CH652364A5 - Regelsystem an einem flugzeug. - Google Patents

Description

Die Erfindung betrifft ein Regelsystem der im Oberbegriff des Patentanspruchs 1 angegebenen Art.

Sowohl bei Starrflügel- als auch bei Drehflügel(Hubschrauber)-Flugzeugen ist es üblich, dass der Pilot eine Anzahl positionierbarer Steuervorrichtungen, wie beispielsweise Steuerknüppel, Hebel,

Räder und Pedale, benutzt, um die aerodynamischen Steuerflächen des Flugzeuges zu positionieren und dadurch die Fluglage, die Flughöhe, die Fluggeschwindigkeit u.dgl. des Flugzeuges zu steuern. Bei den einfachsten Systemen sind die Steuervorrichtungen durch Seile mit den Steuerflächen verbunden (beispielsweise sind Pedale durch Seile mit dem Seitenruder eines Starrflügelleichtfiugzeuges verbunden). In komplizierteren Systemen können die Steuervorrichtungen mechanische Verbindungen haben, die durch hydraulische Servoein-richtungen u.dgl. unterstützt werden.

Da die Flugzeugsysteme immer komplizierter werden, wird der nutzbare Raum im Cockpit, der für die Piloten zugänglich ist, mehr und mehr mit Instrumenten, Schaltern u.dgl. ausgefüllt. Die Steuervorrichtungen selbst konkurrieren daher mit anderen Vorrichtungen um Raum im Cockpit.

Bei einem typischen Flugzeug gibt es ein Steuerrad an einem Steuerknüppel, der die Rollage (Querneigung) und die Nicklage 5 (Längsneigung) des Flugzeuges steuert, Pedale, die ein Seitenruder steuern und ein Gassteuerpult zum Steuern des Triebwerksschubes. In einem Hubschrauber gibt es typischerweise einen Steuerknüppel für die zyklische Blattverstellung zum Steuern der Nick- und der Rollage des Flugzeuges, Pedale zum Steuern des Gierzustandes und io einen Steuerknüppel für die kollektive Blattverstellung zum Steuern des vertikalen Auftriebes oder Hubes. Diese Steuervorrichtungen und ihre mechanischen Verbindungen mit Steuerflächen oder Servo-einrichtungen, die darauf ansprechen, versperren gemeinsam den Cockpitraum in grossem Ausmass. Beispielsweise macht es das Vor-15 handensein des Steuerrades oder Steuerknüppels vor dem Pilotensitz unpraktisch, elektronische Anzeigevorrichtungen u.dgl. unmittelbar vor dem Piloten vorzusehen, weil es erforderlich ist, das Steuerrad oder den Steuerknüppel in diesem Raum in verschiedene Positionen zu bewegen, und auch deshalb, weil das Vorhandensein solcher Vor-20 richtungen die Sicht des Piloten unter gewissen Winkeln versperrt. Das Vorhandensein von Fusspedalen macht es schwierig, den Piloten die Sicht nach vorn und nach unten zu ermöglichen, was bei Hubschraubern nützlich wäre, die bei der Messwerterfassung, bei Bauarbeiten u.dgl. eingesetzt werden. Immer dann, wenn Passagiere in 25 einem der Pilotensitze sitzen, können darüber hinaus ungewollte Steuereingaben durch unerwünschten Kontakt des Passagiers mit den Steuervorrichtungen erfolgen. Das Platznehmen in den Pilotensitzen und das Verlassen derselben wird durch diese Steuervorrichtungen in unterschiedlichem Ausmass ebenfalls behindert. 30 In Systemen, in denen Pilot- und Copilotsteuervorrichtungen benutzt werden, ist es wichtig, dass die Steuervorrichtungen posi-tionsmässig miteinander synchronisiert sind, so dass ein Pilot vom anderen übernehmen kann, ohne dass abrupte Eingaben in das Steuersystem erfolgen. Aus diesem Grund sind die Steuervorrichtun-35 gen des Piloten normalerweise jeweils mit der entsprechenden Copilotsteuervorrichtung mechanisch verbunden. Meistens sind diese Verbindungen mechanisch, weil hydraulische oder elektrische Fühler und Stellantriebe, die zur Vermeidung mechanischer Verbindungen erforderlich wären, für diesen Zweck zu langsam und zu platzrau-40 bend sind.

Zum Vermeiden einiger der oben erwähnten Nachteile sind bereits Versuche unternommen worden, um «Armlehen»-Steuervorrichtungen vorzusehen, die durch einen Piloten betätigt werden können, während seine Hand auf der Armlehne eines Sitzes ruht. 45 Ausserdem hat in Flugzeugen oder Raumschiffen, in denen die Piloten hohe Gravitationskräfte auszuhalten haben, die Abfederung des Piloten in einem Sitz zur Verwendung von einigen Armlehnensteuervorrichtungen geführt. Typische Armlehnensteuervorrichtungen, die in gewissem Ausmass Erfolg gebracht haben, sind auf zwei so Achsen beschränkt, gewöhnlich auf die Nick- und die Rollachse. Auch in diesem Fall müssen jedoch die Gashebel oder Steuerknüppel für die kollektive Blattverstellung sowie die Pedale in der herkömmlichen Weise betätigt werden, wodurch es erforderlich bleibt, dass der Pilot aus seinem Sitz heraus nach Handsteuervorrichtungen 55 langt und dass seine Position in bezug auf die Fusspedale festgelegt bleibt. Es ist also auch auf diese Weise nicht möglich, die störenden Einrichtungen in vollstem Ausmasse aus dem Cockpit zu verbannen.

Es sind ausserdem bereits Versuche unternommen worden, um Armlehnensteuervorrichtungen in mehr als zwei Achsen wirksam zu 60 machen. Dazu können die Nick-, die Roll- und die Gierachse oder die Nick-, die Roll- und die Achse für die kollektive Blattverstellung (oder der Gashebel, im Falle eines Starrflügelflugzeuges) gehören. Armlehnensteuervorrichtungen, die zum Steuern in drei oder mehr als drei Achsen ausgelegt sind, haben jedoch grundsätzlich versagt, 65 und zwar wegen der Kreuzkopplung zwischen den Achsen. Wenn man die Nick- und die Gierlage mit einer Vor-Zurückbewegung und einer Rechts-Linksbewegung steuert, kann man nämlich nicht auch die kollektive Blattverstellung bei einem Hubschrauber mit einer

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Auf-Abbewegung desselben Steuerknüppels steuern, da jede Tendenz, den Steuerknüppel nach vorn und nach hinten zu bewegen, auch dazu führt, dass sich der Steuerknüppel in einem gewissen Ausmass nach oben und nach unten bewegt (und umgekehrt). Es ist davon auszugehen, dass es sich dabei um ein Eigenproblem der Art und Weise handelt, auf die die menschliche Hand mit dem Unterarm verbunden ist, wo im wesentlichen ein Drehpunkt am Handgelenk vorhanden ist. Dadurch ergibt sich ein Konflikt mit der Drehbewegung einer Armlehnensteuervorrichtung, die drei oder mehr als drei Achsen hat, da die natürliche Bewegung des menschlichen Handgelenks eine Kopplung zwischen den Steuerknüppelbewegungen in den verschiedenen Achsen verursacht. Dasselbe gilt mit Bezug auf die Drehbewegungen, wenn sie mit Vor-Zurück- und Rechts-Linksbe-wegungen kombiniert werden.

Zum Verringern des Flugzeuggewichtes, um eine System-Redundanz zur zusätzlichen Zuverlässigkeit und Sicherheit zu schaffen und vorteilhaften Gebrauch von moderner Technologie (wie beispielsweise Computern) zu machen, sind einige «Fliegen nach Draht»-Systeme untersucht worden, die durch Fühler und Stellantriebe gekennzeichnet sind, welche elektrisch oder optisch (oder beides) miteinander verbunden sind, um mechanische Verbindungen in einem Flugzeug zu vermeiden. In einem solchen Fall könnte das typische mechanische Gestänge, das eine Zusatzservoeinrichtung betätigt, um die Steuerflächen eines Flugzeuges zu positionieren, durch einen elektrischen Positionsfühler ersetzt werden, der seinerseits einen elektro-hydraulischen Stellantrieb steuert. Es ist bislang jedoch schwierig gewesen, Fliegen-nach-Draht-Systeme zu schaffen, die eine Synchronisation zwischen den Steuervorrichtungen des Piloten und des Copiloten ohne übermässige zusätzliche Kompliziertheit und ohne im Cockpit angeordnete Vorrichtungen ermöglichen. In Fliegen-nachDraht-Systemen, die zur Verwendung in Flugzeugen vorgesehen sind, welche gemeinsame Steuervorrichtungen haben, sind daher bislang typischerweise mechanische Verbindungen zwischen den Steuervorrichtungen des Piloten und des Copiloten und mit der einzelnen mechanischen Verbindung verbundene elektrische Messwandler vorgeschlagen worden. Das erforderte die Tatsache, dass die Position (beispielsweise des Steuerknüppels für die zyklische Blattverstellung in einem Hubschrauber oder des Steuerrades eines Starrflügelflugzeuges) sowohl beim Piloten als auch beim Copiloten dieselbe sein muss, wenn die Steuerung vom Piloten an den Copiloten oder vom Copiloten an den Piloten übergeben werden soll. Die Bewegung oder die Position von solchen Steuervorrichtungen kann aber nicht ohne weiteres auf andere Weise als mechanisch synchronisiert werden, und zwar auf Grund der Schwierigkeit, geeignet schnelle Nachlaufsysteme vorzusehen, die nicht so viel Raum einnehmen.

