen (15) anlegen.

7. Steuersystem nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Begrenzereinrichtungen (30), die Längsneigungs-Änderungsgeschwindigkeits-Meßgebereinrichtungen (32) und die Integratoreinrichtungen (45) jeweils in Bewegungs-Geschwindigkeits- bzw. Integralsignalpfaden mit jeweils zugeordneten Verstärkungen derart angeordnet sind, daß das Luftfahrzeug die vorgegebene Längsneigungs-Steigfluglage asymptotisch aufnimmt..

8. Steuersystem nach einem der Ansprüche 4 bis 7, dadurch gekennze lehnet, daß die zweiten Steuereinrichtungen zusätzliche Begrenzereinrichtungen (43) einschließen, die das Längsneigungslagen-Fehlersignal an die ersten Steuereinrichtungen anlegen, um das Längsneigungslagen-Fehlersignal auf eine vorgegebene maximale Amplitude zu begrenzen, so daß der Betriebsbereioh der hierdurch gesteuerten Längsneigungslagen-Steuer flächen teile (14) auf einen vorgegebenen Bruchteil des Gesamtbetriebsbereichs begrenzt wird.

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