Aufgabe der Erfindung ist es, Flugzeugsteuervorrichtungen zu schaffen, die die störenden Einrichtungen im Cockpit verringern,

eine bessere Sichtmöglichkeit gestatten, die Ermüdung des Piloten verringern und in Fliegen-nach-Draht- und/oder Fliegen-nach-Licht-Regelsystemen benutzt werden können.

Diese Aufgabe wird durch die im Kennzeichen des Patentanspruchs 1 angegebenen Merkmale gelöst.

Die Erfindung beruht auf der Erkenntnis, dass die Kopplung zwischen den Achsen von Armlehnensteuervorrichtungen, die drei oder mehr als drei Steuerachsen haben, durch die Verwendung eines kraftempfindlichen, d.h. auf eine Kraft ansprechenden Steuerknüppels eliminiert wird, ohne dass eine wahrnehmbare Bewegung erforderlich ist, um die notwendigen Krafteingaben zu machen. Die Erfindung beruht ausserdem auf der Erkenntnis, dass ein mehrachsiger Kraftsteuerknüppel einen verbesserten Eingang für ein Flugzeugregelsystem darstellt, wenn er zur Trimmeinstellung in einem System benutzt wird, das zweckmässig Vorwärts-P(proportional)I(integral)-Wege mit einer geeigneten Ansprechcharakteristik hat, die in der Grössenordnung der Zeit der Reaktion des Piloten auf das Ansprechen des Flugzeuges auf die über den Kraftsteuerknüppel gemachten Eingaben liegt.

Gemäss der Erfindung spricht ein Steuerknüppel, der in mehr als zwei Achsen betätigbar ist, auf eine Kraft an, die in diesen Achsen durch den Piloten ausgeübt wird, um P- und vorzugsweise relativ schnelle I-Eingaben für schnelle und den vollen Steuerhub ausnutzende (full authority) Steuerflächenpositionierstellantriebe zu liefern.

Gemäss der Erfindung wird ein Steuerknüppel, der in drei oder vier Achsen betätigbar ist und auf eine Kraft vorzugsweise innerhalb eines geeigneten Steuerkraftbereiches und ohne eine Bewegung anspricht, die durch den Piloten wahrnehmbar ist, während dieser das Flugzeug im Flug steuert, als ein Eingang eines Regelsystems benutzt. Weiter werden gemäss der Erfindung elektrische Signale aus einem Steuerknüppel benutzt, um P- und I-Befehle an Stellantriebe abzugeben, die die Position der Steuerflächen des Flugzeuges einstellen, wodurch die elektrischen Eingaben, die der Pilot macht, zum Einstellen eines zweckmässig ständig auf den neuesten Stand gebrachten Trimmpunktes in jeder der gesteuerten Achsen dienen.

Die Erfindung (d.h. die Verwendung eines mehrachsigen Kraftsteuerknüppels zusammen mit einem PI-Regelsystem) bietet einem Piloten die Möglichkeit, ein Flugzeug auf Grund seiner Wahrnehmungen von Änderungen in der Fluglage, der Flughöhe, der Fluggeschwindigkeit, des Kurses u.dgl. zu steuern, wobei Steuereingaben durch den Piloten nur in dem Fall gemacht werden, in welchem eine Änderung im Ansprechen des Flugzeuges erwünscht ist. Das stellt ein völlig neues Konzept der Flugzeugflugsteuerung (Fliegen zum Trimmen) dar.

Die Erfindung schafft zum ersten Mal die Möglichkeit, einen einzigen Steuerknüppel (wie beispielsweise eine Armlehnensteuervorrichtung) zu benutzen, um drei oder vier Achsen ohne jegliche Kopplung zwischen den Achsen zu steuern. Die Erfindung verringert die Ermüdung des Piloten beträchtlich, da keine unbequeme Positionierung und keine übermässige Bewegung des Körpers des Piloten, wie bei den üblichen positionsbezogenen Steuersystemen, erforderlich sind. Die Erfindung eliminiert das Erfordernis der Synchronisation zwischen dem Steuerknüppel des Piloten und dem des Copiloten, weil sie das Fliegen zu einem ständig auf den neuesten Stand bringbaren Trimmpunkt in jeder der gesteuerten Achsen gestattet. Die Erfindung gestattet das Eliminieren der grossen herkömmlichen Steuerknüppel, Pedale u.dgl., die die Sicht auf die Instrumente und auf die Aussenwelt versperren und übermässig viel Raum einnehmen. Die Erfindung verringert die Arbeitslast des Piloten ohne irgendeine Beschränkung der Flugzeugmanövrierbar-keit. Die Erfindung macht es zum ersten Mal möglich, ein Flugzeug ohne die Verwendung der Füsse und mit einer freien Hand zu fliegen. Die Erfindung gestattet weiter das Vorsehen von höchst ausgeklügelten Flugzeugregelsystemen zu einem Preis, der wesentlich niedriger sein kann als der Preis von herkömmlichen Steuerknüppel-und Pedalsystemen.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird im folgenden unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt:

Fig. 1 eine perspektivische Darstellung einer Armlehnensteuervorrichtung nach der Erfindung,

Fig. 2 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines Flugzeugregelsystems nach der Erfindung für einen Hubschrauber,

Fig. 3 eine Darstellung der Ansprechkennlinie, die in dem Regelsystem von Fig. 2 benutzt werden kann,

Fig. 4 ein vereinfachtes Blockschaltbild der Implementierung der Kennlinie von Fig. 3 in dem System von Fig. 2,

Fig. 5 eine Darstellung einer weiteren Ansprechkennlinie und Fig. 6 ein Teilblockschaltbild einer Modifizierung des Systems von Fig. 2 zum Liefern von Anzeigen über den verbleibenden Steuerhub.

Gemäss Fig. 1 kann eine Armlehnensteuervorrichtung 10 nach der Erfindung einen Steuerknüppel 12 aufweisen, der auf einer geeigneten Abfühlmesswandlervorrichtung 13 montiert ist, die auf einer Armlehne 14 eines Pilotensitzes 16 angeordnet ist. Die Armlehne 14 kann an der Stelle 18 angelenkt sein, so dass sie nach oben und aus dem Weg drehbar ist, um dadurch den Sitz zugänglich zu machen

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oder die Armlehnensteuervorrichtung 10 bei Bedarf aus der Nähe der Hand eines Passagiers zu entfernen. Gemäss Fig. 1 hat die Arm-lehnensteuervorrichtung 10 vier Achsen, nämlich für vor-zurück, rechts-links, auf-ab und drehen. Die Vor-Zurück-Achse kann sich auf die Nicklage des Flugzeuges beziehen und dadurch zum Steuern des Kanals für die zyklische Längssteuerung eines Hubschraubers oder des Höhenruders eines Starrflügelflugzeuges dienen. Die Rechts-Links-Achse der Steuervorrichtung 12 kann benutzt werden, um die Rollage zu steuern und deshalb den Kanal für die zyklische Quersteuerung eines Hubschraubers oder die Querruder eines Starrflügelflugzeuges zu steuern. Die Drehachse der Steuervorrichtung 10 kann benutzt werden, um die Gierung zu steuern und deshalb den Heck-rotorblattverstellkanal eines Hubschraubers oder das Seitenruder eines Starrflügelflugzeuges zu steuern. Die Auf-Ab-Achse der Steuervorrichtung 10 kann zur Auftrieb/Geschwindigkeit-Steuerung und deshalb zum Steuern des Kanals für die kollektive Blattverstellung eines Hubschraubers oder des Gashebels und/oder des Triebwerks/ Propellerblattanstellwinkels eines Starrflügelflugzeuges benutzt werden.

Gemäss einem Aspekt der Erfindung ist die Steuervorrichtung 10 eine Kraftsteuervorrichtung, die in der Lage ist, auf messbar unterschiedliche Kräfte anzusprechen, die auf sie durch den Piloten ausgeübt werden, und zwar in einer oder allen vier Achsen (oder drei Achsen, bei Bedarf),.ohne eine Bewegung des Steuerknüppels zu erfordern, die ein minimales Ausmass überschreitet, welches notwendig ist, um die Kraft festzustellen, und für den Piloten nicht wahrnehmbar ist, im Gegensatz zu den durch ihn ausgeübten Kräften. Das Ansprechen des Steuerknüppels auf Kräfte und das Vermögen des Steuerknüppels, die ausgeübten Kräfte abzufühlen, während ihm selbst keine Bewegung von irgendeiner Konsequenz in der Richtung irgendeiner ausgeübten Kraft gestattet wird, vermeidet jeglichen Konflikt zwischen der natürlichen Bewegung und Positionsreflexen einer menschlichen Hand und des Unterarms und bietet deshalb die Möglichkeit, Eingaben in allen vier Achsen zu machen, ohne dass es zu einer Kopplung zwischen den Achsen kommt (d.h. ohne dass eine Aufwärtsbewegung auch dazu tendiert, eine Rückwärtsbewegung zu sein, und umgekehrt). Ein Kraftsteuerknüppel dieses Typs, der eine nicht wahrnehmbare Bewegung hat, ist auf dem Markt erhältlich, wie beispielsweise das Modell 404-G517, das von der Fa. Measure-ment Systems, Inc., Norwalk, Connecticut, U.S.A., hergestellt wird. Andere Steuerknüppel könnten ohne weiteres benutzt werden; das einzige Erfordernis für die Durchführung der Erfindung besteht darin, dass der Steuerknüppel in allen Achsen ausreichend steif ist und ausreichend empfindliche Kraftmesseigenschaften hat, so dass ein geeigneter Bereich der Kraftempfindlichkeit (beispielsweise in der Grössenordnung zwischen 0 und 178 N (40 lbs.) in einer Richtung jeder Achse) erzielt werden kann, während die Bewegung, die zum Abfühlen solcher Kräfte erforderlich ist (beispielsweise durch Dehnungsmesser, die die winzige Auslenkung messen, welche sich aus der ausgeübten Kraft ergibt), für den Piloten beim Manövrieren im Flug nicht wahrnehmbar ist. Mit «nicht wahrnehmbar» ist gemeint, dass die Bewegung, die aus ausreichenden Krafteingaben zum Steuern des Flugzeuges resultiert, so geringfügig ist, dass es im wesentlichen kein Gefühl einer Bewegung gibt und daher keine Kopplung zwischen den Achsen infolge der Handbewegung vorhanden ist.

Ein Aspekt der Erfindung ist, wie oben dargelegt, die Erkenntnis, dass ein mehrachsiger Steuerknüppel, der zum Steuern von drei oder vier Achsen des Flugzeugansprechens ohne Kopplung zwischen den Achsen benutzt werden kann, erhalten wird, indem ein Steuerknüppel benutzt wird, der nur auf eine Kraft anspricht, ohne eine wahrnehmbare Bewegung. Das Ausüben einer nahezu konstanten Kraft ist jedoch von Natur aus ermüdend. Das Aufrechterhalten von konstanten Kräften in drei oder vier Achsen gleichzeitig kann deshalb offensichtlich eine zusätzliche Ermüdungsquelle darstellen.

Weiter hat es sich gezeigt, dass schnelles Manövrieren in mehreren Achsen, wie beispielsweise das Drehen eines Hubschraubers um 180c während des Schwebefluges bei böigem Wind, eine schwierig durchführbare Aufgabe ist, wenn sämtliche vier Achsen des Hubschraubers mit einer einzigen Hand gesteuert werden. Sämtliche Beziehungen des Faktors Mensch einschliesslich der Funktion der Hand selbst und der Reaktion des Piloten auf das Ansprechen des Flugzeuges sind zwar nicht völlig geklärt, es ist jedoch anzunehmen, dass diese Schwierigkeit infolge der Notwendigkeit von koordinierten Befehlen in zwei oder mehr als zwei Achsen während solchen komplexen Manövern auftritt. Der Kraftsteuerknüppel nach der Erfindung unterscheidet sich von herkömmlichen Steuersystemen, in denen das Flugzeug auf Positionen der Steuervorrichtungen anspricht, wobei diese Positionen in einem winzigen Schritt leicht eingestellt werden können, unter Zuhilfenahme des Auges und unter Zuhilfenahme der Reaktion des Menschen auf die Relativposition (z.B. wo sich die Hand in bezug auf das Knie befindet). Und sie unterscheidet sich von herkömmlichen Steuervorrichtungen, die verschiedene Aufgaben verschiedenen Körperteilen zuweisen, wuche an die Ausführung dieser Aufgaben gewöhnt sind, da nur der Steuerknüppel oder das Steuerrad die Koordination einer einzigen Hand für die Nick- und Rollachsen der Steuerung erfordert.

Die vorstehenden Probleme bei einem Mehrachsenkraftsteuer-knüppel werden durch einen zweiten Aspekt der Erfindung überwunden: das Vorsehen eines Regelsystems, das einen engen Trimmnachlauf hat. Das heisst, jede Eingabe, die der Pilot macht, wird benutzt, um einen neuen Trimm- oder Bezugspunkt der Regelung für die betreffende Achse festzusetzen. Bei der Erfindung spricht daher der Pilot auf seine Beobachtungen der Fluglage, der Fluggeschwindigkeit und der Flughöhe des Flugzeuges sowie auf Änderungen derselben an, die er durch visuelle Beobachtung oder durch Instrumente macht, und stellt im wesentlichen die gegenwärtige Trimmposition der Flugzeugsteuerflächen ein, um Korrekturen derselben vorzunehmen.

Gemäss Fig. 2 enthält ein Regelsystem, in welchem die Erfindung benutzt wird, einen Vierachsenkraftsteuerknüppel des mit Bezug auf Fig. 1 beschriebenen Typs. Der Kraftsteuerknüppel 10 hat mehrere Ausgänge 20-23, die Signale liefern, deren Spannung eine bekannte Funktion der in der Vertikal-, Längs-, Quer- oder Drehachse des Steuerknüppels 10 ausgeübten Kraft ist. In dem mit Bezug auf Fig. 1 beschriebenen Steuerknüppel 10 ist jede Achse zweiseitig, was Spannungen entgegengesetzter Polaritäten für die Vertikalbewegung in der Auf- bzw. Abwärtsrichtung, für die Längsbewegung in der Vorwärts- bzw. Rückwärtsrichtung, für die Querbewegung in der Rechts- bzw. Linksrichtung und für die Drehbewegung im Uhrzeiger- bzw. Gegenuhrzeigersinn ergibt. Ausserdem sind bei dem oben beschriebenen Kraftsteuerknüppel die Spannungen nahezu lineare Funktionen der Kraft. Das braucht jedoch nicht notwendigerweise so zu sein, da mehrere Signalformungsschaltungen 24-27, eine für jeden der Ausgänge 20-23, benutzt werden können, um eine bestimmte Beziehung zwischen der Spannung und der Kraft auf Signalleitungen 28-31 herzustellen, die die tatsächlichen Signaleingänge des Regelsystems darstellen.

Ein Beispiel der Signalformung, die durch die Schaltung 26 erfolgt, ist in Fig. 3 gezeigt. Darin ist auf der Abszisse die Querkraft, entweder nach links oder nach rechts, und auf der Ordinate die Spannung am Ausgang der Schaltung 26 an der Leitung 30 aufgetragen. Die Signalformung ist selbstverständlich eine Spannungs-Span-nungsformung, die von der Kraft/Spannung-Beziehung des Signals auf der Leitung 22 abhängig ist. Ausgedrückt als das funktionale Ergebnis in dem hier beschriebenen Beispiel zeigt jedoch Fig. 3, dass eine Ansprechunempfindlichkeit von etwa 2,2 N (0,5 lbs.) sowohl in Richtung nach rechts als auch in Richtung nach links vorgesehen sein kann, so dass unbeabsichtigte Eingaben des Piloten und jegliche Gefahr einer Drift um den Nullpunkt der Querrichtungsachse des Steuerknüppels verringert werden. Das ist wichtig, um eine langfristige Integration von winzigen unabsichtlichen Signalen zu vermeiden, was im folgenden noch näher beschrieben ist. Dann kann ein ziemlich empfindliches Gebiet in jeder Richtung für Kräfte zwischen 2,2 N (0,5 lbs.) und 17,8 N (4 lbs.) vorgesehen sein. Dieses kann von 0 V bis 0,8 V (mit der korrekten Polarität) ansteigen. Oberhalb von Kräften von etwa 17,8 N (4 lbs.) in jeder Richtung kann das Aus5

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gangssignal der Schaltung 26 (Fig. 2) in der in Fig. 3 dargestellten Weise mit zunehmender Kraft ansteigen, so dass ein sehr empfindlicher Betrieb bei niedrigen Kräften möglich ist, jedoch auch ein schnelles und volles Ansprechen in dem Regelsystem bei Bedarf erfolgt. In Fig. 3 ist die Beziehung zwischen der Spannung und der Kraft als eine nichtlineare Beziehung mit zunehmender Steigung dargestellt. Die besondere Form kann jedoch massgeschneidert werden, um sie jeder Implementierung der Erfindung anzupassen, und zwar in Abhängigkeit von den anderen Faktoren des Regelsystems, wie den Kennlinien der hydraulischen Servoeinrichtungen sowie den Flugkenndaten des Flugzeuges und dem gewünschten Ansprechen des Flugzeuges, was alles im Rahmen fachmännischen Könnens liegt.

Ein Beispiel dafür, wie die Signalformung des in Fig. 3 gezeigten Typs leicht möglich ist, ist in Fig. 4 gezeigt, in der dargestellt ist, wie in geeigneter Weise vorgespannte und begrenzte Verstärker angeordnet werden könnten, um eine Verbundformung des Signals der in Fig. 3 gezeigten Art zu erreichen. Gemäss Fig. 4 kann die Signalformungsschaltung 26 sechs Verstärker 26a-26f enthalten. Die An-sprechunempfindlichkeitsverstärker 26a und 26b haben jeweils die Verstärkung null, bis eine Spannung, die eine Kraft von 2,2 N (0,5 lbs.) darstellt, erreicht ist, woraufhin diese Verstärker lineare Verstärkungen von eins aufweisen. Das ergibt einfach eine An-sprechunempfindlichkeit von ±2,2 N (± 0,5 lbs.). Die Feineinstell-verstärkungsverstärker 26c und 26d liefern den Empfindlichkeitsbereich für die niedrige Kraft durch die Verstärkung null für Kräfte entgegengesetzter Richtung und durch eine lineare Verstärkung von 0,2 V pro 4,5 N (1 lb.) bis zu einem Maximum von 0,8 V für jede von den Ansprechunempfindlichkeitsverstärkern 26a und 26b durchgelassene Spannung, wobei der Ausgang bei 0,8 V dann geklemmt oder begrenzt wird. Die eine hohe Verstärkung aufweisenden Verstärker 26e und 26f liefern die hohe Verstärkung für hohe Kräfte, die als nichtlinear mit zunehmender Steigung in Fig. 3 dargestellt ist. Diese haben deshalb die Verstärkung null, bis das Ausgangssignal der Feineinstellverstärkungsverstärker 26e, 26f 0,8 V erreicht, woraufhin die Verstärkung bis zu dem Grenzwert des Eingangssignals zunimmt. Die Ausgangssignale der Feineinsteil- und der eine hohe Verstärkung aufweisenden Verstärker 26c-26f werden in einem Summierpunkt 26g summiert, bei welchem es sich um einen speziellen Summierverstärker oder um die Eingangsschaltung der P- und/oder I-Verstärkungsvorrichtung handeln kann, die im folgenden mit Bezug auf Fig. 2 beschrieben ist.

Für die Nick- und Gierkanäle kann eine Signalformung erfolgen, die ähnliche Kennlinien wie in Fig. 3 ergibt. Tatsächlich ist die Erfindung mit einer Nickkanalkennlinie ausgeführt worden, die mit der in Fig. 3 dargestellten des Rollkanals übereinstimmte, und mit einer Gierkanalsignalformungskennlinie, die sich von der in Fig. 3 dargestellten Rollkennlinie nur dahingehend unterschied, dass die Verstärkung 0,225 V pro 0,11 Nm Drehmoment (0,225 V per inch lb.) und die Ansprechunempfmdlichkeit + 0,0003 Nm ( + 0,27 inch lbs.) betrug.

Der kollektive Kanal kann dagegen eine anders geformte Kurve haben, bei der sich die Steigung in bezug auf die Kraft negativ ändert. Gemäss Fig. 5 kann der Vertikalkanal 178 N (40 lbs.) an Kraft für maximale Steuerknüppeleingaben erfordern (statt 89 N (20 lbs.), wie in der Rechts-Links- und in der Vor-Zurück-Achse). Eine Ansprechunempfmdlichkeit von ± 4,5 N (+ 1 lb.) kann benutzt werden, und die lineare Verstärkung in der Aufwärtsrichtung kann in der Grössenordnung von 0,19 V pro 4,5 N (1 lb.) liegen, während die Verstärkung in der Abwärtsrichtung in der Grössenordnung von 0,8 V pro 4,5 N liegen kann, aber über einer Ausdehnung von 35,6 N (8 lbs.) in der negativen Richtung vorhanden ist. Darüber hinaus zeigt Fig. 5, dass zum Berücksichtigen der Regelabweichung in der Beziehung zwischen der kollektiven Blattverstellung und der Fluggeschwindigkeit die Steigungen in Fig. 5 am besten abnehmen (statt zunehmen, wie in dem Fall des Nick-, des Roll- und des Gierkanals). Fig. 4 zeigt auf jeden Fall die Einfachheit, mit der die positive oder negative Ansprechunempfmdlichkeit unabhängig eingestellt werden kann und mit der verschiedene Verstärkungen und Grenzwerte für jede Richtung in jeder Achse kombiniert werden können, um einen gewünschten Spannungsverlauf in bezug auf die auf den Steuerknüppel ausgeübte Kraft in jeder Richtung jeder Achse zu erhalten. Ebenso können mittels Suchen in einer Tabelle oder mittels Berechnungen, bei denen Konstanten benutzt werden, die in einer Tabelle aufgesucht werden und auf der Basis der Grössen der Spannung auf den Leitungen 20-23 basieren, die Kennlinien des in den Fig. 3 und 5 dargestellten Typs in einem geeigneten Digitalcomputer digital erhalten werden. Ein geeigneter Digitalcomputer bildet beispielsweise den Gegenstand einer weiteren Patentanmeldung der Anmelderin, für die die Priorität der U.S.-Patentanmeldung, Serial- No. 938,583, vom 31. August 1978 in Anspruch genommen worden ist.

Gemäss Fig. 2 werden die geformten Signale auf den Leitungen 28-31 an mehrere Verstärker 32-39 angelegt, von denen die Verstärker 32-35 Proportionalverstärker (P-Verstärker) sind, während die Verstärker 36-39 integrierende Verstärker (I-Verstärker) sind. Die Verstärker 32-39 ergeben deshalb eine Pl-Verstärkung der vom Piloten vorgenommenen Eingabe in die Steuerflächen des Flugzeuges. Die Verstärker liefern jeweils ein Ausgangssignal auf einer entsprechenden Leitung 40-47, die in zugeordneten Summierpunkten 50-53 zusammen mit entsprechenden negativen Rückführungssignalen auf zugeordneten Leitungen 54-57 summiert werden. Das Ausgangssignal jedes Summierpunktes ist ein Positionsfehlersignal auf einer zugeordneten Leitung 60-63, das einen geeigneten Verstärker 64-67 ansteuert, der seinerseits das Magnetventil 70-73 einer hydraulischen Servoeinrichtung 74-77 steuert. Drei der Servoeinrichtungen 74-76 geben mechanische Eingangssignale an einen Mischer 84 ab, der seinerseits die mechanischen Eingangssignale 86-88 an einer Taumelscheibe 90 steuert, die ihrerseits den Anstellwinkel der Blätter eines Hauptrotors 92 steuert. Die Gierservoeinrichtung 77 steuert die mechanische Verbindung 94 mit einem Blattverstellarm 96, der den Anstellwinkel der Blätter des Heckrotors 98 steuert.

Die Servoeinrichtungen 74-77 sind jeweils mit einem entsprechenden Positionsfühler 100-103 versehen, der ein elektrisches Signal auf einer zugeordneten Leitung 104-107 liefert, das die Position des mechanischen Ausganges 80-82, 94 der entsprechenden Servoeinrichtung anzeigt. Diese Signale werden über zugeordnete Verstärker 108-111 zum richtigen Skalieren und Trennen an die Rückführungsleitungen 54-57 angelegt. In irgendeinem gegebenen Zeitpunkt hat jede der Servoeinrichtungen eine besondere Position, und, wenn eine Position befohlen wird, die sich davon unterscheidet, wird sich das durch ein Signal auf einer der Leitungen 60-63 äussern, das über die Verstärker 64-67 in dem elektromechanischen Ventil 70-73 eine Magnetkraft erzeugt, durch die das Ventil verstellt und ein Ungleichgewicht in der Servoeinrichtung erzeugt wird, so dass unter Druck stehendes Hydrauliköl, das über eine Leitung 112 aus einer Hydraulikölquelle 113 zugeführt wird, den Hydraulikkolben und deshalb die mechanischen Ausgänge 80-82 und 94 für den gewünschten Vorgang bewegt. Sämtliche Servoeinrichtungen und Hubschraubervorrichtungen 64-113 sind herkömmlicher Art. Die Servoeinrichtungen 74-77 müssen jedoch schnelle, elektrisch gesteuerte Vollsteuerhubser-voeinrichtungen sein, statt der elektrisch getrimmten, mechanischen Zusatzservoeinrichtungen des im Stand der Technik zum Steuern der Flugzeugsteuerflächen benutzten Typs. Servoeinrichtungen, die für die Verwendung bei der Erfindung geeignet sind, stehen ohne weiteres zur Verfügung.

Eine Betrachtung des Betriebes in einer der Achsen des in Fig. 2 dargestellten Regelsystems wird die neue Art der Flugregelung deutlich machen. Sollte beispielsweise der Pilot eine grössere kollektive Blattverstellung wünschen, wird er an dem Steuerknüppel nach oben drücken, so dass an dem Ausgang 20 der Vertikalachse ein elektrisches Signal in Abhängigkeit von der Grösse der Kraft, die er vertikal auf den Steuerknüppel ausübt, abgegeben wird. Dieses Signal wird in seiner Höhe gemäss der Signalformungsschaltung 24 (d.h. der als Beispiel in Fig. 5 gezeigten) umgewandelt, um ein Pilotensteuersignal auf der Leitung 28 zu liefern. Augenblicklich wird der P-Verstärker 32 das Signal auf der Leitung 28 verstärken und es

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über die Leitung 40 als ein Eingangssignal an den Summierpunkt 50 anlegen. Dadurch wird automatisch eine Verstimmung in dem Ausgangssignal des Summierpunktes 50 hervorgerufen, da die Servoeinrichtung 74 das mechanische Gestänge 80 nicht augenblicklich bewegen kann, und deshalb wird der Positionsfühler 100 ein Signal über die Leitung 54 an den Summierpunkt abgeben, das die augenblickliche Ausgangsstellung des mechanischen Gestänges 80 anzeigt. Der Summierpunkt 50 wird daher auf der Leitung 60 ein Signal liefern, das dann durch den Verstärker 64 verstärkt wird und eine Verstimmung in dem Magnetventil 70 verursacht, um die Servoeinrichtung 74 zu veranlassen, das Gestänge 80 in der gewünschten Richtung anzutreiben. Die Servoeinrichtungen 74-77 werden so ausgewählt, dass sie in der Lage sind, die Steuerflächen um 100% ihres Steuerhubes in einer sehr kurzen Zeitspanne zu bewegen, die in der Grössenordnung von einer Sekunde liegt. In Abhängigkeit von den Verstärkungen der Signalformungsschaltungsanordnung 24 und der Verstärker 32, 64 kann etwas Druck, der durch den Piloten ausgeübt wird, zu einem Signal ausreichender Grösse an dem Magnetventil 70 führen, so dass die Servoeinrichtung 74 den maximalen Hydraulikdruck auf ihren Kolben und dadurch die maximale Beschleunigungskraft auf das mechanische Gestänge 80 ausübt. Wenn dagegen der Pilot ein kleines Signal benutzt, wird die anfängliche proportionale Komponente dieses Signals, die durch den P-Verstärker 32 über den Summierpunkt 50 und den Verstärker 64 durchgelassen wird, nur geringfügig sein und deshalb nur einen leichten Stoss des Kolbens innerhalb der Servoeinrichtung 74 verursachen.

Ein System, bei dem nur eine Proportionalverstärkung benutzt wird, wie es vorstehend beschrieben ist, würde perfekt arbeiten, mit Ausnahme der Tatsache, dass der Pilot ständig eine Kraft ausüben müsste, die gleich der Sollposition der Vorrichtung sein würde, um im Gleichgewicht mit dem Rückführungssignal auf der Leitung 54 (beispielsweise) zu sein, selbst während eines langen Fluges, bei dem keine Verstellungen der Steuerflächen erfolgen. Das könnte offensichtlich über mehrmals zehn Minuten zur Ermüdung führen. Die Ermüdung ist nachteilig, weil die Kräfte in mehreren Achsen (vier, wenn die Erfindung in einer Vierachsenbetriebsart benutzt wird) gleichzeitig ausgeübt werden müssen.

Unter der Anfangsüberlegung würde das vorstehende Ermüdungsproblem als durch ein getrimmtes System der in herkömmlichen Flugzeugsteuervorrichtungen benutzten Typs leicht lösbar erscheinen. In solchen Systemen werden die Steuervorrichtungen positioniert, bis die Flugzeugflugparameter so wie erwünscht sind, und dann werden die verschiedenen Steuervorrichtungen auf ihre gegenwärtigen Positionen getrimmt. Bei dieser Art der Trimmpositionierung werden der Steuerknüppel, das Steuerrad oder das Pedal in einer räumlichen Beziehung zu dem Flugzeug gehalten, die die entsprechende Sollposition der Steuerflächen darstellt, an der sie befestigt sind. Wenn der Pilot die Position der Steuerflächen in bezug auf irgendeine der Steuervorrichtungen ändern möchte, erfasst er wieder die besondere Steuervorrichtung in der Position, in der sie getrimmt gehalten worden ist. Er kann dann die Steuervorrichtung entgegen der Federarretierung o.dgl. in eine andere Position bewegen und wieder die Trimmung einschalten, oder, wie es üblicherweise der Fall ist, die Trimmung in bezug auf die besondere Steuervorrichtung, die er einzustellen wünscht, lösen, in eine neue Position bewegen und dann die Trimmung wieder einschalten. Es ist jedoch buchstäblich unmöglich, eine Achse gleichzeitig mit einem drei oder vier Achsen aufweisenden Einhandkraftsteuerknüppel zu trimmen. Das ist auf mehrere Faktoren zurückzuführen: erstens wird in einem kraftbetätigten Proportionalsystem, wenn das Einschalten der Trimmung mittels Druckknöpfen an der Einhandsteuervorrichtung selbst erfolgt, die blosse Bewegung eines Daumens oder eines Fingers zum Berühren des Druckknopfes die Kräfte in einer oder in mehreren Achsen ändern, so dass die Trimmung an einem unerwünschten Punkt ausgeführt wird; zweitens ist es fast unmöglich, in dem Kraftsteuerknüppel den Kraftbefehl wiederherzustellen, auf den die Trimmung eingestellt worden ist, wenn es erwünscht ist, die Trimmung zu lösen und den Kraftsteuerknüppel zu benutzen, um einen neuen

Trimmpunkt festzulegen — selbst wenn Kraftmessinstrumente benutzt würden, würde das Lösen der Trimmung in drei oder vier Achsen gleichzeitig das Abgleichen der tatsächlichen Kraft in dem Steuerknüppel auf die Trimmkraft durch visuellen Vergleich erfor-5 dem, was nahezu unmöglich wäre; und drittens würde das tatsächliche Trimmen des Kraftsteuerknüppels selbst eine äusserst kostspielige mikroempfindliche Positions- oder Krafthalteservoeinrich-tung in jeder der vier Achsen erfordern, wodurch sämtliche Vorteile, die eine Armlehnensteuervorrichtung bieten kann, durch Einfühle rung neuer Komplexitäten in das System verringert würden. Schliesslich wäre eine Trimmung auf Zeitbasis durch linear ansteigende elektronische Signale zum Aufrechterhalten derselben Stellantriebsposition wie bei dem Kraftsteuerknüppel unpraktisch, weil der Pilot seine Kraft allmählich wegnehmen muss, um sie dem Trimmanstieg 15 anzupassen. Für alle praktischen Zwecke ist das eine unmögliche Aufgabe. Jede Fehlübereinstimmung zwischen der Wegnahme der Kraft des Piloten von der Steuervorrichtung und dem linearen Anstieg der elektronischen Signale führt zu unzulässigen transienten Vorgängen bei dem Flugzeug. Weiter wird die Schwierigkeit des 20 gleichzeitigen Einstellens von sämtlichen vier Achsen während Manövern, die mit einer hohen Arbeitsbelastung des Piloten verbunden sind, wie beispielsweise bodenbezogenes Manövrieren eines Hubschraubers (z.B. beim Beladen von Schiffen), Starten oder Landen eines Flugzeuges bei starken Querwinden u.dgl., noch vergrössert, 25 wenn Kräfte in drei oder vier Achsen mit einer einzigen Hand alle gleichzeitig eingestellt werden müssen.

Ein weiterer Aspekt der Erfindung besteht darin, dass den durch den Mehrachsenkraftsteuerknüppel gegebenen Befehlen gefolgt oder nachgelaufen wird. In einem Beispiel der Erfindung erfolgt der 3° Nachlauf durch Mitkopplungsintegralverstärkungen, die durch die Verstärker 36-39 parallel zu den Proportionalverstärkern 32-35 erfolgen. In dem vorstehend angegebenen Betriebsbeispiel wird daher, wenn der Pilot eine Kraft ausübt, die eine gewünschte Änderung in der Positionierung des Gestänges 80 anzeigt, der augenblickliche 35 Effekt durch ein Signal an dem Proportionalverstärker 32 in der vorstehend beschriebenen Weise erzeugt. Bevor aber die Servoeinrichtung 74 eine Position erreichen kann, um zu bewirken, dass das Rückführungssignal auf der Leitung 54 gleich dem Proportionalbefehl auf der Leitung 40 ist, wird der integrierende Verstärker 36 be-40 ginnen, ein ansteigendes Ausgangssignal auf der Leitung 44 mit derselben Polarität wie das Signal auf der Leitung 40 zu haben. Die integrierenden Verstärker 36-39 sind mit derartigen Zeitkonstanten versehen, dass sie in der Lage sind, die gesamte Piloteneingabe in einem Zeitrahmen anzunehmen, der der Reaktion des Piloten auf 45 das Ansprechen des Flugzeuges entspricht und in der Grössenordnung von einer Sekunde oder so liegt. In einem typischen Fall kann daher, wenn der Pilot die Steuerfläche in einem gewissen Ausmass zu trimmen wünscht, eine sehr kleine Eingabe in diese, die sofort ausgeführt wird, zu dem gewünschten Ergebnis führen, da die Servoein-50 richtung 74 am Anfang auf das Proportionalsignal auf der Leitung 40 anspricht und der Beharrungszustand durch ein Signal auf der Leitung 44 schnell erreicht wird, welches das Rückführungssignal auf der Leitung 54 ausgleicht. Wenn eine grosse, aber langsame Änderung in der Position einer Steuerfläche gewünscht wird, kann der 55 Pilot eine sehr kleine Kraft ausüben, so dass das Signal von dem Steuerknüppel auf der Leitung 20 sehr klein ist, und das Signal, das durch den integrierenden Verstärker 36 zu integrieren ist, kann entsprechend klein sein. Wenn jedoch der Pilot weiterhin eine kleine Kraft über eine Zeitspanne ausübt, wird das fortgesetzte Vorhan-60 densein des Signals auf der Leitung 20 bewirken, dass der Integrator 36 ständig sein Ausgangssignal erhöht (bis zu einem begrenzten Maximalwert, wie im folgenden beschrieben), so dass das Signal auf der Leitung 44 leicht um mehrere Grössenordnungen das Signal auf der Leitung 40 übersteigen kann. Das würde zur Folge haben, dass die 65 Servoeinrichtung 74 weiterhin die Position des Gestänges 80 verändert, bis das Rückführungssignal auf der Leitung 44 mit dem durch die Proportionalverstärkung auf der Leitung 40 und dem durch die Integralverstärkung auf der Leitung 44 erzeugten übereinstimmt.

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In der Praxis hat es sich gezeigt, dass die Kombination eines Kraftmesswandlers (mit nicht wahrnehmbarer Bewegung) und der PI-Regelung über die Servoeinrichtung auf die ausgeübte Kraft hin dem Piloten gestattet, eine Kraft auszuüben, bis er ein gewünschtes Ansprechen fühlt, und dann die Kraft wieder auf null zu verringern, wenn der Integralverstärkungsteil des Systems in den Abgleich mit dem Rückführungssignal kommt. Daher haben die in Fig. 2 gezeigten vier Achsen einen nicht festgelegten Trimmpunkt, wobei jede Servoeinrichtung 74-77 die Positionierung des entsprechenden mechanischen Gestänges 80-82 und 94 in eine Position bewirkt hat, in der das entsprechende Rückführungssignal auf einer Leitung 54-57 im Abgleich mit dem Integralverstärkungssignal auf der Leitung 44-47 ist. Die Steuerung des Flugzeuges ist zu allen Zeiten in einer Betriebsart, in welcher der Pilot diese nicht festgelegte Trimmposition in irgendeiner Achse durch Ausüben einer entsprechenden Kraft in der gewünschten Richtung für eine ausreichende Zeitspanne und mit einer ausreichenden Grösse einstellt, um die gewünschte Änderung in dem nicht festgelegten Trimmpunkt für diese Achse mit der gewünschten Änderungsgeschwindigkeit zu erzielen. Die Gesamtwirkung besteht vom Standpunkt des Piloten aus darin, dass es einen einzigen Trimmpunkt gibt, nämlich die Kraft null an der Steuervorrichtung (in Wirklichkeit Kraftwerte innerhalb des Ansprechunem-pfindlichkeitsbereiches). Weiter tendiert der besondere Skalenend-wert oder Sättigungswert der Kraftsteuervorrichtung zur Deakzen-tuierung, da die I-Regelung eine Steuerflächengeschwindigkeit (typischerweise einen Flugzeugbeschleunigungsbefehl) für jede konstante Kraftausübung erzeugt. Der Pilot muss deshalb nicht die volle Steuervorrichtungskraft ausüben, um die maximale Flugzeugmanöv-rierung zu erreichen. Das ersetzt das maximale Manöver für die volle Ausübung der Steuerung, die sich in herkömmlichen Verschiebungssteuervorrichtungen findet. Mit Hilfe der Erfindung kann der Pilot deshalb mit einem losen Gefühl auf dem Steuerknüppel oder mit von dem Steuerknüppel entfernten Händen beim Dauerflug fliegen. Wegen der Möglichkeit des Erzeugens von grossen Stellbefehlen durch Integrieren von sehr kleinen Signalen, die durch den Kraftsteuerknüppel geliefert werden, ist es wichtig, dass die Signalformungseinrichtungen eine Ansprechunempfmdlichkeit für jede Polarität jeder Achse des Steuerknüppels erzeugen.

In Fig. 2 ist die Leitung 31 in dem Gierkanal mit einem zusätzlichen Integrierverstärker 117 verbunden, der ein Integral der Drehkraft über eine Leitung 118 an eine Radlenkvorrichtung 119 abgibt. Das ist für die Erfindung nicht wesentlich, veranschaulicht aber die Tatsache, dass, wenn Lenkpedale in einem Flugzeug eliminiert werden (beispielsweise um dem Piloten um seine Füsse Sicht auf die Erde zu verschaffen und das Gewicht des Steuersystems zu verringern), der Steuerknüppel zur Lenkung auf dem Boden sowie zum Manövrieren im Flug benutzt werden kann.

Oben in Fig. 2 liefert eine Leitung 114 ein Signal, das die Tatsache anzeigt, dass das Flugzeug den Boden berührt hat, d.h., dass ein Rad oder eine Landekufe mit dem Boden in Berührung ist. Ein solches Signal kann durch einen «Aufsetzschalter» geliefert oder in anderer Weise aus der Rad- oder Landekufentragvorrichtung an dem Flugzeug abgeleitet werden. Ein solches Signal wird gewöhnlich in vielen Flugzeugen für eine Vielzahl von Zwecken geliefert, beispielsweise um zu verhindern, dass die automatische Flugregelstabi-Iitätsausrüstung arbeitet, während das Flugzeug auf dem Boden ist. Das Signal auf der Leitung 114 wird an jeden der Integrierverstärker 36-39 angelegt und dient als ein Integratorhaltsignal: in Abhängigkeit von der Implementierung der Erfindung kann dieses Signal einfach einen elektronischen Schalter inaktivieren, der in den Integratorrückkopplungsweg geschaltet ist, so dass der Integrierkondensator von dem Eingang des Verstärkers getrennt wird. Wenn das Flugzeug den Boden berührt, wird daher der nicht festgelegte Trimmpunkt für den Augenblick konstant gehalten, und der Pilot manövriert dann allein über den Proportionalweg. Wenn das Flugzeug abgeschaltet wird, werden alle nicht festgelegten Trimmpunkte elektrisch auf null verringert, und zwar entweder durch besondere Initialisierungsrückstellungen oder anderweitig auf dem Fachmann geläufige Weise. Wenn dann das Flugzeug wieder in Betrieb genommen wird, hält das Signal auf der Leitung 114 sämtliche Integratoren auf ihrem Initialisierungswert, der null ist. Irgendwelche Steueringaben in die Steuervorrichtung, die während des Rollens auf dem Flugplatz oder während des Parkens des Flugzeuges gemacht werden, werden deshalb nicht dazu führen, dass es zu Integrationen kommt. Es ist somit sichergestellt, dass der Trimmpunkt sämtlicher Steuerflächen während des Starts in der Nullstellung ist, so dass keine unerwünschten Steuereingaben beim Beginn des Starts vorhanden sein können. Der Start erfolgt deshalb durch den Piloten allein über die Proportionalschleife. Das Signal auf der Leitung 114 wird ausserdem einem In verter 116 zugeführt, der ein komplementäres Arbeiten des Integrierverstärkers 117 bewirkt, welcher zum Lenken des Flugzeuges auf dem Boden benutzt wird (wenn eine solche Einrichtung erforderlich ist).

Es kann eine Anzeige über den verbleibenden Steuerhub in Systemen, in denen die Erfindung benutzt wird, erforderlich sein, was nun unter Bezugnahme auf Fig. 6 beschrieben wird. In herkömmlichen Systemen weist das mechanische Gestänge, das durch den Piloten tatsächlich betätigt wird, wenn er einen Steuerknüppel, einen Hebel, ein Steuerrad oder ein Pedal manövriert, positionsempfindliche Vorrichtungen zum Aktivieren von Warneinrichtungen auf, die anzeigen, dass die Grenze des Steuerhubes in einer bestimmten Achse erreicht worden ist. Als Ersatz für eine solche positionsempfindliche Einrichtung kann gemäss Fig. 6 eine elektronische Einrichtung vorgesehen werden. Beispielsweise kann das Summieren des Proportional- und des Integralausgangssignals durch eine Summierschaltung 50a erfolgen, der nicht das Positionsrückführungssignal auf der Leitung 54 zugeführt wird, wodurch ein Positionsstellsignal auf einer Leitung 60a geliefert wird. Diese kann in einem Summierpunkt 120 mit einer geeigneten Bezugsspannung verglichen werden, welche 100% des Steuerhubes für den betreffenden Kanal anzeigt, beispielsweise aus einer Quelle 122, um auf einer Leitung 124 ein Signal zu liefern, das den verbleibenden Steuerhub anzeigt. Dieses Signal kann an ein Messgerät 126 angelegt werden, um dem Piloten eine konstante, quantitative Anzeige des verbleibenden Steuerhubes zu liefern, und ausserdem an einen Wertdetektor 128, dessen Ausgangssignal auf einer Leitung 130 die Tatsache anzeigen wird, dass 90% (oder irgendein anderer Prozentsatz) des Gesamtsteuerhubes in dieser Achse gegenwärtig eingesetzt sind. Dieses Signal kann, beispielsweise in einer ODER-Schaltung 132, mit diskreten Anzeigesignalen über das Erreichen des Schwellengrenzwertes des Steuerhubes in anderen Achsen, die beispielsweise über Leitungen 134 geliefert werden, verknüpft werden, um ein Warnsignal auf einer Leitung 136 zu erzeugen, welches eine Warnlampe 138 sowie einen Steuerknüppelrüttler 140 oder eine andere herkömmliche Alarmeinrichtung betätigen kann. Der Steuerknüppelrüttler 140 ersetzt in Verbindung mit den Warnlampen und den Anzeigern für den verbleibenden Steuerhub das Steueranschlaggefühl und Steuermessgeräte, die benutzt werden, um den Piloten zu warnen, dass er die volle Grenze des Steuerhubes (d.h. die Steuerhubbegrenzungsanschläge) erreicht. Das Rütteln des Steuerknüppels, wenn sich die besondere Achse einer Grenze nähert, ist nämlich als Warnzeichen erwünschter als das Warten auf das Erreichen des Hubbegrenzungsanschlages, wie in positionsempfindlichen Systemen.

Die Erfindung, bei der der besondere Kraftsteuerknüppel benutzt wird, wie er oben mit Bezug auf Fig. 1 beschrieben worden ist, ist zum Steuern eines Leichthubschraubers erfolgreich verwendet worden. In dieser Ausführungsform hatten die Signalformungsschaltungen 24-27 Kennlinien, wie sie oben mit Bezug auf die Fig. 3-5 beschrieben worden sind. Die Verstärkungen der Verstärker 32-39 wurden so eingestellt, dass sich Ansprechzeiten ergaben, die in dem Bereich von einer halben bis zwei Sekunden lagen. Beispielsweise wurde die Konstante Kc für den Integrierverstärker 36 gleich 1,25 gewählt, und bei einer vertikal auf den Kraftsteuerknüppel 10 ausgeübten maximalen Kraft, so dass eine maximale Spannung an der Leitung 20 erschien, betrug die Minimalzeit für den vollen Hub der Servoeinrichtung 74 in jeder Richtung ungefähr 1,5 s. Die Konstante

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Kp in dem Verstärker 37 wurde gleich 0,5 gewählt und ergab eine Mindestzeit für den vollen Hub der Servoeinrichtung 75 in jeder Richtung von etwa 2 s. Die Konstante KR in dem Verstärker 38 wurde gleich 1,0 gewählt und ergab eine Mindestzeit für den vollen Hub der Servoeinrichtung 76 in jeder Richtung von etwa 1 s. Die Konstante KY in dem Verstärker 39 wurde gleich 1,25 gewählt und ergab eine Mindestzeit für den vollen Hub der Servoeinrichtung 77 in jeder Richtung von etwa 0,8 s. Die Verstärkungen standen in Beziehung zu der Verstärkung des entsprechenden Proportionalkanals; jede dieser Verstärkungen wurde aber in Abhängigkeit von der Verstärkungsbeziehung eingestellt, die die Signalformungsschaltungen 24-27 lieferten, und von den Kenndaten (wie beispielsweise der Ser-voeinrichtungsverstärkung), die in dem übrigen Teil des Systems vorhanden waren, was alles bekannt ist.

Die bis hierher gegebene Beschreibung erfolgte im wesentlichen auf der Basis von analogen Steuervorrichtungen, bei denen Verstärker mit geeigneten Verstärkungen, Grenzwerten und Integriereigenschaften benutzt werden und die analogen Spannungen summiert werden, um die Servoventile anzusteuern. Die Erfindung kann jedoch in gleicher Weise und wird in vielen Fällen vorzugsweise in einem System ausgeführt werden, in welchem die Signalformung, das Integrieren, das Summieren u.dgl. durch einen oder mehrere Digitalcomputer ausgeführt werden. Ein Beispiel dafür ist das Doppelcomputersystem, das in der oben erwähnten Patentanmeldung der Anmelderin beschrieben ist. Zur Ausführung der Erfindung in einem Flugzeug, in welchem solche Computer benutzt werden, würden die von dem Kraftsteuerknüppel 10 abgegebenen Spannungen über verschiedene Multiplexeingänge an den A/D-Wandler in Fig. 1 der genannten Anmeldung angelegt werden, und die Magnetventile 70-73 würden wie in den Fig. 1 und 2 der genannten Anmeldung angesteuert werden. Wenn ein Doppelcomputersystem benutzt würde, würden beide Computer in jede Achse geschaltet werden. Andererseits ist es selbstverständlich möglich, bei Bedarf nur einen einzigen Computer zu verwenden.

Die Signalverarbeitung, auf die oben kurz eingegangen ist, könnte entweder allein durch Tabellendurchsuchung oder durch eine Kombination von Tabellendurchsuchung nach Konstanten mit anschliessenden Berechnungen, bei denen die Konstanten benutzt werden, erfolgen. Sämtliche digitalen Verfahren, die zum Implementieren der oben mit Bezug auf Fig. 2 beschriebenen Funktionen erforderlich sind, sind bekannt und werden gegenwärtig in verschiedenen Systemen für eine ähnliche Flugzeugregelung benutzt, aber nicht zum Regeln auf die durch die Erfindung geschaffene neue Weise.

Die Erfindung kann ohne weiteres in Verbindung mit automatischen Flugregelsystemen, wie beispielsweise Autopiloten, die die Fluglage, die Fluggeschwindigkeit und den Kurs regeln, oder wie beispielsweise Dämpfungsregelsystemen, welche äussere Einwirkungen auf die Lage des Flugzeuges, z.B. durch Windböen u.dgl., kompensieren, benutzt werden. Das Verbinden von automatischen Flugregelsystemen mit einem Flugzeugregelsystem nach der Erfindung ist ganz einfach, da das Fliegen auf einen Trimmpunkt bereits mit der Erfindung erreicht wird, wobei der Trimmpunkt durch den Autopiloten in Abhängigkeit von Kreiselausgangssignalen korrigierbar ist und durch die Dämpfungsregelsysteme in Abhängigkeit von Wende-kreiselausgangssignalen stabilisiert wird. Beispielsweise könnten die Autopilotfunktionen in den Eingang der passenden Integrierverstärker 36-39 eingegeben werden, und die Stabilitätseingangssignale könnten in die Proportionalverstärker 32-35 oder in die Summierpunkte 50-53 eingegeben werden. Das würde zur Folge haben, dass der Autopilottrimmpunkt mit dem in dem Integralweg des Systems gespeicherten Isttrimmpunkt zusammenfällt. Andererseits könnten beide Autopilotfunktionen bei Bedarf einfach in den Summierpunkten 50-53 summiert werden; in diesem Fall würden die Abweichungen, die durch den Autopiloten korrigiert werden, elektrische Eingangssignale sein, die die Abweichung von dem in jeder Achse durch deren Integralweg festgesetzten Trimmpunkt anzeigen. In jedem Fall müssten die elektrischen Signale aus der automatischen Flugregelausrüstung in geeigneter Weise geformt werden, um die Differenzen zwischen einem positionsempfindlichen mechanischen System herkömmlicher Art und dem hier beschriebenen System zu berücksichtigen. Beispielsweise sollte die Grösse von Stabilitätssignalen niedrig gehalten werden, in der Grössenordnung von 5% oder 10% des Steuerhubes; und die Autopilotsignale sollten eine begrenzte zeitliche Änderung haben, obgleich sie im vollen Steuerhub wirksam sind. Wenn die Automatikstabilitätssignale nach dem Integralweg summiert und zu dem beweglichen Trimmpunkt des Regelsystems nach der Erfindung addiert werden, sollte der Trimmpunkt für Stabilitätssignale durch die Autopilotsignale ständig auf den neuesten Stand gebracht werden, damit der mittlere Punkt des Steuerhubes begrenzter Stabilität den Veränderungen im Autopilottrimmpunkt folgen kann. Sämtliche bekannten und für solche automatischen Flugregelsysteme benutzten Techniken sind bei der Erfindung direkt anwendbar, ohne dass weitere spezielle Überlegungen erforderlich sind, wenn sie in einem Flugzeugregelsystem nach der Erfindung benutzt werden.

Die Erfindung ist hauptsächlich für ein Drehflügelflugzeug (Hubschrauber) beschrieben worden. Die Lehren der Erfindung sind jedoch in gleicher Weise bei Regelsystemen anwendbar, die für Starrflügelflugzeuge benutzt werden. Im Falle eines Starrflügelflugzeuges würde die Längsachse das Höhenruder steuern, die Querachse würde die Querruder steuern, und die Drehachse würde das Seitenruder steuern. Die Vertikalachse könnte benutzt werden, um die Geschwindigkeit und/oder den Auftrieb (z.B. den Triebwerksschub oder den Propellerblattanstellwinkel) zu steuern, um eine Anpassung an irgendeine besondere Implementierung der Erfindung nach Bedarf vorzunehmen. Selbstverständlich würden die Zeitkonstanten und die Signalformung für ein solches System auf der Basis fachmännischen Könnens auf dem Gebiet der Servosteuerung der aerodynamischen Steuerflächen eines Starrflügelflugzeuges gewählt werden. Es gibt jedoch nichts besonderes, was zu berücksichtigen ist, wenn ein Starrflügelflugzeugregelsystem nach der Erfindung statt des oben beschriebenen geschaffen wird.

Bei Bedarf könnte die Funktion des mechanischen Mischers 84 durch elektrische Signalverknüpfungen in einem FHegen-nach-Draht-System nach der Erfindung erfüllt werden. Die Signale würden dann die Hauptservoeinrichtungen in der Taumelscheibe 90 ansteuern, die elektromagnetisch o.dgl. statt mechanisch ausgebildet sein würden. Die vier Achsen des Kraftsteuerknüppels würden dann keine eins-zu-eins-Entsprechung mit irgendeiner besonderen Servoeinrichtung haben. Die bedeutsame Tatsache ist, dass die Erfindung eine PI-Regehmg in einer aerodynamischen Achse des Flugzeuges auf in einer entsprechenden Achse eines Steuerknüppels, der wenigstens drei Achsen hat, ausgeübte Kräfte hin gestattet.

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4 Blätter Zeichnungen

Claims (4)

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1. Regelsystem an einem Flugzeug mit vier Steueraehsen für die Nicklage, die Rollage, die Gierung und den Auftrieb oder die Geschwindigkeit, mit mehreren positionierbaren aerodynamischen Steuerflächen, deren Positionen das Flugzeug in den vier Steuerachsen steuern, mit einer Steuervorrichtung, die bei Betätigung durch einen Piloten Steuersignale für die Positionierung der aerodynamischen Steuerflächen liefert, und mit Positioniervorrichtungen, die zwischen die Steuervorrichtung und die aerodynamischen Steuerflächen geschaltet sind und auf die ihnen zugeführten Positioniersteuersignale hin die Positionierung der aerodynamischen Steuerflächen steuern, dadurch gekennzeichnet, dass die Steuervorrichtung einen Mehrachsenkraftsteuerknüppel (10) aufweist, der durch die Hand des Piloten zu halten bestimmt ist und Ausgangssignale liefert, welche Kräfte anzeigen, die auf den Steuerknüppel in wenigstens drei verschiedenen Steuerknüppelachsen, von denen jede einer der Flugzeugsteuerachsen entspricht, ausgeübt werden, und dass mehrere Signalverarbeitungskanäle vorhanden sind, von denen jeder so angeschlossen ist, dass er auf das einer entsprechenden Steuerknüppelachse zugeordnete Ausgangssignal anspricht und ein zugeordnetes Positioniersteuersignal an die Positioniervorrichtungen (74-77) abgibt, das sowohl eine Proportionalfunktion als auch eine Integralfunktion des zugeordneten Kraftsteuerknüppelausgangssignals ist.

2. Regelsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Signalverarbeitungskanäle jeweils nicht auf Kraftsteuerknüppel-ausgangssignale ansprechen, die unterhalb eines kleinen Schwellenwertes liegen, um dadurch das Integrieren von Signalen zu verhindern, die aus kleinen unabsichtlich ausgeübten Kräften in der entsprechenden Achse des Kraftsteuerknüppels resultieren.

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PATENTANSPRÜCHE

3. Regelsystem nach Anspruch 1 oder 2, gekennzeichnet durch eine Einrichtung, die anspricht, wenn das Flugzeug mit dem Boden in Berührung ist, und ein Integrationshaltsignal an die Signalverarbeitungskanäle abgibt, die jeweils auf das Vorhandensein des Integrationshaltsignals hin die Positioniersteuersignale als Summe einer Proportionalfunktion der Steuerknüppelausgangssignale und der Integralfunktion derselben, die zur Zeit der Abgabe des Integrationshaltsignals vorhanden ist, liefern.

4. Regelsystem nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Signalverarbeitungskanäle Integralzeitkonstanten haben, die so gewählt sind, dass der volle Steuerhub an der entsprechenden Steuerfläche innerhalb einer Zeit in der Grössenord-nung von 0,5 bis 2 s im Anschluss an den Empfang eines Maximalsignals aus der entsprechenden Achse des Kraftsteuerknüppels (10) zur Verfügung steht.